(57)【要約】      （修正有）【課題】ブレードの根元における局部的な破損が周囲の領域に急速に広がり、結果としてロータからブレードが完全に脱離してしまうという危険性を低減でき、且つ単純で低コストの航空機ロータブレードを提供する。【解決手段】貫通座部３を有しロータとの接続に向けて設計された根元部２と、根元部２から延出する主部とを有する航空機ロータブレード。ブレードは、複合材料の主構造５と、ブレードの外面を形成する複合材料カバーとを有する組立体を重合せしめることによって製造される。根元部２において、主構造５は、コンタードブロック８と、ラミナー部材１６とを有し、ラミナー部材はブロック８の少なくとも一部のまわりに延在し、ブロック８の第１の周囲部分に付着する第１の部分と、座部を形成するためにブロック８の第２の周囲部分１３から離間して対面する第２の部分１８とを有しており、ラミナー部材１６は連続一方向性繊維のプリプレグを有する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
貫通座部（３）を有しロータと接続される根元部（２）と、前記根元部（２）から延出する主部（４）とを有する航空機ロータブレード（１）であって、前記ブレード（１）は、複合材料の主構造（５）と、ブレード（１）の外面（７）を形成する複合材料カバー（６）とを有する組立体を重合させるることによって製造され、
ブレードは、前記根元部（２）において前記主構造（５）がコンタードブロック（８）とラミナー部材（１６）とを含み、
前記ラミナー部材は、
前記ブロック（８）の少なくとも一部のまわりに延在し、前記ブロック（８）の第１の周囲部分（１２）に接着する第１の部分（１７）と、
前記座部（３）を形成するためにブロック（８）の第２の周囲部分（１３）から離間して対面する第２の部分（１８）とを有し、
前記ラミナー部材（１６）は連続一方向性繊維のプリプレグよりなることを特徴とする、航空機ロータブレード。
【請求項２】
前記ラミナー部材（１６）は無端状の環状の形状を有する、請求項１に記載のブレード。
【請求項３】
前記ブロック（８）は接着剤によって重畳され重合されたプリプレグ層で形成される、請求項１または２に記載のブレード。
【請求項４】
前記ブロック（８）の前記プリプレグ層は連続繊維タイプである、請求項３に記載のブレード。
【請求項５】
前記ラミナー部材（１６）の前記第１の部分（１７）は前記ブロック（８）の前記第１の周囲部分（１２）に接着剤によって固定される、請求項１から４のいずれか一項に記載のブレード。
【請求項６】
前記主構造（５）は、複合材料で形成され前記ブロック（８）および前記ラミナー部材（１６）の両側に適用された第１および第２のフープ（３５、３６）を有する、請求項１から５のいずれか一項に記載のブレード。
【請求項７】
前記第１および第２のフープ（３５、３６）は連続繊維のプリプレグを有する、請求項６に記載のブレード。
【請求項８】
前記第１および第２のフープ（３５、３６）の前記繊維は、カーボンを含む繊維またはグラファイト繊維である、請求項７に記載のブレード。
【請求項９】
前記ラミナー部材（１６）は前記第１および第２のフープ（３５、３６）に挟まれている、請求項６から８のいずれか一項に記載のブレード。
【請求項１０】
前記第１および第２のフープ（３５、３６）は各々、端部が前記ラミナー部材（１６）と揃えられて前記座部（３）を形成する貫通開口（３９）を有する、請求項６から９のいずれか一項に記載のブレード。
【請求項１１】
前記主構造（５）は、前記ブロック（８）の両側で前記ラミナー部材（１６）の前記第１の部分（１７）に、短繊維複合材料（３４）によってその一端（３３）が固定される長手部材（３２）を含む、請求項１から１０のいずれか一項に記載のブレード。
【請求項１２】
前記ブロック（８）および／または前記ラミナー部材（１６）の前記繊維は、カーボンを含む繊維またはグラファイト繊維である、請求項１から１１のいずれか一項に記載のブレード。
【請求項１３】
貫通座部（３）を有しロータと接続される根元部（２）と、前記根元部（２）から延出する主部（４）とを備えた航空機ロータブレード（１）の製造方法であって、
前記方法は、複合材料の主構造（５）と、ブレード（１）の外面（７）を形成する複合材料カバー（６）とを含む組立体を重合させるステップを有し、
前記方法は、前記根元部（２）において、
コンタードブロック（８）を形成し、
前記ラミナー部材（１６）の第１の部分（１７）が前記ブロック（８）の第１の周囲部分（１２）に接着し、ラミナー部材（１６）の第２の部分（１８）が前記ブロック（８）の第２の周囲部分（１３）に離間して対面し前記座部（３）を形成するように、前記ブロック（８）の少なくとも一部をラミナー部材（１６）で包囲することにより、前記主構造（５）が形成され
前記ラミナー部材は連続する一方向性繊維のプリプレグよりなることを特徴とする、方法。
【請求項１４】
前記ラミナー部材（１６）は、無端状の環状の形状を有し、前記ブロック（８）の全体に巻き付けられる、請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
前記ブロック（８）は、接着剤により重畳された連続プリプレグ層を形成し、全体を重合させることによって形成される、請求項１３または１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記ブロック（８）の前記プリプレグ層は連続繊維タイプである、請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
前記ラミナー部材（１６）の前記第１の部分（１７）は、前記ブロック（８）の前記第１の周囲部分（１２）に接着剤によって固定される、請求項１３から１６のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１８】
前記ブロック（８）および前記ラミナー部材（１６）によって形成された全体が重合されている、請求項１３から１７のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１９】
前記主構造（５）の形成は、複合材料の第１および第２のフープ（３５、３６）を前記ブロック（８）および前記ラミナー部材（１６）の両側に適用するステップをさらに含む、請求項１３から１８のいずれか一項に記載の方法。
【請求項２０】
前記第１および第２のフープ（３５、３６）は連続繊維のプリプレグで形成されている、請求項１９に記載の方法。
【請求項２１】
前記第１および第２のフープ（３５、３６）の前記繊維は、カーボンを含む繊維またはグラファイト繊維である、請求項２０に記載の方法。
【請求項２２】
前記ラミナー部材（１６）は前記第１および第２のフープ（３５、３６）に挟まれている、請求項１９から２１のいずれか一項に記載の方法。
【請求項２３】
前記主構造（５）の形成は、
前記ブロック（８）の両側で前記ラミナー部材（１６）の前記第１の部分（１７）に、短繊維複合材料（３４）によって、長手部材（３２）の一端（３３）を固定するステップをさらに有する、請求項１３から２２のいずれか一項に記載の方法。
【請求項２４】
前記ブロック（８）および／または前記ラミナー部材（１６）の前記繊維は、カーボンを含む繊維またはグラファイト繊維である、請求項１３から２３のいずれか一項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機ロータブレードおよびその製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
本発明は、限定的にはでないが、（以下の説明が純粋に例証として言及する）ヘリコプターといったホバリングが可能な航空機または転換式航空機における使用に特に有利である。
【０００３】
複合材料で作られたヘリコプターロータブレードが知られている。以下の説明およびクレームにおいて、「複合材料」は、熱硬化性樹脂母材と、例えばガラス、カーボンまたはグラファイト、繊維などの強化物を含む分散相とを組合せることによって製造される非金属材料を意味するものとする。
【０００４】
複合材料は従来の金属材料に優る多数の利点がある。例えばそれらは、汎用性、耐久性および（金属材料のそれよりも通常低い）比重量に関して優れた機械的特性を有する。疲労および腐食に極めて耐性である。そして構造的に高い信頼性がある、すなわち亀裂形成による破損が生じるためには相対的に長い時間がかかり、そのため異常がより容易に検出可能になる。
【０００５】
既知のブレードは通常、ロータハブに接続された根元部および、ブレードの本体を形成する主部よりなる。この種のブレードは通常、構造構成品または充填材（すなわち低機械的性能構成品）のどちらか一方であるとしてよい、接着剤を用いて結合された多数の複合材料構成品を含む主構造を連続的に形成することによって作られる。構造構成品は、樹脂を予め含浸させた、例えばカーボンまたはガラスの連続（長）織物繊維の１以上の層を堆積させることによって作られる。なお充填材構成品の繊維は不連続である（短い）。全部の構成品は、それぞれの重合させる工程において独立して作られ、その後、接着剤を用いて結合されて主構造を形成する。
【０００６】
主構造はその後、通常、樹脂を予め含浸されたガラス繊維である複合材料の層で被われて、ブレードの外皮を形成する。そのように形成されたものは、金型中で最終形状に重合させられる。
【０００７】
ところで産業界では、ブレードの根元における局部的な破損が周囲の領域に急速に広がり、結果としてロータからブレードが完全に脱離してしまうという危険性を低減するための製作的解決策の必要性が生じている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明の目的は、この要請を満たすべく設計された単純で低コストの航空機ロータブレードを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明によれば、貫通座部を有しロータと接続される根元部と、前記根元部から延出する主部とを有し、前記ブレードは、複合材料の主構造と、ブレードの外面を形成する複合材料カバーとを含む組立体を重合させることで作成されたものであり、
ブレードは、前記根元部において、前記主構造がコンタードブロックとラミナー部材とを含み、前記ラミナー部材は前記ブロックの少なくとも一部のまわりに延在し、前記ブロックの第１の周囲部分に接着された第１の部分と、前記座部を形成するために前記ブロックの第２の周囲部分から離間して対面する第２の部分とを有しており、前記ラミナー部材は連続する一方向性繊維のプリプレグよりなる、ことを特徴とする航空機ロータブレードが提供される。
【００１０】
本発明によれば、貫通座部を有しロータと接続される根元部と、前記根元部から延出する主部とを備えた航空機ロータブレードの製造方法であって、前記方法は、複合材料の主構造と、ブレードの外面を形成する複合材料カバーとを含む組立体を重合させるステップを有し、
前記方法は、前記根元部において、
コンタードブロックを形成し、
前記ラミナー部材の第１の部分が前記ブロックの第１の周囲部分に接着し、ラミナー部材の第２の部分が前記ブロックの第２の周囲部分に離間して対面し前記座部を形成するように、前記ブロックの少なくとも一部をラミナー部材で包囲することにより、前記主構造を形成し、
前記ラミナー部材は連続する一方向性繊維のプリプレグよりなることを特徴とする航空機ロータブレードの製造方法が提供される。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明による航空機、特にヘリコプターのロータブレードの斜視図を示す。
【図２】図１のブレードの根元部の主構造の斜視図を示す。
【図３】図２のブレード根元部の主構造の分解斜視図を示す。
【図４】第１の形成ステップ後の図２のブレード根元部の主構造の構成部品の斜視図を示す。
【図５】わかりやすくするために部品を取り除いた図４の構成品を製造するための金型を示す。
【図６】わかりやすくするために部品を取り除いた図４の構成品を製造するための金型の斜視図を示す。
【図７】図２のブレード根元部の主構造の基本製品の斜視図を示す。
【図８】わかりやすくするために部品を取り除いた図７のベース品を形成するための金型の斜視図を示す。
【図９】わかりやすくするために部品を取り除いた図７のベース品を形成するための金型の斜視図を示す。
【図１０】わかりやすくするために部品を取り除いた図７のベース品を形成するための金型の斜視図を示す。
【図１１】その最終形状に機械加工された図７のベース品の斜視図を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
本発明の好ましい実施形態を添付図面に関して例証として説明する。
【００１３】
図１における符号１は、航空機、特に既知のヘリコプター（図示せず）といったホバリングが可能な航空機の既知のロータ（図示せず）のブレードの全体を示す。
【００１４】
ブレード１は実質的に、貫通座部３を有しロータの既知のハブ（図示せず）と接続される根元部２と、主に長手方向Ａに根元部２から延出しブレード１の本体を形成する主部４とを有する。座部３は方向Ａに垂直な軸Ｂを有する。
【００１５】
ブレード１は、本発明に係る製造方法を用いて複合材料で作られている。
【００１６】
より具体的には、ブレード１は、複合材料の主構造５（図２および３参照）と、ブレード１の外皮または外面７を形成する複合材料カバー６（図１参照）とを含む組立体を重合させることによって製造される。
【００１７】
主構造５は以下のように製造される。
【００１８】
最初に、複合材料のコンタードブロック８（図４参照）が、図５および６に図示の金型９を用いて重合によって作られる。
【００１９】
より具体的には、金型９は内室１０を有しており、そこに樹脂および繊維のプリプレグの連続層またはラミナーが配置される。図示された例において、繊維は連続であり、各層で異なる所定の織りパターンで織られており、好ましくはグラファイト繊維である。
【００２０】
図６に図示の通り、金型９の室１０は、それぞれ２つの隣接する層間の接着剤の中間層で多数のプリプレグの層を重畳することによって、各々、４個の同一ブロック８を同時に製造するように設計されている。
【００２１】
プリプレグ層が室１０の内部に配置されると、金型の上面が蓋１１（図５参照）によって閉じられ、所定の温度および圧力でプリプレグ層が重合される。
【００２２】
これにより、実質的に柱状のブロック８が形成される。このブロックは、横方向について、実質的にＣ字形の湾曲した第１の周面１２と、周面１２の両方の自由端縁端を横方向に連結する平らな第２の周面１３が形成されている。また、このブロックの上面および底面には、それぞれ対向する平らな面１４および１５が形成されている。
【００２３】
図４および７に図示の通り、ブロック８は周面１３から先細りになっている。
【００２４】
この点で、全体として１６で示された複合材料（図２、３、７、８、９、１１参照）のラミナー部材がブロック８に巻き付けられる。
【００２５】
ラミナー部材１６は好ましくは環状である。
【００２６】
明細書および添付クレームにおいて、「環状」という用語は、無端輪郭を示すその最も幅広い意味において使用されており、それゆえ円形ばかりでなく、卵形、楕円または無端輪郭といったあらゆる形状を含む。
【００２７】
ラミナー部材１６は、第１の部分１７がブロック８の周面１２に接着し、第２の部分１８がブレード１の根元部２の座部３を形成するためにブロック８の周面１３から離間して対面する状態で、配置される。
【００２８】
図示された例において、部分１７および１８は両方ともＣ字形であり、それらの凹面が対面している。
【００２９】
ラミナー部材１６の部分１７はブロック８の周面１２に接着剤によって固定される。
【００３０】
ラミナー部材１６は、ブロック８が配置される支持プレート２１および、成形組立体２２から実質的に構成される金型２０（図８〜１０参照）を用いてブロック８に巻き付けられる。
【００３１】
図９に図示の通り、成形組立体２２は多数の金属内部成形部材２３を含む。金属内部整形部材は、ブロック８に隣接してプレート２１に固定され、ブロック８とともに、ラミナー部材１６を巻き付ける一種のダイ２４を形成する。
【００３２】
言い換えれば、成形部材２３は、全体としてラミナー部材１６の部分１８の内部の輪郭を形成するように形成されている。
【００３３】
ラミナー部材に巻くために、プレート２１は、プレート２１の片側から垂直に突出するスピンドル２５に固定される。スピンドル２５の回転はダイ２４を回転させ、これにより巻きつけられるラミナ部材１６がダイ２４に供給される。
【００３４】
金型２０はまた、ラミナー部材１６の外部の輪郭を形成するためにラミナー部材１６のまわりでプレート２１に固定される多数の外部成形部材２６（図１０参照）および、プレート２１に平行に対面する、成形部材２６に固定されるカバープレート２７（図８および１０参照）を含む。
【００３５】
ラミナー部材１６は好ましくは、樹脂および、好ましくはグラファイトである連続する一方向性繊維のプリプレグで作られる。
【００３６】
プレート２１、成形部材２３および２６、およびカバープレート２７の間に包囲されると、ブロック８およびラミナー部材１６は所定の温度および圧力で重合される。
【００３７】
結果として、図７において全体が符号３０で示される製品が得られる。
【００３８】
この点で、製品３０はさらに加工されて、ブロック８の高さに対するラミナー部材１６の高さを小さくし、図１１に図示の通り、ブロック８の両方の反対側表面１４および１５の両側にそれぞれの段３１を形成する。
【００３９】
ブレード１の根元部２を形成する、結果として得られた製品３０は、方向Ａに延出する既知の縦部材３２（図３に部分的に図示する）に固定される。
【００４０】
より具体的には、縦部材３２の一端３３が、図３において符号３４で示された短繊維複合材料の介在により、ブロック８の両側でラミナー部材１６の部分１７に固定される。
【００４１】
図示された例において、材料３４は樹脂および短ガラス繊維のプリプレグである。
【００４２】
このように形成された組立体はその後、両側で下部フープ３５および上部フープ３６（図２および３参照）が固定される。下部フープおよび上部フープのいずれも、図示された例では樹脂および、好ましくはグラファイトである長繊維のプリプレグである複合材料で作られている。
【００４３】
より具体的には、各フープ３５、３６は、貫通開口３９を形成する環状部分３８により一端において終端している主ストリップ部３７よりなる。
【００４４】
フープ３５、３６は、主部３７が縦部材３２の両側に接着し、そして環状部分３８が製品３０のそれぞれの段３１と係合しラミナー部材１６と同軸であって座部３を形成する状態で配置される。
【００４５】
言い換えれば、ラミナー部材１６はフープ３５および３６に挟まれる。
【００４６】
これにより主構造５が完成し、好ましくは樹脂および長ガラス繊維のプリプレグである長繊維プリプレグの連続層が主構造に適用されてカバー６を形成し、全体が重合させられて完成品のブレード１を得る。
【００４７】
および本発明に係るブレード１およびその製造方法の利益は上述の説明から明らかであろう。
【００４８】
詳細には、ブロック８を連続する一方向性繊維のプリプレグで作られたラミナー部材１６で包囲することにより、ループ３５、３６のどちらか一方が破損した場合にブレード１がロータハブから脱離する危険性を最小限にする。実際、これが起きた場合、応力に耐えるように設計されたラミナー部材１６に荷重が伝達されることになる。
【００４９】
ブロック８はまた、フープ３５、３６のどちらか一方の破損によって誘起される応力に耐えるようにラミナー部材１６と協働するように設計されている。
【００５０】
言い換えれば、ブレード１の根元部２について考案された新しい解決策は、重量の著しい増加をまったく伴わずに根元部領域の「構造的冗長性」を提供する。
【００５１】
さらなる構造的冗長性は、既知の解決策よりも大きく耐応力性であるグラファイト繊維のプリプレグでフープ３５、３６を作ることによって達成される。
【００５２】
明らかに、添付クレームにおいて規定される保護範囲を逸脱しなければ、ここに説明し図示したブレード１および相対的形成方法には変更を行うことができる。
【００５３】
例えば、ラミナー部材１６は必ずしも環状である必要はない。すなわち、両方の端部がブロック８に付着していれば、Ｕ字形輪郭を有してもよい。
【００５４】
ブロック８は短繊維複合材料で作られていてもよい。
【００５５】
最後に、ブロック８およびラミナー部材１６は、例えばカーボンまたはガラスといった異なる繊維で作られていてもよい。
【符号の説明】
【００５６】
１  ブレード
２  根元部
３  貫通座部
４  主部
５  主構造
６  複合材料カバー
７  外面
８  コンタードブロック
９  金型
１０  内室
１１  蓋
１２  第１の周面
１３  第２の周面
１４、１５  面
１６  ラミナー部材
１７  第１の部分
１８  第２の部分
２１  支持プレート
２２  成形組立体
２０  金型
２３  金属内部成形部材
２４  ダイ
２５  スピンドル
２６  外部成形部材
２７  カバープレート
３０  製品
３１  段
３２  縦部材
３３  一端
３４  材料
３５  下部フープ
３６  上部フープ
３７  主ストリップ部
３８  環状部分
３９  貫通開口
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2013163510.tif 000009
【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【外国語明細書】
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