(57)【要約】      （修正有）【課題】風力タービン翼の製造における改良された熱可塑性複合管状構造体、及びこれらの翼を製造するための改良された方法を提供する。【解決手段】誘導加熱と包まれたマンドレル３を固化させるためのスマートサセプタ２４、２６との組み合わせを使用して、風力タービン翼として使用される熱可塑性複合管状構造体を製造する方法が提示される。該方法は、連続的な繊維熱可塑性複合材料を用いてマンドレル３をオーバーブレイディングし、オーバーブレイディングされたマンドレル８を形成し、その後、それは、加熱中に熱可塑性オーバーブレイドを固化させるために内側からマンドレル３が加圧されるセラミック誘導オーブン内に設置される。【選択図】図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
風力タービン翼（１０）を製造する方法であって、
マンドレル（３）を熱可塑性材料（６）で包むこと、及び
少なくとも１つのサセプタシート（２４、２６）を使用して、前記熱可塑性複合材料（６）を固化させることを含む、方法。
【請求項２】
前記包まれたマンドレル（３）をセラミックモールド（２３）の中へ配置すること、及び
前記包まれたマンドレル（３）が前記セラミックモールド（２３）の内面に対して押し付けられるように、前記マンドレル（３）の内側部分（３０）を加圧することを更に含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記熱可塑性材料（６）の固化が、前記サセプタシート（２４、２６）に隣接する誘導コイル（２５）に電圧を印加することによって実行される、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記マンドレル（３）がアルミニウムのマンドレルを備え、前記方法が、前記アルミニウムが膨張し、前記熱可塑性材料（６）が前記セラミックモールド（２３）の内面に対して押し付けられるように、前記アルミニウムのマンドレルの内側部分（３０）を加圧することを更に含む、請求項２に記載の方法。
【請求項５】
前記マンドレル（３）が、複数の個別に膨張可能なマンドレル部分（３１）を備え、前記方法が、前記熱可塑性材料（６）が前記セラミックモールド（２３）の内面に対して押し付けられるように、前記マンドレル部分（３１）の各々を膨張させることを更に含む、請求項２に記載の方法。
【請求項６】
２つのサセプタシート（２４、２６）を使用して前記熱可塑性材料（６）を固化させ、単一の風力タービン翼（１０）を形成することを更に含む、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記マンドレル（３）の前記内側部分（３０）を加圧することが、圧縮されたガスを使用して、前記マンドレル（３）内に配置された１以上のブラダーを膨張させることを含む、請求項２に記載の方法。
【請求項８】
風力タービン翼（１０）を形成するためのシステムであって、
風力タービン翼（１０）の一部又は全部の形状に構成された膨張可能な金属マンドレル（３）、
前記マンドレル（３）を熱可塑性材料（６）で包むように構成されたブレイディングマシン（４）、
統合された誘導コイル（２５）を有するセラミックモールド（２３）、及び
前記セラミックモールド（２３）の内側部分（３０）を覆うサセプタ材料（２４、２６）の少なくとも１つのシートを備える、システム。
【請求項９】
前記膨張可能なマンドレル（３）が、１以上の膨張可能なブラダーを備える、請求項８に記載のシステム。
【請求項１０】
請求項１に記載の方法によって製造された、固化された熱可塑性物質を含む、風力タービン翼（１０）。
【請求項１１】
前記熱可塑性複合材料（６）で包むことが、単方向テープ又はトウである連続的な繊維複合材料を使用することを含むことを特徴とし、前記包むことが、軸方向のトウ及び前記軸方向のトウとは異なる幅を有する斜め方向のトウを使用することを含むことを更に特徴とする、請求項１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、広くは、熱可塑性材料から成る風力タービン翼を形成し、且つ、熱可塑性材料を固化させる（ｃｏｎｓｏｌｉｄａｔｅ）ために誘導加熱を使用するシステム及びプロセスに関する。
【背景技術】
【０００２】
形成された複合部品は、通常、軽量及び高強度が望ましい航空機及び輸送体などの用途で使用される。熱可塑性及び繊維強化熱可塑性複合構造体及び複合部品は、それらの高い強度重量比、耐食性、並びに他の好適な特性のために、航空機、宇宙船、回転翼航空機、船舶、自動車、トラック、並びに他の輸送体及び構造体の製造を含む、幅広い様々な用途で使用され得る。航空機の製造及び組立てでは、胴体、翼、尾部、外板パネル、及び他の構成要素を形成するために、そのような熱可塑性及び繊維強化熱可塑性複合構造体及び複合部品が、大量に使用されるようになってきた。しかし、航空機又は他の用途で使用される、チューブ、パイプ、ダクト、導管、及び細長い中空の構成要素などの、管状円筒形状及び非円筒形状構造体の設計及び製造における熱可塑性複合材料の使用は、工作機械の除去、部品のサイズ、処理温度、外面寸法許容誤差、繊維配向、及び他の処理課題のために困難であり得る。
【０００３】
熱硬化性材料から並びにアルミニウム及びチタニウム金属材料から、管状円筒形状及び非円筒形状構造体を製造するための既存の方法があるが、これらの材料を使用することに対する特定の欠点が存在する。例えば、熱硬化性複合材料の使用は、熱硬化性複合材料が経験する架橋結合（ｃｒｏｓｓｌｉｎｋｉｎｇ）のために、長い硬化サイクル例えば４時間から２４時間又はそれ以上を必要とし、より長い硬化サイクルは、増加された製造時間をもたらし、それが今度は、増加された製造費用をもたらし得る。金属材料の使用は、仕上げられた部品を使用する航空機又は他の機構の全体的に増加された重量をもたらし、それが今度は、殊に航空機の飛行時に増加された燃料及び運航のための費用をもたらし得る。更に、チタニウム金属材料の使用は、そのようなチタニウム金属材料の高い費用のために、増加された製造費用をもたらし得る。したがって、熱可塑性物質の使用は、強くて軽量な構成要素を必要とする様々な装置の製造で使用される構成要素の製造で使用される、望ましくより費用がかからない代替例を提供する。
【０００４】
強くて軽量な構成要素から利益を受ける１つのそのような装置は、風力タービンである。風力タービンは、近年、エネルギーの重要な源になってきた。風力タービンの効率を増加させるために、多くの風力タービンが設計されて、それらは高さが数百フィートであり、長さが百フィートを超える翼を有し得る。結果として、風力タービンを製造するために利用される設備、及び殊に風力タービン翼は比較的大きい。大きい程度において、これらの設備のサイズは、仕上げられる風力タービン翼の実際のサイズのみならず、複合材料から製造されるときに翼の製造に関連する長いサイクル時間も考慮して決定される。これらの長いサイクル時間は、風力タービン翼のレイアップ及び硬化の両方による直接的な結果である。より具体的には、現在、従来の風力タービン翼をレイアップ及び硬化するのに必要とされる時間の長さは膨大である。したがって、風力タービンの現在の需要を満たすために、製造業者は、製造設備のサイズを増加させて、より多くの翼が同時に製造され得ることを可能にしてきた。しかし、より大きな製造設備を構築するよりもむしろ、風力タービン翼を製造するために必要とされる時間を低減させ、それによって、製造設備を拡大することなしに増加された量のタービン翼が製造され得ることが望ましいだろう。
【０００５】
したがって、既存の構造体及び方法を超えた利点を提供する、熱可塑性材料を使用した風力タービン翼の製造が必要とされる。
【発明の概要】
【０００６】
風力タービン翼の製造における改良された熱可塑性複合管状構造体、及びこれらの翼を製造するための改良された方法に対するこの需要は、本開示で提示される教示によって満たされる。以下の詳細な説明において議論されるように、改良された熱可塑性風力タービン翼複合構造体、及びそのような翼を製造するための改良された方法は、既存の構造体及び方法を超えた重要な利点を提供し得る。
【０００７】
本開示の一実施形態では、マンドレルを熱可塑性材料で包むこと及び少なくとも１つのサセプタシート（ｓｕｓｃｅｐｔｏｒ  ｓｈｅｅｔ）を使用して熱可塑性材料を固化させることを含む、風力タービン翼を製造する方法が提供される。該方法は、包まれたマンドレルをセラミックモールドの中へ配置すること、及び包まれたマンドレルがセラミックモールドの内面に対して押し付けられるように、マンドレルの内側部分を加圧することも含み得る。サセプタシートに隣接する誘導コイルに電圧を印加することによって、熱可塑性材料を固化させることができる。好ましくは、マンドレルが、アルミニウムのマンドレルであり、複数の個別に膨張可能なマンドレル部分を含み、各マンドレル部分が分離した状態で膨張し、それによって、熱可塑性材料がセラミックモールドの内面に対して押し付けられる。ブレイディング装置を使用したオーバーブレイディング（ｏｖｅｒｂｒａｉｄｉｎｇ）が、マンドレルを熱可塑性材料で包むことを実行し得る。
【０００８】
別の一実施形態は、風力タービン翼の一部又は全部の形状に構成された膨張可能な金属マンドレル、マンドレルを熱可塑性材料で包むように構成されたブレイディングマシン（ｂｒａｉｄｉｎｇ  ｍａｃｈｉｎｅ）、統合された（ｉｎｔｅｇｒａｌ）誘導コイルを有するセラミックツール、及びセラミックツールの内側部分を覆うサセプタ材料の少なくとも１つのシートを含む、風力タービン翼を形成するためのシステムである。
【０００９】
更に別の潜在的な一実施形態は、ブレイディングされ固化された熱可塑性物質から製造された風力タービン翼を含み、熱可塑性材料は、膨張可能な金属マンドレル上にオーバーブレイディングされ、且つ、セラミックモールドの中へ組み込まれた１以上のサセプタシートを使用して、誘導処理システム内で固化される。
【００１０】
記載された特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において単独で実現することが可能であり、または、更に別の実施形態において組み合わせることが可能である。これらの実施形態の更なる詳細は、以下の説明及び図面を参照することによって見ることができる。
【００１１】
本開示は、例示のためのみに提示され、したがって、本開示を限定するものではない、下記のより詳細な記載及び添付の図面によって、より完全に理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】３つのタービン翼を有する風力タービンの一実施例の斜視図である。
【図２】風力タービン翼の形状にあるマンドレルを熱可塑性材料で包む、オーバーブレイディングプロセスの概略図である。
【図３】セグメント化されたマンドレルの概略表現である。
【図４】図２で示されたオーバーブレイディング手順から得られた、包まれたマンドレルの断面図である。
【図５】サセプタシートを使用してブレイディングされた熱可塑性物質を固化するためにセラミック誘導ツール内に配置された図４からの包まれたマンドレルの断面図である。
【図６】図２〜図４で示されたプロセス及び装備を使用して製造された、仕上げられた風力タービン翼である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
全ての図において、相当する部品は同じ参照記号で記されている。
【００１４】
今や、本開示の実施形態が、添付の図面を参照しながら以下でより完全に説明されるが、添付図面には開示される全ての実施形態が示されているわけではない。実際には、幾つかの異なる実施形態が提供可能であり、これらの実施形態は、本開示で説明される実施形態に限定されるものと解釈されるべきではない。そうではなく、これらの実施形態は、この開示内容が徹底的かつ完全であるように、当業者に本開示の範囲が十分に伝わるように提示されている。
【００１５】
図１は、３つのタービン翼２を有する典型的な風力タービン１を示す。タービン翼２は、本開示で説明される製造方法に従って、例えば、図２で概略的に示されるオーバーブレイディングプロセスを使用して製造され得る。ブレイディングマシン４は、タービン翼２の形状に構成された管状マンドレル３の周りに、複数の熱可塑性テープ又はトウ（ｔｏｗ）を巻き付ける。熱可塑性テープは、マンドレル３の形状に一致するオーバーブレイディングされた熱可塑性物質５でマンドレル３の外面３ａを覆うために、ブレイディングマシン４内で幾つかのスプール又はボビン（ｂｏｂｂｉｎ）７から送達された連続的な繊維熱可塑性複合材料６である。
【００１６】
マンドレル３は、幾つかの材料又は材料の組み合わせから作られ得るが、好ましくは金属であり得る。金属マンドレルのための望ましい特性は、圧力安定性、熱安定性、柔軟性、適合性、及び熱膨張特性を有する能力によって、拡大可能又は膨張可能なブラダーへと形成され得る特性である。例えば、金属ブラダーの材料は、製造されている構造体に対する固化温度において熱的に安定していることが望ましいだろう。固化の間に、金属ブラダーは圧縮され、それによって、金属ブラダーはオーバーブレイディングされた熱可塑性物質５に対して外向きの圧力を与え得る。使用され得る好適な１つの金属は、アルミニウム又はアルミニウム合金である。代替的に、マンドレル３は、マグネシウム又はマグネシウム合金から製造され得る。金属マンドレルが好ましいのは、それらの伝導特性及びオーバーブレイディングされた熱可塑性物質５の固化の間に必要とされる温度に耐える能力のためである。
【００１７】
連続的な繊維熱可塑性複合材料６は、好ましくは、炭素繊維複合材料、炭素繊維強化ポリフェニレンスルフィド（ＰＰＳ）、炭素繊維強化ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、炭素繊維強化ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、及び炭素繊維強化ポリエチレンイミン（ＰＥＩ）を含む炭素繊維強化ポリマー材料、ナイロン、又は別の適切な熱可塑性複合材料から成る。上述されたように、連続的な繊維熱可塑性複合材料６は、好ましくは、連続的なスリットテープ熱可塑性複合材料、混合繊維材料（ｃｏｍｍｉｎｇｌｅｄ  ｆｉｂｅｒ  ｍａｔｅｒｉａｌ）、準等方性若しくは非等方性の連続的な繊維熱可塑性複合材料、又は別の適切な連続的な繊維熱可塑性複合材料から成る形態にある。好ましくは、単方向テープ又はトウなどの形態にある、連続的な繊維熱可塑性複合材料６は、１／８インチ幅、１／４インチ幅という狭い幅を有し、又は４インチまでの別の適切な幅のテープである。トウは同じ幅である必要がなく、例えば、軸方向のトウと斜め方向のトウは、マンドレルを覆うために、且つ、構造的な機械的性能のために異なる幅であり得る。単方向テープ又はトウの形態にある連続的な繊維熱可塑性複合材料を使用することは、１／８インチよりも大きい幅を有することを可能にし、それは、より速いブレイディングマシンの材料横たえ（ｌａｙ  ｄｏｗｎ）速度を可能にする。混合繊維材料は、乾いた繊維に埋め込まれた熱可塑性樹脂粉体を有する乾いた繊維を備え得る。連続的な繊維熱可塑性複合材料６は、ゼロ（０）度の方向においてマンドレル３の周りに巻き付けられ且つ／又はブレイディングされ、斜めの方向においても巻き付けられ又はブレイディングされ得る。連続的な繊維熱可塑性複合材料６が斜めの方向において巻き付けられ又はブレイディングされるときに、混合繊維材料は、連続的な繊維熱可塑性複合材料６が加熱され固化されたときに、埋め込まれた樹脂粉体が乾いた繊維を満たして溶け、固化された仕上げられた熱可塑性複合管状風力タービン翼構造体１０（図６参照）をもたらすように使用され得る。
【００１８】
この用途での目的に対して、「準等方性の連続的な繊維熱可塑性複合材料」は、平面内の幾つか又はそれ以上の方向におけるトウの方向付けによって、等方性を近似する積層構造を意味する。例えば、準等方性部分は、全ての方向においてランダムに方向付けられた繊維を有し、等しい強度が部分の全平面周りに展開されるように繊維を方向付け得る。概して、プリプレグファブリック（ｐｒｅｐｒｅｇ  ｆａｂｒｉｃ）又は織物から作られた準等方性積層構造は、トウを０度（ゼロ度）、９０度、＋４５度、及び−４５度に方向付け、これらの４つの方向の各々においてほぼ２５％のトウを有し得る。準等方性特性は、ブレイディングされた単方向（０度）に方向付けられたトウ、及び、６０度で斜めに方向付けられたトウを用いても得られ得る。この用途の目的に対して、「非等方性の連続的な繊維熱可塑性複合材料」は、複合材料の物理的特性の方向依存性を意味し、異なる軸に沿って測定されたときに、材料の物理的又は機械的特性（吸収度、屈折率、伝導性、引張強度など）における差異でもあり得る。非等方性は、「単方向性」とも呼ばれ得る。本開示の方法は、拡大可能若しくは膨張可能なマンドレル又は工作機械を使用して製造される高度に詰め込まれた（ｈｉｇｈｌｙ  ｌｏａｄｅｄ）準等方性又は高度に詰め込まれた非等方性（単方向性）熱可塑性複合連続繊維風力タービン翼の製造及び構成を提供する。
【００１９】
図２は、本開示の方法の実施形態で使用され得る潜在的なマンドレルの一実施例をオーバーブレイディングするためのブレイディング装置４の概略図を提供する。マンドレル３のオーバーブレイディングは、好ましくは、連続的な繊維熱可塑性複合材料６をマンドレル３上に分配しブレイディングするための１以上のブレイディングボビン又はチューブ７を有するブレイディング装置４を使用することによって達成される。当該技術分野で知られているブレイディング装置又はブレイディングマシンは、マンドレルをオーバーブレイディングするために使用され得る。好ましくは、既知のブレイディング装置又はブレイディングマシンは、マンドレルの外面３ａの変化及び変動を受け入れ、ブレイディングされる繊維熱可塑性複合材料５の、長さに沿った厚さ、ゲージ（ｇａｕｇｅ）、バイアス角、長さに沿った断面形状、断面角経路（ａｎｇｕｌａｒ  ｐａｔｈ）、湾曲、ドロップの形状、及びトウの数を変更する能力を有する。好ましくは、マンドレル３のオーバーブレイディングは、周囲温度で実行される。オーバーブレイディングプロセスは、好ましくは、オーバーブレイディングプロセスのオーバーコンストラクション（ｏｖｅｒ  ｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎ）及びアンダーコンストラクション（ｕｎｄｅｒ  ｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎ）のために、連続的な繊維熱可塑性複合材料６の改良された損傷許容性及び改良された破壊靱性特性を提供する。当業者に知られている幾つかのブレイディング技術及びパターンが使用され得る。ある状況では、オーバーブレイディングプロセスの間に熱可塑性材料を配置する助けとなるように、レーザを使用することが有効であり得る。レーザ装備は、他のトウに対する選択されたトウの位置を実質的に維持するためにオーバーブレイディングプロセスが実行される際に、熱可塑性複合材料６の部分を留める（ｔａｃｋ）ためにも使用され得る。
【００２０】
オーバーブレイディングされたマンドレル８は、好ましくは、全体の風力タービン翼２又は翼の直線的なセクションの何れかを画定する、オーバーブレイディングされたマンドレル断面セクション８ａ（図４参照）を有する。好ましくは、オーバーブレイディングされたマンドレル断面セクション８ａは、形状において望まれるタービン翼２に一致する。本開示の製造方法における変更は、セグメント化されたマンドレル３が図３で概略的に示されるように使用されるならば可能である。図３で示される特定のセグメント化されたマンドレルでは、マンドレル３が、４つのセグメント３１ａ〜３１ｄを備え、２つの断面プロファイル３２と３３によって例示されるように、それらの各々がそれ自身の断面プロファイルを有する。マンドレル部分３１ａ〜３１ｄの各々は、個別に熱可塑性材料で包まれ固化され得る。同様に、各部分は、単一の又は複数のブラダー構成を使用して膨張され得る。一旦、最終的な管状セクションが仕上げられると、該セクションは、共に接合されて、図６で示されるような完成したタービン翼１０を形成する。セグメント化されたマンドレル／ブラダーを使用することは、ブレイディングされた繊維熱可塑性複合材料５のセクションから、マンドレル／ブラダーを除去することを容易にし得る。
【００２１】
一旦、マンドレル３が完全にオーバーブレイディングされると、図４で示される方法は、オーバーブレイディングされたマンドレル８を、適合されたツーリングアセンブリ２０（図５参照）の中へ設置するステップを更に含む。図５は、適合されたツーリングアセンブリ２０内に設置されたオーバーブレイディングされたマンドレル８を示す、風力タービン翼マンドレル３のほぼ中間セクションに沿って切り取られた断面図である。適合されたツーリングアセンブリ２０は、好ましくは、第１の部分のモールド側２１と第２の部分のモールド側２２を備えた、セラミッククラムシェル（ｃｌａｍｓｈｅｌｌ）ツーリングアセンブリを備える。オーバーブレイディングされたマンドレル８は、第１の部分のモールド側２１と第２の部分のモールド側２２との範囲内、且つ、それらの間に設置され得る。図５で示されるように、一旦、適合されたツーリングアセンブリ２０がオーバーブレイディングされたマンドレル８の周りで閉じられると、適合されたツーリングアセンブリ２０の第１の部分２１と第２の部分２２は、クランプ又は他の適切なデバイスなどの固定要素２７を介して共に固定され得る。
【００２２】
ツーリングアセンブリ２０は、連続的な繊維熱可塑性複合材料５を固化し、熱可塑性複合管状構造体１０を形成するために、特定の加熱プロファイルにおいて設置されたオーバーブレイディングされたマンドレル８を固化するために必要な機械構成要素及び電気構成要素を更に含む。図５は、電圧を印加されたときに、サセプタシート２４及び２６が、マンドレル３上にオーバーブレイディングされた連続的な繊維熱可塑性複合材料６を固化させる熱を放出することをもたらす、誘導コイル２５を含む適合されたツーリングアセンブリ２０内に設置されたオーバーブレイディングされたマンドレル８の断面透視図である。ツーリングアセンブリ２０のセラミックモールド２３は、そこを通ってマンドレルを受け入れるようにサイズ決定された、画定された開口部を有する単一の構造体であり得る。任意選択的に、セラミックオーブンが、組み合わされたときに上述された開口部を形成する、２つの又は成形されたピースのセラミック２１及び２２から形成され得る。上述したように、セラミックモールドは、そこに形成された少なくとも１つの誘導コイル２５を含む。動作では、誘導コイルが電圧を印加され、セラミックモールド内に磁場を生成する。セラミックは、磁場に対するその透過性のために、好ましいモールド材料である。
【００２３】
オーブンは、熱可塑性材料で包まれたマンドレルを少なくとも部分的に封入するように配置された、少なくとも１つのスマートサセプタライナー又はシート２４、２６を更に含む。動作では、スマートサセプタライナーが、一体成型された誘導コイル２５からエネルギーを受け、熱可塑性物質を固化させるために必要な望ましい固化温度まで急速に加熱する。スマートサセプタ２４、２６は、１以上の誘導コイル２５によって生成された磁場に晒されたときに、熱を生成するように構成された材料を備え得る。サセプタ材料は、金属、合金、セラミック、金属化フィルム、又は任意の他の適切な材料から選択され得る。ある例示的な実施例では、材料が、強磁性を有する合金を備える。ある例示的な実施例では、強磁性材料が、望ましい固化温度に基づいて選択され得る。例えば、サセプタ材料は、強磁性材料が非磁性となる温度に基づいて選択され得る。この温度は、キュリー温度（Ｃｕｒｉｅ  ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）としても知られている。強磁性材料は、強磁性材料のキュリー温度が所望の固化温度と一致するように選択され得る。これらの例示的な実施例では、スマートサセプタ２４、２６が、合金５１０、インバー（Ｉｎｖａｒ）、コバール（Ｋｏｖａｒ）、モリパーム合金（Ｍｏｌｙ  Ｐｅｒｍａｌｌｏｙ）、又は磁場に晒されたときに熱を生成する任意の他の適切な材料から選択され得る。合金５１０は、リン青銅としても知られる。
【００２４】
好ましくは、特定の加熱プロファイルが、華氏約１５０度から華氏約８００度までの範囲内の加熱温度を含む。より好ましくは、加熱温度が、華氏約４００度から華氏約７５０度までの範囲内に含まれる。より好ましくは、加熱温度が、華氏約５５０度から華氏約７００度までの範囲内に含まれる。好ましくは、特定の加熱プロファイルが、約２０分から約２４０分までの範囲内の加熱時間を含む。より好ましくは、加熱時間が、約３０分から約１２０分までの範囲内に含まれる。
【００２５】
誘導コイル２５とサセプタシート２４及び２６との組み合わせを使用する加熱の間に、マンドレル３の内側部分３０は、マンドレルを拡大させるように圧縮され、適合されたツーリングアセンブリ２０に対して連続的な繊維熱可塑性複合材料５を押し付け、連続的な繊維熱可塑性複合材料５の固化又は硬化をもたらして、熱可塑性複合管状翼構造体１０を形成する。圧力は、圧縮空気、又は窒素若しくはヘリウムなどの不活性ガスを含む、別の圧縮ガス源を使用して生成される。本明細書で使用されるように、「固化する」又は「固化」は、熱及び／又は圧力の下で熱可塑性複合材料を硬化又は強化して単一の構造体を形成すること、及び硬化又は強化された単一の構造体、例えば、熱可塑性複合管状風力タービン翼１０を冷却することを意味する。固化の間に、熱及び／又は圧力は、樹脂／ポリマー材料の流れをもたらし、且つ、熱可塑性複合材料の強化繊維を湿らせる。
【００２６】
好ましくは、連続的な繊維温度複合材料５に対してマンドレルによって加えられる圧力は、約１００ｐｓｉから約４００ｐｓｉまでの範囲内に含まれ、最も好ましくは、約１００ｐｓｉから約１５０ｐｓｉまでの範囲内に含まれ得る。更に、セラミッククラムシェルツーリングアセンブリ２０に、サセプタシート２４及び２６によって画定される滑らかで仕上げられた表面を提供することによって、拡大可能で膨張可能なマンドレル３によって加えられる圧力は、内側から外側へ生成され、それによって、固化され又は硬化された形成された熱可塑性複合管状構造体１０の外側の任意の傷又は変形が、避けられ又は最小化され得る。一実施形態では、マンドレルが、単一の内側部分空洞を有する膨張可能なブラダーである。任意選択的に、上述されたように、ブラダーは、望ましければ異なる圧力によって満たされ得る幾つかの分離した空洞を含むように形成され得る。これらの個別のブラダーは、単一のマンドレル内に含まれる。更に、マンドレルは、各々の部分が単一の又は複数の膨張可能なブラダーセクションを有する、幾つかのマンドレル部分から形成され得る。幾つかのマンドレルが使用されたときに、それらの組み合わせは、単一の風力タービン翼を固化させるのに十分な長さ、幅などを有する。例えば、６０フィートの翼に対して、２つの３０フィートのマンドレル／ブラダーが使用され得る。９０フィートの翼に対して、３つの３０フィートのマンドレル／ブラダーが使用され得る。
【００２７】
風力タービン翼１０を製造する方法は、形成された熱可塑性複合管状構造体１０を有する適合されたツーリングアセンブリ２０が、使用される特定の樹脂に基づく特定の冷却プロファイルにおいて冷却される、冷却ステップを更に含み得る。そのようにして、低い熱質量、及び内側部分が圧縮された金属ブラダーを通って流れるガスを生み出す能力に基づいて、幅広い様々な冷却速度が使用され得る。好ましくは、特定の冷却プロファイルが、連続的な繊維熱可塑性複合材料５のガラス転移温度未満の温度を含む。膨張可能なマンドレル３がツーリングアセンブリ２０内の圧力で所定の時間量だけ維持された後で、冷却された固化された風力タービン翼が除去され、調整され、且つ、検査される。上述されたシステムの１つの利点は、完成した風力タービン翼が、いかなる継目線（ｓｅａｍ  ｌｉｎｅ）も有していないということである。
【００２８】
特定の実施形態の前述の記載によって、本開示の一般的な性質が明らかになるであろう。このため他者は、最新の知識を応用することによって、包括的なコンセプトから逸脱することなく、こうした具体的な実施形態を様々な用途に向けて容易に変更し、及び／または適合させることが可能である。したがって、こうした適合及び変更は、本開示の実施形態の意図及びその均等物の範囲内にあると理解されるように意図されている。本明細書で使用される語法または用語は説明目的のためのみのものであり、限定する目的のためのものではないことは理解されるべきである。
【図１】
2017110519.tif 000003
【図２】
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【図３】
2017110519.tif 000005
【図４】
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【図５】
2017110519.tif 000007
【図６】
2017110519.tif 000008
【外国語明細書】
2017110519000001.pdf
2017110519000002.pdf
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