JP4236661B2 - ヘリコプター回転翼フェアリングを製造するための方法及び装置、並びにそれによって得られたフェアリング - Google Patents

Description

本発明は、回転翼航空機、特にヘリコプターの反トルク回転翼用のフェアリング構造を製造する方法、その方法を実施するための装置又は工具、及びその方法によって得られる構造に関する。

本発明の技術分野は、ヘリコプターを製造する技術分野である。

本発明は、特に、流線形の反トルク回転翼を備えるヘリコプターテール構造の製造に関する。

特許文献１及び特許文献２は、胴体に延在するテールブームの後端に固定され、航空機に揚力と推進力をもたらすために主回転翼によって胴体に加えられるトルクに対抗するための回転翼を受入れる構造を記載している。

この構造は、ダクトを形成する環状（又は管状）壁を備え、ダクトは、これに収容される反トルク回転翼によって生じた空気流れ用の流れトンネルを画成する。

一般に、このようなダクトは、上流から下流に向かって、順次、収束入口部と、円筒部（一定半径）と、丸められた縁を有するトンネル出口で終端する分散部とを有し、ダクトの各端は、環状フランジ又はカラーを備えている。

また、テール構造は、２つの側腹部（左腹部と右腹部）又はフェアリング側壁を備え、これらは、各々、オリフィスによって貫通され、前記オリフィスの縁を介して、管状ダクトの２つのフランジの該当する１つに固定されている。

さらに、テール構造は、実質的に垂直のフィン又はスタビライザーを備えている。このフィン又はスタビライザーは、フェアリングの側壁に固定され、それらの側壁から上方に向かって、航空機胴体の略対称の前後垂直面に沿って又は前記面に対して傾斜して延在している。

このようなテール構造は、一般的に、少なくとも４つの主部を組み合わせることによって得られ、これらの主部に対して、一体化されたフェアリングの側壁間に延在する補強部分と、前記テール構造をテールブームに固定するための少なくとも１つの接続部分とが、加えられる必要がある。

これらの種々の部分は、一般的に、有機マトリックスと強化繊維を含む複合材料によって作製され、これらの特許文献に記載されるフェアリング側壁と管状ダクトの一部は、ハニカム層（又は等価物）をさらに含んでいる。

これらの部分の各々を作製するために、通常の技術では、予備含浸繊維、すなわち、「プリプレグ（prepreg）」の１つ以上の層が、その部分の形状に適合する形状の（浮彫り状に突出する）雄型又は（凹状の）雌型内に置かれる。一般的に、このプリプレグは、熱硬化性樹脂によって被覆された繊維（例えば、炭素繊維）によって本質的に構成される。この「ドレープ（繊維配置）」工程中、その部分に対する所望の機械的特性を得るために、繊維は、１つ以上の所定方向に沿って配向される。

作製されるべき部分が、ハニカムのような厚いコアを含む場合、一般的に、手順は、表皮（内部又は外部）を形成し、それに続いてコアを堆積させる第１ドレープ工程と、次いで、一般的に、第２表皮（外部又は内部）を形成する目的でコアを被覆する第２ドレープ工程を含む。

このようにして得られた予備成形品は、次いで、その予備成形品を包む完全な型（雄と雌）が置かれるオートクレーブ又は炉内において、熱、及び、適切であれば、真空を加えることによって、硬化される。この工程は、有機マトリックスを重合又は架橋する役割がある。

予備成形品を作製する工程は、一般的に、手動によってなされ、これによって、複合材料の損失が生じ、また、同一形状を有する一連の部分における機械的特性を完全に再現性のある態様で得ることができない。

ドレープ工程を機械化するために、特に、特許文献３及び特許文献４に記載されているような繊維配置技術を用いることが知られている。この技術によれば、予備含浸繊維が、回転軸を中心として回転するように取り付けられたマンドレルの外面に、機械によって堆積される。

にもかかわらず、この技術は、一般的に、凸形状でかつ円対称を有する部分の作製に制限され、ダクト付きテール回転翼を有する回転翼航空機用のテール構造には適用されない。特に、テールとフェアリングの本体が接合する前区域は、多数の曲率を有する複雑な形状を呈している。また、曲率が反転する区域、すなわち、凹壁が凸壁に隣接する区域、及び小さい曲率半径の区域がある。

このようなテール構造の製造は、接着剤をこれらの部分の相互に重なった位置に配置された箇所に塗布するか、リベット留めするか、接着とリベット留めの両方によるか、及び／又は他の結合手段を用いることによって、組み立てられるべき種々の複合材料部分を必要とする。

これらの結合技術は、同様に、完全に再現性のある機械的特性を有する組立構造を得るのに適していない。また、これらの結合技術は、得られる組立構造の有害な重量増加をもたらす。

米国特許第５ ４９８ １２９号明細書 仏国特許第２ ７１９ ５５３号明細書 仏国特許第２ ７６６ ４０７号明細書 米国特許第６ ６１３ ２５８号明細書

本発明の目的は、回転翼航空機のテール回転翼用のフェアリング構造を製造する方法であって、このような構造を製造する既知の方法の欠点を改良し、及び／又は少なくとも部分的に修正する方法を提案することにある。

本発明の目的は、この方法を実施するよう適合された工具又は製造装置を提案することにある。

また、本発明の目的は、既知のヘリコプターテール構造の欠点を改良し、及び／又は少なくとも部分的に修正する回転翼航空機用の複合テール構造を提供することにある。

従って、第１態様における本発明は、回転翼航空機用の回転翼フェアリング構造を製造する方法であって、前記構造は、
・２つの端を有し、これらの２つの端の各々からそれぞれ延在する２つのカラー又はフランジを備える管状部（又はダクト）と、
・２つのカラー又はフランジの周囲にそれぞれ延在する２つの湾曲した（傾斜した／非平面）フェアリング側壁と
を備え、前記２つの側壁は、有機ポリマーマトリックスと強化材、特に熱硬化性樹脂と無機繊維を含む複合材料によって作製される方法を提供するものである。

本発明によれば、側壁は、マトリックスを固化させることによって一体される。好ましくは、１つ又は２つの予備成形品が、２つのフェアリング側壁によって作製され、予備成形品は、側壁接合区域を有し、前記接合区域は、前記有機マトリックス（ポリマー）を含み、２つの壁は、接合区域におけるマトリックスを固化又は固結することによって一体化される。

従って、単一の工程によって、シェルが得られ、このシェルは、２つのフェアリング側壁を備え、空気を通過させるためのトンネルを画成する管状壁を受入れるのに適し、接着剤を用いることなく、又はシェルを作製するための付加的な接続手段を加えることがない。

本発明の好ましい実施形態において、側壁の予備成形品の有機マトリックスは、熱硬化性樹脂によって本質的に構成され、２つの側壁は、側壁の予備成形品を（同時に）硬化させることによって、一体化される。

本発明の他の実施形態において、予備成形品の有機マトリックスは、熱可塑性樹脂によって本質的に構成され、このような状況において、一体化される２つの壁部は、相互に重なる位置において互いに面して配置され、これらの部分を任意に加熱によって軟化させた後、これらの部分は互いに加圧され、次いで、冷却される。接合区域における壁のこの一体化は、熱可塑性樹脂によって予備含浸された繊維を配置するための機械であって、堆積区域における（温風の噴流による）局部的な加熱を行なう機械によって、なされ得る。従って、樹脂は、堆積が進むと共に、固化される。予備成形が完了すると、予備成形品は、（樹脂の自然冷却によって）、すでに固化され、これによって、焼成工程を省略することができる。

予備成形品は、好ましくは、繊維又は繊維布、特に前記樹脂によって含浸された炭素繊維から、製造される。

好ましくは、及び付加的に、予備含浸繊維及び／又は布は、凸状又は凹状型に機械的に堆積かつ配向され、加熱され、次いで、型の外面（場合によっては、内面）に対して加圧される。変形形態において、あるいは付加的に、予備含浸繊維は、手動によって、型に堆積かつ配向されるようにすることも可能である。

また、好ましくは、フェアリング側壁の予備成形品に加えて、舵（又はフィン）の壁用の１つ（又は２つ）の複合予備成形品、及び／又はテールブームへの接続のための壁用の１つ（又は２つ）の複合予備成形品も、それ（又はそれら）が延在する側壁の予備成形品と共に、一体化される。

本発明の実施形態において、前記２つのフェアリング側壁を、好ましくは、２つの舵側壁及び／又は航空機のテールブームとの接続のための略円筒又は切頭円錐壁と共に形成するために、複合材料の単一予備成形品が、予備含浸繊維を分割コア又はマンドレルの周囲に置くことによって作製される。

その後、分割マンドレルを形成するマンドレルセグメントは、分離され、これらのセグメントは、フェアリング側壁の予備成形品によって画成された空洞から、特に、前記側壁の１つに設けられた開口を介して、取り出される。この後、予備成形品は、２部品凹状型内に移される。膨張性浮嚢のような予備成形品を支持するための膨張可能及び／収縮可能な構造が、好ましくは、前記空洞に挿入され、次いで、予備成形品は、オートクレーブ内で固化される。樹脂が重合された後、テール構造は、凹状型から取り出され、支持構造が収縮され、前記空洞から取り出される。この後、空気トンネルを画成するダクトが、得られたテール構造と一体化される。

本発明の変形形態において、単一の熱硬化性予備成形品が耐熱性のマンドレル上に作成され、真空バッグに巻き付かれた予備成形品は、オートクレーブ内で焼成され、これによって、２つの焼成用半割り型を用いるのを不要にすることができる。

焼成後の表面状態を改良するために、滑らかで比較的剛性のある材料（予備成形されたシリコーン板、重合されたガラスプライ）を予備成形品と真空バッグとの間に介在させ、予備成形品に痕跡を残す真空バッグの折目をなくし、外観が滑らかな予備成形品の外面を得ることができる。

さらに、マンドレルに対して膨張性材料を用いることによって、予備成形品を圧縮するための加圧が、少なくともそのマンドレルを膨張させることによって、部分的に行なわれ得る。この目的のために、約１０^−５ｍ／℃（１℃当りのメートル）の線膨張係数又はこれよりも大きい膨張係数を有する金属材料を用いるのが、好ましい。特に、マンドレルはこの特性を有する鋼又はアルミニウム合金から作製される。

本発明の他の実施形態において、実質的に面対称である２つの側予備成形品が作製され、各複合材料（及び／又はサンドイッチ）予備成形品は、フェアリングの（右又は左）側壁を形成するための第１部分と、好ましくは、舵の（右又は左）側壁を形成するための第２部分、及び／又はテールブームとの接続のための壁を形成するための第３部分とを有している。

これらの部分の各々は、実質的に対称の予備成形品の対応する部分の周辺接合帯片を覆うように折られるか及び／又は曲げられるのに適した少なくとも１つの（実質的に平面状の）周辺接合帯片を有している。

これらの予備成形品の各々は、好ましくは、凸状又は凹状の（左又は右）半割り型に圧力下で樹脂が予備含浸された繊維を機械的に置くことによって得られる。

２つの（実質的に対称の）予備成形品は、それぞれ、適切な形状の２つの凹状型に置かれ、次いで、互いに加圧され得る。２つの予備成形品のそれぞれの周辺接合帯片は、半割り型の接合面と実質的に対応するこの接合区域において完成した部分の良好な構造的連続性を得るために、相互に密に接触される。

このように配置された２つの予備成形品を含む２つの凹状半割り型は、次いで、構造を硬化させるために、オートクレーブ内に置かれる。

完成した部分が型から取り出された後、ダクトを形成する環状壁が、接着剤又はリベットによって、このようにして得られたフェアリング部分と一体化される。

熱可塑性樹脂を用いるとき、２つの熱可塑性プラスチック予備成形品が、２つのマンドレルに用意され、次いで、これらの予備成形品は、局部的加熱によって、接合区域を介して一体化され得る。

この方法は、２つの焼成用半割り型を用いてオートクレーブ内に通すのを回避することができる。この方法は、予備成形品を保持してそれら２つの予備成形品を三次元的に並べて位置決めする工具と、局部的加熱中に余白部を互いに加圧するための相補形状を有する工具を必要とする。ここで、局部加熱は、前記工具によって、なされ得る。

本発明の他の特性と利点は、特徴を制限することなく、本発明の好ましい実施形態を添付の図面を参照する以下の説明から、明らかになるだろう。

別に規定がなされない限り、本出願において、「左」及び「右」という用語は、ヘリコプターを見る観察者及び／又は背後からヘリコプターのテール構造を見る観察者を基準として用いられ、「前」及び「後」という用語は、ヘリコプターの通常の前方飛行方向を基準として用いられる。

特に図１〜４を参照するに、複合フェアリング構造を成形するための装置は、長軸２２を有するシャフト２１と可逆的に一体化されるのに適したコア又はマンドレル２０を備えている。

マンドレルは、軸２４を中心として実質的に円対称である環状中心部２３を備え、この中心部２３は、一直線上にある２つのオリフィス２５によって貫通され、それを通して、シャフト２１が延在している。

図１を参照するに、マンドレルは、中心部２３の周囲に、それを取り囲むように配置された６つのマンドレル扇部又はセグメント２６〜３１をさらに備えている。

他の実施形態では、マンドレルを構成する部分の数及び前記部分の形状と配置は、各実施形態に固有の幾何学的、機械的、及び熱的な拘束条件の関数として、変更することができる。

これらの扇部の各々、特に扇部２７又は２８は、中心部２３の外側凸面２３ｂの対応する部分と密接に接触して及び／又は緊密に嵌合して配置されるのに適した内側凹支持面、特に扇部２７の面２７ａと扇部２８の面２８ａを有している。

中心部２３の外面２３ｂが軸２４を中心とする円筒形状で、前記軸に対して一定の半径を有するとき、扇部２６〜３１の２７ａ、２８ａのような内面は、同一の半径を有する円筒の部分としての形態にあり、これらの内面は、一緒になって、面２３ｂの実質的に全体を覆う。これは、扇部（２６〜３１）が中心リング２３の周囲に組み込まれた構成に相当する。しかし、図１に示される構成は、マンドレルの構造の理解を促すために中心部２３から離間して示されている限りにおいて、異なっている。

図１に示される構成は、扇部を軸２４に向かって実質的に半径方向と平行に、例えば、扇部３１の場合、矢印３２に沿って、中心部２３に向かって移動させることによって、図２に示されるように、堆積したプリプレグの帯片を受け入れるのに適した組立マンドレル構成に、変換される。

図２〜図５は、図１に示す工具を用いることによって、図６に示すテール部分を製造する方法の連続的なステップを示す。
この組立位置（図２）において、扇部は、従来の結合手段（図示せず）によって、リング２３と一体化されている。この構成において、２つの隣接する扇部は、それぞれの端面、例えば、扇部２６と２７に対する面２６０と２７１、又は扇部２７と２８に対する面２７０と２８１を介して、実質的に接触している。加えて、２つの隣接する扇部の（外側）側面、例えば、扇部２６の面２６ｄと扇部３０の面３０ｄは、相互に面する縁に沿って接線の方向にあり、かつリング２３の側面２３ｄに対して接線の方向にあり、これによって、マンドレルの扇部がリングと接触してそれと一体化されたとき、図２に示される構成において、プレプリグを受入れる滑らかな側面を形成する。

図１と図２を参照するに、マンドレル２０が軸２２を中心として回転するのを可能にするシャフト２１は、マンドレルの扇部２６と２８の２つを通って延存し、扇部２６の前面２６ｅと扇部２８の後面２８ｅを通過する。

この工具は、ディスク状部分３３とテーパ付きブレードの形態にある部分３４も備えている。部分３３は、シャフト２１が通過する開口によって貫通されている。部分３３は、扇部２６の前面２６ｅに固定され、これによって、複合テール構造をヘリコプターの胴体の後部（又はテールブーム）に接続するための部分を構成するプレプリグ予備成形品の部分のための雄型部分を形成する。

部分３４は、扇部２９と３０の上端と一体化され、最終複合構造のフィン部を形成するための予備成形品の部分のための雄型部分を形成する。

扇部２６〜３１、リング２３、シャフト２１、及び部分３３と３４が共に組み込まれて、マンドレル又は雄型を形成した後、このマンドレルは、自動的にプレプリグを置くための機械のフレーム上に、回転（又は振動）させるために取り付けられる。次いで、この機械は、一層以上の樹脂含浸繊維又は布をマンドレルの外面に置く。この機械は、（プレッサ・ホイール又はローラを用いて）、圧力を堆積された繊維または布に加え、及び前記繊維又は布を所定長さに切断する。これらの工程は、得られる部分の形状に関連する特定のプログラムとデータの関数として、及び予備成形品を作製するのに用いられるプレプリグ繊維又は帯片の種々のセグメントの数と配向の関数として、機械の制御装置の制御下で行なわれる。

序文で述べたように、得られる構造の側壁に対応する予備成形品の少なくとも一部は、プレプリグの２つの表皮間に形成及び加圧されるハニカム材料のコアを含む。

一旦予備成形品がこのように得られた後、シャフト２１は、マンドレルから分離され、予備成形品３５を保持するマンドレルは、得られるべき部分の外側半面の形状に適合する形状の凹状半割り型３６ａ内に置かれる。この目的のために、図３に示されるように、マンドレルがマニピュレータ３９のアーム３８に支持されながら、半割り型３６ａが支持台３７上に置かれる。アーム３８は、三角構造４０を介して、マンドレルのリング２３に一次的に固定される。

図４を参照するに、次いで、側開口３６ｃによって貫通されている第２半割り型３６ｂが半割り型３６ａと一体化され、それと一緒になって、予備成形品を覆う。次いで、マンドレルが、予備成形品の側面に設けられた側開口と、その予備成形品の側開口と実質的に整合して延在する半割り型３６ｂの壁に設けられた開口３６ｃを通って、予備成形品から取り出される。この目的のために、リング２３は、セグメントから分離され、型３６ａ、３６ｂから取り出され、マニピュレータ３９のアーム３８から吊り下げて保持される。

次いで、図１に示されるセグメント３１のような第１セグメントが、前記開口と一直線に並ぶように、矢印３２に沿って軸２４に向かって移動され、その開口を通って、型から取り出される。その後、他のセグメント２６〜３０が、好ましくは、すでに取り出されたセグメント３１などに隣接するセグメント（２６又は３０）の１つから始めて、相次いで、取り出される。

この目的のために、セグメント３１以外のセグメントの端面、例えば、セグメント２７の面２７０と２７１は、前記開口の中心を通る軸に実質的に対応する軸２４に対して実質的に半径方向に延在し、その一方、セグメント３１の端面３１０と３１１は、実質的に互いに平行に、かつ軸２４に向かって延在する矢印３２と平行に延在している。

コアが予備成形品とその予備成形品を支持する型３６ａ、３６ｂの壁によって画成された空洞から取り出された後、予備成形品を支持するための変形可能な壁４１又は浮嚢が、（図４の矢印４２に沿って）、空洞内に挿入され、この方法の後続の工程中に予備成形品を支持するために、予備成形品の内面と接触して配置される。

このために、浮嚢は、加圧下の空気のようなガスによって、膨張され得る。代替的に、外皮又は浮嚢４１の壁を型内に収納された中空の予備成形品の内面に押圧するために、型３６ａ、３６ｂ内が吸引され得る。

次いで、予備成形品を含む型と予備成形品支持構造は、予備成形品のプリプレグの樹脂を硬化させるために、オートクレーブ又は炉内に置かれる。

この工程の最後に、図５に示されるように、２つの半割り型３６ａと３６ｂが互いに分離され、本発明の部分が型から取り出される。

図６を参照するに、このようにして得られたヘリコプターテール構造４３は、前後面５６を中心として略対称である。この構造は、面５６と実質的に直交する横軸５７を中心とする円形開口４６によって貫通される第１側壁４５を備えている。この構造４３は、中心が同様に軸５７に位置する円形開口４８によって貫通される第２側壁４７を有している。

壁４５は、フィン左壁５１を形成する壁５２を経由して、上方に延在し、その一方、壁４７は、フィン右壁を形成する壁５３を経由して、上方に延在している。

壁５２と５３の前部は、前区域６０に沿って交差し、壁４５と４７の前部は、区域６０に延在する上部５５ａを有する前区域５５ａ、５５ｂを形成するように、交差している。

湾曲した前部５５ａと５５ｂとの間に、テール構造をヘリコプター胴体に接続するための部分４４ａ、４４ｂが延在している。この部分は、面５６に含まれる軸５８に沿って延在する短い円筒部４４ａと、軸５８を中心とする円盤の形態にあり、円筒部４４ａによって包囲された面部４４ｂから成る。

壁４５と４７の底部分は、開口５０によって貫通される底区域４９を形成するように交差し、その一方、壁４５と４７の後部分は、開口５９が貫通する後接合区域６２を形成する。

図６において、壁５２と５３の上部が面部５４を介して交差し、その一方、これらの壁５２と５３の後部が区域６１に沿って交差することも、理解され得る。

接合区域４９、５４、５５ａ、５５ｂ、及び６０〜６２は、側壁４５、４７、５２、及び５３と、接続構造４４ａ、４４ｂと協働して、剛性のある一体化された軽量の中空構造を形成する。

この構造４３は、続いて、図７と図８に示されるように、ダクト６３と組み立てられ、ヘリコプターテール回転翼フェアリングを形成する。

ダクト６３は、同様に、複合材料から作製され、軸５７を中心とする（実質的に一定半径の）実質的に円筒状の中心部６４を備えている。

矢印６７によって示されるように（図８）、ダクト６３によって画成されたトンネル６８内に配置された回転翼（図示せず）によって推進される空気流れの進行方向であって、反トルク回転翼によって得られる空気力学的な推進力と反対の方向に対応する方向を基準とするこの中心部の上流側に、収束部６５が設けられている。この収束部６５は、その端から延在する第１円形フランジ６６を有している。

ダクト６３の反対側の端に、第１フランジ６６と平行の第２円形フランジ７０で終端する分散部６９が設けられている。フランジ７０の外径７１は、フランジ６６の外径７２よりも小さい。

特に図８に示されるように、ダクト６３の下流部が、側壁４５に形成された開口４６内に、矢印６７に沿って、小径フランジ７０が壁４７に設けられた開口４８の周囲の壁４７の内面と接触するまで、通されることによって、構造４３の内側に挿入される。

この構成において、大径フランジ６６は、壁４５内に設けられた開口４６の周囲の壁４５の外面と接触している。この位置において、部分６３と４３は、接着剤（適切であれば、リベット）によって、部分４３の側壁の対応する部分に重なるダクト６３のフランジの部分を一体化することによって、互いに組み立てられる。

図９〜１１は、本発明の第２実施形態に関する。
図９〜１１に対応する好ましい実施形態において、予備成形品の全体が、図１１に示されるように、２つの実質的に対称的な予備成形品７６ｇと７６ｄから、作製される。

図１０に示される左側予備成形品７６ｇは、実質的に円形の中心部９０を備え、この中心部９０は、その中心を通る軸７７と直交して延在している。側予備成形部８０が、中心部９０の周囲に延在している。胴体と接続するための部分８２が、部分８０から延在している。この部分８２は、実質的に、部分９０の面と平行の軸７８を有するテーパ付き半割りチューブの形態にある。フィンの左壁を形成する予備成形品の部分８１が、同様に、部分８０から延在している。

プリプレグ予備成形品の部分８０、８１、及び８２の各々は、その周辺において、プリプレグの帯片まで延在している。これらの帯片は、それぞれ、８３〜８９の番号が付されている。

これらの帯片は、テール構造を形成する２つの（半）予備成形品間の周辺接合部を形成する役割がある。

図９と図１１に示されるように、左側予備成形品７６ｇが、適切な形状の２つの凹状半割り型９１ｇと９１ｄとを備える図９の型内において、右側予備成形品７６ｄに面して置かれるとき、それらのそれぞれの接合帯片、例えば、予備成形品７６ｄの前余白を形成する帯片８３ｄと予備成形品７６ｇの前余白を形成する帯片８３ｇは、互いに面して配置される。これらの２つの予備成形品は、中心コア９２（図９）に対して加圧されるので、それらのそれぞれの周辺帯片（又は余白）は、互いに折り曲げられて対にされ、それらは互いに加圧されて、実質的に予備成形品の周囲に延在する周辺接合区域を形成する。

図９に示される工具は、３つの平坦部９５〜９７をさらに備えている。これらの部分は、型９１ｄ、９１ｇの対応する周辺壁と一緒になって、型内において予備成形品を支持する柔軟なコア９２のそれぞれの端面９２ａ、９２ｂ、及び９２ｃを密封するのに用いられる。それらは、２つの半割り型間に機械的な接続をもたらすこともできる。

図９に示される型を閉鎖した後、樹脂が硬化され、次いで、型が開かれる。得られた部分は、図６に示されるのと同様である。この図において、部分４３は複雑な形状を有し、軸５７に沿って平らで、フィン形成部の前縁と後縁のそれぞれの方向に近い面５６の方向において細長いこと、この部分は、側部５２と５３を有する側部４５、４７用の凹状接続部をそれぞれ有していること、及び側フェアリング部４５、４７は、大きく空洞化されていることが、理解され得る。

図１２を参照するに、第１熱可塑性半予備成形品１００が、支持工具１０１によって支持され、第２熱可塑性半予備成形品１０２が、他の予備成形品保持工具１０３に支持されている。

予備成形品１０２の周辺部（又は縁）１０２ａが、予備成形品１００の周辺部１００ａに重なり、対称的に、予備成形品１００の縁１００ｂが、予備成形品１０２の縁１０２ｂに重なっている。

雄成形工具１１０が、予備成形品１００と１０２との間に延在している。この工具１１０は、一体化するために縁１００ｂと１０２ｂに面して配置された部分１１１を有し、縁１００ｂ、１０２ｂ間の接合区域に作製されるべき部分の内面に適合する形状を有している。

雌成形工具１１２が、予備成形品の外側に延在している。工具１１２の部分１１３は、重ねられた縁１００ｂ、１０２ｂに面して配置され、作製されるべき部分の外面のこの接合区域における形状に適合されている。

縁１００ｂ、１０２ｂは、工具１１２を矢印１１４に沿って工具１１０に向かって移動させ、工具１１０、１１２の面１１１と１１３間で縁を圧縮することによって、一体化される。

この工程は、縁を加熱によって軟化させることを必要としてもよい。これによって、樹脂を溶融させ、その樹脂を冷却することによって、縁を一体化させることができる。

図１３を参照するに、予備成形品１００は、２部品マンドレル１０４、１０５によって支持され、予備成形品は、このマンドレルの外面１０６の形状に適合している。

マンドレルと予備成形品との間の隙間１０７及び／又は予備成形品と外皮１０９との間の隙間１０８を吸引する手段によって、整形具と外皮部分が予備成形品の外面に対して加圧されることを可能にする。

気密バッグ又はカバー１０９が予備成形品１００を包囲し、対皺整形具１２０、１２１が、予備成形品と外皮との間に介在される。整形具１２０、１２１の内面１２３、１２４は、予備成形品１００を硬化することによって得られる部分の外面の対応する部分の形状に適合している。

当然、前述の種々の実施形態に対して、本発明の範囲を逸脱することなく、構造要素及び機能要素の両方に関して、種々の追加、省略、又は修正が、当業者によって実施され得る。

本発明の第１実施形態に係る製造方法によって、図６に示される種類のヘリコプターテール部分を製造するのに用いられる分割マンドレルを備える工具の概略側面図である。 マンドレルを備えると共にシャフトが取り付けられた図１の工具であって、マンドレルがシャフトの長軸の回りを旋回可能な工具の概略透視図である。 凹状の半割り型内に置かれた、プリプレグが配置されたマンドレルの概略透視図である。 凹状型内に置かれた予備成形品によって画成される空洞から取り出されるマンドレルを示す図である。 ２部品凹状型から取り出された固化されたテール部分を示す図である。 ヘリコプターテール部分を示す図である。 本発明のヘリコプターテール部分内に、それと一体化する目的で置かれるトンネルダクトを示す概略透視図である。 本発明のテール部分の２つの対向する側壁と組み立てられるダクトを示す、空気トンネルダクトの軸を含む断面に沿った部分断面図である。 図１１に示される種類の２つの予備成形品を組み立てるための工具を示す概略透視図である。 本発明のテール構造の左側を形成するように設計された予備成形品を示す概略透視図である。 図１０の観察方向と実質的に同じ方向から見た図であり、互いに面して配置された２つの実質的に対称の予備成形品を示す図である。 ２つの予備成形品の重なる部分の同時固結によって、熱可塑性シェルを作製するための工具を示す概略断面図である。 吸引力を用いて、予備成形品を含む柔軟な外皮を押込むことによって、マンドレルによって支持された予備成形品からテール構造を作製するための工具の概略断面図である。

Claims (27)

1. 回転翼航空機用のテール構造を製造する方法であって、
   該構造が、
   ２つの端を有し、前記２つの端の各々からそれぞれ延在する２つのカラー又はフランジを備える管状部又はダクトと、
   前記２つのカラー又はフランジの周囲にそれぞれ延在する２つの湾曲したフェアリング側壁と、を備える方法において、
   前記２つの側壁は、有機マトリックスと繊維強化材とを含む複合材料から作製され、
   前記側壁は、前記有機母材を固化させることによって一体化され、これによって、前記管状部を受入れるのに適した一体化シェルを形成し、
   前記シェルは、前記カラー又はフランジによって、前記管状部に組み立てられることを特徴とする方法。
2. 樹脂予備含浸繊維強化材を用いて、少なくとも１つの側壁予備成形品を作製する請求項１に記載の方法。
3. 前記樹脂予備含浸繊維強化材が型に配置され、圧力が加えられる請求項２に記載の方法。
4. 前記繊維強化材は、機械を用いて配置される請求項３に記載の方法。
5. 前記繊維強化材は、手動で配置される請求項３に記載の方法。
6. １つまたは２つのフェアリング側壁予備成形品が作製され、
   各予備成形品は、側壁接合区域を有し、
   前記接合区域は、前記有機ポリマーマトリックスを含み、
   前記２つの壁は、前記接合区域における前記マトリックスを固化又は固結することによって、一体化される請求項１〜５のいずれか一項に記載の方法。
7. 前記側壁予備成形品の前記有機マトリックスは、熱硬化性樹脂によって構成される請求項１〜６のいずれか一項に記載の方法。
8. 前記側壁予備成形品の前記有機マトリックスは、熱可塑性樹脂によって構成される請求項１〜６のいずれか一項に記載の方法。
   。
9. 前記予備成形品は、前記樹脂によって含浸された繊維又は繊維布から製造され、
   前記予備含浸繊維及び／又は布が、凸状又は凹状型に機械的に又は手動で堆積かつ配向され、前記型の適切な外面又は内面に対して加圧される請求項１〜８のいずれか一項に記載の方法。
10. 前記２つの側壁は、一緒に硬化され、少なくとも１つの周辺接合部を介して、一体化される請求項１〜９のいずれか一項に記載の方法。
11. 前記フェアリング側壁予備成形品に加えて、舵又はフィン用の１つ又は２つの複合壁予備成形品が、同時に、互いに一体化されると共に、それ又はそれらが延在する前記側壁予備成形品と一体化される請求項１〜１０のいずれか一項に記載の方法。
12. 前記フェアリング側壁予備成形品に加えて、テールブームへの接合のための１つ又は２つの複合壁予備成形品が、互いに一体化されると共に、それ又はそれらが延在する前記側壁予備成形品と一体化される請求項１〜１１のいずれか一項に記載の方法。
13. 複合材料の単一予備成形品は、予備含浸繊維を分割コア又はマンドレルの周囲に置くことによって作製され、前記フェアリング側壁の両方と、２つの舵側壁及び／又は航空機テールブームとの接合のための略円筒又は切頭円錐壁とが形成される請求項１〜１２のいずれか一項に記載の方法。
14. 前記分割マンドレルを形成するマンドレルセグメントは、分離され、前記フェアリング側壁を構成する前記予備成形品によって画成された空洞から、前記側壁に設けられた開口を介して取り出される請求項１３に記載の方法。
15. 前記予備成形品は、次いで、２部品凹状型内に移される請求項１４に記載の方法。
16. 膨張性浮嚢のような膨張可能及び／又は収縮可能な予備成形品支持構造が、次いで、前記空洞内に挿入され、前記予備成形品が固化される請求項１４又は１５に記載の方法。
17. 前記予備成形品が、オートクレーブ内で固化される請求項１６に記載の方法。
18. 面対称である２つの側予備成形品が作製され、
    各予備成形品は、
    フェアリング側壁を形成するための第１の部分と、
    舵側壁を形成するための第２の部分と、
    テールブームとの接続のための壁を形成するための第３の部分と、を備える複合材料及びサンドイッチ材料のいずれかから作製される請求項１〜１２のいずれか一項に記載の方法。
19. 前記部分の各々は、対称的な予備成形品の対応する部分の周辺接合帯片と重なるように折られ及び／又は曲げられるのに適した少なくとも１つの周辺接合帯片を有する請求項１８に記載の方法。
20. 前記予備成形品の各々は、樹脂予備含浸繊維を加圧下で凸状又は凹状の半割り型に置くことによって得られる請求項１８又は１９に記載の方法。
21. 前記繊維は、機械を用いて置かれる請求項２０に記載の方法。
22. 両方の予備成形品が適切な形状の第１凹状半割り型内に置かれ、
    次いで、前記２つの予備成形品の前記それぞれの周辺接合帯片が、前記半割り型の前記接合面に対応する前記接合区域において完成した部分の良好な構造的連続性を得るために、相互に密に接触され、
    次いで、前記中空型が閉じられ、オートクレーブ内に置かれ、前記構造の前記予備成形品を硬化させる請求項１８〜２１のいずれか一項に記載の方法。
23. 回転翼航空機用のテール構造を製造する方法を実施するための装置であって、
    該構造は、
    ２つの端を有し、前記２つの端の各々からそれぞれ延在する２つのカラー又はフランジを備える管状部又はダクトと、前記２つのカラー又はフランジの周囲にそれぞれ延在する２つの湾曲したフェアリング側壁と、を備え、
    前記２つの側壁は、有機マトリックスと繊維強化材とを含む複合材料から作製され、
    前記側壁は、前記マトリックスを固化させることによって一体化され、これによって、前記管状部を受入れるのに適した一体化シェルを形成し、
    前記シェルは、前記カラー又はフランジによって、前記管状部に組み立てられ、
    長軸を有するシャフトに可逆的に連結されるのに適したコア又はマンドレルを備える装置。
24. 軸を中心とする回転体の形態にある環状中心部であって、前記シャフトが通過する２つの直線状に並ぶオリフィスによって貫通された環状中心部と、
    前記部分の周囲を包囲するように配置されたマンドレル扇部又はセグメントと、
    を備える請求項２３に記載の装置。
25. 凹状型内に受け入れられた前記予備成形品の内面に対して圧力又は吸引力を加えることによって加圧されるのに適した変形可能な予備成形品支持構造、をさらに備える請求項２３又は２４に記載の装置。
26. 回転翼航空機用のテール構造であって、
    ２つの端を有し、前記２つの端の各々からそれぞれ延在する２つのカラー又はフランジを備える管状部又はダクトと、前記２つのカラー又はフランジの周囲にそれぞれ延在する２つの湾曲したフェアリング側壁と、を備え、
    前記２つの側壁は、有機マトリックスと繊維強化材とを含む複合材料から作製され、
    前記側壁は、前記マトリックスを固化させることによって一体化され、これによって、前記管状部を受入れるのに適した一体化シェルを形成し、
    前記シェルは、前記カラー又はフランジによって、前記管状部に組み立てられ、
    前記構造は、さらに、
    前記ダクトに固定される一体化シェルを備える構造。
27. 湾曲が反転する少なくとも１つの区域を備える請求項２６に記載の構造。

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