JP4067574B2

JP4067574B2 - Apparatus and method for assembling a helicopter main rotor blade subassembly

Info

Publication number: JP4067574B2
Application number: JP54392598A
Authority: JP
Inventors: ピー．レイ，ケヴィン; ディー．ジョーンズ，コレイ; エイ．コヴァルスキー，デイヴィッド
Original assignee: Sikorsky Aircraft Corp
Current assignee: Sikorsky Aircraft Corp
Priority date: 1997-04-16
Filing date: 1998-03-25
Publication date: 2008-03-26
Anticipated expiration: 2018-03-25
Also published as: WO1998046419A1; JP2001520599A; TW412457B; KR100521734B1; CN1252754A; CN1064897C; KR20010006429A; CA2286830A1; EP1019243A1

Description

技術分野
本発明は、主に製造装置及び製造方法に関し、特に、ヘリコプタのメインロータブレードサブアッセンブリを組み立てる方法に関する。
背景技術
航空宇宙産業では、種々の構造的及び動的な用途で複合材料を使用する傾向が強くなっている。複合材料を使用する特定用途の１つには、ヘリコプタのメインロータブレードの製造が挙げられる。
シコルスキーエアクラフト社は、ヘリコプタのメインロータブレードを製造するための並列製造プロトコルを開発した。このプロトコルでは、ブレードサブアセンブリと前縁シースとを、個々のコンポーネントとして同時に製造し、続いて、予形成したブレードサブアセンブリと予形成した前縁シースとを、一体化して組み立てられたメインロータブレードを形成する。組み立てたメインロータブレードは、クラムシェル内に配置し、続いて、最終のメインロータブレードを形成するようにオートクレーブで硬化処理を施す。
メインロータブレードを製造するための従来技術の１つの処理における並列製造プロトコルのブレードサブアッセンブリに関する部分では、まず、複合材製外板とハニカムコアの組み合わせをブレードの上側エアフォイルに対応する形状のプラスチック製ネスト部内に置くとともに、複数の位置決めピンを用いて翼幅方向及び翼弦方向に手作業で配置する。接着材でコーティングしたチタン製の桁を、手作業で外板とハニカムの組み合わせと組み合わせて配置し、ハニカムコア内の線に設置する。次に、ハニカムコアに接着材をコーティングし、ハニカムコアと桁の一部の上に第２の複合材製外板を上記と同様に位置決めピンを用いて配置する。続いて、ブレードの下側エアフォイルに対応する形状のプラスチック製のふたを、第２の複合材製外板上に配置し、ブレードサブアセンブリに圧縮力が加わるように複数のクランプを用いてプラスチック製ネスト部と組み合わせる。
メインロータブレードを製造する工程の第２の部分は、前縁シースをブレードサブアセンブリの露出した前縁に取り付けることを含む。前縁シースは、ブレードサブアセンブリに直接装着することができない予形成された形状を有する。即ち、前縁シースをブレードサブアセンブリに装着するには、前縁シースの後方端部を広げる必要がある。従来のシーススプレッダ工具は、前縁シースの後方端部と組み合わさって、前縁シースの（複合材料で形成された）内側モールド線（ＩＭＬ）の面に接触するように設けたセグメント化された角度のあるステンレス鋼シートメタルの把持具を含む。従来の把持具の各セグメントは、側部カムレバーによって個々に駆動され、前縁シースの後方端部を広げる。
続いて、ブレードサブアセンブリの前縁に接着剤を施した後に、ブレードサブアセンブリの前縁が上に面するようにブレードサブアセンブリ工具を９０°回転させる。次に、クレーンでシーススプレッダ工具を持ち上げるとともに、前縁シースがブレードサブアセンブリの前縁上に配置されるようにブレードサブアセンブリ工具の上に降ろす。続いて、シーススプレッダ工具が所定の工具ストッパと係合するまで、複数のねじ付ロッドを用いてシーススプレッダ工具をブレードアセンブリの方向に引っ張り下ろす。シーススプレッダ工具を”引っ張り下ろす”工程によって、前縁シースに大きな応力が加わる。次に、前縁シースの後方端部をブレードサブアセンブリの前縁上に固定するように、前縁シースの後方端部をシートメタル把持具により解放する。
上述の工程で使用されるブレードサブアセンブリ工具の大きな難点は、ブラスチック製のネスト部及びふたと組み合わさって動作する複数のクランプによってブレードサブアセンブリに加わる圧縮力が不充分な点である。具体的には、各クランプが、それぞれその不連続的な翼幅位置のみでブレードアセンブリに最大の圧縮力を加えるために、工具によってブレードサブアセンブリに伝達される圧縮力は、ブレードの翼幅にわたって不均一となる。この方法及びサブアセンブリ工具での経験から、ブレードアセンブリ全体が分解しないようにするためには、ブレードサブアセンブリ工具から完成したブレードを一旦取り外した後、圧縮から３０分以内にブレードをクラムシェル及びオートクレーブ内に配置する必要があることがわかっている。
ブレードサブアセンブリの翼幅にわたる圧縮力が不充分であることに加えて、上述した従来のブレードサブアセンブリは、翼弦方向でのブレードアセンブリの圧縮範囲も不充分である。シーススプレッダ工具の動作時に、ブレードサブアセンブリ工具がブレードサブアセンブリの周囲に配置されたままとなるので、ブレードサブアセンブリ工具を、ブレードサブアセンブリの前縁まで充分に延在させることができない。従って、ブレードサブアセンブリの前縁に近接する上側及び下側のエアフォイル外板部分に直接圧力が加わらず、よって、これらの部分が桁に充分に固定されないおそれがある。このように締め固めが不充分であることの難点は、前縁シースをブレードサブアセンブリの前縁へ配置するときに複合材製外板のいずれかが桁から分離してしまうと、前縁シースの一方もしくは両方の後方端部が複合材製外板の下にスライドして前縁シースとブレードサブアセンブリとの間に不適切な境界面が生じてしまい、結果的に組み立てたブレードが不良品となるおそれがあることである。
上述の並列製造プロトコルで懸念される他の問題は、前縁シースとブレードサブアセンブリとを一体化するために使用されるシーススプレッダ工具に関する。従来の把持具は、前縁シースの後方端部を広げるときに前縁シースのＩＭＬ面に対して剪断作用を及ぼす。従来の把持具によるこの剪断作用は、前縁シースの複合材料に亀裂や層剥離を引き起こし、結果的に部材の不良や再加工に結びつくおそれがある。更に、従来の把持具の動作によって、前縁シースのきれいな接着面が汚れるおそれもある。また、把持具の各セグメントは、それぞれ順次作動するので、前縁シース全体を広げるためには複数の作業を繰り返し行う必要がある。このような工程は、労働集約的で、かつ時間及びコストがかかるだけではなく、このような工程によって前縁シースの後方端部に望ましくない応力が生じるおそれがある。
メインロータブレードを製造する他の方法は、ユナイテッドテクノロジーズコーポレイションが有する、（以下ではそれぞれ特許第８２８号、特許第６３１号と呼ぶ）米国特許第５，５２８，８２８号、「ヘリコプタのメインロータブレードの製造方法」、及び第５，５７０，６３１号、「ヘリコプタのメインロータブレード用の製造装置」に開示されている。図１及び図２に示されているように、特許第８２８号及び第６３１号に開示されている装置は、ブレードサブアセンブリ２４を組み立てるとともに圧縮する圧縮取付具１０、圧縮行程においてブレードサブアセンブリ２４を広げるとともに、その上に前縁シース２２を装着するシースを拡開／装着する装置５０を含んでいる。ブレードサブアセンブリ２４は、上側エアフォイル外板１２，下側エアフォイル外板１８、コア１４、及び桁アセンブリ１６を含む。
圧縮取付具１０は、支持構造体３０と組み合わせて取り付けた、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２８を含む下側アセンブリ２６と、形状づけられたバックプレート３６に対して密閉して固定された圧力バッグ３４を含む上側アセンブリ３２と、を有し、バックプレート３６は、構造支持トラス３８と組み合わさって固定される。形状づけられた上側エアフォイルのネスト部２８は、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２８上に上側エアフォイル外板１２を整列して位置決めするための複数の工具ピン３１と、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２８に桁アセンブリ１６を翼弦方向に整列するための背面プッシャピン３９と、を含む。支持トラス３８に固定された桁支柱４０は、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２８上に桁アセンブリ１６を翼幅方向で整列させる。上側及び下側のアセンブリ３２，２６を組み合わせて固定した状態で、組み立てたブレードサブアセンブリの部材１２，１４，１６，１８を圧縮するために圧縮バッグ３４を加圧する。
シースを拡開／装着する装置５０は、移動可能な支柱５２、支柱５２とシンクロして移動可能に取り付けられた上側及び下側の延長キャリッジ部材５４，５６、及びキャリッジ部材５４，５６と組み合わせて取り付けた吸盤５８，６０の列を含む。空気圧シリンダ６１，６２が、支柱５２と、対応するそれぞれのキャリッジ部材５４，５６と、の間に配置される。空気圧シリンダ６１，６２を圧縮すると、上側及び下側の吸盤５８，６０の列の間に前縁シース２２を挿入することのできる分離した位置と、吸盤５８，６０が、前縁シース２２の対応する外側モールド線（ＯＭＬ）の面にぴったりと吸着する吸着位置と、ブレードサブアセンブリ２４の圧縮時に前縁シース２２を装着するために前縁シース２２を広げた作動位置と、の間で上側及び下側のキャリッジ部材５４，５６がシンクロして動作する。真空供給源６４が、上記吸着位置で吸盤５８，６０の内部に吸引圧を生じるようにこれらの吸盤５８，６０と空気圧的に連通しており、これにより、吸盤５８，６０が前縁シース２２の対応するＯＭＬ面に吸着し、上側及び下側のキャリッジ部材５４，５６が作動位置へとシンクロ動作したときに前縁シース２２が広がる。移動可能な支柱５２の動きによって、圧縮時に広がった前縁シース２２をブレードサブアセンブリ２４上に装着することが可能となる。
上述したブレードサブアセンブリ工具に関しては、特許第８２８号及び特許第６３１号に開示された方法及び装置の難点は、圧縮取付具１０が桁アセンブリ１６と、複合材製外板１２，１８のブレードサブアセンブリ２４の前縁４２に近接する部分と、の間に充分な圧縮力を提供することができない点である。図２で示しているように、移動可能な支柱５２によって圧縮時に前縁シース２２がブレードサブアセンブリ２４上に配置されるので、移動可能な支柱５２が適切な位置に水平移動することが物理的に可能となるように、ブレードサブアセンブリ２４の前縁の周囲には充分な間隙を設ける必要がある。従って、圧力バック３４は、ブレードサブアセンブリ２４の前縁を完全に覆わず、よって、この領域で上側及び下側のエアフォイル複合材製外板１２，１８を桁アセンブリに適切に圧縮することができない。これにより、”ジョッグル”とも呼ばれるこれらの複合材製外板１２，１８の前縁は、この前縁領域で桁アセンブリ１６から離れて持ち上がる傾向を有するおそれがある。これらのジョッグルは、それぞれ“ステップ状部分”を定めており、前縁シース２２とブレードサブアセンブリ２４との間に適切な境界面を形成するためには、対応する複合材製外板１２，１８のこれらのステップ状部分に前記シースを重ねる必要がある。ジョッグルが桁アセンブリ１６から離れて持ち上がってしまうと、取付時に前縁シース２２がジョッグルの下にスライドして、前縁シース２２とブレードサブアセンブリ２４との間に不適切でかつ許容することのできない境界面が生じてしまうおそれがある。
また、特許第８２８号及び第６３１号で開示されているシースを拡開／装着する装置５０の設計の難点は、取付時において前縁シース２２とブレードサブアセンブリ２４との間に不適切な境界面が生じるおそれを更に増加させるおそれがある。特に、前縁シース２２が吸盤５８，６０の列の間に配置され、かつ上側及び下側のキャリッジ部材５４，５６が作動位置にある場合に、前縁シース２２の重量によって下側の吸盤６０の列及び下側のキャリッジ部材５６に下向きの力が加わる。下側のキャリッジ部材５６に加わるこの下向きの力に対して、下側空気圧シリンダ６２に供給される圧力では充分に反動することができず、これにより、下側キャリッジ部材５６は前縁シース２２の重量に応じて下向きに移動する傾向があることがわかった。更に、吸盤５８，６０は、ゴム製のベローを含むので、前縁シース２２の重量によって下側の吸盤６０の列のベローがつぶれるとともに上側の吸盤５８の列のベローが伸びるおそれがある。キャリッジ部材５６に加わる下向きの力と下側の吸盤６０がつぶれる傾向とが組み合わさることで、前縁シース２２の後方端部が下向きに曲がり、前縁シース２２とブレードサブアセンブリ２４との間にずれが生じ得る。このずれの性質は、支柱５２が水平に移動したときに、前縁シース２２がブレードサブアセンブリ２４の前縁に近づくに従って前縁シース２２の支柱により前縁シース２２の上側後方端部が下側エアフォイルの複合材製外板１８のジョッグルの下に入り込んで不適切な境界面が形成されるおそれがある。
この問題をいっそう大きくする要因は、支柱５２が圧縮取付具１０の近くに位置する場合に、圧縮取付具１０及びシースを拡開／装着する装置５０によって前縁シース２２の後方端部が見えなくなるために、前縁シース２２の後方端部が取付のために適切に配置されているかどうかをオペレータが視覚的に認識することが困難となることである。前縁シース２２の後方端部の整列に関するこのような不確実性を補うために、前縁シース２２の後方端部をより広く（各側で所望の１．２７ｃｍ（０．５ｉｎ．）よりも広く）広げることができる。このように広げることで、一方の後方端部が一方のジョッグルの下に入り込むおそれが少なくなる。しかし、後方端部を各側で１．２７ｃｍ（０．５ｉｎ．）を超えて広げることの難点は、このように過剰に広げることによって加わる応力により、前縁シース２２の複合材料及びヒータマットが破損したり補修を要したりするおそれが増加することである。
発明の開示
従って、本発明の目的は、ヘリコプタのメインロータブレードサブアセンブリを組み立てる装置及び方法であって、ブレードサブアセンブリを翼弦方向及び翼幅方向で完全に圧縮する装置及び方法を提供することである。
本発明の他の目的は、ヘリコプタのメインロータブレードサブアセンブリを組み立てる装置及び方法であって、ヘリコプタのメインロータブレードサブアセンブリの部材に加わる応力を最小とする装置及び方法を提供することである。
本発明のまた他の目的は、ヘリコプタのメインロータブレードサブアセンブリを組み立てるための装置及び方法であって、ブレードサブアセンブリの部材を持ち上げ、移動し、また正確に配置するために必要な労力を軽減する装置及び方法を提供することである。
これらの目的及びその他の目的は、本発明のヘリコプタのメインロータブレードサブアセンブリを組み立てる方法によって達成される。このヘリコプタのメインロータブレードサブアセンブリは、下側エアフォイル外板、コア、上側エアフォイル外板、及び先端側端部と根部側端部とを含む桁アセンブリを有する。上記装置は、形状づけられた上側エアフォイルネスト部を備えた基部を含む下側アセンブリを有し、形状づけられた上側エアフォイルネスト部は、根部側端部と先端側端部とを有する。形状づけられた上側エアフォイルネスト部に近接して第１及び第２のガイド用傾斜部が設けられており、第１のガイド用傾斜部は、根部側端部に近接して設けられ、第２のガイド用傾斜部は、先端側端部に近接して設けられている。また、形状づけられた上側エアフォイルネスト部に近接して複数の前縁プッシャカムが設けられている。
下側アセンブリと組み合わさる形状の上側アセンブリが提供されており、この上側アセンブリは、支持構造体とこの支持構造体に支持された柔軟性のある不浸透性膜とを有する。柔軟性のある不浸透性膜と形状づけられた上側エアフォイルネスト部とは、下側アセンブリに上側アセンブリが組み合わさったときに、間にモールディング空洞部を定める。
上述の目的は、更に、本発明のヘリコプタのブレードサブアセンブリを製造する方法によって達成され、このヘリコプタのメインロータブレードサブアセンブリは、下側エアフォイル外板、円錐曲線を含むコア、上側エアフォイル外板、及び先端側端部と根部側端部とを有する桁アセンブリを有する。
この方法は、上側アセンブリと組み合わさる形状となった下側アセンブリを有するブレード圧縮装置を提供するステップを含む。下側アセンブリは、形状づけられた上側エアフォイルネスト部を備えた基部を含み、形状づけられた上側エアフォイルネスト部は、根部側端部と先端側端部とを有し、形状づけられた上側エアフォイルネスト部に近接して少なくとも２つのガイド用傾斜部が設けられている。これらのガイドランプは、内部に円錐曲線を定めており、少なくとも１つのガイド用傾斜部は、根部側端部に近接して設けられ、少なくとも１つのガイド用傾斜部は、先端側端部に近接して設けられている。また、形状づけられた上側エアフォイルネスト部に近接して複数の前縁プッシャカムが設けられている。
上側アセンブリは、柔軟性のある不浸透性膜を支持する支持構造体を含み、柔軟性のある不浸透性膜と形状づけられた上側エアフォイルネスト部とは、上側アセンブリが下側アセンブリに組み合わさったときに、間にモールディング空洞部を定める。
この方法は、更に、上側エアフォイル外板とコアとを、形状づけられた上側エアフォイルネスト部と組み合わせて配置するステップと、先端側端部支持インサートを桁アセンブリの先端側端部に連結するステップと、根部側端部支持インサートを桁アセンブリの根部側端部に連結するステップと、を含み、先端側端部インサートと根部側端部インサートとは、それぞれガイド用傾斜部と組み合わせて使用する形状となったガイド面及びガイド部材を含む。桁アセンブリは、続いて、少なくとも１つのガイド面を少なくとも１つのガイド用傾斜部と接触させることによって、形状づけられた上側エアフォイルネスト部内に翼幅方向で整列して配置させる。桁アセンブリは、ガイド部材をガイド用傾斜部内の円錐曲線に挿入するとともに、前縁プッシャカムによって、桁アセンブリをコアの円錐曲線に押し込むことによって翼弦方向に整列される。次に、下側エアフォイル外板を、コア及び桁アセンブリと組み合わせて配置してヘリコプタのブレードサブアセンブリを形成し、上側アセンブリを下側アセンブリと組み合わせる。続いて、柔軟性のある不浸透性膜によってヘリコプタのブレードサブアセンブリに圧縮力が加わるように、モールディング空洞部の空気を排気する。
本発明の他の目的や利点は、単に本発明を実行するたもの最も好ましい実施例を説明することで本発明の好適実施例を開示及び説明した以下の詳細な説明によって当業者にとって明らかとなる。本発明には、本発明の範囲から離れない範囲で種々の変更を行うことができる。従って、図面及び説明は、限定を加えるためのものではなく、説明的なものである。
【図面の簡単な説明】
図１は、従来の取付具及びシースを拡開／装着する装置の説明図である。
図２は、図１の従来の装置の部分平面図である。
図３Ａは、Ｈ−６０型ヘリコプタ用の例示的なメインロータブレードの上面図である。
図３Ｂは、図３Ａのメーンロータブレードの線３Ｂ−３Ｂに沿った断面図である。
図３Ｃは、図３Ｂに示した前縁シースの部分拡大図である。
図３Ｄは、図３Ａの例示的なメインロータブレード用の桁アセンブリの部分拡大図である。
図４は、本発明の特徴を含むブレード圧縮装置の説明図である。
図５は、図３Ｂのメインロータブレードの断面図を含む、図４のブレード圧縮装置の線５−５に沿った部分断面図である。
図６は、図３Ｂのメインロータブレードの断面図を含むとともに下側アセンブリと組み合わさった上側アセンブリを示す、図４のブレード圧縮装置の線６−６に沿った断面図である。
図７は、図３Ｄの桁アセンブリを支持する本発明の特徴を含む支持装置の平面図である。
図８は、図７の桁アセンブリと支持インサートの部分切り欠き平面図である。
図９は、本発明の特徴を含む前縁シース取付装置の平面図である。
図１０は、図９の前縁シース取付装置の空気圧シリンダ、吸盤、管路、真空ポンプ、及び真空アキュムレータの相互の連結を示す説明図である。
図１１は、前縁シースへ挿入されるブレードサブアセンブリを示す図９の前縁シース取付装置の平面図である。
図１２は、本発明の特徴を含むブレードサブアセンブリを製造する方法を示すフローチャートである。
図１３は、本発明の特徴を含むブレードサブアセンブリに前縁シースを取り付ける方法を示すフローチャートである。
発明を実施するための最良の形態
以下で更に詳細に説明する装置及び方法は、シコルスキーエアクラフトコーポレイションによって製造されているＨ−６０ヘリコプタ用のメインロータブレードを製造する製造プロトコルの一部を含む。しかし、ここで説明する装置及び方法は、一般のメインロータブレードを製造するために適用することができるものである。
メインロータブレード
前縁１０２及び後縁１０４を含むＨ−６０メインロータブレード１００が、図３Ａ〜３Ｄで例示的に示されている。前縁１０２及び後縁１０４は、組み合わさって根部側端部１０６及び先端側端部１０８とを定め、根部側端部１０６及び先端側端部１０８は、組み合わさってロータブレード１００の翼幅を定める（メインロータブレード１００用の先端キャップ１０９が別個に製造されてメインロータブレード１００の先端側端部に連結される）。メインロータブレード１００は、ブレード１００の上側及び下側の空気力学的な面をそれぞれ定める上側及び下側のエアフォイル外板１１０，１１２、コア１１４、桁アセンブリ１１６、及び前縁シース１２０を含む。上側及び下側のエアフォイル外板１１０，１１２、コア１１４、及び桁アセンブリ１１６は、合わさってブレードサブアセンブリ１３２を定める。
実施例では、上側及び下側のエアフォイル外板１１０，１１２は、例えば、適切な樹脂マトリクスに埋め込んだ織りガラス繊維材料など、当業者に周知である種類のプリペグ複合材料の複数層で形成した予形成部材である。上側及び下側のエアフォイル外板１１０，１１２から複数の対応する後縁取付タブ１３０が延在しており、各後縁取付タブ１３０には、開口部１３１が設けられている。以下で更に詳しく説明するように、後縁取付タブ１３０によって、ブレードを組み立てる工程において上側及び下側エアフォイル外板１１０，１１２の翼幅方向及び翼弦方向での適切な位置決めが容易となる。
実施例では、コア１１４は、例えば、ＮＯＭＥＸ（ＮＯＭＥＸは、デラウェア州、ウィルミントン（Ｗｉｌｍｉｎｇｔｏｎ，Ｄｅｌ．）所在のイー．アイ．ドゥポンデネモーズアンドカンパニー（Ｅ．Ｉ．ｄｕＰｏｎｔｄｅＮｅｍｏｕｒｓ＆Ｃｏ．）のアラミド繊維及び織物の登録商標である）などの航空宇宙用途で一般に使用される種類のハニカム材料より製造され、上側及び下側エアフォイル外板１１０，１１２の間で軽量の構造補強部材として機能する。コア１１４の前縁は、桁アセンブリ１１６の後縁とかみ合う形状の円錐曲線１２１を定めている。上側エアフォイル外板１１０，下側エアフィル外板１１２、及びコア１１４には、複数の整列した位置決め開口部１３４が貫通して設けられており、これらの開口部は、以下で更に詳しく説明するように、ブレード圧縮装置２００へ桁アセンブリ１１６を配置するのを容易にする。メインロータブレード１００を組み立てた後で、位置決め開口部１３４を複合材料で埋め、上側エアフォイル外板１１０及び下側エアフォイル外板１１２が空気力学的に滑らかな面を有するようにする。
桁アセンブリ１１６は、桁１１７，１つまたはそれ以上の釣合いおもり１１８，及び背面ブロック１１９を含む。桁１１７は、メインロータブレード１００の主要な構造部材として機能し、ヘリコプタの運転時にロータブレード１００内に生じる擦れ負荷、曲げ負荷、剪断負荷、及び遠心動負荷に対して反動する。実施例の桁１１７は、チタン製であるが、他の実施例では、桁１１７は、他の金属もしくは複合材料、またはこれらの組み合わせによって形成することができる。
釣合いおもり１１８は、メインロータブレード１００の静的及び動的な釣合いを保つために使用する。実施例では、釣合いおもり１１８は、根部側端部１０６から先端側端部１０８にわたって、密度の小さい材料から密度の比較的高い材料へと翼弦方向で遷移するように、例えば、フォーム、タングステン、鉛などによって製造され、メインロータブレード１００の静的及び動的な釣合いを保つために必要な重量配分を提供する。また、釣合いおもり１１８は、釣合いおもり１１８と前縁シース１２０の内側モールド線（ＩＭＬ）の面との間の物理的な接触を提供するハードポイント１３６を含むように製造される。更に、前縁シース１２０と桁１１７の前縁との間に位置するように、釣合いおもり１１８を桁１１７の前縁に接着剤で接着する。
背面ブロック１１９は、上側エアフォイル外板１１０及びコア１１４に設けた位置決め開口部１３４に対応する不連続的な位置で桁１１７の後縁に接着剤で接着する。位置決め開口部１３４と同様に、背面ブロック１１９は、以下で更に詳しく説明するように、ブレード圧縮装置２００へ桁アセンブリ１１６を配置するのを容易にする。
実施例では、図３Ｃでより詳細に示している前縁シース１２０は、複合材料及び耐摩耗性材料で製造した予形成混成部材である。シース１２０は、メインロータブレード１００の前縁１０２を定めるＵ字型の形状を全体として有する。シース１２０は、例えば、適切な樹脂マトリックスに埋め込んだガラス繊維材料などのプリペグ複合材料の１つまたはそれ以上の層１２２を含み、この複合材料は、前縁シース１２０の内側モールド線（ＩＭＬ）、第１の摩耗ストリップ１２４、及び第２の摩耗ストリップ１２６を定める。前縁シース１２０は、メインロータブレード１００の前縁を摩耗から保護するとともに、メインロータブレード１００のエアフォイルの耐性を調節し、かつメインロータブレードの除氷アセンブリ（図示省略）を取り囲む。
以下で更に詳しく説明するように、メインロータブレード１００を製造する方法は、ブレード圧縮装置２００、支持装置３００、及び前縁シース取付装置４００を使用することを含む。
ブレード圧縮装置
図４を参照すると、上側アセンブリ２５０と組み合わさる形状の下側アセンブリ２０２を有するブレード圧縮装置２００が示されている。下側アセンブリ２０２は、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８を含む基部２０６を有し、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８は、ブレードサブアセンブリ１３２の上側エアフォイルの形状に一致する形状となっており、かつブレードサブアセンブリ１３２の根部側端部１０６に対応する内側端部２１０とブレードサブアセンブリ１３２の先端側端部１０８に対応する外側端部２１２とを有する。２つのガイド傾斜部２１４，２１６が形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８に近接して設けられており、ガイド傾斜部２１４は、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８の内側端部２１０に近接して設けられ、ガイド傾斜部２１６は、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８の外側端部２１２に近接して設けられている。各ガイド傾斜部２１４，２１６は、円錐曲線２２２で終端となった傾斜面２１８を有する。更に、各ガイド傾斜部２１４，２１６とそれぞれ組み合わさってねじ付きボルト２２４が設けられており、ねじ付きボルト２２４の回転によって該ボルトが円錐曲線２２２に向かって傾斜面２１８を横切って移動する。
背面プッシャピン用の３つの溝２２６が、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８上の、ブレードサブアセンブリ１３２の位置決め開口部１３４と対応する翼幅方向及び翼弦方向の位置に設けられている。図５に示しているように、３つの背面プッシャピン２２８が、位置決め開口部１３４及び背面プッシャピン用の溝２２６と組み合わせて使用するために設けられており、この背面プッシャピン２２８は、以下で更に詳しく説明するように、ブレードサブアセンブリ１３２の製造において種々の取付を行う目的のために利用することができる。更に、それぞれカム面２３２を含む３つの前縁プッシャカム２３０が、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８の前縁に近接して設けられており、各前縁プッシャカム２３０は、背面プッシャピン用の溝２２６に対応する翼幅位置に配置される。前縁プッシャカム２３０は、周知である従来通りのカム形状を有し、カム面２３２は、前縁プッシャカム２３０の動作によって背面プッシャピン２２８に向かって翼弦方向に進む。
図４及び図６を参照すると、真空供給源２３４が基部２０６と組み合わさって設けられており、真空供給源２３４からは複数の管路２３６が延在している。各管路２３６は、基部２０６に設けられた対応する開口部２３８で終端となっている。実施例では、真空供給源２３４は、従来の真空ポンプを含み、開口部２３８は、２列に整列されており、一方の列は、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８の前縁に近接して設けられ、他方の列は、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８の後縁に隣接して設けられている。また、５つのばね式取付タブピン２４０が、ブレードサブアセンブリ１３２の後縁取付タブ１３０に設けられた開口部１３１に対応する翼弦方向及び翼幅方向位置で、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８の後縁に近接した列に設けられている。
図４及び図６を参照すると、上側アセンブリ２５０は、柔軟性のある不浸透性膜２５４を支持する支持構造体２５２を含む。実施例では、支持構造体２５２が、複数のヒンジ２５６を介して基部２０６と接続しており、支持構造体２５２は、柔軟性のある不浸透性膜２５４が形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８を覆わない第１の位置から柔軟性のある不浸透性膜２５４が上側エアフォイルネスト部２０８を覆う第２の位置まで回転可能となっている。支持構造体２５２、柔軟性のある不浸透性膜２５４、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８，及び基部２０６の組み合わせは、柔軟性のある不浸透性膜２５４が上側エアフォイルネスト部２０８を覆う第２の位置に支持構造体２５２がある場合に、支持構造体２５２と基部２０６との間に気密性のシールが形成されるような形状となっている。また、支持構造体２５２が第２の位置に配置された場合には、柔軟性のある不浸透性膜２５４と形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８とは、間にモールディング空洞部２５８を定める。実施例では、基部２０６の開口部２３８は、真空供給源２３４を作動したときに、真空供給源２３４によってモールディング空洞部２５８から空気が真空排気され、これにより、柔軟性のある不浸透性膜２５４が形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８に向かって引き寄せられるような形状となっている。
支持装置
図３Ａ〜図３Ｄ、図４、及び図７を参照すると、ブレードサブアセンブリ１３２の製造時にブレード圧縮装置２００と組み合わせて使用することができる支持装置３００が提供されている。支持装置３００は、桁１１７の根部側端部１０６と接続することのできる形状を有する根部側端部支持インサート３０２、桁１１７の先端側端部１０８と接続することのできる形状を有する先端側端部支持インサート３０４、先端側端部支持インサート３０４と連結した先端側端部ギアボックス３０６、根部側端部支持インサート３０２と連結した根部側端部ギアボックス３０８、及び根部側端部及び先端側端部のギアボックス３０８，３０６を支持するためのクレーン装置３３８を含む。図８に示した実施例では、根部側端部支持インサート３０２は、延在する一対の部材３１２，３１４を含む基部３１０を有し、これらの部材３１２，３１４は、桁１１７の根部側端部へ装着することのできる形状となっている。一方の部材３１２は、そこから延在する２つのばね式プロング３１６を有し、これらのプロング３１６は、桁１１７に設けられた対応する一対の開口部１１７Ａと組み合わせて使用するために設けられているとともに、根部側端部インサート３０２を桁１１７に固定するように機能する。先端側端部支持インサート３０４は、桁１１７の先端側端部１０８に装着される角フランジ３２０を含み、このフランジ３２０は、先端キャップ１０９をブレードサブアセンブリ１３２に固定するために設けられた桁１１７の先端側端部１０８の開口部に対応する複数の開口部３２２を有する。複数のボルト３２４が、開口部３２２と組み合わせて使用するために提供されており、これらのボルト３２４によって先端側端部支持インサート３０４が桁１１７に配置及び固定される。
図６及び図８を参照すると、各支持インサート３０２，３０４は、更に、そこから翼幅方向に延在する２つのガイド部材３２６，３２８をそれぞれ含み、これらのガイド部材３２６，３２８は、支持インサート３０２，３０４を対応するギアボックス３０８，３０６に容易に取り付けることのできる形状となったギアボックス取付プレート３２９で終端する。実施例では、桁アセンブリ１１６の後縁に近接するガイド部材３２８は、ガイド傾斜部２１４，２１６の傾斜面２１８と係合する形状となった円筒形のローラである。更に、各ギアボックス取付プレート３２９は、取付プレート３２９のガイド部材３２６，３２８に近接する側に位置するガイド面３３０を含む。以下でより詳しく説明するように、ガイド部材３２６，３２８及びガイド面３３０は、ブレードサブアセンブリ１３２の製造時に桁アセンブリ１１６を適切に位置決めするために、ガイド傾斜部２１４，２１６と組み合わせて使用することのできる形状となっている。
図７及び図８を参照すると、先端側端部ギアボックス３０６と根部側端部ギアボックス３０８には、それぞれ従来のギア装置が備わっており、これらのギアボックス３０６，３０８は、桁アセンブリ１１６を実質的に垂直な方向に移動することができるとともに桁アセンブリ１１６をその長手方向軸１２３を中心に回転させることができる。実施例では、ギアボックス３０６，３０８には、それぞれ回転可能なクランク３３４、３３６が設けられており、これらのクランク３３４，３３６は、桁アセンブリ１１６を手動で垂直方向移動または回転させることができる。他の実施例では、桁アセンブリ１１６に垂直または回転の運動を伝達するために、ギアボックス３０６，３０８と組み合わせて電気モータを使用することもできる。
クレーン装置３３８は、従来技術で周知である製造環境において材料を持ち上げるための従来の天井クレーンを含む。実施例では、クレーン装置３３８は、各ギアボックス３０６，３０８と接続した巻上げケーブル３４０を含み、クレーン装置３３８は、ギアボックス３０６，３０８を垂直または水平方向に移動させることができる。
前縁シース取付装置
図９，図１０、及び図１１を参照すると、前縁シース取付装置４００は、上側アセンブリ４５０に連結した下側アセンブリ４０２を含む。
下側アセンブリ４０２は、対向する列に整列された複数の空気圧シリンダ４０６を連結した基部４０４を含む。各空気圧シリンダ４０６は、圧縮空気供給源４１０から空気圧シリンダ４０６に供給される圧縮空気に応じて移動可能な移動部材４０８をそれぞれ含む。移動部材４０８は、対向するように設けられたキャリッジ部材４１２と接続しており、これらのキャリッジ部材４１２は、複数の吸盤４１４を支持する形状となっている。空気圧シリンダ４０６、キャリッジ部材４１２、及び吸盤４１４は、吸盤４１４の対向する列が、圧縮空気供給源４１０により供給される圧縮空気に応じて同時に移動し得る形状となっている。
実施例では、下側アセンブリ４０２は、更に、４つの真空アキュムレータ４１８と連結した４つの真空ポンプ４１６を含み、真空アキュムレータ４１８は、対応する複数の管路４２２を介して複数の吸盤４１４に連結している。真空ポンプ４１６及び真空アキュムレータ４１８は、組み合わさって複数の吸盤４１４に吸引圧を提供するように機能する。実施例では、複数の吸盤４１４及びその対応する管路４２２は、４つの回路に別れており、各回路は、それぞれ真空アキュムレータ４１８の１つと連結している。複数のバルブ４２４が管路４２２と組み合わさって設けられており、これらのバルブ４２４は、複数の吸盤４１４に供給される真空圧を調整するように機能する。真空アキュムレータ４１８は、従来通りの設計のものであり、各吸盤４１４に約６７．７３ｋＰａから８４．６６ｋＰａ（２０ｉｎ．Ｈｇから２５ｉｎ．Ｈｇ）の間の真空圧を迅速に提供することができるように設計した所定の蓄積容量を有する。対向する吸盤４１４の列の間に位置するように前縁シース形状のネスト部４２０が設けられており、ネスト部４２０は、前縁シース１２０を支持する形状となっている。他の実施例では、真空ポンプ４１６、真空アキュムレータ４１８、及び回路の数は、その実施例での作動条件を満たすために説明した実施例と異なっても良い。
上側アセンブリ４５０は、基部４０４から実質的に垂直に延在するとともに、ブレードサブアセンブリ１３２の後縁取付タブ１３０の位置に対応する位置で翼幅方向に配置された５つの支柱４５２を含む。各支柱４５２には、輪郭クランプ４５４が連結しており、各輪郭クランプ４５４は、輪郭面４５６，ヒンジ付固定部材４５８，及び取付タブピン４６０を含む。輪郭面４５６及びヒンジ付き固定部材４５８は、ブレードサブアセンブリ１３２を間に固定する形状となっており、取付タブピン４６０は、ブレードサブアセンブリ１３２の取付タブ１３０とともにブレードサブアセンブリ１３２を適切に配置するように機能する。実施例では、各輪郭クランプ４５４は、ヒンジ付固定部材４５８が輪郭面４５６から離れて配置された開いた形態とすることができる。また、各輪郭クランプ４５４は、ヒンジ付固定部材４５８が、輪郭面４５６に近接して設けられるとともにブレードサブアセンブリ１３２を固定するように機能する閉じた形態とすることができる。更に、上側アセンブリ４５０は、隣接する輪郭クランプ４５４の間に延在する輪郭面４５６即ちブリッジング部材（図示省略）に形成された３つの背面プッシャピン用溝４５１を含み、これらの溝４５１は、ブレードサブアセンブリ１３２の位置決め開口部１３４に対応する翼幅方向及び翼弦方向の位置に設けられている。
輪郭クランプ４５４は、前縁シース形状のネスト部４２０に対して移動可能に支柱４５２に連結している。実施例では、回転ホィール４６２及び差動装置４６４が、従来のギア構成で設けられているとともに、輪郭クランプ４５４を前縁シース形状のネスト部４２０に対して手動で移動することができるように輪郭クランプ４５４と機械的に連結されている。他の実施例では、電気モータまたは油圧式装置を利用して上述のような移動を行うことができる。
ブレードサブアセンブリの製造方法
図３Ａ〜図３Ｄ、及び図４〜図８に示したブレードサブアセンブリ１３２、ブレード圧縮装置２００、支持装置３００、及び図１２のフローチャートを参照して、ブレードサブアセンブリ１３２の製造方法ＭＦを更に詳細に説明していく。
ステップ５００では、上側エアフォイルネスト部２０８上に上側エアフォイル外板１１０とコア１１４とを配置する。実施例では、製造時間を短縮するために、上側外板１１０とコア１１４とを上側エアフォイルネスト部２０８上に配置する前に接着材で接着する。ステップ５０２では、後縁取付タブ１３０の開口部１３１をばね式取付タブピン２４０を囲むように配置することによって、上側エアフォイルネスト部２０８上に上側エアフォイル外板１１０とコア１１４との組み合わせを翼幅方向及び翼弦方向で位置決めする。更に、背面プッシャピン２２８を、コア１１４及び上側エアフォイル外板１１０の位置決め開口部に貫通させるとともに背面プッシャピン用溝２２６に挿入する。
実施例では、ステップ５０４に進む前に、ブレードの桁を外板／コアの組み合わせに接着するために、従来技術において周知の種類である接着材（図示省略）を桁アセンブリ１１６に施す。ステップ５０４では、桁１１７の根部側端部１０６に根部側端部支持インサート３０２を接続し、桁１１７の先端側端部１０８に先端側端部支持インサート３０４を接続する。ステップ５０６，５０８では、根部側端部ギアボックス３０８を根部側端部支持インサートに連結し、先端側端部ギアボックス３０６を先端側端部支持インサート３０４に連結するとともに、桁アセンブリ１１６がクレーン装置３３８によって支持されるように両方のギアボックス３０６，３０８を巻上げケーブル３４０に連結する。
ステップ５１０では、クレーン装置３３８で桁アセンブリを持ち上げ、根部側端部支持インサート３０２が、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８の内側端部２１０上のガイド傾斜部２１４に近接し、かつ先端側端部支持インサート３０４が形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８の外側端部２１２上のガイド傾斜部２１６に近接するように配置する。ステップ５１２では、根部側端部支持インサート３０２と先端側端部支持インサート３０４の両方のガイド部材３２６，３２８をガイド傾斜部２１４，２１６の傾斜面２１８と係合させる。次に、形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８の外側端部２１２上のガイド傾斜部２１６と先端側端部支持インサート３０４のガイド面３３０とを接触させることによって、桁アセンブリ１１６を翼幅方向に配置する。ステップ５１４では、根部側端部支持インサート３０２から根部側端部ギアボックス３０８を分離し、先端側端部支持インサート３０４から先端側端部ギアボックス３０６を分離する。
ステップ５１６では、桁アセンブリ１１６の後縁に近接するガイド部材３２８が各傾斜面２１８の円錐面２２２と接触するまで、ガイド部材３２６，３２８をねじ付ボルト２２４で傾斜面２１８内に押し込むことによって、桁アセンブリ１１６の根部側端部１０６と先端側端部１０８とを翼弦方向で適切に配置する。桁アセンブリ１１６の根部側端部１０６と先端側端部１０８とを適切に配置することで、桁アセンブリ１１６の残りの部分を翼弦方向で適切に配置することができるわけではない。桁アセンブリ１１６全体を翼弦方向に適切に配置するために、ステップ５１８において、前縁プッシャカム２３０を動作させて、カム面２３２と桁アセンブリ１１６のハードポイント１３６とが接触することで、桁アセンブリ１１６の背面ブロック１１９が背面プッシャピン２２８に押し付けられるようにする。背面プッシャピン２２８は、背面ブロック１１９と背面プッシャピン２２８との接触によって、桁アセンブリ１１６の後縁がコア１１４によって定まる円錐曲線１２１内に適切に配置されるような翼弦方向位置に設けられている。桁アセンブリ１１６を適切に配置した後に、下側エアフォイル外板１１２を受ける準備としてコア１１４と桁アセンブリ１１６との両方に接着材（図示省略）を施す。
ステップ５２０では、コア１１４及び桁アセンブリ１１６上に下側エアフォイル外板１１２を配置し、ばね式取付タブピン２４０と下側エアフォイル外板１１２の後縁取付タブ１３０とを組み合わせて用いることによって下側エアフォイル外板１１２を翼幅方向及び翼弦方向に配置する。ステップ５２２では、ブレードサブアセンブリ１３２上にコールプレート２４２を配置し（図６参照）、このコールプレート２４２は、圧縮時において柔軟性のある不浸透性膜２５４によってブレードサブアセンブリ１３２に加わる圧縮力を分散するように機能する。ステップ５２４では、コールプレート２４２上にガラス繊維のブリーザバッグ２４４を配置し（図６参照）、このフリーザバッグ２４４は、圧縮時にコールプレート２４２と柔軟性のある不浸透性膜２５４との間に捕捉される空気の排気を助けるとともに、ブレードサブアセンブリ１３２と柔軟性のある不浸透性膜２５４との間の摩擦を減少させるように機能する。
ステップ５２６では、支持構造体２５２を第２の位置へ回転させ、柔軟性のある不浸透性膜２５４でブレードサブアセンブリ１３２と形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８とを覆ってこれらの間に気密なモールディング空洞部が形成されるように支持構造体２５２を固定する。ステップ５２８では、真空供給源２３４を作動し、モールディング空洞部２５８から空気を排気する。実施例では、真空供給源２３４によって供給される真空圧は、約４４．０２ｋＰａ（１３ｉｎ．Ｈｇ）に等しい。モールディング空洞部２５８から空気を排気すると、柔軟性のある不浸透性膜２５４が形状づけられた上側エアフォイルネスト部２０８に向かって引っ張られ、これにより、ブレードサブアセンブリ１３２の部材に圧縮力が加わる。実施例では、約４４．０２ｋＰａ（１３ｉｎ．Ｈｇ）の真空圧では、約３０分の圧縮時間によってブレードサブアセンブリ１３２の充分な圧縮が得られる。
ステップ５３０では、真空供給源２３４を停止し、柔軟性のある不浸透性膜２５４がブレードサブアセンブリ１３２を覆わない第１の位置に戻るように支持構造体２５２を回転させる。圧縮したブレードサブアセンブリ１３２を、ブレード圧縮装置２００から取り除くための準備として、ブリーザバッグ２４４、コールプレート２４２、前縁プッシャカム２３０、及び背面プッシャピン２２８を全て取り除く。ステップ５３２，５３４では、根部側端部ギアボックス３０８と根部側端部支持インサート３０２とを再度連結し、先端側端部ギアボックス３０６と先端側端部支持インサート３０４とを再度連結し、ブレードサブアセンブリ１３２がクレーン装置３３８によって支持されるように、両方のギアボックス３０６，３０８を巻上げケーブル３４０に再度連結する。
ステップ５３６では、ねじ付ボルト２２４を緩めるとともに、根部側端部支持インサート３０２及び先端側端部支持インサート３０４が、ブレード圧縮装置２００によって固定されていない状態となるようにガイド部材３２６，３２８を傾斜面２１８からスライドして取り外す。続いて、ブレードサブアセンブリ１３２を、ブレード圧縮装置２００から前縁シース取付装置４００へと支持装置３００によって移動する。
前縁シースの取付方法
図３Ａ〜図３Ｄ、図７〜図１１に示したブレードサブアセンブリ１３２、支持装置３００、前縁シース取付装置４００、及び図１３のフローチャートを参照して、圧縮したブレードサブアセンブリ１３２と組み合わせて前縁シース１２０を取り付ける方法ＭＩを以下で更に詳細に説明していく。
前縁シース１２０を前縁シース取付装置４００内に配置する準備として、ステップ６００において、吸盤４１４の対向する列が分離しており、かつ前縁シース１２０の幅Ｗ_LES（図３Ｃ参照）よりも広く離間した位置にあることを確認するために、吸盤４１４の対向する列をチェックする。ステップ６０２では、前縁シース１２０を、前縁シース形状のネスト部４２０内に配置するとともに、取付ストッパ（図示省略）に前縁シース１２０の先端側端部を接触させることによって翼幅方向に配置する。ステップ６０４では、空気圧シリンダ４０６によって吸盤４１４の対向する列を接触位置まで移動させ、複数の各吸盤４１４と対応する前縁シース１２０の後方端部の外側モールド線（ＯＭＬ）の面とを接触させる。
ステップ６０６では、真空ポンプ４１６を作動し、対応する各真空アキュムレータ４１８に真空圧を蓄積する。ステップ６０８では、バルブ４２４を開いて真空アキュムレータ４１８に蓄積した真空圧を複数の吸盤４１４に供給することで、複数の各吸盤４１４と前縁シース１２０のＯＭＬ面との間に吸引圧を生じさせる。実施例では、各吸盤４１４は、ベロー形状を有しており、バルブ４２４が開いたときに各吸盤４１４のベロー形状部分が潰れ、これにより、前縁シース１２０の後方端部のＯＭＬ面が対向するキャリッジ部材４１２の方向に引っ張られる。実施例では、吸盤４１４は、約６７．７３ｋＰａから８４．６６ｋＰａ（２０ｉｎ．Ｈｇから２５ｉｎ．Ｈｇ）までの間の真空圧を加えたときに、各吸盤４１４のベロー形状部分が約１．２７ｃｍ（０．５ｉｎ．）潰れるとともに前縁シース１２０の幅Ｗ_LESが約２．５４ｃｍ（１ｉｎ．）広がる形状となっている。他の実施例では、吸盤４１４の設計や、吸盤４１４に加えられる吸引圧の大きさは、前縁シース１２０の広がりを増加もしくは減少させるように説明する実施例のものから変更することもできる。また、空気圧シリンダ４０６は、前縁シース１２０を更に広げるように、吸盤４１４の対向する列を互いから離れるように移動させるために使用することもできる。
ブレードサブアセンブリ１３２を前縁シース取付装置４００と組み合わせて配置する前に、前縁シース１２０をブレードサブアセンブリ１３２へ接着剤を用いて接着するために、接着剤（図示省略）をブレードサブアセンブリ１３２の前縁１３３（図９参照）に施すこともできる。ステップ６１０では、ブレードサブアセンブリ１３２が下向きに面したブレードサブアセンブリ１３２の前縁１３３に対して実質的に垂直に配置されるように、支持装置３００の根部側端部及び先端側端部のギアボックス３０６，３０８を調整する。ステップ６１２では、前縁シース取付装置４００の上側アッセンブリ４５０に設けられた背面プッシャピン用溝４５１に背面プッシャピン２２８を挿入し、ヒンジ付固定部材４５８が輪郭面４５６から離れて配置されるように輪郭クランプを開いた位置に配置する。ステップ６１４では、支持装置３００によってブレードサブアセンブリ１３２を開いた輪郭クランプ４５４まで移動し、背面プッシャピン２２８が上側エアフォイル外板１１０及びコア１１４に設けられた位置決め開口部１３４に挿入され、かつ取付タブピン４６０が対応するタブ開口部１３１を貫通して挿入されるように、ブレードサブアセンブリ１３２を開いた輪郭クランプ４５４の内部に配置する。これにより、ブレードサブアセンブリ１３２を、前縁シース取付装置４００内に正しく整列する。ステップ６１６では、輪郭クランプ４５４を閉じた配置とし、ヒンジ付固定部材４５８をブレードサブアセンブリ１３２の下側エアフォイル外板１１２と接触させて、輪郭クランプ４５４の内部でブレードサブアセンブリ１３２を固定する。
ステップ６１８では、根部側端部支持インサートから根部端部ギアボックス３０８を分離し、先端側端部支持インサート３０４から先端側ギアボックス３０６を分離する。ステップ６２０では、回転ホイール４６２を用いて輪郭クランプ４５４を下向きに移動し、ブレードサブアセンブリ１３２の前縁１３３を広がった前縁シース１２０に挿入する。ステップ６２２では、ブレードサブアセンブリ１３２の前縁１３３及び前縁シース１２０を視覚的に点検し、前縁シース１２０の後方端部が上側エアフォイル外板１１０及び下側エアフォイル外板１１２の両方に被さるようにブレードサブアセンブリ１３２の前縁１３３が前縁シース１２０に適切に挿入されていることを確認する。特に、ステップ６２２は、前縁シース１２０の後方端部によって、上側エアフォイル外板１１０または下側エアフォイル外板１１２と桁アセンブリ１１６とが分離されていないことを確認するために行われる。
ステップ６２４では、複数の吸盤４１４への真空圧の供給を停止するように管路４２２と組み合わせて配置されたバルブを閉じて、前縁シース１２０を、ブレードサブアセンブリ１３２の前縁１３３と組み合わさるように取り付ける。ステップ６２６では、組み立てたメインロータブレード１００の前縁１０２が吸盤４１４の対向する列から離れるように、回転ホイール４６２を用いて輪郭クランプ４５４を上向きに移動する。ステップ６２８，６３０では、根部側端部支持インサート３０２を根部側端部ギアボックス３０８に再度連結し、先端側端部支持インサート３０４を先端側端部ギアボックス３０８に再度連結し、続いて、メインロータブレード１００がクレーン装置３３８に支持されるように、両方のギアボックス３０６，３０８を巻上げケーブル３４０に再度連結する。
ステップ６３２，６３４では、支持装置３００によってメインロータブレード１００を前縁シース取付装置４００から離れるように移動することができるように、輪郭クランプ４５４を開くとともに、取付タブピン４６０及び背面プッシャピンからメインロータブレード１００を分離する。
当業者であれば容易に分かるように、本発明は、上述した目的を全て満たすものである。当業者であれば、上記の明細書を読んだ後で、ここで開示した範囲内での種々の変更、同等の手段や発明の種々の他の形態での代用を行うことができる。従って、本発明に与えられる保護は、付随する請求項などに含まれる定義のみによって限定されるものである。TECHNICAL FIELD The present invention mainly relates to a manufacturing apparatus and a manufacturing method, and more particularly, to a method of assembling a main rotor blade subassembly of a helicopter.
In the aerospace industry, there is a growing trend to use composite materials in a variety of structural and dynamic applications. One particular application that uses composite materials is the manufacture of helicopter main rotor blades.
Sikorsky Aircraft has developed a parallel manufacturing protocol for manufacturing helicopter main rotor blades. In this protocol, a blade rotor subassembly and a leading edge sheath are manufactured simultaneously as separate components, followed by a prefabricated blade subassembly and a preformed leading edge sheath integrated into a main rotor blade. Form. The assembled main rotor blade is placed in the clam shell, and subsequently cured in an autoclave to form the final main rotor blade.
In the part related to the blade subassembly of the parallel manufacturing protocol in one process of the prior art for manufacturing the main rotor blade, the combination of the composite outer plate and the honeycomb core is first shaped to correspond to the upper airfoil of the blade. It is placed in the nest made of nest and is manually arranged in the blade width direction and the chord direction using a plurality of positioning pins. Titanium girders coated with adhesive are manually placed in combination with a combination of skin and honeycomb and placed on the wires in the honeycomb core. Next, the adhesive material is coated on the honeycomb core, and the second composite material outer plate is disposed on the honeycomb core and a part of the spar using the positioning pins as described above. Subsequently, a plastic lid shaped to correspond to the lower airfoil of the blade is placed on the second composite skin and the plastic is used with multiple clamps to apply compressive force to the blade subassembly. Combined with the nesting section.
The second part of the process of manufacturing the main rotor blade involves attaching a leading edge sheath to the exposed leading edge of the blade subassembly. The leading edge sheath has a preformed shape that cannot be directly attached to the blade subassembly. That is, to attach the leading edge sheath to the blade subassembly, it is necessary to widen the rear end of the leading edge sheath. Conventional sheath spreader tools are segmented in combination with the rear edge of the leading edge sheath to contact the inner mold wire (IML) surface (formed of composite material) of the leading edge sheath. Includes angled stainless steel sheet metal gripper. Each segment of a conventional gripper is individually driven by a side cam lever to widen the rear end of the leading edge sheath.
Subsequently, after applying adhesive to the leading edge of the blade subassembly, the blade subassembly tool is rotated 90 ° so that the leading edge of the blade subassembly faces up. Next, the crane spreads the sheath spreader tool and lowers it onto the blade subassembly tool so that the leading edge sheath is positioned over the leading edge of the blade subassembly. Subsequently, the sheath spreader tool is pulled down toward the blade assembly using a plurality of threaded rods until the sheath spreader tool engages a predetermined tool stop. The process of “pulling down” the sheath spreader tool adds significant stress to the leading edge sheath. Next, the rear end of the front edge sheath is released by the sheet metal gripper so that the rear end of the front edge sheath is fixed on the front edge of the blade subassembly.
A major difficulty with the blade subassembly tool used in the above process is that the compressive force applied to the blade subassembly by a plurality of clamps operating in combination with a plastic nest and lid is insufficient. Specifically, since each clamp applies the maximum compressive force to the blade assembly only at its discontinuous span position, the compressive force transmitted by the tool to the blade sub-assembly is across the blade span of the blade. It becomes non-uniform. From this experience and experience with the subassembly tool, to prevent the entire blade assembly from disassembling, once the finished blade has been removed from the blade subassembly tool, the blade can be clamshelled and autoclaved within 30 minutes of compression. I know it needs to be placed inside.
In addition to the insufficient compression force across the blade span of the blade subassembly, the conventional blade subassembly described above also has an insufficient compression range of the blade assembly in the chord direction. During operation of the sheath spreader tool, the blade subassembly tool remains positioned around the blade subassembly so that the blade subassembly tool cannot extend sufficiently to the leading edge of the blade subassembly. Accordingly, no pressure is directly applied to the upper and lower airfoil skin portions adjacent to the leading edge of the blade subassembly, and these portions may not be sufficiently secured to the spar. The difficulty with this inadequate compaction is that if one of the composite skins separates from the spar when the leading edge sheath is placed on the leading edge of the blade subassembly, the leading edge sheath One or both rear ends slide under the composite skin, creating an improper interface between the leading edge sheath and the blade subassembly, resulting in a defective blade There is a possibility of becoming.
Another problem of concern with the parallel manufacturing protocol described above relates to the sheath spreader tool used to integrate the leading edge sheath and the blade subassembly. Conventional grippers exert a shearing action on the IML surface of the leading edge sheath when the rear end of the leading edge sheath is expanded. This shearing action by the conventional gripping tool may cause cracks and delaminations in the composite material of the leading edge sheath, resulting in defective members and rework. Furthermore, there is a possibility that the clean adhesive surface of the leading edge sheath may become dirty due to the operation of the conventional gripping tool. Further, since each segment of the gripper operates sequentially, it is necessary to repeatedly perform a plurality of operations in order to expand the entire leading edge sheath. Such a process is not only labor intensive and time and cost intensive, but such a process can cause undesirable stress at the rear end of the leading edge sheath.
Another method of manufacturing the main rotor blade is United Technologies Corporation's (hereinafter referred to as Patent No. 828, Patent No. 631, respectively) US Pat. No. 5,528,828, “Helicopter Main Rotor Blade Manufacturing method ", and No. 5,570,631," Manufacturing apparatus for helicopter main rotor blade ". As shown in FIGS. 1 and 2, the devices disclosed in US Pat. Nos. 828 and 631 include a compression fixture 10 that assembles and compresses the blade subassembly 24, and the blade subassembly 24 in the compression stroke. And a device 50 for expanding / mounting the sheath on which the leading edge sheath 22 is mounted. The blade subassembly 24 includes an upper airfoil skin 12, a lower airfoil skin 18, a core 14, and a girder assembly 16.
The compression fitting 10 is hermetically secured to a lower assembly 26 that includes a shaped upper airfoil nest 28 attached in combination with a support structure 30 and a shaped backplate 36. An upper assembly 32 including a pressure bag 34, and the back plate 36 is secured in combination with a structural support truss 38. The shaped upper airfoil nest 28 is shaped with a plurality of tool pins 31 for aligning and positioning the upper airfoil skin 12 on the shaped upper airfoil nest 28. The upper airfoil nest 28 includes a back pusher pin 39 for aligning the spar assembly 16 in the chord direction. A spar post 40 secured to the support truss 38 aligns the spar assembly 16 on the shaped upper airfoil nest 28 in the span direction. With the upper and lower assemblies 32, 26 combined and secured, the compression bag 34 is pressurized to compress the members 12, 14, 16, 18 of the assembled blade subassembly.
The device 50 for expanding / attaching the sheath is combined with a movable support column 52, upper and lower extended carriage members 54, 56 that are synchronized with the support column 52, and a carriage member 54, 56. Includes a row of attached suction cups 58,60. Pneumatic cylinders 61 and 62 are disposed between the column 52 and the corresponding carriage members 54 and 56 respectively. When the pneumatic cylinders 61, 62 are compressed, the suction cups 58, 60 correspond to the leading edge sheath 22 in a separated position where the leading edge sheath 22 can be inserted between the upper and lower suction cups 58, 60 rows. Between the suction position that snugly fits to the surface of the outer mold line (OML) that is in contact with the operating position in which the leading edge sheath 22 is unfolded to mount the leading edge sheath 22 when the blade subassembly 24 is compressed. The lower carriage members 54 and 56 are synchronized to operate. A vacuum supply source 64 is in pneumatic communication with the suction cups 58 and 60 so as to generate suction pressure inside the suction cups 58 and 60 at the suction position, whereby the suction cups 58 and 60 are in communication with the leading edge sheath 22. The leading edge sheath 22 spreads when the upper and lower carriage members 54 and 56 are synchronized to the operating position. Movement of the movable struts 52 allows the leading edge sheath 22 that expands upon compression to be mounted on the blade subassembly 24.
With respect to the blade subassembly tool described above, the disadvantages of the methods and apparatus disclosed in US Pat. Nos. 828 and 631 are that the compression fixture 10 is a girder assembly 16 and the blade sub of the composite skins 12,18. It is that a sufficient compressive force cannot be provided between the portion of the assembly 24 adjacent to the leading edge 42. As shown in FIG. 2, the movable strut 52 places the leading edge sheath 22 on the blade subassembly 24 during compression so that the movable strut 52 is physically moved to the proper position. It is necessary to provide sufficient clearance around the leading edge of the blade subassembly 24 so that it is possible. Thus, the pressure back 34 does not completely cover the leading edge of the blade subassembly 24 and thus can properly compress the upper and lower airfoil composite skins 12, 18 into the spar assembly in this region. Can not. This may cause the leading edges of these composite skins 12, 18, also referred to as "joggles", to tend to lift away from the spar assembly 16 in this leading edge region. Each of these joggles defines a “stepped portion”, and in order to form an appropriate interface between the leading edge sheath 22 and the blade subassembly 24, the corresponding composite skin 12, 18. It is necessary to overlay the sheath on these stepped portions. If the joggle is lifted away from the spar assembly 16, the leading edge sheath 22 will slide under the joggle during installation and is improper and unacceptable between the leading edge sheath 22 and the blade subassembly 24. There is a risk that a boundary surface will occur.
Also, the design difficulty of the device 50 for expanding / fitting the sheath disclosed in US Pat. Nos. 828 and 631 is that an improper boundary between the leading edge sheath 22 and the blade subassembly 24 at the time of installation. There is a risk of further increasing the risk of surface formation. In particular, when the leading edge sheath 22 is disposed between the rows of suction cups 58, 60 and the upper and lower carriage members 54, 56 are in the operative position, the lower suction cup 60 depends on the weight of the leading edge sheath 22. A downward force is applied to this row and the lower carriage member 56. The downward force applied to the lower carriage member 56 cannot sufficiently react with the pressure supplied to the lower pneumatic cylinder 62, so that the lower carriage member 56 can It was found that there was a tendency to move downward according to the weight. Furthermore, since the suction cups 58 and 60 include rubber bellows, the bellows of the lower suction cup 60 may be crushed and the bellows of the upper suction cup 58 may be extended due to the weight of the leading edge sheath 22. A combination of the downward force applied to the carriage member 56 and the tendency of the lower suction cup 60 to collapse causes the rear end of the leading edge sheath 22 to bend downward, and between the leading edge sheath 22 and the blade subassembly 24. Deviation can occur. The nature of this shift is that when the strut 52 moves horizontally, the upper rear end of the leading edge sheath 22 is lowered by the strut of the leading edge sheath 22 as the leading edge sheath 22 approaches the leading edge of the blade subassembly 24. There is a possibility that an improper boundary surface may be formed by entering under the joggle of the composite outer plate 18 of the airfoil.
A factor that further exacerbates this problem is that when the strut 52 is located near the compression fitting 10, the rear end of the leading edge sheath 22 becomes invisible by the compression fitting 10 and the device 50 for expanding / fitting the sheath. For this reason, it is difficult for the operator to visually recognize whether or not the rear end portion of the leading edge sheath 22 is properly arranged for attachment. To compensate for this uncertainty regarding the alignment of the rear end of the leading edge sheath 22, the rear end of the leading edge sheath 22 is wider (less than the desired 1.27 cm (0.5 in.) On each side). Can be widened). By spreading in this way, the risk of one rear end entering under one joggle is reduced. However, the difficulty of extending the rear end beyond 1.27 cm (0.5 in.) On each side is that the composite material of the leading edge sheath 22 and the heater mat are affected by the stress applied by excessively extending the rear end. There is an increased risk of breakage or repair.
DISCLOSURE OF THE INVENTION Accordingly, it is an object of the present invention to provide an apparatus and method for assembling a helicopter main rotor blade subassembly that fully compresses the blade subassembly in the chord and span directions. It is.
It is another object of the present invention to provide an apparatus and method for assembling a helicopter main rotor blade subassembly that minimizes stress on the members of the helicopter main rotor blade subassembly.
Another object of the present invention is an apparatus and method for assembling a main rotor blade subassembly of a helicopter, which reduces the effort required to lift, move and accurately position the members of the blade subassembly. An apparatus and method is provided.
These and other objects are achieved by a method of assembling the helicopter main rotor blade subassembly of the present invention. The main rotor blade subassembly of this helicopter has a lower airfoil skin, a core, an upper airfoil skin, and a girder assembly including a tip end and a root end. The apparatus has a lower assembly that includes a base with a shaped upper airfoil nest, the shaped upper airfoil nest having a root end and a tip end. First and second guide inclined portions are provided in proximity to the shaped upper airfoil nest portion, and the first guide inclined portion is provided in proximity to the root side end portion, The second guide inclined portion is provided in the vicinity of the end portion on the front end side. Further, a plurality of front edge pusher cams are provided in proximity to the shaped upper airfoil nest.
An upper assembly shaped to be combined with the lower assembly is provided, the upper assembly having a support structure and a flexible impermeable membrane supported by the support structure. The flexible impermeable membrane and the shaped upper airfoil nest define a molding cavity therebetween when the lower assembly is combined with the lower assembly.
The above objects are further achieved by a method of manufacturing a helicopter blade subassembly of the present invention, wherein the main rotor blade subassembly of the helicopter comprises a lower airfoil skin, a core including a conic curve, an upper airfoil A girder assembly having a plate and a distal end and a root end.
The method includes providing a blade compression apparatus having a lower assembly configured to mate with an upper assembly. The lower assembly includes a base with a shaped upper airfoil nest, the shaped upper airfoil nest having a root end and a tip end and shaped At least two guide inclined portions are provided adjacent to the upper airfoil nest portion. These guide lamps define a conical curve inside, and at least one guide inclined portion is provided close to a root side end, and at least one guide inclined portion is close to a tip end. Is provided. Further, a plurality of front edge pusher cams are provided in proximity to the shaped upper airfoil nest.
The upper assembly includes a support structure that supports a flexible impermeable membrane, and the upper airfoil nest configured with the flexible impermeable membrane is a combination of the upper assembly and the lower assembly. When this occurs, a molding cavity is defined between them.
The method further includes positioning the upper airfoil skin and the core in combination with the shaped upper airfoil nest, and connecting the distal end support insert to the distal end of the spar assembly. And a step of coupling the root end support insert to the root end of the girder assembly, wherein the tip end insert and the root end insert are each used in combination with a guide ramp. It includes a guide surface and a guide member that are shaped. The spar assembly is then placed in the spanwise alignment within the shaped upper airfoil nest by contacting at least one guide surface with at least one guide ramp. The spar assembly is aligned in the chord direction by inserting the guide member into the conical curve in the guide ramp and pushing the spar assembly into the conical curve of the core by a leading edge pusher cam. The lower airfoil skin is then placed in combination with the core and spar assembly to form a helicopter blade subassembly and the upper assembly is combined with the lower assembly. The molding cavity air is then evacuated so that a compressive force is applied to the helicopter blade subassembly by the flexible impermeable membrane.
Other objects and advantages of the present invention will become apparent to those skilled in the art from the following detailed description, which discloses and describes the preferred embodiment of the present invention, merely by illustrating the most preferred embodiment for practicing the invention. . Various changes can be made to the present invention without departing from the scope of the present invention. Accordingly, the drawings and descriptions are illustrative rather than limiting.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an explanatory view of a conventional device for expanding / attaching a fixture and a sheath.
FIG. 2 is a partial plan view of the conventional apparatus of FIG.
FIG. 3A is a top view of an exemplary main rotor blade for an H-60 helicopter.
3B is a cross-sectional view of the main rotor blade of FIG. 3A along line 3B-3B.
FIG. 3C is a partially enlarged view of the leading edge sheath shown in FIG. 3B.
3D is a partially enlarged view of the girder assembly for the exemplary main rotor blade of FIG. 3A.
FIG. 4 is an explanatory diagram of a blade compression apparatus including features of the present invention.
5 is a partial cross-sectional view along line 5-5 of the blade compression apparatus of FIG. 4, including a cross-sectional view of the main rotor blade of FIG. 3B.
6 is a cross-sectional view taken along line 6-6 of the blade compression apparatus of FIG. 4 including a cross-sectional view of the main rotor blade of FIG. 3B and showing the upper assembly in combination with the lower assembly.
FIG. 7 is a plan view of a support device including features of the present invention that support the girder assembly of FIG. 3D.
8 is a partially cutaway plan view of the girder assembly and support insert of FIG.
FIG. 9 is a plan view of a leading edge sheath attachment device including features of the present invention.
FIG. 10 is an explanatory diagram showing the mutual connection of the pneumatic cylinder, suction cup, pipe line, vacuum pump, and vacuum accumulator of the leading edge sheath mounting device of FIG.
11 is a plan view of the leading edge sheath attachment device of FIG. 9 showing the blade subassembly inserted into the leading edge sheath.
FIG. 12 is a flowchart illustrating a method of manufacturing a blade subassembly that includes features of the present invention.
FIG. 13 is a flowchart illustrating a method of attaching a leading edge sheath to a blade subassembly that includes features of the present invention.
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION The apparatus and method described in more detail below includes a portion of a manufacturing protocol for manufacturing a main rotor blade for an H-60 helicopter manufactured by Sikorsky Aircraft Corporation. However, the apparatus and method described here can be applied to manufacture a general main rotor blade.
An H-60 main rotor blade 100 that includes a main rotor blade leading edge 102 and a trailing edge 104 is exemplarily shown in FIGS. The leading edge 102 and the trailing edge 104 combine to define a root side end 106 and a tip end 108, and the root end 106 and the tip end 108 combine to increase the blade width of the rotor blade 100. (The tip cap 109 for the main rotor blade 100 is manufactured separately and connected to the tip side end of the main rotor blade 100). The main rotor blade 100 includes upper and lower airfoil skins 110, 112, a core 114, a spar assembly 116, and a leading edge sheath 120 that define the upper and lower aerodynamic surfaces of the blade 100, respectively. The upper and lower airfoil skins 110, 112, core 114, and spar assembly 116 together define a blade subassembly 132.
In an embodiment, the upper and lower airfoil skins 110, 112 were formed of multiple layers of prepeg composite material of a type well known to those skilled in the art, such as, for example, a woven glass fiber material embedded in a suitable resin matrix. It is a preforming member. A plurality of corresponding trailing edge mounting tabs 130 extend from the upper and lower airfoil skins 110, 112, and an opening 131 is provided in each trailing edge mounting tab 130. As will be described in more detail below, the trailing edge mounting tab 130 facilitates proper positioning of the upper and lower airfoil skins 110, 112 in the span and chord direction during the blade assembly process.
In an embodiment, the core 114 is, for example, from NOMEX (NOMEX is from EI du Pont de Nemours & Co., Wilmington, Del.). Manufactured from a type of honeycomb material commonly used in aerospace applications (such as aramid fibers and fabrics) and functions as a lightweight structural reinforcement between upper and lower airfoil skins 110, 112 . The leading edge of the core 114 defines a conical curve 121 that is shaped to mate with the trailing edge of the spar assembly 116. The upper airfoil skin 110, the lower airfill skin 112, and the core 114 are provided with a plurality of aligned positioning openings 134, which will be described in more detail below. In addition, it facilitates the placement of the girder assembly 116 to the blade compressor 200. After the main rotor blade 100 is assembled, the positioning openings 134 are filled with composite material so that the upper airfoil skin 110 and the lower airfoil skin 112 have aerodynamically smooth surfaces.
The spar assembly 116 includes a spar 117, one or more counterweights 118, and a back block 119. The girder 117 functions as a main structural member of the main rotor blade 100 and reacts against a friction load, a bending load, a shear load, and a centrifugal load generated in the rotor blade 100 during operation of the helicopter. The example spar 117 is made of titanium, but in other examples, the spar 117 can be formed of other metals or composite materials, or combinations thereof.
The counterweight 118 is used to maintain a static and dynamic balance of the main rotor blade 100. In an embodiment, the counterweight 118 may be chordally transitioned from a lower density material to a higher density material from the root end 106 to the tip end 108, e.g., foam, tungsten, Manufactured by lead or the like, it provides the necessary weight distribution to maintain the static and dynamic balance of the main rotor blade 100. The counterweight 118 is also manufactured to include a hard point 136 that provides physical contact between the counterweight 118 and the inner mold line (IML) surface of the leading edge sheath 120. Further, the counterweight 118 is bonded to the front edge of the spar 117 with an adhesive so as to be positioned between the front edge sheath 120 and the front edge of the spar 117.
The back block 119 is adhered to the rear edge of the beam 117 with an adhesive at a discontinuous position corresponding to the positioning opening 134 provided in the upper airfoil skin 110 and the core 114. Similar to the positioning opening 134, the back block 119 facilitates placement of the spar assembly 116 in the blade compressor 200, as will be described in more detail below.
In the example, leading edge sheath 120, shown in greater detail in FIG. 3C, is a pre-formed hybrid member made of a composite material and a wear resistant material. The sheath 120 has a U-shape that defines the front edge 102 of the main rotor blade 100 as a whole. The sheath 120 includes one or more layers 122 of a prepeg composite material, such as, for example, a glass fiber material embedded in a suitable resin matrix, the composite material comprising an inner mold line (IML) of the leading edge sheath 120, A first wear strip 124 and a second wear strip 126 are defined. The leading edge sheath 120 protects the leading edge of the main rotor blade 100 from wear, adjusts the resistance of the airfoil of the main rotor blade 100, and surrounds the main rotor blade deicing assembly (not shown).
As described in more detail below, the method of manufacturing the main rotor blade 100 includes using a blade compression device 200, a support device 300, and a leading edge sheath attachment device 400.
Blade Compressor Referring to FIG. 4, a blade compressor 200 having a lower assembly 202 configured to mate with an upper assembly 250 is shown. Lower assembly 202 has a base 206 that includes a shaped upper airfoil nest 208 that is shaped to match the shape of the upper airfoil of blade subassembly 132. And has an inner end 210 corresponding to the root end 106 of the blade subassembly 132 and an outer end 212 corresponding to the tip end 108 of the blade subassembly 132. Two guide inclined portions 214 and 216 are provided in proximity to the shaped upper airfoil nest portion 208, and the guide inclined portion 214 is provided at the inner end 210 of the shaped upper airfoil nest portion 208. The guide inclined portion 216 is provided close to the outer end 212 of the shaped upper airfoil nest 208. Each of the guide inclined portions 214 and 216 has an inclined surface 218 that ends at a conical curve 222. Further, a threaded bolt 224 is provided in combination with each of the guide inclined portions 214 and 216, and the bolt is moved across the inclined surface 218 toward the conical curve 222 by the rotation of the threaded bolt 224.
Three grooves 226 for the back pusher pin are provided on the shaped upper airfoil nest 208 at the span and chord positions corresponding to the positioning openings 134 of the blade subassembly 132. As shown in FIG. 5, three back pusher pins 228 are provided for use in combination with the positioning openings 134 and the back pusher pin grooves 226, which back pusher pins 228 are described in more detail below. As such, it can be utilized for various attachment purposes in the manufacture of the blade subassembly 132. Further, three leading edge pusher cams 230, each including a cam surface 232, are provided proximate the leading edge of the shaped upper airfoil nest 208, each leading edge pusher cam 230 having a groove for a backside pusher pin. It is arranged at the wing span position corresponding to H.226. The leading edge pusher cam 230 has a well-known conventional cam shape, and the cam surface 232 advances in the chord direction toward the back pusher pin 228 by the operation of the leading edge pusher cam 230.
4 and 6, a vacuum supply source 234 is provided in combination with the base 206, and a plurality of pipes 236 extend from the vacuum supply source 234. Each conduit 236 terminates in a corresponding opening 238 provided in the base 206. In an embodiment, the vacuum source 234 includes a conventional vacuum pump and the openings 238 are aligned in two rows, with one row proximate the leading edge of the shaped upper airfoil nest 208. The other row is provided adjacent to the trailing edge of the shaped upper airfoil nest 208. Also, the upper airfoil nest portion is configured with five spring-loaded mounting tab pins 240 at the chord and spanwise positions corresponding to the openings 131 provided in the trailing edge mounting tabs 130 of the blade subassembly 132. 208 in a row adjacent to the trailing edge of 208.
With reference to FIGS. 4 and 6, the upper assembly 250 includes a support structure 252 that supports a flexible impermeable membrane 254. In an embodiment, the support structure 252 is connected to the base 206 via a plurality of hinges 256, and the support structure 252 is an upper airfoil nest formed with a flexible impermeable membrane 254. A flexible impermeable membrane 254 is rotatable from a first position that does not cover 208 to a second position that covers the upper airfoil nest 208. The combination of the support structure 252, the flexible impermeable membrane 254, the shaped upper airfoil nest 208, and the base 206 is such that the flexible impermeable membrane 254 connects the upper airfoil nest 208. When the support structure 252 is located at the second position to be covered, an airtight seal is formed between the support structure 252 and the base portion 206. Also, when the support structure 252 is placed in the second position, the flexible impermeable membrane 254 and the shaped upper airfoil nest 208 define a molding cavity 258 therebetween. . In an embodiment, the opening 238 in the base 206 evacuates air from the molding cavity 258 by the vacuum source 234 when the vacuum source 234 is activated, thereby allowing the flexible impermeable membrane 254 to be evacuated. Is shaped toward the upper airfoil nest 208 shaped.
Support Device Referring to FIGS. 3A-3D, 4, and 7, a support device 300 is provided that can be used in combination with the blade compression device 200 during manufacture of the blade subassembly 132. The support device 300 includes a root-side end support insert 302 having a shape that can be connected to the root-side end 106 of the spar 117, and a tip-side end having a shape that can be connected to the tip-side end 108 of the spar 117. Part support insert 304, tip side end gear box 306 connected to tip side end part support insert 304, root side end gear box 308 connected to root side end part support insert 302, and root side end part and tip side end A crane device 338 for supporting the gearboxes 308 and 306 of the part. In the embodiment shown in FIG. 8, the root end support insert 302 has a base 310 that includes a pair of extending members 312, 314, which are the root ends of the spar 117. The shape can be attached to. One member 312 has two spring-loaded prongs 316 extending therefrom that are provided for use in combination with a corresponding pair of openings 117A provided in the spar 117. And functions to fix the root side end insert 302 to the beam 117. The distal end support insert 304 includes a square flange 320 that is attached to the distal end 108 of the spar 117, which flange 320 is provided to secure the distal cap 109 to the blade subassembly 132. A plurality of openings 322 corresponding to the openings of the front end portion 108. A plurality of bolts 324 are provided for use in combination with the opening 322, with the bolts 324 placing and securing the distal end support insert 304 to the spar 117.
Referring to FIGS. 6 and 8, each support insert 302, 304 further includes two guide members 326, 328 extending therefrom in the spanwise direction, the guide members 326, 328 being respectively included in the support insert. 302 and 304 are terminated with a gearbox mounting plate 329 that is shaped to be easily mounted to the corresponding gearbox 308 or 306. In the embodiment, the guide member 328 proximate to the rear edge of the spar assembly 116 is a cylindrical roller shaped to engage the inclined surface 218 of the guide inclined portions 214 and 216. Further, each gear box mounting plate 329 includes a guide surface 330 located on the side of the mounting plate 329 that is close to the guide members 326 and 328. As described in more detail below, guide members 326, 328 and guide surface 330 may be used in combination with guide ramps 214, 216 to properly position spar assembly 116 during manufacture of blade subassembly 132. It is a shape that can be.
Referring to FIGS. 7 and 8, the distal end gearbox 306 and the root end gearbox 308 are each provided with a conventional gear device, and these gearboxes 306 and 308 are connected to the girder assembly 116. The girder assembly 116 can be rotated about its longitudinal axis 123 while being able to move in a substantially vertical direction. In an embodiment, the gearboxes 306 and 308 are provided with rotatable cranks 334 and 336, respectively, which can manually move or rotate the girder assembly 116 vertically. In other embodiments, an electric motor may be used in combination with gearboxes 306 and 308 to transmit vertical or rotational motion to the girder assembly 116.
Crane apparatus 338 includes a conventional overhead crane for lifting material in a manufacturing environment that is well known in the prior art. In an embodiment, the crane device 338 includes a hoist cable 340 connected to each gearbox 306, 308, which can move the gearbox 306, 308 vertically or horizontally.
Leading Edge Sheath Mounting Device Referring to FIGS. 9, 10, and 11, leading edge sheath mounting device 400 includes a lower assembly 402 coupled to an upper assembly 450.
Lower assembly 402 includes a base 404 that connects a plurality of pneumatic cylinders 406 aligned in opposing rows. Each pneumatic cylinder 406 includes a moving member 408 that can move according to the compressed air supplied from the compressed air supply source 410 to the pneumatic cylinder 406. The moving member 408 is connected to a carriage member 412 provided so as to face the carriage member 412, and the carriage member 412 has a shape that supports a plurality of suction cups 414. The pneumatic cylinder 406, the carriage member 412, and the suction cup 414 are shaped such that the opposing rows of the suction cups 414 can move simultaneously according to the compressed air supplied by the compressed air supply source 410.
In the exemplary embodiment, lower assembly 402 further includes four vacuum pumps 416 coupled to four vacuum accumulators 418 that are coupled to a plurality of suction cups 414 via corresponding plurality of conduits 422. ing. The vacuum pump 416 and the vacuum accumulator 418 function to combine to provide suction pressure to the plurality of suction cups 414. In the embodiment, the plurality of suction cups 414 and their corresponding conduits 422 are separated into four circuits, each circuit being connected to one of the vacuum accumulators 418. A plurality of valves 424 are provided in combination with the conduit 422, and these valves 424 function to adjust the vacuum pressure supplied to the plurality of suction cups 414. The vacuum accumulator 418 is of conventional design so that each suction cup 414 can be quickly provided with a vacuum pressure between about 67.73 kPa and 84.66 kPa (20 in. Hg to 25 in. Hg). It has a predetermined storage capacity designed. A leading edge sheath-shaped nest part 420 is provided so as to be positioned between the opposing suction cups 414, and the nest part 420 has a shape that supports the leading edge sheath 120. In other embodiments, the number of vacuum pumps 416, vacuum accumulators 418, and circuits may be different from the embodiment described to meet the operating conditions in that embodiment.
The upper assembly 450 includes five struts 452 that extend substantially vertically from the base 404 and that are disposed in the span direction at positions corresponding to the positions of the trailing edge mounting tabs 130 of the blade subassembly 132. A contour clamp 454 is connected to each support 452, and each contour clamp 454 includes a contour surface 456, a hinged fixing member 458, and a mounting tab pin 460. Contour surface 456 and hinged securing member 458 are shaped to secure blade subassembly 132 therebetween, and mounting tab pins 460 together with mounting tab 130 of blade subassembly 132 to properly position blade subassembly 132. To work. In an embodiment, each contour clamp 454 may be in an open configuration with a hinged securing member 458 disposed away from the contour surface 456. Each contour clamp 454 can also be in a closed configuration in which a hinged securing member 458 is provided proximate the contour surface 456 and functions to secure the blade subassembly 132. In addition, the upper assembly 450 includes three back pusher pin grooves 451 formed in a contour surface 456 or bridging member (not shown) extending between adjacent contour clamps 454, the grooves 451 being blades. They are provided at positions in the span direction and the chord direction corresponding to the positioning openings 134 of the subassembly 132.
The contour clamp 454 is connected to the support column 452 so as to be movable relative to the nest portion 420 having the leading edge sheath shape. In an embodiment, the rotating wheel 462 and the differential 464 are provided in a conventional gear configuration and contoured so that the contour clamp 454 can be manually moved relative to the leading edge sheath shaped nest 420. It is mechanically connected to the clamp 454. In other embodiments, an electric motor or a hydraulic device can be used to perform the movement as described above.
Manufacturing Method of Blade Subassembly Referring to the blade subassembly 132, the blade compression device 200, the support device 300, and the flowchart of FIG. 12 shown in FIGS. 3A to 3D and FIGS. The manufacturing method MF will be described in more detail.
In step 500, the upper airfoil skin 110 and the core 114 are disposed on the upper airfoil nest portion 208. In the embodiment, the upper outer plate 110 and the core 114 are bonded with an adhesive before being placed on the upper airfoil nest portion 208 in order to shorten the manufacturing time. In step 502, the combination of the upper airfoil skin 110 and the core 114 on the upper airfoil nest 208 is placed on the upper airfoil nest 208 by placing the opening 131 of the trailing edge mounting tab 130 around the spring-loaded mounting tab pin 240. Position in the width and chord direction. Further, the back pusher pin 228 is inserted into the positioning opening of the core 114 and the upper airfoil outer plate 110 and inserted into the back pusher pin groove 226.
In an embodiment, prior to proceeding to step 504, an adhesive (not shown) of a type well known in the art is applied to the spar assembly 116 to adhere the blade spar to the skin / core combination. In step 504, the root-side end support insert 302 is connected to the root-side end 106 of the spar 117, and the tip-side end support insert 304 is connected to the tip-side end 108 of the spar 117. In steps 506 and 508, the root end gearbox 308 is coupled to the root end support insert, the tip end gearbox 306 is coupled to the tip end support insert 304, and the girder assembly 116 is connected to the crane apparatus. Both gearboxes 306, 308 are coupled to the hoist cable 340 to be supported by 338.
In step 510, the crane assembly 338 lifts the spar assembly so that the root end support insert 302 is proximate to the guide ramp 214 on the inner end 210 of the shaped upper airfoil nest 208 and is distal. The end support insert 304 is positioned adjacent to the guide ramp 216 on the outer end 212 of the shaped upper airfoil nest 208. In step 512, the guide members 326 and 328 of both the root side end portion support insert 302 and the tip side end portion support insert 304 are engaged with the inclined surfaces 218 of the guide inclined portions 214 and 216. Next, the girder assembly 116 is moved in the span direction by bringing the guide ramp 216 on the outer end 212 of the shaped upper airfoil nest 208 into contact with the guide surface 330 of the tip end support insert 304. To place. In step 514, the root end gearbox 308 is separated from the root end support insert 302 and the tip end gearbox 306 is separated from the tip end support insert 304.
In step 516, the guide members 326, 328 are pushed into the inclined surface 218 with threaded bolts 224 until the guide member 328 proximate the trailing edge of the spar assembly 116 contacts the conical surface 222 of each inclined surface 218. The root end 106 and the tip end 108 of the girder assembly 116 are properly positioned in the chord direction. Proper placement of the root end 106 and the tip end 108 of the spar assembly 116 does not allow the rest of the spar assembly 116 to be properly placed in the chord direction. In order to properly position the entire spar assembly 116 in the chord direction, in step 518, the leading edge pusher cam 230 is operated so that the cam surface 232 and the hard point 136 of the spar assembly 116 are in contact with each other. The back block 119 is pressed against the back pusher pin 228. The back pusher pin 228 is provided in a chordal position such that the rear edge of the spar assembly 116 is appropriately positioned within the conical curve 121 defined by the core 114 by the contact between the back block 119 and the back pusher pin 228. After the spar assembly 116 is properly positioned, adhesive (not shown) is applied to both the core 114 and the spar assembly 116 in preparation for receiving the lower airfoil skin 112.
In step 520, the lower airfoil skin 112 is placed on the core 114 and spar assembly 116, and the spring-loaded mounting tab pin 240 and the trailing edge mounting tab 130 of the lower airfoil skin 112 are used in combination. Side airfoil skins 112 are arranged in the wing span direction and chord direction. In step 522, a call plate 242 is placed on the blade subassembly 132 (see FIG. 6), and the call plate 242 applies a compressive force applied to the blade subassembly 132 by the flexible impermeable membrane 254 during compression. Functions to be distributed. In step 524, a glass fiber breather bag 244 is placed on the call plate 242 (see FIG. 6), and this freezer bag 244 is captured between the call plate 242 and the flexible impermeable membrane 254 when compressed. Assists in venting the air that is blown and functions to reduce friction between the blade subassembly 132 and the flexible impermeable membrane 254.
In step 526, the support structure 252 is rotated to the second position, covering the blade subassembly 132 and the upper airfoil nest 208 shaped with a flexible impermeable membrane 254 therebetween. The support structure 252 is fixed so that an airtight molding cavity is formed. In step 528, the vacuum source 234 is activated to evacuate air from the molding cavity 258. In an embodiment, the vacuum pressure supplied by the vacuum source 234 is equal to about 44.02 kPa (13 in. Hg). When air is exhausted from the molding cavity 258, the flexible impermeable membrane 254 is pulled toward the shaped upper airfoil nest 208, thereby applying a compressive force to the members of the blade subassembly 132. . In an embodiment, a vacuum pressure of about 44.02 kPa (13 in. Hg) provides sufficient compression of the blade subassembly 132 with a compression time of about 30 minutes.
At step 530, the vacuum source 234 is turned off and the support structure 252 is rotated so that the flexible impermeable membrane 254 returns to a first position where it does not cover the blade subassembly 132. In preparation for removing the compressed blade subassembly 132 from the blade compressor 200, the breather bag 244, the call plate 242, the leading edge pusher cam 230, and the back pusher pin 228 are all removed. In steps 532 and 534, the root end gear box 308 and the root end support insert 302 are reconnected, the tip end gear box 306 and the tip end support insert 304 are reconnected, and the blade sub Reconnect both gearboxes 306, 308 to the hoist cable 340 so that the assembly 132 is supported by the crane device 338.
In step 536, the screw bolts 224 are loosened, and the guide members 326 and 328 are inclined so that the root side end support insert 302 and the tip end support insert 304 are not fixed by the blade compression device 200. Slide off surface 218 and remove. Subsequently, the blade subassembly 132 is moved by the support device 300 from the blade compression device 200 to the leading edge sheath attachment device 400.
Attaching Method of Leading Edge Sheath Referring to the blade subassembly 132, the supporting device 300, the leading edge sheath attaching device 400, and the flowchart of FIG. 13 shown in FIGS. 3A to 3D and FIGS. The method MI for attaching the leading edge sheath 120 in combination with the assembly 132 will be described in more detail below.
In preparation for placing the leading edge sheath 120 in the leading edge sheath attachment device 400, in step 600, the opposing rows of suction cups 414 are separated and are larger than the width W _{LES of the} leading edge sheath 120 (see FIG. 3C). Check the opposing rows of suction cups 414 to confirm that they are in widely spaced positions. In step 602, the leading edge sheath 120 is disposed in the leading edge sheath-shaped nest portion 420 and disposed in the wing span direction by bringing the end of the leading edge sheath 120 into contact with a mounting stopper (not shown). To do. In step 604, the opposing rows of the suction cups 414 are moved to the contact position by the pneumatic cylinder 406, and the plurality of suction cups 414 are brought into contact with the surface of the outer mold wire (OML) at the rear end of the front edge sheath 120 corresponding thereto. .
In step 606, the vacuum pump 416 is activated to accumulate a vacuum pressure in each corresponding vacuum accumulator 418. In step 608, the vacuum pressure accumulated in the vacuum accumulator 418 is supplied to the plurality of suction cups 414 by opening the valve 424, thereby generating suction pressure between each of the plurality of suction cups 414 and the OML surface of the leading edge sheath 120. . In the embodiment, each suction cup 414 has a bellows shape, and when the valve 424 is opened, the bellows-shaped portion of each suction cup 414 is crushed so that the OML surface of the rear end portion of the leading edge sheath 120 is opposed. It is pulled in the direction of the carriage member 412. In an embodiment, the suction cup 414 has a bellows-shaped portion of each suction cup 414 of about 1.27 cm when a vacuum pressure of about 67.73 kPa to 84.66 kPa (20 in. Hg to 25 in. Hg) is applied. 0.5 in.) The width W _LES of the leading edge sheath 120 expands by about 2.54 cm (1 in.) While being crushed. In other embodiments, the design of the suction cup 414 and the magnitude of the suction pressure applied to the suction cup 414 can be varied from those of the embodiment described to increase or decrease the spread of the leading edge sheath 120. The pneumatic cylinder 406 can also be used to move opposing rows of suction cups 414 away from each other to further expand the leading edge sheath 120.
Before the blade subassembly 132 is placed in combination with the leading edge sheath attachment device 400, an adhesive (not shown) is used to bond the leading edge sheath 120 to the blade subassembly 132 with an adhesive. The leading edge 133 (see FIG. 9) can also be applied. In step 610, the root end and tip end gears of the support device 300 so that the blade subassembly 132 is positioned substantially perpendicular to the leading edge 133 of the blade subassembly 132 facing downward. Adjust boxes 306, 308. In step 612, the back pusher pin 228 is inserted into the back pusher pin groove 451 provided in the upper assembly 450 of the leading edge sheath attachment device 400, and the contour clamp is arranged so that the hinged fixing member 458 is disposed away from the contour surface 456. Is placed in the open position. In step 614, the support device 300 moves the blade subassembly 132 to the open contour clamp 454, the back pusher pin 228 is inserted into the positioning opening 134 provided in the upper airfoil skin 110 and the core 114, and the mounting tab pin The blade subassembly 132 is placed inside the open contour clamp 454 so that the 460 is inserted through the corresponding tab opening 131. This correctly aligns the blade subassembly 132 within the leading edge sheath attachment device 400. In step 616, the contour clamp 454 is closed and the hinged securing member 458 is brought into contact with the lower airfoil skin 112 of the blade subassembly 132 to secure the blade subassembly 132 within the contour clamp 454.
In step 618, the root end gearbox 308 is separated from the root end support insert and the tip gearbox 306 is separated from the tip end support insert 304. At step 620, the contour clamp 454 is moved downward using the rotating wheel 462 to insert the leading edge 133 of the blade subassembly 132 into the widened leading edge sheath 120. In step 622, the leading edge 133 and leading edge sheath 120 of the blade subassembly 132 are visually inspected, with the rear end of the leading edge sheath 120 on both the upper airfoil skin 110 and the lower airfoil skin 112. Make sure that the leading edge 133 of the blade subassembly 132 is properly inserted into the leading edge sheath 120 to cover. In particular, step 622 is performed to confirm that the upper airfoil skin 110 or the lower airfoil skin 112 and the spar assembly 116 are not separated by the rear end of the leading edge sheath 120.
In step 624, the valve positioned in combination with the conduit 422 is closed to stop supplying vacuum pressure to the plurality of suction cups 414, and the leading edge sheath 120 is combined with the leading edge 133 of the blade subassembly 132. Install as follows. In step 626, the contour clamp 454 is moved upward using the rotating wheel 462 so that the leading edge 102 of the assembled main rotor blade 100 moves away from the opposite row of suction cups 414. In steps 628 and 630, the root end support insert 302 is reconnected to the root end gearbox 308, the tip end support insert 304 is reconnected to the tip end gearbox 308, and then the main Both gearboxes 306, 308 are reconnected to the hoist cable 340 so that the rotor blade 100 is supported by the crane device 338.
In steps 632 and 634, the contour clamp 454 is opened and the main rotor blade is removed from the mounting tab pin 460 and the back pusher pin so that the main rotor blade 100 can be moved away from the leading edge sheath mounting device 400 by the support device 300. 100 is separated.
As will be readily appreciated by those skilled in the art, the present invention meets all of the above objectives. Those skilled in the art will be able to make various changes within the scope disclosed herein, equivalent means, and substitutions in various other forms of the invention after reading the above specification. Accordingly, the protection afforded this invention is limited only by the definition contained in the appended claims.

Claims

An apparatus for assembling a main rotor blade subassembly of a helicopter having a girder assembly including a lower airfoil skin, a core, an upper airfoil skin, and a tip end and a root end. Is
(A) having a lower assembly, the lower assembly being
A base with an upper airfoil nest shaped to match the shape of the upper airfoil of the main rotor blade subassembly, the shaped upper airfoil nest comprising a root side end and a tip With side ends,
Including first and second guide inclined portions provided close to the shaped upper airfoil nest portion, wherein the first guide inclined portion is provided close to the root side end portion. The second guide inclined portion is provided close to the tip end portion,
A plurality of leading edge pusher cams provided proximate to the shaped upper airfoil nest,
(B) having an upper assembly configured to mate with the lower assembly, the upper assembly including a support structure and a flexible impermeable membrane supported by the support structure;
(C) the flexible impermeable membrane and the shaped upper airfoil nest define a molding cavity therebetween when the upper assembly is combined with the lower assembly; A device for assembling the helicopter main rotor blade subassembly.

(A) a distal end support insert that is shaped to be used in combination with the distal end of the spar assembly;
(B) a root side end support insert for use in combination with the root side end of the spar assembly;
(C) The tip side end support insert and the root side end support insert are arranged in the chord direction and the span direction in order to place the girder assembly in the shaped upper airfoil nest part. The apparatus for assembling a main rotor blade subassembly of a helicopter according to claim 1, further comprising a guide surface and a guide member each having a shape used in combination with a guide inclined portion.

Each of the inclined portions for guide is
(A) includes an inclined surface defined in these inclined portions for guide and terminated with a conic curve, and this inclined surface is shaped to engage with the guide member;
(B) including a threaded bolt provided substantially in parallel with the guide surface, the threaded bolt being movable with respect to the conical curve, the threaded bolt having the guide member being 3. The apparatus for assembling a helicopter main rotor blade subassembly according to claim 2, wherein the guide member can be pushed in the direction of the inclined surface when engaged with the inclined surface.

(A) a distal end side gearbox connected to the distal end end support insert;
(B) a root-side end gearbox connected to the root-side end support insert,
(C) The tip side end gearbox and the root side end gearbox can rotate the girder assembly or the main rotor blade subassembly of the helicopter about the longitudinal axis of the girder assembly. 3. The apparatus for assembling a helicopter main rotor blade subassembly according to claim 2, wherein the girder assembly or the helicopter main rotor blade subassembly can be moved in a substantially vertical direction.

A crane device coupled to the distal end end gearbox and the root end end gearbox, wherein the crane device moves the girder assembly or the main rotor blade subassembly of the helicopter in a substantially vertical direction and substantially 5. The apparatus for assembling a helicopter main rotor blade subassembly according to claim 4, characterized in that it can be moved in a generally horizontal direction.

The lower assembly further includes a vacuum source from which a plurality of conduits extend, and the shaped upper airfoil nest includes a plurality of openings, The helicopter according to claim 1, wherein the pipe line is connected so as to be in fluid communication with the opening, and the vacuum supply source can evacuate the air in the molding cavity. For assembling the main rotor blade subassembly of the machine.

The helicopter main rotor blade subassembly further includes a plurality of trailing edge mounting tabs coupled to the main rotor blade subassembly, each trailing edge mounting tab including an opening;
The lower assembly further includes a plurality of spring-loaded trailing edge mounting tab pins provided proximate to the shaped upper airfoil nest, the spring-loaded trailing edge mounting tab pins including the trailing edge mounting tabs. Thus, the main rotor blade subassembly of the helicopter can be easily disposed in the lower assembly in the blade width direction and the chord direction. The apparatus for assembling a helicopter main rotor blade subassembly according to claim 1.

A method for manufacturing a main blade subassembly of a helicopter having a lower airfoil skin, a core including a conical curve, an upper airfoil skin, and a girder assembly including a tip end and a root end. This method is
(A) providing a blade compression device having a lower assembly having a shape combined with the upper assembly;
The lower assembly is
An upper airfoil nest shaped to match the shape of the upper airfoil of the main blade subassembly, the shaped upper airfoil nest having a root end and a tip end. Has
Including at least two guide ramps provided proximate to the shaped upper airfoil nest, the guide ramps defining a conical curve therein, the at least one guide ramp The inclined portion is provided in proximity to the root side end portion, and at least one of the guide inclined portions is provided in proximity to the tip side end portion,
A plurality of front edge pusher cams are provided proximate to the shaped upper airfoil nest,
The upper assembly is
A support structure that supports a flexible impermeable membrane, the flexible impermeable membrane and the shaped upper airfoil nest, wherein the upper assembly is combined with the lower assembly. A molding cavity between them,
(B) arranging the upper airfoil skin and the core in combination with the shaped upper airfoil nest,
(C) connecting a tip end support insert in combination with the tip end of the spar assembly and connecting a root end support insert in combination with the root end of the spar assembly; The tip side end support insert and the root side end support insert each include a guide surface and a guide member that are configured to be used in combination with the guide inclined portion,
(D) placing the spar assembly in spanwise alignment within the shaped upper airfoil nest by bringing at least one guide surface into contact with at least one guide ramp. Including
(E) pushing the guide member into the conical curve of the guide ramp and pushing the spar assembly into the conical curve of the core using the leading edge pusher cam; Including aligning and arranging in the chord direction within the shaped upper airfoil nest,
(F) placing the lower airfoil skin in combination with the core and the spar assembly to form a helicopter blade subassembly;
(G) combining the upper assembly with the lower assembly;
(H) a step of exhausting air from the molding cavity, wherein a compressive force is applied to the blade subassembly of the helicopter by the flexible impermeable membrane by exhausting the air. Method for manufacturing a main blade subassembly.

9. The main blade subassembly of a helicopter according to claim 8, including the step of placing a coal plate and a breather bag over the blade subassembly prior to the step of combining the upper assembly with the lower assembly. Method for manufacturing.

The lower assembly further includes a vacuum source that extends from and terminates in a plurality of corresponding openings in the shaped upper airfoil nest. 9. The method for manufacturing a main blade subassembly of a helicopter according to claim 8, wherein the vacuum source is capable of evacuating air from the molding cavity.

A tip end support assembly configured to be connectable to the tip end support insert; and a root end support assembly configured to be connectable to the root end support insert; 9. The helicopter main blade subassembly of claim 8, wherein the tip end support assembly and the root end support assembly can support the spar assembly or the blade subassembly. the method of.

The tip side end support assembly and the root side end support assembly are:
A distal end side gear box coupled to the distal end side end support insert; and a root side end gear box coupled to the root side end portion support insert; the distal end end gear box and the root side end. A part gearbox is capable of rotating the spar assembly or blade subassembly about a longitudinal axis of the spar assembly and moving the spar assembly or blade subassembly in a substantially vertical direction. It is possible,
A crane device coupled to the distal end side gearbox and the root side end gearbox, wherein the crane device is configured to move the girder assembly or the blade subassembly in a substantially vertical direction and substantially horizontal. The method for manufacturing a main blade subassembly of a helicopter according to claim 11, characterized in that it can be moved in any direction.