KR20000057691A - 헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체 - Google Patents

헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체 Download PDF

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Abstract

헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체(10)는 복합 주 유선형 덮개(20), 복합 주 유선형 덮개(20)의 내부에 결합되는 일체형 복합 리브 세부(60), 복합 주 유선형 덮개(20)에 결합되는 복합 밀폐 유선형 덮개(50), 복합 주 유선형 덮개(20) 및 복합 밀폐 유선형 덮개(50)에 결합되는 마모 스트립(70)으로 구성된다.

Description

헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체{A COMPOSITE TIP CAP ASSEMBLY FOR A HELICOPTER MAIN ROTOR BLADE}
헬리콥터의 주회전자 조립체, 특히 헬리콥터의 주회전 날개는 공기역학적 힘, 관성력, 원심력 등의 여러 가지 작용력의 영향을 받게 된다. 특히, 주회전 날개는 굽힘하중, 부익방향(비행체 외부) 및 익현방향(비행체 내부) 하중, 축하중(원심력), 비틀림하중 같은 다양한 동적하중에 조화되도록 설계되어야 한다. 이같은 동적하중에 의해 주회전 날개는 여러형태의 응력/변형의 영향을 받게 된다.
특히, 주회전 날개의 최외측 단부 또는 팁은 공기역학적 힘으로 인한 심한 응력/변형의 영향을 받게 되고, 따라서 헬리콥터 주회전 조립체의 작동중에 마멸 및 마모에 의해 극심한 구조적 퇴화를 겪게 된다(헬리콥터 주회전 날개 팁의 고속회전속도로 인함). 게다가, 외부물체와의 충격의 결과로서 주회전 날개의 외부 단부는 구조적 손상을 입게 될 가능성이 가장 높게 된다.
따라서, 헬리콥터 회전 날개의 최외측 단부에 보호적이고 교체가능한 팁 캡을 제공하는 것이 헬리콥터 기술분야에 널리 공지되어 있다. 헬리콥터 회전 날개의 팁 캡을 설명하는 예로서, 미국 특허 제 4,120,610 호에는 주회전 날개의 노우즈 익형에 장착된 팁 캡을 개시하고 있고, 미국 특허 제 5,320,494 호에는 내부 벌집형 코어(internal honeycomb core)에 결합된 복합 외부표면 및 팁부분에 부착된 복합 팁 캡 등으로 구성되는 주회전 날개의 교환가능한 팁부분을 설명하고 있다.
도 1a도 내지 도 1c에는 미국 특허 제 5,542,820 호에 개시된 헬리콥터용 주회전 날개(100)가 예시적으로 도시되어 있다. 주회전 날개(100)는 이 주회전 날개(100)를 헬리콥터 회전중심축 조립체에 장착시키도록 구성된 내부 세그먼트(102)와, 중앙 세그먼트(104)와, 교환가능한 팁 세그먼트(106)로 구성된다[여기에서 도면부호(105)는 중앙 세그먼트(104)의 외부 단부와 교환가능한 팁 세그먼트(106) 사이의 경계를 나타냄]. 상기 내부 세그먼트(102), 중앙 세그먼트(104) 및 팁 세그먼트(106)는 함께 주회전 날개(100)의 길이를 규정하다. 주회전 날개(100)는 선단 에지(108) 및 후단 에지(110)를 포함하는데, 이것들은 함께 주회전 날개(100)의 익현을 규정한다.
주회전 날개(100)의 내부 및 중앙 세그먼트(102, 104)는 날개(100)의 공기역학적 상하면을 각각 규정하는 복합 상부면(112), 하부면(114) 및 벌집형 코어(116), 익형(118), 하나 또는 그 이상의 평형추(120), 선단 에지 피복(122), 조정가능한 트림 탭(124) 등으로부터 제조된다. 복합 상부면(112) 및 하부면(114)은 이 복합 면(112, 114) 사이에 저중량의 구조적 강화 부재로서 작용하는 벌집형 코어(116)에 결합된다. 익형(118)은 미리 제조되는 구성요소(복합재료 또는 티탄늄과 같은 금속재료로 제조됨)이면서, 헬리콥터 주회전 조립체의 작동중에 날개(100)에서 발생하는 비틀림 하중, 굽힘 하중, 전단 하중, 원심력에 의한 하중 등에 견디는 주회전 날개(100)의 중요한 구조적 부재로서 작용한다.
하나 또는 그 이상의 평형추(120)는 정적으로 또는 동적으로 주회전 날개의 균형을 맞추도록 익형(118)에 결합된다. 선단 에지 피복(122)은, 예를 들면 적절한 수지 매트릭스에 매립된 직물 유리섬유 재료와 같은 복합재료 및 티타늄과 니켈의 스트립 같은 내마모성 재료로 제조되는 사전조립된 혼성 부재이다. 피복(122)은 일반적으로 C-형상의 외형을 갖고, C-형상의 외형은 내부 세그먼트(102)의 내부 단부로부터 중앙 세그먼트(104)의 외부 단부까지 형성된 주회전 날개(100)의 선단 에지(108)를 규정한다. 선단 에지 피복(122), 특히 내마모성 스트립은 주회전 날개(100)의 선단 에지(108)가 마모되는 것을 방지하는 기능을 제공한다. 선단 에지 피복(122)은 주회전 날개(100)의 에어포일 공차를 조절하는 기능을 제공한다.
주회전 날개(100)의 교체가능한 팁 세그먼트(106)는 주회전 날개(100) 및 주회전 조립체의 공기역학적 수행능력을 증가시키도록 공기역학적 외형, 예들 들면 후미가 만곡되고 끝이 뾰족하며 평면을 포함하지 않는 외형을 갖는다. 교환가능한 팁 세그먼트(106)는 벌집체에 결합된 복합재료 상부 및 하부 면으로 구성된다. 리세스(140)는 교체가능한 팁 세그먼트(106)의 벌집체에 형성되는데, 리세스(140)는 익형(118)의 외부 치수보다 조금 큰 치수를 갖는다. 교체가능한 팁 세그먼트(106)는 리세스(140)와 익형(118) 면을 규정하는 벽면에 적용되는 에폭시 막 접착제 같은 접착제를 이용하여 결합시킴으로서 익형(118)에 부착된다. 게다가, 예를 들면 나사장치와 같은 파스너가 중앙 세그먼트(104)와 교체가능한 팁 세그먼트(106)의 부착을 강화시키기 위하여 사용될 수도 있다. 아래에 설명하는 것처럼 교체가능한 팁 세그먼트는 정비소에서도 제거가능하므로 적절한 수리 또는 교체가 대단히 유용하다.
바람직한 실시예로서 주회전 날개(100)는 적절한 수지 매트릭스에 매립된 흑연 섬유(graphite fiber)와 같은 재료로 제조되고 파스너(146)에 의해서 교체가능한 팁 세그먼트(106)의 외부 단부에 장착되는 복합 팁 캡(144)을 추가로 포함한다. 변형예로서, 팁 캡(144)은 티타늄 또는 알루미늄과 같은 금속재료로 제조될 수도 있다. 팁 캡(144)은 어떤 현장에서도 교체가능하여 자체의 교체와 관련된 시간과 비용을 최소화한다. 교체가능한 팁 세그먼트(106)는 마모 스트립(150)을 포함하고, 복합 팁 캡(144)은 마모 스트립(152)을 포함한다. 통상적으로 니켈과 같은 내마모성 금속재료로 형성되는 마모 스트립(150, 152)은 조합하여 교체가능한 팁 세그먼트(106)의 선단 에지를 규정한다. 주 유선형 덮개는 알루미늄으로 제조되고, 공기역학적 표면, 선단 에지, 후단 에지 등을 포함하는 상부 및 하부 에어포일과 같은 공기역학적 외형을 갖는다.
본 발명의 출원인인 시코스키 에어크래프트 코포레이션(Sikorsky Aircraft Corporation)는 UH-60 BLACK HAWK(등록상표) 헬리콥터 및 SH-60 SEAHAWK(등록상표) 헬리콥터 등에 사용하기 위한 교체가능한 팁 캡 조립체를 제공한다[여기서, BLACK HAWK 및 SEAHAWK는 시코스카이 에어크래프트 코포레이션에 의해 등록된 상표임]. 이러한 교체가능한 팁 캡 조립체는 주 유선형 덮개, 내부 리브, 복합 밀폐 유선형 덮개, 니켈 마모 스트립 등을 포함한다. 내부 리브는 주 유선형 덮개의 공간내에 배치되고 에어로스페이스 파스너(aerospace fasteners)를 통하여 상부 및 하부 에어포일에 장착되는 복수개의 알루미늄 C-형상부재로 구성된다. 공기역학적 외형을 갖는 복합 밀폐 유선형 덮개는 KEVLAR(등록상표)계의 복합재료[KEVLAR는 미국 델라웨어주 윌밍톤 소재의 이. 아이. 듀 퐁 드 네모아 앤드 코포레이션(E.I. du Pont de Nemours ＆ Co)의 등록상표임]로 제조되고 안정된 접착제를 이용하여 주 유선형 덮개에 결합된다. 니켈로 만들어진 마모 스트립은 주 유선형 덮개 및 밀폐 유선형 덮개의 선단 에지에 접합된다. 알루미늄으로 만들어진 팁 캡 조립체는 주회전 날개의 외부 단부에 볼트체결된다.
전술한 알루미늄 팁 캡 조립체는 자체의 의도된 목적에는 효과적인 기능을 수행함에도 불구하고, 이같은 종래기술의 팁 캡 조립체에는 약간의 제약이 있다. 예를 들면, 이러한 각각의 알루미늄 팁 캡 조립체는 16개의 개별 구성부재로 구성되어, 이러한 알루미늄 팁 캡 조립체의 제조 및 조립은 시간소비적이고 노동집약적이다. 특히, 주 유선형 덮개에 개개의 C-형상의 리브부재를 결합시키는 것은 더욱 시간소모적이고 노동집약적이며 주 유선형 덮개에 개개의 C-형상의 리브부재를 장착하기 위해서는 90개 이상의 에어로스페이스 파스너가 요구된다. 게다가, 주회전 조립체의 작동중에 팁 캡 조립체가 큰 공기역학적 하중에 영향을 받게 되며, 그 결과 주 유선형 덮개는 쉽게 피로에 의한 균열이 발생하므로, 이러한 알루미늄 팁 캡 조립체는 정기적으로 점검 및 교체되어야 한다.
따라서, 제조와 조립이 용이한, 다시말해 상술한 종래기술의 알루미늄 팁 캡 조립체보다 재현성이 좋고 비용면에서 효율적인 헬리콥터 주회전 날개에 사용하기 위한 팁 캡 조립체를 제공할 필요가 있다. 이같은 팁 캡 조립체는 UH-60 BLACK HAWK 헬리콥터 및 SH-60 SEAHAWK 헬리콥터에 현재 이용되고 있는 알루미늄 팁 캡 조립체를 개조하여 적합하게 유용할 수 있는 설계 외형을 갖고 있어야 한다.
발명의 요약
본 발명의 목적은 일체형 복합 리브 세부를 포함한 헬리콥터 주회전 날개에 사용하기 위한 복합 팁 캡 조립체를 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 헬리콥터 주회전 날개에 사용하기 위한 복합 팁 캡 조립체를 제공하는 것으로서, 복합 주 유선형 덮개, 복합 주 유선형 덮개에 내부에 결합되는 일체형 복합 리브 세부, 복합 주 유선형 덮개에 결합되는 복합 밀폐 유선형 덮개, 복합 주 유선형 덮개와 복합 밀폐 유선형 덮개에 결합되는 마모 스트립을 포함한다.
본 발명과 그의 부수적 특징 및 이점은 첨부도면과 함께 하기의 상세한 설명을 참조하여 보다 상세하게 이해할 수 있다.
본 발명은 헬리콥터의 주회전 날개에 관한 것으로서, 특히 헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체(composite tip cap assembly)에 관한 것이다.
도 1a는 헬리콥터용 예시적인 주회전 날개의 평면도,
도 1b는 도 1a의 B-B 선을 절취한 헬리콥터 주회전 날개의 단면도,
도 1c는 도 1a의 헬리콥터 주회전 날개의 교체가능한 팁 세그먼트의 확대 평면도,
도 2a는 본 발명에 따른 복합 팁 캡 조립체의 사시도,
도 2b는 도 2a의 복합 팁 캡 조립체의 저면도,
도 3은 도 2a 및 도 2b의 복합 팁 캡 조립체의 복합 주 유선형 덮개의 상부 에어포일 면을 도시한 단면도로서, 복합 주 유선형 덮개를 형성하는 단일방향 층 및 편평한 직물 층의 섬유 배향을 개략적으로 설명한 도면(섬유 배향은 헬리콥터 주회전 날개의 두선이 이루는 교차축의 방향을 말함),
도 3a는 도 3의 A-A선을 따라 절취한 단면도,
도 3b는 도 3의 B-B선을 따라 절취한 단면도,
도 3c는 도 3의 C-C선을 따라 절취한 단면도(여기에서 도면부호 CL20은 복합 주 유선형 덮개의 익현선을 나타냄),
도 3d는 도 3의 D-D선을 따라 절취한 단면도(여기에서 도면부호 CL20은 복합 주 유선형 덮개의 익현선을 나타냄),
도 3e는 도 3의 E-E선을 따라 절취한 단면도,
도 4는 상부 및 하부 에어포일 레이-업에 조립되는 복합 주 유선형 덮개를 구성하는 단일방향 층 및 직물 층을 설명하는 단면도,
도 5는 복합 팁 캡 조립체의 복합 주 유선형 덮개를 제조하는데 사용되는 예시적인 분할 몰딩 조립체에 배치된 제 4 도의 상부 및 하부 에어포일을 설명하는 사시도,
도 6a는 도 2a 및 도 2a의 복합 팁 캡 조립체에서 복합 밀폐 유선형 덮개의 상부 에어포일 면을 도시한 평면도로서, 복합 밀폐 유선형 덮개를 형성하는 편평한 직물 층의 섬유 배향을 설명하는 도면(섬유 배향은 헬리콥터 주회전 날개의 교차축을 말함),
도 6b는 도 2a 및 도 2b의 복합 팁 캡 조립체에서 복합 밀폐 유선형 덮개의 하부 에어포일 면의 평면도,
도 6c는 도 2a 및 도 2b의 복합 팁 캡 조립체에서 복합 밀폐 유선형 덮개의 예시적 단면도,
도 6d는 도 2a 및 도 2b의 복합 팁 캡 조립체에서 복합 밀폐 유선형 덮개를 도시한 부분 단면도,
도 7은 도 2a 및 도 2b의 복합 팁 캡 조립체의 일체형 복합 리브 세부를 도시한 저면도로서, 일체형 복합 리브 세부를 형성하는 편평한 직물 층의 배향을 설명하는 도면(섬유 배향은 헬리콥터 주회전 날개의 교차축을 말함),
도 7a는 도 7의 A-A선을 따라 절취한 일체형 복합 리브 세부의 단면도,
도 7b는 도 7의 B-B선을 따라 절취한 일체형 복합 리브 세부의 단면도,
도 7c는 도 7a에서 C 영역의 일체형 복합 리브 세부의 단면도,
도 8은 본 발명에 따른 복합 팁 캡 조립체의 일체형 복합 리브 세부를 제조하는데 사용되는 복합부재 몰딩 조립체를 도시한 사시도,
도 9a 내지 도 9c는 일체형 복합 리브 세부의 하부 접촉플랜지의 다른 실시예를 도시한 단면도.
아래의 상세한 설명과 관련하여 사용된 도면중의 일부는 본 발명에 따른 복합 팁 캡 조립체를 구성하는 구성부재와 같은 구성부재 사이의 구조적 상호관련성에 대한 좀더 명확한 이해를 돕기 위하여 배향상태를 나타내는 선을 포함하고 있다. 당업자는 이와 같은 배향상태가 헬리콥터 회전 주축봉의 회전중심으로부터 언급됨을 이해할 수 있을 것이다.
이하, 설명되는 도면들에서 동일한 참조부호는 동일한 구성요소를 가리킨다. 도 2a 및 도 2b는 각각 본 발명에 따른 복합 팁 캡 조립체(10)를 도시한 사시도 및 평면도이다. 복합 팁 캡 조립체(10)는 앞에서 설명된 시코스키 에어크래프트 코포레이션에 의해 제조되는 UH-60 BLACK HAWK 헬리콥터 및 SH-60 SEAHAWK 헬리콥터에서 현재 이용되는 알루미늄으로 만들어진 팁 캡 조립체에 대하여 복합 팁 캡 조립체(10)로 교환 가능하도록 구조적 및 작동적으로 설계된 외형을 가지고 있다.
복합 팁 캡 조립체(10)는 복합 주 유선형 덮개(20), 복합 밀폐 유선형 덮개(50), 일체형 복합 리브 세부(60), 마모 스트립(70) 등을 포함한다. 복합 팁 캡 조립체(10)는 헬리콥터 주회전 날개에 일반적으로 사용되는 방식의 공기역학적 외형을 갖는데, 이 같은 공기역학적 외형은 후미가 만곡지고 끝이 뾰족하고 면으로 이루어진 형상 등에서 어떤 선택된 조합으로 이루어진다. 복합 팁 캡 조립체(10)의 명확한 공기역학적 외형은 본 발명에서 청구되는 특징이 아니므로 특별히 상세하게 설명하지 않는다.
하기에 상세히 설명되는 복합 팁 캡 조립체(10)의 실시예에 포함되는 구성부재[마모 스트립(80)은 제외함]은 복합 수지 침투 가공재 형태의 복합재료로 제조된다. 복합 수지 침투 가공재는 일정한 양의 에폭시, 페놀 또는 다른 유사한 유기성 수지 재료들이 배여있는 흑연(graphite), 케브라(KEVLAR)와 같은 아라마이드(aramid), 보론(boron), 유리섬유 등과 같은 배향된 섬유성 재료로 직조된 조직으로 구성된 섬유성 직물 또는 꼬인섬유, 섬유줄 등으로 형성된다. 복합재료에 유기성 수지가 배여지도록 하는 단계는 "끈끈한" 복합재료, 즉, 수지 침투 가공재가 형성되도록 한다. 끈끈한 상태의 복합재료 수지 침투 가공재는 본 발명에 따른 복합 팁 캡 조립체(10)의 구성부재를 형성하기 위하여 다양한 레이-업(lay-up)상태에서 다루어지고 가공된다.
복합 팁 캡 조립체(10)의 기술된 실시예에서, 복합 수지 침투 가공재는 적절한 수지 매트릭스에 함침된 섬유상 흑연재로 형성된다. 흑연 복합재료는 전단응력에 강하고 중량에 비해 높은 강성을 소유하고 있기 때문에 본 발명에서 선택되었다. 본 발명에서 예시적으로 이용되는 흑연계 복합재료는 독일 빌밍톤 소재의 허큘레스사(Hercules Inc.)에서 상업적으로 제조되는 IM7G/8522이다.
본 발명에 따른 복합 팁 캡 조립체(10)의 구성부재를 제조하기 위해 이용되면서 흑연계 복합 수지 침투 가공재는 각 구성부재에 대한 추가적인 세부에서 하기에 설명되는 것처럼 단일방향의 층(테이프 형태) 및 직물 층이다. 단일방향의 층은 약 0.01524 센티미터의 공칭 층 두께를 갖고 직물 층은 약 0.019 센티미터(0.0075인치)의 공칭 층 두께를 갖는다.
도 3, 도 3a 및 도 3e에 도시된 복합 주 유선형 덮개(20)는 상부 에어포일(22), 하부 에어포일(24), 선단 에지(26), 후단 에지(28), 내부 결합영역(30), 외부 결합영역(32) 등으로 규정된다. 상부 및 하부 에어포일(22, 24)의 외부 외형선(OML) 표면은 복합 주 유선형 덮개(20)의 공기역학적 외형을 규정하고, 선단 에지(26) 및 후단 에지(28)는 조합하여 복합 주 유선형 덮개(20)의 익현 CL20(도 3c, 도 3d에 도시됨)을 규정한다. 내부 결합영역(30)의 내부 외형선(IML) 표면은 헬리콥터 주회전 날개(도시되지 않음)의 외부 단부의 외부 외형선(OML) 표면에 결합하는 외형을 가지고 있다. 내부 결합 영역(30)은 헬리콥터 주회전 날개의 외부 끝에 복합 팁 캡 조립체(10)를 장착(나사연결 방식으로)하기 위하여 사용되는 복수개의 구멍(31)(도 3에서 가상으로 도시되어 있고, 도 2a 및 도 2b에 도시되어 있음)을 포함한다. 외부 결합영역(32)의 외부 외형선(OML) 표면은 복합 밀폐 유선형 덮개(50)에 결합하는 외형을 가지고 있다. 외부 결합 영역(32)은 아래에서 더욱 상세히 설명하는 것처럼 복합 주 유선형 덮개 내부에 일체형 복합 리브 세부(60)의 외부 단부를 배열시키기 위한 복수개의 배열구멍(33)(도 2b 및 도 3에 가상선으로 도시되어 있음)을 선택적으로 포함할 수 있다.
복합 주 유선형 덮개(20)는 복수개의 단일방향 층(34)과 내부에 끼워져 조합되는(도 3a, 도 3b 및 도 3c에 도시되어 있음) 복수개의 직물 층(36)으로부터 형성된다. 단일방향 층(34)은 단일 섬유 배향으로 규정된다. 복합 주 유선형 덮개(20)의 기술된 실시예에서, 단일방향 층(34)의 규정된 섬유 배향은 －20˚이다. 복수개의 직물 층(36)은 제 1/제 2 섬유 배향을 가진 제 1 직물 층(36A)과 제 1/제 2 섬유 배향을 가진 제 2 직물 층(36B)을 포함한다. 복합 주 유선형 덮개(20)의 기술된 실시예에서, 제 1 직물 층(36A)은 －20°/＋70°의 섬유 배향을 갖고, 제 2 직물 층(36B)은 －65˚/＋25˚의 섬유 배향을 갖는다. 도 3a, 도 3b 및 도 3e에서 알 수 있는 바와 같이, 선단 에지(26)에 근접한 복합 주 유선형 덮개(20)의 내부로 연장된 가로대 영역에는 단일방향의 층(34)만이 사용된다. 선단 에지(26)를 포함한 복합 주 유선형 덮개(20)의 나머지 영역에는 제 1 직물 층(36A) 및 제 2 직물 층(36B)이 상호 끼워지는 조합의 형태로 형성된다.
흑연 복합재료로부터 복합 주 유선형 덮개(20)를 제조하는 것은 흑연계 복합재료의 탁월한 내구력과 진동하중을 전달하는 능력으로 인해 복합 주 유선형 덮개(20)의 피로균열의 영향을 최소화시킨다. 게다가, 흑연계 복합재료로 제조된 복합 주 유선형 덮개(20)는 균열발전에 대하여 현저한 저항력을 보여준다.
복합 주 유선형 덮개(20)의 상부 및 하부 에어포일(22, 24)을 형성하는 상호 끼워지는 제 1 및 제 2 직물 층(36A, 36B)은 내부 외형선(IML)의 경사진 쇼울더(40, 41)(도 3b 및 도 3e에 도시됨)를 제공하도록 구성된다. 내부 외형선(IML)의 경사진 쇼울더(40, 41)는 헬리콥터 주회전 날개의 외부 단부에 복합 팁 캡 조립체(10)의 복합 주 유선형 덮개(20)를 명확하게 일치결합하는 것을 보장하도록 작용한다. 게다가, 복합 주 유선형 덮개(20)의 상부 및 하부 에어포일(22, 24)을 형성하는 상호 끼워지는 제 1 및 제 2 직물 층(36A, 36B)은 복합 밀폐 유선형 덮개(50)에 복합 주 유선형 덮개(20)를 일치결합시키데 유용하도록 작용한다. 게다가, 복합 주 유선형 덮개(20)의 상부 및 하부 에어포일(22, 24)을 형성하는 상호 끼워지는 제 1 및 제 2 직물 층(36A, 36B)은 도 3a에 도시된 바와 같이 내부 외형선(IML)의 경사진 쇼울더(44, 45)를 제공하도록 구성된다. 내부 외형선(IML)의 경사진 쇼울더(44, 45)는 복합 주 유선형 덮개 내부에 통일된 리브 세부(60)의 적절한 위치선정에 유용하도록 작용한다.
복합 주 유선형 덮개(20)의 기재된 실시예에서, 스레인레스강 그물 층(47A, 47B)이 추가적으로 포함되는데, 스레인레스강 그물 층(47A)은 －20˚의 외층 배향을 갖고, 스테인레스강 그물 층(47B)은 90˚의 외층 배향을 갖는다(도 3b, 도 3e 및 도 4에 도시됨). 기재된 실시예에서, 스테인레스강 그물 층(47A, 47B)은 AMS5690 Plain Dutch 50X250 스테인레스강 철사 그물이다[뉴욕주 뉴로셀 소재의 제너드 다니엘 ＆ 코사로부터 이용 가능함). 선택적으로, 복합 주 유선형 덮개(20)는 구리 그물층(48)(도 3b 및 4 도에 도시됨)을 포함할 수 있다. 메릴랜드주 하브레 데 그레이스 소재의 사이텍 엔지니어링 머티리얼스사(Cytec Engineered Materials)로부터 이용가능한 FM99M-029CXMC과 같은 구리그물이 구리 그물층(48)으로 사용될 수 있다.
복합 주 유선형 덮개(20)를 제조하기 위하여, 상부 및 하부 에어포일(22, 24)을 구성하는 단일방향 층(34)과 제 1 및 제 2 직물 층(36A, 36B)[또한, 만약 결합된다면 스테인레스강 층(47A, 47B) 및 구리 그물층(48)]은 도 4에 예시적으로 도시된 것처럼 각각의 레이-업(22L, 24L)에서 상호 끼워지는 조합으로 조립된다. 상부 및 하부 에어포일 레이-업(22L, 24L)(도 4에서 상부 에어포일 레이-업(24L)은 덮어 가리워 짐)은 몰딩조립으로 조립되는데, 설명되는 실시예에서, 몰딩 조립체는 조절가능한 몰딩 반부(SM1) 및 고정된 몰딩 반부(SM2)로 구성되는 분할된 몰딩 조립체(SM)이다. 분할된 몰딩 조립체(SM)에서 조절가능한 몰딩 반부(SM1)는 상부 및 하부 에어포일 레이-업(22L, 24L)을 조립하는데 유용되도록 고정된 몰딩 반부(SM2)를 따라서 이동될 수 있다. 상부 및 하부 에어포일 레이-업(22L, 24L)이 분할된 몰딩 조립체(SM)에서 조립되기 때문에, 복합 주 유선형 덮개(20)의 선단 에지(26)를 구성하는 제 1 직물 층(36A) 및 제 2 직물 층(36B)은 선단 에지(26)에서 겹침연결을 형성하도록 일치시켜진다. 강화제는 선단 에지(16)를 형성하는 제 1 및 제 2 직물 층(36A, 36B)의 적절한 박층구조를 보장하기 위하여 겹침연결에 첨가된다.
상부 및 하부 에어포일 레이-업(22L, 24L)을 이용하는 복합 주 유선형 덮개(20)의 제조는 제조공정을 상당히 간편화시키고, 추가적으로 복합 팁 캡 조립체(10)의 구조적 완전성을 최적화시킨다. 구조적 완전성의 최적화는 복합 유선형 덮개(20)의 선단 에지(26)에서 겹침결합을 형성함으로서 이루어진다. 전형적으로, 복합 구조물에서 겹침연결은 박리하기 쉬운 구조적 취약영역이다. 그러나, 이러한 환경에서도 선단 에지(26)의 외부 외형선(OML) 표면에 연속적으로 결합되는 마모 스트립(70), 즉 겹침연결을 덮는 마모 스트립(70)은 복합 팁 캡 조립체(10)의 선단 에지(26)에서 이 구조적 보강재, 다시말해 구조적 강화제로 제공되기 때문에 선단 에지(26)의 구조적 완전성이 유지된다.
이하에 설명하는 바와 같이, 자체에서 상부 및 하부 에어포일 레이-업(22L, 24L)을 조립하는 분할된 몰딩 조립체(SM)는 당업자에게 공지되어 있는 미리 경화된 복합 주 유선형 덮개(20)를 형성하는 종래의 기술 및 절차를 이용하여 오토크레이브에서 진공팽창되고 연속적으로 경화된다. 온도, 압력, 시간 등과 같은 경화주기의 변수는 주부분에서 복합재료의 구성성분에 의존하며 이는 당업자에게 공지되어 있다.
도 6a 내지 도 6d에 도시되어 있는 복합 밀폐 유선형 덮개(50)는 전술한 알루미늄 팁 캡 조립체에서의 밀폐 유선형 덮개와 설계 외형이 비슷하다. 복합 밀폐 유선형 덮개(50)는 상부 에어포일(51), 하부 에어포일(52), 선단 에지(53), 후단 에지(54) 및 내부 결합영역(55) 등으로 이루어진다. 상부 및 하부 에어포일(51, 52)의 외부 외형선(OML) 표면은 복합 밀폐 유선형 덮개(50)의 공기역학적 외형을 규정하고, 선단 에지(53) 및 후단 에지(54)는 조합하여 복합 밀폐 유선형 덮개(50)의 익현(CL50)을 규정한다. 내부 결합영역(55)의 내부 외형선(IML) 표면은 복합 주 유선형 덮개(20)의 외부 결합영역(32)을 보완 결합되는 외형을 갖는다.
복합 밀폐 유선형 덮개(50)는 상호 끼워져 조합된 제 1 복수개의 직물 층(56) 및 제 2 복수개의 직물 층(57)으로부터 통일한 구조를 형성한다(도 6d에 도시됨). 제 1 복수개의 직물 층(56)은 단일 섬유 배향으로 규정되는 제 1 직물 층(56A) 및 단일 섬유 배향으로 규정되는 제 2 직물 층(56B)을 포함한다. 복합 밀폐 유선형 덮개(50)의 설명되는 실시예에서 제 1 직물 층(56A)의 섬유 배향은 ＋45˚이고, 제 2 직물 층(56B)의 섬유 배향은 －45˚이다. 제 2 복수개의 직물 층(57)은 제 1/제 2 섬유 배향을 갖는다. 복합 밀폐 유선형 덮개(50)의 설명되는 실시예에서 직물 층(57)은 0˚/90˚의 섬유 배향을 갖는다.
복합 밀폐 유선형 덮개(50)는 전술한 바와 같이 흑연계 복합재료로 제조된다. 앞에서 설명되어진 것처럼 흑연계 복합재료의 장점에 추가적으로, 복합 밀폐 유선형 덮개(50)의 제조공정은 흑연계 복합의 향상된 유연성 및 저가 제조비용면에서 (앞에서 설명된 알루미늄 팁 캡 조립체의 복합 밀폐 유선형 덮개에 사용되는 케브라(KEVLAR)계 복합재료의 이용에 비하여) 향상된다.
설명되는 실시예에서 복합 밀폐 유선형 덮개(50)는 추가적으로 －20˚의 외층 배향을 갖는 스테인레스강 그물 층(58)을 포함한다(도 6b 및 도 6d에 도시됨). 설명되는 실시예에서, 스테인레스강 그물 층(58)의 복합 및 외형은 앞에서 기술된 복합 주 유선형 덮개(20)의 스테인레스강 그물 층(47A, 47B)과 유사하다. 선택적으로, 복합 밀폐 유선형 덮개(50)는 앞에서 설명된 복합 주 유선형 덮개(20)에서 구리 그물(도 6a 및 도 6b에 도시됨) 형태의 층(59)을 포함할 수 있다.
복합 밀폐 유선형 덮개(50)를 제조하기 위해서, 복합 밀폐 유선형 덮개(50)를 구성하는 제 1 및 제 2 직물 층(56A, 56B)와 직물 층(57)[뿐만아니라, 만약 결합된다면 스테인레스강 그물 층(58), 구리 그물 층(59)] 등은 종래의 몰딩 조립체(도시되지 않음), 특히 암몰딩 조립체에 상호 끼워지는 조립으로 레이-업된다. 레이-업 몰딩 조립체는 이미 경화된 복합 밀폐 유선형 덮개(50)를 형성하도록 진공팽창되고 연속적으로 오토크레이브내에서 경화처리된다. 대부분이 복합의 구성성분에 의존하는 온도, 압력, 시간 등과 같은 경화 주기 변수들을 포함한 앞에서 설명된 제조기술은 당업자에게 공지되어 있다.
예시적으로 도 7 및 도 7a 내지 도 7c에 도시된 일체형 복합 리브 세부(60)는 일체형 복합 리브 세부(60)가 복합 주 유선형 덮개(20)의 내부 외형선(IML) 표면에 보완결합되는 설계 치수를 갖는다. 일체형 복합 리브 세부(60)는 내부 접촉 영역(62), 외부 접촉 영역(64) 및 중앙 주름형상영역(66) 등에 의해 규정된다. 내부 접촉 영역(62)은 도 7a에 도시된 바와 같이 복합 주 유선형 덮개(20)에서 상부 및 하부 에어포일(22, 24)의 내부 외형선(IML) 표면을 접촉 지지하면서, 자체의 외부 외형선(OML) 표면을 갖는 상부 및 하부 플렌지(62U, 62L)로 구성된다. 외부 접촉 영역(64)은 복합 주 유선형 덮개(20)의 하부 에어포일(24)에서 내부 외형선(IML) 표면을 접촉 지지하면서, 자체의 외부 외형선(OML) 표면을 갖는 하나의 플랜지로 구성되어 있다. 일체형 복합 리브 세부(60)는 복합 주 유선형 덮개(20)의 내부에 위치하고 상부 및 하부 에어포일(22, 24) 사이에서 구조적 교각 지지대를 제공하도록 작용한다.
중앙 주름형상 영역(66)은 횡방향 웨브(66T)와, 횡방향 웨브(66T) 사이에 연속성을 제공하는 상부 및 하부 측방향 웨브(66UL, 66LL)으로 구성된다(도 7 및 도 7a에 도시됨). 하부 측방향 웨브(66LL)은 복합재료 통일된 웨브 세부(60)의 중앙 주름형상영역(66)에 대하여 추가적인 구조적 강화를 제공하기 위하여 행간을 구별짓는 리브 강화체(66RS)(도 7 및 도 7a에 도시됨)를 포함하도록 제조된다. 중앙 주름형상 영역(66)의 횡방향 웨브(66T)는 상부 및 하부 측방향 웨브(66UL, 66LL)의 외부 외형선(OML) 표면이 복합 주 유선형 덮개(20)에서 상부 및 하부 에어포일(22, 24)의 내부 외형선 표면을 각각 접촉 지지하도록 치수가 결정된다.
일체형 복합 리브 세부(60)는 복수개의 직물 층(68)로 형성된다. 복수개의 직물 층(68)은 제 1/제 2 섬유 배향을 갖는 제 1 직물 층(68A) 및 제 1/제 2 섬유 배향을 갖는 제 2 직물 층(68B)을 포함한다. 일체형 복합 리브 세부(60)의 설명되는 실시예에서, 제 1 직물 층(68A)는 ±45˚의 섬유 배향을 갖고, 제 2 직물 층(68B)는 0˚/90˚의 섬유 배향을 갖는다.
일체형 복합 리브 세부(60)를 제조하기 위해서 일체형 복합 리브 세부(60)를 구성하는 제 1 및 제 2 직물 층(68A, 68B)은 예시적으로 도 8에 도시된 복합재료구성 몰딩 조립체(MA)와 같은 종래의 몰딩 조립체에서 상호 끼워지는 조합으로 레이-업된다. 도 8에 도시된 몰딩조립체(MP)는 각각의 제 1 및 제 2 직물 층(68A, 68B)이 몰딩 조립체(MA)에서 적절하게 배치되는 것을 보장하도록 레이져-층위치자(LPL)를 이용한다. 본 발명에 따른 일체형 복합 리브 세부(60)에서 복수개의 일체형 복합 리브 세부(60)가 자발적으로 제조되도록 복합재료구성 몰딩 조립체(MA)를 사용함으로서 외형의 상대적인 간편성이 얻어지고, 따라서 리브 세부(60)의 단위당 비용이 감소한다. 레이-업 몰딩 조립체(MA)는 이미 경화된 일체형 복합 리브 세부(60)를 형성하도록 진공팽창되고 연속적으로 오토크레이브에서 경화처리된다. 대부분이 복합재료의 구성성분에 의존하는 온도, 압력, 시간 등과 같은 경화주기 변수들을 포함한 앞에서 설명된 제조기술은 당업자에게 공지되어 있다.
앞에서 설명된 바와 같이, 일체형 복합 리브 세부(60)의 내부의 접촉 영역(62)을 규정하는 상부 및 하부 플랜지(62U, 62L)는 최내향 횡방향 웨브(66Ti)의 연장부분으로서 제조된다. 변형예로서 하부 플랜지는 별개의 부품으로서 제조되어 최내향 웨브에 결합될 수도 있다. 도 9a 내지 도 9c는 횡방향 다리(63T) 및 측방향 다리(63L)로 구성되면서 각각의 부품으로 제조되는 하부 플랜지(62L')를 설명한다. 하부 플랜지(62L')는 일체형 복합 리브 세부(60)의 결합부품인 경화된 하부플랜지(62L')를 형성하도록 앞에서 설명되는 바와 같은 제 1 및 제 2 직물 층(68A, 68B)으로 구성되는데, 제 1 및 제 2 직물 층(68A, 68B)은 최내향 횡방향 웨브와 접촉지지하면서 조합되도록 종래의 몰딩에서 레이-업되고 진공팽창되며, 종래의 복합재료 제조기술 및 압력, 온도 시간 등과 같은 경화주기 변수를 이용하여 오토크레이브에서 경화된다.
본 발명에 따른 일체형 복합 리브 세부(60)의 설계 외형은 정적으로 및 동적으로 복합 팁 캡 조립체(10)와 균형을 맞추기 위하여 복합 팁 캡 조립체(10)에 밸런스 웨이트(balance weight) 결합을 이용한다. 도 7 및 도 7a를 참조하면, 하나 또는 그 이상의 너트 플레이트(nutplate)(90), 즉 캡쳐드 너트(captured nut)를 가진 플레이트가 최내향 횡방향 웨브(66Ti)에 결합된다. 발렌스 웨이트(92)는 대응하는 너트플레이트(90)에 조여지는 결합나사(94)를 이용하여 최내향 횡방향 웨브(66Ti)에 장착된다.
예시적으로 도 2a, 도 2b에 도시된 마모 스트립(70)은 앞에서 설명된 UH-60 BLACK HAWK 헬리콥터 및 SH-60 SEAHAWK 헬리콥터의 알루미늄 팁 캡 조립체에서 현재 사용되는 마모 스트립과 외형 및 재료가 유사하다. 마모 스트립(70)의 내향 몰딩선(IML) 표면은 복합 주 유선형 덮개(20) 및 밀폐 유선형 덮개(50)에서 각각의 선단 에지(26, 56)의 외향 몰딩선(OML) 표면에 보완 결합된다. 바람직하게, 마모 스트립(70)은 헬리콥터 이용에서 탁월한 내마모성 특성을 갖으면서 종래의 제조기술에서 이용되었던 니켈로부터 제조된다.
복합 팁 캡 조립체(10)을 조립하기 위해서, 첫째로 경화된 일체형 복합 리브 세부(60)는 당업자에게 공지된 방식의 적절한 고온 접착제를 이용한 결합에 의해 경화된 복합 주 유선형 덮개에 결합된다(이같은 고온 접착제는 전형적으로 약 250℉에서 경화된다). 복합 주 유선형 덮개(20)에 경화된 일체형 복합 리브 세부(60) 결합시에 적절한 위치선정은 경화된 복합 주 유선형 덮개(20)의 하부 에어포일(24)에 있는 외부 접촉 영역(32)의 내부 외형선(IML) 표면에 외부 접촉플랜지(64)의 외부 외형선(OML) 표면을 접촉 지지시킴으로써 이루어진다. 선택적으로, 도 7에 도시된 것처럼 배열구멍(62LA, 64A)은 일체형 복합 리브 세부(60)의 하나 또는 쌍의 대응하는 접촉플랜지(62L, 64)에 형성될 수 있다. 대응하는 배열구멍은 복합 주 유선형 덮개(20)의 하부 에어포일(22)에 형성되고[대응하는 배열구멍(33)은 단지 도 3에만 도시되어 있음], 배열핀은 배열구멍을 통과하여 복합 주 유선형 덮개(20) 내부에 일체형 복합 리브 세부(60)을 적절하게 위치선정하도록 삽입된다. 바로 앞에서 설명된 배열핀의 사용은 제조공정을 더욱 복잡하게 하지만, 복합 주 유선형 덮개(20)에 일체형 복합 리브 세부(60)를 적절하게 위치선정하기 위한 이같은 배열핀의 선택적 사용은 앞에서 설명된 알루미늄 팁 캡 조립체의 제조보다는 훨씬 노동집약적이지 않다. 종래기술의 알루미늄 팁 캡 조립체의 각각의 C-형상 리브 부재가 배열핀을 사용하여 위치선정되어야 한다. 대조적으로, 본 발명에서 배열핀은 단지 일체형 복합 리브 세부(60)의 하나 또는 쌍의 대응하는 접촉플랜지(62L, 64)에만 요구된다. 일체형 복합 리브 세부(60)가 복합 주 유선형 덮개(20)에 결합되어진 후에 배열핀은 제거된다.
다음으로, 복합 밀폐 유선형 덮개(50)는 당업자에게 공지된 형태의 적절한 고온접착제를 이용하여 복합 주 유선형 덮개의 외부 접촉 영역(32)에 결합된다. 결론적으로, 마모 스트립(70)은 당업자에게 공지되어 있는 유형인 적절한 고온에서 이용되는 복합 주 유선형 덮개 및 복합 밀폐 유선형 덮개(20, 50)의 각각의 선단 에지(26, 53)에 결합되어 부착된다.
본 발명에 따른 복합 팁 캡 조립체(10)는 단지 4개의 주 구성 부재로 구성됨으로서(대조적으로 앞에서 설명된 UH-60 BLACK HAWK 헬리콥터 및 SH-60 SEAHAWK 헬리콥터의 알루미늄 팁 캡 조립체는 16개의 주구성 부재를 가짐), 복합 팁 캡 조립체(10)의 제조 및 조립을 간편하게 한다. 복합 팁 캡 조립체(10)의 제조 및 조립에서의 간편화는 앞에서 기술된 종래기술의 팁 캡 조립에와 비교했을 때 복합 팁 캡 조립체(10)의 하나당 제조비용을 현저하게 감축시킨다(개당 50％에 가까운 제조비용이 감소됨).
본 발명의 다양한 변경 및 변화는 상기의 기술에 의해 가능하게 된다. 따라서, 첨부된 청구범위의 범위내에서 본 발명은 이하의 특별히 설명되는 것과 다르게 실시될 수도 있다.

Claims (12)

  1. 헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체에 있어서,
    복합 주 유선형 덮개와,
    상기 복합 주 유선형 덮개와 함께 내부에서 통합되는 일체형 복합 리브 세부와,
    상기 복합 주 유선형 덮개와 함께 통합되는 복합 밀폐 유선형 덮개와,
    상기 복합 주 유선형 덮개 및 상기 복합 밀폐 유선형 덮개와 함께 통합되는 마모 스트립을 포함하는
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 복합 주 유선형 덮개는
    섬유 배향을 갖는 복수개의 단일 방향 층과,
    제 1/제 2 섬유 배향을 갖는 제 1 직물 층 및 제 1/제 2 섬유 배향을 갖는 제 2 직물 층을 구비한 복수개의 직물 층을 포함하며,
    상기 복수개의 단일방향 층, 상기 제 1 직물 층 및 상기 제 2 직물 층은 상기 복합 주 유선형 덮개를 형성하도록 결합되어 서로 끼워지는
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 단일방향 층의 섬유 배향은 －20˚이고,
    상기 제 1 직물 층의 제 1/제 2 섬유 배향은 －20˚/＋70˚이고,
    상기 제 2 직물 층의 제 1/제 2 섬유 배향은 －65˚/＋25˚인
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  4. 제 2 항에 있어서,
    상기 복수개의 단일방향 층 및 복수개의 직물 층은 흑연계 복합 수지 침투 가공재(graphite-based composite prepregs)인
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 일체형 복합 리브 세부는
    내부 접촉 영역, 외부 접촉 영역 및 상기 내부 및 외부 접촉 영역 사이에 인접해 있는 주름형상 영역을 포함하는
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 중간 주름형상 영역은 복수개의 횡방향 웨브와 상기 횡방향 웨브와 접하고 있는 복수개의 상부 및 하부 측방향 웨브를 포함하며, 상기 내부 결합영역은 최내부 횡방향 웨브와 접하고 있으면서 내부로 연장되는 상부 및 하부 플랜지를 포함하고, 상기 외부 결합영역은 최외부 횡방향 웨브와 접하면서 외부로 연장되는 하부 플랜지를 포함하는
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 일체형 복합 리브 세부는 제 1/제 2 섬유 배향을 갖는 제 1 직물 층 및 제 1/제 2 섬유 배향을 갖는 제 2 직물 층을 구비하는 복수개의 직물 층으로 구성되고, 상기 제 1 직물 층 및 제 2 직물 층은 상호 끼워지도록 조합되어 일체형 복합 리브 세부를 형성하는
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 제 1 직물 층의 제 1/제 2 섬유 배향은 ±45˚로 이루어지고, 상기 제 2 직물 층의 제 1/제 2 섬유 배향은 0˚/90˚인
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  9. 제 7 항에 있어서,
    상기 복수개의 직물 층은 흑연계 복합 수지 침투 가공재인
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  10. 제 1 항에 있어서,
    상기 복합 밀폐 유선형 덮개는
    단일섬유 배향에 의해 규정되는 제 1 직물 층 및 단일섬유 배향에 의해 규정되는 제 2 직물 층을 구비하는 제 1 복수개의 직물 층과,
    제 1/제 2 섬유 배향을 갖는 제 2 복수개의 직물 층을 포함하며,
    상기 제 1 및 제 2 복수개의 직물 층은 상호 끼워지도록 조합되어 복합 밀폐 유선형 덮개를 형성하는
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 제 1 직물 층의 규정되는 섬유 배향은 ＋45˚로 이루어지고, 상기 제 2 직물 층의 규정되는 섬유 배향은 －45˚로 이루어지고, 상기 제 2 복수개의 직물 층의 제 1/제 2 섬유 배향은 0˚/90˚인
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
  12. 제 10 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 복수개의 직물 층은 흑연계 복합 수지 가공 침투재인
    헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체.
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