KR20150062949A

KR20150062949A - 항공기용 분할 복합체로 이루어진 덮개형 회전 조립체

Info

Publication number: KR20150062949A
Application number: KR1020140160377A
Authority: KR
Inventors: 슈테판 프로브스트; 마크 노텐; 크리스티앙 벨레
Original assignee: 에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하
Priority date: 2013-11-29
Filing date: 2014-11-17
Publication date: 2015-06-08
Also published as: US10683087B2; EP2878433B1; US20190016452A1; CN104670491B; US20150307190A1; US10035590B2; CA2862719C; KR101756951B1; CN104670491A; EP2878433A1; CA2862719A1

Abstract

본 발명은 항공기(A)용 덮개형 회전 조립체(B)에 관한 것이다. 덮개형 회전 조립체(B)는 복수의 복합 각도 절편(9)으로 형성된 스테이터 중공 구조물을 포함한다. 각 복합 각도 절편(9)은 각각 한 쌍의 가이드 베인(6) 중의 하나에 대하여 중앙 허브 케이싱(3)의 아치형 코어 부분(10), 외부 중공 덕트(5)의 주변림 부분(11), 및 한 쌍의 각도상 서로 반대측에 있는 분할부(12)를 포함한다. 그 결과의 스테이터 중공 구조물(H)은 복합 각도 절편(9)들을 서로 연속적으로 통합하는 단위편이다. 본 발명은 일반적으로, 예를 들면 회전날개 항공기 같은 항공기(A)들에 적용된다.

Description

항공기용 분할 복합체로 이루어진 덮개형 회전 조립체{SHROUDED ROTARY ASSEMBLY FROM SEGMENTED COMPOSITE FOR AIRCRAFT}

본 발명은 덮개형 회전 조립체 및 이런 조립체를 구비한 항공기용 스테이터 중공 구조물의 제조에 관한 것이다.

따라서, 본 발명의 가장 일반적인 기술적인 분야는 회전 블레이드에 의해 기류를 생성하기 위한 추진 회전 조립체의 영역이다(즉, "부채형" 효과를 제공하는 에어포일 설계).

전통적인 헬리콥터는 양력 및 추진력을 제공하는 메인 로터를 포함한다. 전통적인 헤리콥터는 또한 개방형 테일 로터를 포함한다. 테일 로터는 횡축을 가지며 일반적으로 헬리콥터의 요 운동(yaw movement)을 제어하도록 작용한다.

많은 유형의 항공기용 덮개형 회전 조립체가 제안되었다. 1960년대 후반 이후로 헬리콥터에서는 덮개형 회전 조립체가 널리 사용되었다. 가장 유명한 회전날개 항공기용 덮개형 테일 로터는 "페네스트론(Fenestron®)"이라고 불린다.

간단히 말해서, 덮개형 회전 조립체는 주로 회전 블레이드를 포함하는 피동 로터 시스템(통상적으로 로터라고 부른다), 및 스테이터 중공 구조물(통상적으로 스테이터라고 부른다)을 포함한다. 회전 블레이드는 스테이터 중공 구조물에 의해 형성된 외부 중공 덕트의 내부에서 작동한다.

그래서 스테이터 중공 구조물은 중앙 허브 케이싱을 둘러싸는 외부 중공 덕트를 포함한다. 중앙 허브 케이싱은 복수의 일정 측면구조의 가이드 베인을 통하여 외부 중공 덕트 속에 장착되어 있다.

이런 조립체에 있어서, 이 일정 측면구조의 가이드 베인들은 중앙 허브 케이싱과 스테이터 중공 구조물 사이에 견고하게 부착된 단단한 비임이다. 이들 일정 측면구조의 가이드 베인들은 공기역학적 측면구조를 갖는 형상으로 형성되어 있다.

스테이터 중공 구조물의 물품들은 공차 및 부식 방지를 고려하여 조립되도록 단위 물품으로서 개별적으로 제조된다. 이런 구조물의 개별적인 단위 물품들에는 거의 언제나 리벳 같은 부가의 기계적 수단에 의해 조립되는 외부 중공 덕트, 중앙 허브 케이싱 및 일련의 일정 측면구조의 단위 가이드 베인이 포함된다.

따라서 조립 및 설치를 위한 특수 공구들이 필요하다. 그 외에도 작동, 조립 및 설치에는 시간이 소비된다.

일부 회전날개 항공기에 있어서, 외부 중공 덕트는 단위 알루미늄 덕트형 부품이다. 이 부품은 중앙 허브 케이싱에 맞추어지도록 그리고 그 속에 견고하게 고정된 일정 측면구조의 가이드 베인을 갖도록 기계가공된다. 이런 회전날개 항공기에 있어서 가이드 베인은 흔히 일정 측면구조의 알루미늄 압출 부품인데, 이는 화학연마로 완성된다.

일부 덮개형 회전 조립체가 1980년대 초반 이후로 회전 블레이드 같은 복합 부품을 포함한다고 하더라도 최근의 많은 조립체들은 여전히 중앙 허브 케이싱용 부착 수단 같은 금속 부품들을 포함한다. 이런 금속 부품들은 부식을 받으며, 소위 일체형 구조에 비하여 부피가 크고 무거우며 공기역학적으로 좋지 않을 수 있다.

그 외에도 기계가공, 밀링 및 많은 단위 물품들의 조립이 귀찮고 비용이 많이 들며 인간의 실수를 받기 쉽다(비자동화 제조 단계의 정도에 비례).

공기역학적 이유와 경량화를 위해 일정 측면구조의 가이드 베인 및 부착 수단의 슬림한 설계가 선호되고 있다.

이런 슬림한 설계는 이런 베인 및 부착 수단의 내하중 능력을 방해하게 된다. 따라서 공기역학적 성능 및 중량 감소는 내하중에 상반된다. 이는 특히 회전날개 항공기에게 좋지 않다.

이런 슬림한 설계로 인해 가이드 베인에 하중이 가해지면 작은 반경의 부착 수단에서 응력이 최고가 되며 따라서 부착 수단 및 외부 중공 덕트의 벽두께가 증가된다. 스테이터 중공 구조물이 응력 및 진동 때문에 높은 피로 하중에 노출된다는 사실을 고려하면 슬림한 설계는 피로 균열에 매우 민감할 수 있다.

슬림한 설계의 한계점들을 고려하여 고전적인 설계들도 비용이 많이 들고, 부식 및 피로 균열에 약함과 함께 너무 무거운 것으로 판단될 수 있다.

다음과 같은 종래기술의 특허문헌들이 알려져 있다. CA2042235, DE102006051867, EP1344634, EP1676775, GB572417, US4585391, US5108044, US5251847, US5498129, US5562264, US5605440, US7959105, US2003235502, US2006169835, US2007013242, US2009152395, US2010130093, US2011129341, US2011217163 및 WO2012169906.

특허문헌 CA2042235는 서로 반대로 회전하는 로터가 환상 동체 속에 위치하는 무인 비행체를 설명한다. 환상 동체는 서로 반대로 회전하는 로터가 장착된 별개의 지주를 지지하도록 내부의 통합 지주를 갖는 복합재로 이루어진 단위 구조물이다. 환상 동체는 그 속에 개별적인 내부 반경방향 벽이 장착되어 있다.

특허문헌 EP1344634는 헬리콥터 로터용 고정 블레이드의 몰딩성형을 설명한다. 고정 블레이드는 시일을 통해 중앙 허브 및 주변부에 부착된다. 고정 블레이드는 다수의 복합재 층을 가지며, 모재와 몰드의 성형면 사이에서 치밀하게 되면서 중합된다.

특허문헌 GB572417는 동체 조립체 내에 역토크 덕트형 로터를 구비한 꼬리지지체를 갖는 고전적인 헬리콥터를 설명한다.

특허문헌 US4585391은 동체의 일부와 수직 휜을 포함하는 헬리콥터 꼬리를 설명한다. 이 핀에서, 로터의 블레이드의 하류측에는 터널이 형성되어 있다. 이 터널은 복수의 고정 블레이드를 구비하고 있다. 고정 블레이드는 터널을 통과하는 기류의 회전 에너지를 회수하도록 되어 있으며 터널에 대하여 반경방향으로 배치되어 있다.

복수의 고정 블레이드는 플랜지를 구비한 외측 링, 및 내측 링을 포함하는 조립체와 일체가 되도록 장착되며, 고정 블레이드는 그 단부가 외측 링 및 내측 링과 고정된다. 이들 두 개의 동심 링은 각각 아암의 통과를 위해 노치 또는 단절부를 포함한다.

외측 링이 분기부의 벽에 대하여 과도한 두께를 형성하는 것을 피하기 위해, 이 벽은 외측 링의 오목부를 포함한다. 마찬가지로, 내측 링의 오목부는 허브에 마련되어 있다. 지지 아암들은 회전축 주위로 균등하게 분포되며, 고정 블레이드는 서로 분리되어 각각 상기 아암 중의 두 개 사이에 삽입되도록 된 3개의 동일한 그룹을 구성한다.

특허문헌 US5251847은 후방 안티토크 시스템을 포함하는 경량 헬리콥터를 설명한다. 동체는 꼬리에 의해 후방으로 연장되는 중앙부를 포함한다. 안티토크 시스템은 꼬리의 단부에 배치되며, 회전 블레이드를 구비한 안티토크 테일 로터를 포함한다. 페어링(fairing)은 테일 로터를 동축 상태로 수용하는 원통형상의 공기역학적 터널을 규정한다. 페어링은 수직 핀의 베이스에 배치된다. 테일 로터에는 테일 기어박스가 결합되어 있다. 터널 구조물에 대하여 테일 기어박스를 고정하기 위해 고정 아암이 제공되어 있다.

특허문헌 US5498129는 테일 기어박스가 배치된 헬리콥터 안티토크 시스템을 설명한다. 테일 기어박스는 금속합금으로부터 단일편으로 주조된 하우징 속에 있다.

특허문헌 US5605440은 카운터 토크 덕트형 장치용 복합 베인을 설명한다. 이 베인 및 중앙체는 RTM법을 이용하여 단일편으로서 사출성형된다.

특허문헌 US7959105는 대칭축 주위에 형성된 기류 덕트가 관통하는 유선형 스테이터를 갖는 항공기를 설명한다. 이 항공기는 회전 블레이드가 상기 정적 기류 덕트 내에 배치된 덮개형 로터를 갖는다. 정적 기류 덕트의 주변에는 제 1 립, 제 2 립 그리고 항공기의 후단부에 근접한 덕트측의 제 1 후방부가 연속적으로 마련되어 있다.

특허문헌 US2006169835는 두 개의 단부 칼라 또는 플랜지를 갖는 단을 관통링으로 라이닝된 로터 구멍을 구비한 헬리콥터 꼬리 구조물의 제조를 설명한다. 이 단일 관통링은 유기 모재 및 이 모재를 응고시킴으로써 서로 고정되는 보강 요소를 갖는 복합재로 만들어진다.

특허문헌 WO2012169906은 헬리콥터 구조물 특히 복합체를 설명한다. 이 헬리콥터는 꼬리지지체와, 커플링 부재를 이용하여 항공기 미부(empennage)의 부분에 부착된 핀을 갖는 휀덕트 구조물을 갖는다. 커플링 부재는 헤드에 의해 제공된 기계적 결합 및 경화된 접착제에 의해 제공되는 화학결합의 완전한 조합이다. 스테이터 중공 구조물은 복합체로 만들어진 단일편 링이다.

상기 특허문헌들은 덮개형 회전 조립체에 속하는 나머지 한계점들 및 결점들을 보여준다.

따라서, 개선된 덮개형 추진 회전 조립체에 대한 넓은 요구가 존재한다. 다음의 개량, 즉 중량 감소, 재발성 비용의 감소 및 제조시간의 감소 중에서 적어도 하나가 유용할 것이다. 그 외에도 경우에 따라서는 일정 측면구조의 가이드 베인의 공기역학적 성능 및 음향 성능을 개선하는 것이 유용할 것이다. 특정 상황에서는 피로 강도를 증대시키고 부식 문제점을 피하는 것도 크게 유리할 것이다.

따라서, 본 발명은 복합 각도 절편으로 제조된 덮개형 회전 조립체용 스테이터 중공 구조물을 제공함으로써 유용하다. 소정 개수의 이런 복합 절편들이 규정되므로, 모든 절편들은 완성시에 얻어질 스테이터 중공 구조물과 각도적으로 보완관계에 있다. 이는 모든 절편들이 나란하게 합쳐졌을 때 그 결과의 나란한 배치 구조는 스테이터 중공 구조물의 전체 형상을 둘러싼다는 것을 의미한다.

본 발명의 목적은 항공기용 덮개형 추진 회전 조립체의 스테이터 중공 구조물로서, 적어도 스테이터 중공 구조물의 스테이터 기어박스용 중앙 허브 케이싱, 중앙 허브 케이싱을 둘러싸는 외부 중공 덕트, 및 중앙 허브 케이싱과 외부 중공 덕트 사이의 적어도 3개의 일정 측면 구조의 가이드 베인을 포함하며, 각 가이드 베인은 중앙 허브 케이싱을 지지하는 고정 블레이드를 구성하며, 각 일정 측면구조의 가이드 베인은 반경방향 자루 영역 및 반경방향 팁 영역을 가지며, 각 반경방향 자루 영역은 중앙 허브 케이싱에 견고히 부착되고 각 반경방향 팁 영역은 외부 중공 덕트에 견고히 부착되는 스테이터 중공 구조물의 제조방법을 제공하는 것이다.

본 발명의 제조방법은,

복합재료의 구성부품으로부터 각 복합 각도 절편이 중앙 허브 케이싱의 아치형 코어 부분, 외부 중공 덕트의 주변림 부분, 및 아치형 코어 부분과 주변림 부분 사이에 마련되어 하나의 일정 측면구조의 가이드 베인을 각각 구성하는 한 쌍의 각도상 서로 반대측의 분할부를 포함하도록 된 적어도 3개의 복합 각도 절편을 개별적으로 준비하는 준비 단계, 및

일단 준비된 복합 각도 절편으로부터 스테이터 중공 구조물을 완성하는 단계로서, 스테이터 중공 구조물의 전체 형상을 둘러싸는 단위편에 스테이터 중공 구조물을 형성하고 연속적으로 합체된 복합 각도 절편들을 함께 고정하는 고정 스테이지를 통하여 스테이터 중공 구조물의 전체 형상을 둘러싸는 단위편을 형성하는 완성 단계를 포함한다.

준비 단계중에 오퍼레이터는 복합 각도 절편을 제조한다. 각 분할부는 아치형 코어 부분의 극단부 및 주변림 부분의 극단부와 일체로 되어 있다. 결과적으로 각 복합 각도 절편은 O형상이다.

일반적으로 말해서, "일체"라는 말은 각 분할부가 대응하는 아치형 코어 부분 및 주변림 부분으로 제조되어 단일편을 구성한다는 것으로 이해한다.

실시형태들에 있어서, "통합" 또는 "일체"라는 단어는 죠인트/기계적 부가 연결을 제외한 재료의 연속성이 존재한다는 것을 의미한다. 금속 통합 구조에 있어서, 이는 재료의 단절부가 없고 죠인트 같은 기계적 결합 또는 용접이 없다는 것을 의미한다. 완성된 복합 통합 구조물에서, 이는 섬유들이 단절되지 않거나 단절될 수 있다는 사실에도 불구하고 모재 수지의 관점에서 복합재료 연속성을 제공하는 두 개 부분의 단절 없는 접합을 의미한다.

고정 스테이지 중에 복합 각도 절편의 각 분할부는 인접한 복합 각도 절편의 분할부에 고정되어 가이드 베인을 구성한다.

몇 개의 복합 각도 절편으로부터 제조된 덮개형 회전 조립체를 구비하도록 제조하고, 처리하여 항공기에 연결하는 것은 일부 종래기술보다 신속하고, 재현이 더 가능하며 결함이 생기기 더 어렵다. 동작중에 그 결과로서 제조된 덮개형 회전 조립체는 보다 조용하며 매우 효율적인 공기 유량을 제공한다. 예비 조립되었을 때, 이런 스테이터 중공 구조물은 많은 부착 브라켓 등을 쓸모없게 만들며, 통합된 접합부에서 보다 매끈한 전환 부위를 부여하게 한다.

비제한적 예에서, 본 발명은 항공기용 덮개형 회전 조립체의 스테이터 중공 구조물에 관한 것으로서, 이 항공기는 회전날개 항공기다. 예를 들어, 덮개형 추진 회전 조립체는 회전날개 항공기, 예를 들어 헬리콥터의 꼬리지지체에 위치하는 것 같은 안티토크 로터용이다.

그러나 본 발명을 산업적으로 적용할 수 있게 하는 다양한 유형의 항공기들은 예를 들어, 항공기의 고도/방향/진행에 하나 또는 복수의 덮개형 추진 회전 조립체가 영향을 주는 비행기, 하이브리드 항공기, 회전날개 항공기, 무인항공기, 무인기(Unmanned Aerial Vehicle; UAV)중에서 선택된다.

일 실시형태에 있어서, 제조방법은 하나의 복합 각도 절편에 대한 복합재의 구성 부품을 개별적으로 레이업 공구 속에 배치하는 레이업 단계를 포함한다.

일 실시형태에 있어서, 제조방법은 레이업 공구 속에 배치된 복합재의 구성 부품을 함께 성형하여 복합 각도 절편을 취급 가능한 소정의 프리폼으로 성형하는 예비성형 단계를 포함한다.

일 실시형태에 있어서, 제조방법은 각 복합 각도 절편을 개별적으로 적층하는 예비성형 단계를 포함하는데, 완성 단계는 각 복합 각도 절편을 서로 개별적으로 경화시키는 경화 스테이지를 제공하며, 완성 단계는 또한 시밍(shimming), 리벳, 나사 및 볼트, 접착, 크로스 멜팅(cross-melting) 및 솔더링 중에서 선택된 부가의 고정 물품으로 경화된 복합 각도 절편들을 직접 기계적으로 부착시킴으로써 이루어지는 고정 스테이지를 제공한다.

일 실시형태에 있어서, 제조방법은 각 복합 각도 절편을 경화 없이 개별적으로 성형하는 예비성형 단계를 포함하는데, 완성 단계는 또한 오토클레이브 및 오븐 중에서 선택된 공통 경화실 내에서 복합 각도 절편들을 함께 동시에 경화시키는 경화 스테이지를 제공한다.

일 실시형태에 있어서, 제조방법은 적어도 하나의 복합 각도 절편에서 각도상 서로 반대측의 분할부 사이에 적어도 하나의 부가 중개 가이드 베인을 통합하는 부가 스테이지를 포함한다.

일 실시형태에 있어서, 제조방법은 복합 각도 절편 중의 하나에 적어도 하나의 보강 벌집형 밴드를 통합하는 보강 스테이지를 포함하는데, 보강 벌집형 밴드는 안정을 위해 아치형 코어 부분 및/또는 보강 벌집형 밴드내에 통합된다.

일 실시형태에 있어서, 제조방법은 가이드 베인을 적어도 부분적으로 덮는 적어도 하나의 U형상 스포일러를 장착하는 보호 스테이지를 포함한다.

일 실시형태에 있어서, 제조방법은 적어도 하나의 가이드 베인이 후연 및 전연을 가지며, 보호 스테이지는 전연 및/또는 후연 중의 적어도 하나에 U형상 스포일러를 장착하는 것을 포함하며, 보호 스테이지는 부가의 고정 물품에 의해 직접적인 기계적 부착 및 복합 각도 절편에 대한 U형상 스포일러의 연속 통합 중에서 선택된다.

본 발명의 다른 목적은 항공기용 덮개형 추진 회전 조립체의 스테이터 중공 구조물로서, 스테이터 중공 구조물의 스테이터 기어박스의 적어도 하나의 중앙 허브 케이싱; 중앙 허브 케이싱을 둘러싸는 외부 중공 덕트; 및 중앙 허브 케이싱과 외부 중공 덕트 사이의 적어도 3개의 가이드 베인을 포함하며, 각 가이드 베인은 중앙 허브 케이싱을 지지하는 고정 블레이드를 구성하며, 일정 측면구조의 각 가이드 베인은 반경방향 자루 영역 및 반경방향 팁 영역을 가지며, 각 반경방향 자루 영역은 중앙 허브 케이싱에 견고히 부착되며, 각 반경방향 팁 영역은 외부 중공 덕트에 견고하게 부착되는 스테이터 중공 구조물을 제공하는 것이다.

스테이터 중공 구조물은 적어도 3개의 복합 각도 절편을 포함하며, 각 복합 각도 절편은 중앙 허브 케이싱의 아치형 코어 부분, 외부 중공 덕트의 주변림 부분 및 아치형 코어 부분과 주변림 부분 사이에 배치되어 각각 하나의 일정 측면구조의 가이드 베인을 구성하는 한 쌍의 각도상 서로 반대측의 분할부를 포함하며, 상기 복합 각도 절편들은 함께 스테이터 중공 구조물의 전체 형상을 둘러싸는 단위편을 구성하며, 각 복합 각도 절편은 이웃하는 복합 각도 절편과 떨어져서 배치된다.

일 실시형태에 있어서, 각 복합 각도 절편에서 아치형 코어 부분 및 주변림 부분은 각각 일반적으로 원호 절편을 따라서 연장되는 원통부 형태이며, 복합 각도 절편의 원호 절편은 일정 각도 값을 가지며, 두 개의 이웃하는 복합 각도 절편의 적어도 두 개의 원호 절편은 일정하지 않은/불규칙한 각도 값으로 각도상 연장되며, 각 각도 값은 적어도 하나의 이웃하는 복합 각도 절편의 각도 값과는 다르다.

일 실시형태에 있어서, 스테이터 중공 구조물은 스테이터 중공 구조물의 반경방향에 대하여 적어도 볼록한 윤곽부를 포함하는 적어도 하나의 가이드 베인을 갖는다.

일 실시형태에 있어서, 적어도 하나의 가이드 베인은 후연을 가지며, 가이드 베인의 후연에는 적어도 일련의 볼록 윤곽 돌출부 및 오목 장부홈 키가 위치한다.

일 실시형태에 있어서, 적어도 하나의 가이드 베인이 스테이터 중공 구조물의 전체 반경에 대하여 평행하지 않은 방향으로 적어도 국부적으로 연장되며, 가이드 베인에 있어서 반경방향 자루 영역은 스테이터 중공 구조물의 전체 반경에 대한 평행한 방향에 대하여 덮개형 추진 회전 조립체의 일련의 회전 블레이드의 바닥 전방 회전 동작에 대한 상방으로 이동되어 있다.

일 실시형태에 있어서, 적어도 하나의 가이드 베인은 덮개형 추진 회전 조립체의 일련의 회전 블레이드의 바닥 전방 회전 동작에 대하여 스테이터 중공 구조물의 전체 반경에 대하여 상방으로 이동되어 있으며, 각각의 상방으로 이동된 가이드 베인은 중앙 허브 케이싱의 외주에 접하여 적어도 국부적으로 연장된다.

일 실시형태에 있어서, 적어도 하나의 가이드 베인은 스테이터 중공 구조물의 전체 반경에 대하여 적어도 국부적 굴곡에 의해 적어도 비직선 형상을 이루며, 국부적 굴곡은 바닥 전방 회전 동작에 대하여 상류측으로 볼록하게 배향된 주변림 부분 주위의 국부적 굴곡 및 하류측으로 오목하게 배향된 아치형 코어 부분 주위의 국부적 굴곡 중에서 선택된다.

본 발명의 다른 목적은 적어도 하나의 덮개형 회전 조립체를 갖는 항공기를 제공하는 것이다. 덮개형 회전 조립체는 상기 제조방법을 실시함으로써 제조되는 적어도 하나의 스테이터 중공 구조물을 포함한다.

본 발명의 바람직한 실시형태들을 첨부도면을 참조하는 이후의 설명에 개시한다.
도 1은 회전날개 항공기의 동체에 속하는 꼬리지지체에 장착된 덮개형 안티토크 로터를 구성하는 종래의 추진 로터 조립체의 일 예의 부분분할 개략사시도.
도 2는 스테이터 중공 구조물의 일 예의 개략사시도.
도 3은 개별적인 레이업 및 서로 별개의 몇 개의 복합 각도 절편의 적층 그리고 분리된 경화실 내에서의 절편들의 경화 후에 부가의 고정 물품으로 합체함으로써 얻어진 본 발명에 따른 스테이터 중공 구조물의 반경방향 직립상태의 정면도로서, 일정하지 않은/불규칙한 각도 값으로 각도상 연장된 두 개의 이웃하는 복합 각도 절편의 원호 절편을 형성하는 각도상 서로 반대측의 분할부 사이의 부가 중개 가이드 베인을 점선으로 보여주며, 또한 국부적으로 각도 이동된 비직선 형상의 가이드 베인을 보여준다.
도 4는 일반적으로 경화되지는 않고 개별적으로 예비성형된 후에 모든 절편들의 동시 경화를 통해 대응 복합 각도 절편과 합쳐진 본 발명에 따른 복합 각도 절편의 일 예의 개략사시도.
도 5는 일반적으로 형성되어 개별적으로 경화되고 기계가공 후에 합체하여 완성된 본 발명에 따른 복합 각도 절편의 일 예의 개략부분단면도로서, U형상 스포일러가 가이드 베인의 전연을 적어도 일부 덮고 있다.
도 6은 U형상 스포일러가 어떻게 전연에 부가의 고정 물품(카운터싱크형 리벳)에 의해 고정되는지를 보여주는 도 5의 실시형태의 부분단면 개략사시도.
도 7은 부가의 고정 물품(유니버셜 리벳)에 의해 후연에 고정된 이웃하는 복합 각도 절편들의 부분들을 보여주는 도 5의 실시형태의 부분단면 개략사시도.
도 8은 스테이터-로터 상호작용을 줄이기 위해 굴곡된 볼록 측면구조를 갖는 최적 윤곽부를 구비한 후연을 보여주는 부분단면 개략사시도.
도 9는 각도상으로 돌기 및 장부홈이 형성된 일련의 볼록 윤곽 돌기 및 오목 장부홈 키를 구비한 최적 윤곽부를 갖는 후연을 보여주는 부분단면 사시도.
도 10은 파형 돌기 및 홈으로서 형성된 일련의 볼록 윤곽 돌기 및 오목 장부홈 키를 구비한 최적 윤곽부를 구비한 후연을 보여주는 부분단면 개략사시도.
도 11은 본 발명에 따른 방법의 다양한 실시형태들의 일부 이용 가능한 단계 및 스테이지를 보여주는 흐름도.

도시한 실시형태들의 상세한 설명은 다음과 같다. 도면에서, 유사한 요소들은 동일한 참조 번호를 부여하였다.

일부 도면들은 상호 직교하는 방향(X, Y, Z)을 보여준다. 방향 X, Y, Z은 함께 기준 XYZ을 규정한다.

종방향이라고 부르는 기준 방향 X는 전술한 항공기의 길이 치수에 해당한다. 전방/후방 같은 용어는 이 방향과 관계가 있다. 종방향 X는 항공기의 롤축(roll axis)에 평행하다고 간주한다.

"횡방향"이라고 부르는 다른 방향 Y는 전술한 구조의 두께 또는 횡치수에 해당한다. "내부" 또는 "좌측", "우측"이라는 용어는 이 방향과 관계가 있다. 여기서 회전 물품의 회전축선은 횡방향 Y를 따라서 연장된다. 회전 조립체에 있어서, 상류측/하류측 또는 입구/출구 외에 전단/후단은 이 횡방향 Y와 함께 하는 배향/위치를 의미한다. 예를 들어, 제어된 기류(C)는 주로 이 방향 Y를 따라서 향하는 것으로 생각된다. 이 방향 Y는 여기서 항공기의 피치축에 평행한 것으로 간주한다.

다른 방향 Z는 높이 방향이라고 부른다. 방향 Z은 전술한 구조물의 반경 방향/높이에 해당한다. 회전/원형 부품에 있어서, 반경은 높이 방향(Z)을 따라서 연장되는, 즉 방향 X 및 Y에 직교하는 것으로 생각된다. 여기서 방향 Z은 항공기의 요축(yaw axis)에 평행한 것으로 간주한다.

도 1에 항공기(A)가 도시되어 있다. 이 예에서, 항공기(A)는 도 1에 도시한 메인 로터(I)를 구비한 헬리콥터 같은 회전날개 항공기다. 그러나 본 발명의 대상물은 다양한 유형의 회전날개 항공기를 포괄한다. 항공기(A)는 일련의 회전 블레이드를 포함하는 하나 또는 복수의 덮개 회전 조립체(B)를 구비한다. 항공기(A)는 핀을 갖고 있는 꼬리지지체(2)를 구비할 수 있다. 결과적으로 스테이터 중공 조립체(B)가 핀 속에 배치될 수 있다.

각 덮개 회전 조립체(B) 속으로는 회전하는 로터 블레이드에 의해 제어 기류(C)가 생성된다. 도 1 내지 도 4 및 도 11에는 (횡방향 Y를 따라서) 회전축을 중심으로 하는 일련의 회전 블레이드(1)의 바닥 전방 회전 동작(D)이 도시되어 있다.

도 1에서 회전 조립체(B)는 덮개/덕트형이다. 간단히 말해서, 덮개 회전 조립체(B)는 주로 로터 블레이드(1) 및 기어박스(4)를 포함하는 피동 로터 시스템(G), 및 스테이터 중공 구조물(H)을 포함한다.

도 2에 따르면, 스테이터 중공 구조물(H)은 정적 제어체를 구비한 중앙 허브 케이싱(3)을 포함한다. 중앙 허브 케이싱(3)은 기어박스(4)를 지지하고 있다.

본 발명의 스테이터 중공 구조물(H)은 또한 중앙 허브 케이싱(3)을 둘러싸는 외부 중공 덕트(5), 및 중앙 허브 케이싱(3)과 외부 중공 덕트(5) 사이에서 연장되는 적어도 3개의 가이드 베인(6)을 포함한다.

각 가이드 베인(6)은 중앙 허브 케이싱(3)을 지지하는 고정 블레이드를 구성한다. 각 가이드 베인(6)은 자루 위치(7) 및 반경방향팁 위치(8)를 갖고 있다. 각 반경방향 자루 위치(7)는 중앙 허브 케이싱(3)에 견고하게 부착되고 각 반경방향팁 위치(8)는 외부 중공 덕트(5)에 견고하게 부착된다. 고전적으로 가이드 베인(6)은 일정 측면구조를 갖는다.

스테이터 중공 구조물(H)은 단일 경화실 내에서의 단일 레이업, 성형 및 1회 경화에 의해 얻을 수 있다.

도 3은 주로 복수의 복합 각도 절편(9)로 구성되는 본 발명의 스테이터 중공 구조물(H)의 일 실시형태를 보여준다. 이런 복합 각도 절편(9)의 다양한 실시형태들이 단독으로 도 4, 도 8 내지 도 10 및 도 11에 도시되어 있다.

본 발명의 스테이터 중공 구조물(H)은 복합 각도 절편(9)의 구조집단의 다이얼형 디스패칭(dispatching)을 제공한다.

간단히 말해서, 각 복합 각도 절편(9)은,

중앙 허브 케이싱(3)의 아치형 코어 부분(10),

외부 중공 덕트(5)의 주변림 부분(11), 및

각각 두 개의 가이드 베인(6)에 있으며, 복합 각도 절편(9)에서 각도상 서로 반대측에 배치된 한 쌍의 분할부(12)를 포함한다.

각 분할부(12)는 아치형 코어 부분(10)의 외측부와 주변림 부분(11)의 외측부 사이에서 연장된다. 각 복합 각도 절편(9)은 폐쇄 형상을 구성하며, 아치형 코어 부분, 주변림 부분 및 각 분할부는 상기 형상의 한 면을 나타낸다.

따라서 모든 복합 각도 절편(9)들은 함께 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 형상을 포괄하는 단위편을 구성하는데, 각 복합 각도 절편(9)은 이웃하는 복합 각도 절편(9)과 떨어져서 배치된다.

본 발명에서, 구조물(H)의 하나의 가이드 베인(6)을 얻기 위해서는 두 개가 이웃하는 복합 각도 절편(9)이 서로 인접하여 배치된다. 이런 구조에서, 각각 두 개의 인접하는 복합 각도 절편(9)에 속하는 두 개의 분할부(12)가 맞추어져 가이드 베인(6)을 형성한다.

따라서, 각 분할부(12)는 이웃하는 복합 각도 절편(9)의 인접 분할부(12)에 배치되어 함께 해당 가이드 베인(6)을 구성한다.

또한 각 아치형 코어 부분(10)은 이웃하는 복합 각도 절편(9)의 두 개의 아치형 코어 부분(10)에 접촉하여 나란하게 배치된다. 마찬가지로, 각 주변림 부분(11)은 이웃하는 복합 각도 절편(9)의 두 개의 인접 주변림 부분(11)에 접촉하여 나란히 배치된다.

이는 복합 각도 절편(9)들이 서로 고정되었을 때 스테이터 중공 구조물(H)을 제공한다. 본 발명의 스테이터 중공 구조물(H)에 있어서, 중앙 허브 케이싱(3)은 연속적인 복수의 인접한 아치형 코어 부분(10)들의 조립체로 이루어지며, 일정 측면구조의 적어도 일부 가이드 베인(6)들은 각도상 서로 반대측에 있는 한 쌍의 인접한 분할부(12)들의 조립체로 이루어지는 한편, 외부 중공 덕트(5)는 연속적인 복수의 인접한 주변림 부분(11)들의 조립체로 이루어진다.

종래기술에 따라서 동심원 상태로 분할된 집단 대신에, 본 발명은 각도상(다이얼형) 디스패칭을 제공하여 연속적인 통합을 가능하게 한다.

도 3에서 볼 수 있는 바와 같이, 이웃하는 복합 각도 절편(9)들이 함께 위치할 때, 구조물(H)을 구성하는 복합 각도 절편(9)의 아치형 코어 부분(10), 인접 분할부(12) 및 주변림 부분(11)의 대응면들이 인접하는 복합 각도 절편(9)의 대응면과 맞추어진다.

주어진 복합 각도 절편(9)에서, 아치형 코어 부분(10) 및 주변림 부분(11)은 각각 일반적으로 두 개의 분할부(12) 사이의 원호 절편(14)을 따라서 연장되는 원통부의 형태다. 각 원호 절편(14)은 역시 참조번호 14로 표시된 각도 값을 규정한다.

복합 각도 절편(12)의 각도 값은 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 주위에 대하여 인접하는 복합 각도 절편(9)의 각도 값에 대응한다. 각 원호 절편(14)은 예를 들어 원의 1/2, 원의 1/3, 원의 1/4, 원의 1/5 또는 원의 1/6의 각도 값 중에서 선택될 수 있다.

이 각도 값(14)은 공기역학적 기준(예를 들어, 스테이터와 로터 사이의 간섭을 제한)과 기계적 기준(구조 및 피로 저항)을 모두 수반하는 계산의 결과로 결정될 수 있다. 따라서 전술한 지시적인 각도 값(14)은 예를 들어 이들 기준에 따라서 조정되어야 한다.

그 외의 기준 중에서, 두 개의 이웃하는 복합 각도 절편(9)의 적어도 두 개의 원호 절편(14)들은 일정하지 않은/불규칙한 각도 값으로 원형으로 연장될 수 있다. 달리 말하자면, 이런 경우에 각 각도 값은 적어도 하나의 이웃하는 복합 각도 절편(9)의 각도 값과 다르다.

게다가, 두 개의 분할부(12) 사이에서 복합 각도 절편(9)은 적어도 하나의 중개 가이드 베인(19)을 포함할 수 있다.

도 3의 스테이터 중공 구조물에서, (일반적으로 방향 X에 평행한) 좌측의 통합된 가이드 베인(6)을 보면 각 복합 각도 절편(9)이 적어도 두 개의 대응 외향 접촉면(13)을 갖는다는 것을 알 수 있다. 하나의 외향 접촉면(13)은 각도상으로 반대측에 있는 각 분할부(12)상에 위치하여 함께 가이드 베인(6)의 대응 측면구조를 형성한다.

따라서 주어진 복합 각도 절편(9)에서의 대응 외향 접촉면(13)은 두 개의 인접한 복합 각도 절편(9)이 함께 위치할 때 분할부(12)의 대응 외향 접촉면(13)이 이웃하는 복합 각도 절편(9)의 대응 외향 접촉면(13)과 맞추어지도록 각도상 서로 반대측에 배치된다.

도 3의 실시형태에서 또한 일부 대응 외향 접촉면(13)은 유사한 대응 외향 접촉면(13)에 대하여 각도상 이동되어 있는 것으로 보인다. 도 3에 상단 우측에 도시한 가이드 베인(6)의 예에서, 주변림 부분(11)의 접촉면(13)의 각도 시프트(15)는 바닥 전방 회전 동작(D)에 대하여 후방으로 역전되어 있다. 이에 따라서 유사한 각도 시프트(15)에 의해 전체 가이드 베인(6)이 기울어지거나 굽어지게 된다.

따라서 이웃하는 일정 측면구조의 가이드 베인(6)의 해당 대응 외향 접촉면(13)은 주변림 부분(11)의 각 접촉면(13)보다 전방으로 각도 시프트(15)만큼 위치한다.

이 각도 시프트(15)는 일반적으로 약 0.1도 내지 10도의 값을 갖는다. 도 3의 실시형태에서, 전체 가이드 베인(6)의 각도 시프트(15)는 약 2도 내지 8도다.

역시 도 3의 상단 우측부에 도시된 가이드 베인(6)을 참조하면, 베인(6)은 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 반경에 대하여 평행하지 않은 방향으로 적어도 국부적으로 연장된다. 이 가이드 베인(6)에 있어서, 반경방향 자루 위치(7)는 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 반경에 대하여 덮개 회전 조립체(B)의 일련의 회전 블레이드(1)의 바닥 전방 회전 동작(D)에 대하여 상방으로 이동되어 있다.

도 3의 이 일정 측면구조의 가이드 베인(6)은 바닥 전방 회전 동작(D)에 대하여 상방으로 이동되어 케이싱(10)의 외주에 국부적으로 접하게 된다.

이제 도 3의 하단 우측부에 도시된 다른 가이드 베인(6)을 참조하면, 이 베인(6)도 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 반경에 대하여 평행하지 않은 방향으로 적어도 국부적으로 연장된다. 또한 이 일정 측면구조의 가이드 베인(6)은 국부적으로 직선 형상이 아니다. 본 실시형태에서, 이 일정 측면구조의 가이드 베인(6)은 연속되는 두 개의 국부 굴곡부(20, 21)에 의해 국부적으로 휘어져 있다.

제 1 국부 굴곡부(20)는 주변림 부분(11)의 주위에/에 인접하며 상류측으로 볼록한데, 즉 볼록측이 바닥 전방 회전 동작(D)을 따라서 베인(6)의 후면측이 된다.

제 2 국부 굴곡부(21)는 바닥 전방 회전 동작(D)에 대하여 아치형 코어 부분(10)의 주위에/에 인접하며 상류측으로 오목하다. 따라서 베인(6)의 오목측은 회전 동작(D)을 따라서 베인(6)의 전방측이 된다.

실시형태에 따라서 이들 국부 시프팅/비선형 형상 또는 굴곡부(20, 21)는 일정 측면구조의 가이드 베인(6) 및 중간의 추가 가이드 베인(19) 중의 하나 또는 둘에 적용된다. 국부 시프팅/굴곡부(20, 21)는 구조물(H)의 공기역학적 특성의 정적 향상 및 소음 감소 증진을 위한 것이다.

역시 도 3을 참조하면, 이 실시형태는 가이드 베인(6) 중의 하나(방향 X를 따라서 약간 연장되는 좌측의 베인(6)를 보여주는데, 이는 플랜지형 구멍(22)을 구비한다. 플랜지형 구멍(22)은 이 베인(6)의 반경 방향 자루 위치(7)의 근처에 위치한다. 플랜지형 구멍(22)은 구조물(H)의 전연(E)에서 열려 있다.

이 플랜지형 구멍(22)은 전자 장치(액튜에이터, 센서 등) 및/또는 유압 장치(유압라인 등) 및/또는 기계 장치(스테이터 기어박스(4)에 대한 회전력 전달축 등) 같은 탑승 장비에 대한 장착/접근이 가능하도록 제공된다.

도 3에 따르면, 제조 방법은 각 복합 각도 절편을 경화 없이 개별적으로 성형하는 예비성형 단계, 및 복합 각도 철편들을 공통 경화실 내에서 함께 동시 경화시키는 고정 스테이지를 포함한다.

도 4에는 보강형 복합 각도 절편(9)이 도시되어 있다. 절편(9)은 스테이터 중공 구조물(H)을 안정시키기 위해 적어도 하나의 보강 벌집형 밴드(16)를 도입함으로써 보강된다.

본 실시형태에 있어서, 복합 각도 절편(9)에는 두 개의 복합 벌집형 밴드(16)가 도입된다. 하나의 밴드(16)는 아치형 코어 부분(10)에 있고 다른 밴드(16)는 주변림 부분(11)에 있다. 다른 실시형태들은 예를 들어 각 아치형 코어 부분(10) 및/또는 주변림 부분(11)에 두 개, 세 개 또는 그 이상의 보강 벌집형 밴드(16)를 제공한다.

도 4에서 복합 각도 절편(9)의 보강은 주변림 부분(11)의 외측면(17)에 인접한 포위 벌집형 밴드(16), 및 아치형 중앙 코어 부분(10)의 내측면(18)의 주위에 인접한 내측 벌집형 밴드(16)를 도입함으로써 이루어진다.

도 4에서 알 수 있듯이, 외측면(17)은 중앙 허브 케이싱(10) 쪽으로 향하는 주변림 부분(11)의 내측면의 반경방향 반대측에 대향하고 있다. 아치형 중앙 코어 부분(10)의 내측면(18)은 주변림 부분(11) 쪽으로 향하는 중항 허브 케이싱(10)의 외측면의 반경방향 반대측에 있다. 다시 말해서, 내측면(18)은 중앙 코어 부분(10)의 회전축 쪽으로 향하는 반면, 외측면(17)은 스테이터 중공 구조물(H)을 구비하고 있는 항공기(A)의 구조 요소(예를 들어, 핀)쪽으로 향한다.

이제 도 5 내지 도 7을 참조하면, 본 발명의 구조물(H)의 다른 실시형태들이 설명되어 있다.

도 5는 다른 실시형태를 보여준다. 복합 각도 절편(9)들은 개별적으로 성형되어 경화되고 부가의 경화 품목에 의해 합쳐진다. 본 발명에 따르면, 실시형태들은 일정 측면구조의 가이드 베인(6) 및/또는 부가의 중개 가이드 베인(19)에 하나 또는 복수의 추가 장치를 제공한다.

가이드 베인(6; 19)의 전연(E)이 물리적 및 화학적 공격을 받을 수 있다는 것은 일반적인 것이다. 한편, 가이드 베인(6; 19)의 후연(F)의 형상 및 위치는 소름 감소에 상당히 나쁜 영향을 줄 수 있지만, 부식 등에도 노출될 수 있다.

도 5에서 전연(E)에는 U형 스포일러(23)가 장착되어 있다. U형 스포일러(23)는 해당 가이드 베인(6)의 적어도 일부를 덮고 있다. 실시형태에서, 가이드 베인(6; 19)에는 반경방향으로 인접하게 복수의 스포일러(23)가 장착되어 공동으로 일괄 보호 및 소음 감소를 이룬다. 실시형태에서 후연(F)에는 소음 감소를 증대시키고 보호를 위해 적어도 하나의 U형 스포일러(23)가 배치된다.

도 6에는 두 개의 이웃하는 복합 각도 절편(9)의 인접 엣지 주위에 부가의 고정 물품(24)에 의해 고정된 U형 스포일러(23)가 도시되어 있다. 고정 물품(24)은 가이드 베인(6)의 외각과 연속하여 U형 스포일러(23)의 대응 외피와 동일면상에 있다. 도시한 고정 물품(24)은 카운터싱크형 리벳이다.

이웃하는 복합 각도 절편(9)은 하나의 가이드 베인(6)의 대응 외향 접촉면(13)을 가지므로 면대면의 계면을 제공한다. 대응 외향 접촉면(13)은 도 7에 따른 추가의 고정 물품(24)에 의해 후연(F) 주위에 서로 고정된다. 여기서 고정 물품(24)는 유니버셜 리벳이다.

실시형태들은 적어도 두 개의 복합 각도 절편(9)을 함께 견고히 고정하고, 그리고/또는 이런 복합 각도 절편을 항공기(A)와 견고히 고정하고, 그리고/또는 부가의 고정 물품(24)을 구비한 U형상 스포일러(23) 같은 부가의 부품을 복합 각도 절편(9)에 부착하는 단계를 제공한다. 이런 고정 물품(24)은 리벳, 카운트싱크형 리벳 및 나사와 볼트 그룹, 또는 동시경화(co-curing), 시밍(shimming), 접착(gluing), 크로스멜팅(cross-melting) 및 솔더링 중에서 선택될 수 있다.

이제 가이드 베인 전연 및 후연에 대한 최적의 형상에 중점을 둔 도 8 내지 도 10을 참조한다. 도 8 내지 도 10은 공기역학적 성능 향상을 위해 후연(F)에 적어도 하나의 볼록 형상을 갖는 적어도 하나의 가이드 베인(6)(또는 부가의 중개 베인(19))을 갖는 실시형태들을 보여준다.

도 8에서, 가이드 베인(6)은 단일 굴곡 형상의 볼록 윤곽부(25)를 후연(F)에 제공한다. 볼록한 윤곽부(25)는 예를 들어 대응 치수 예를 들어 가이드 베인(6)의 반경 방향 단부 주위에 반경방향 자루 위치(7)과 팁단부 위치(8) 사이의 확장 횡치수(27)를 가이드 베인(6)에 부여한다. 횡치수(27)는 방향 Y를 따라서 연장된다. 여기서, 확장 횡치수(27)는 가이드 베인(6; 19)의 반경방향 전체 치수의 중간 부위의 최고점 위치에서 횡방향으로 최대가 된다.

이제 도 9를 참조하면, 후연(F)은 스테이터-로터 상호작용을 줄이기 위한 최적의 윤곽부를 포함한다. 후연(F)은 일련의 볼록한 윤곽부의 돌출부(25) 및 각도상의 홈으로서 형성된 오목한 장부구멍 키(26)를 갖는 측면구조를 갖는다.

도 10에는 각각 파형 장부구멍으로서 형성된 일련의 볼록한 윤곽부의 돌출부(25) 및 오목한 장부구멍 키(26)를 갖는 최적 윤곽부를 갖는 후연(F)이 도시되어 있다.

도 11은 일반적으로 J로 지시한 제조 방법의 실시형태들을 설명한다. 본 발명의 이 제조방법(J)은 항공기(A)용 덮개형 회전 조립체(B)의 스테이터 중공 구조물(H)을 제조하기 위한 것이다.

스테이터 중공 구조물(H)의 변형예는 도 2 내지 도 10을 참조한 것이다. 제조방법(J)은 복합재료의 특정 구성부품(29)을 수반한다. 여기서 복합재료의 구성부품(29)은 원재료/반완성 재료, 부가의 물품 및 그 외의 구성부품 예를 들어 보강용 벌집형 밴드(16), 부가의 고정 물품(24), 복합 구성 제품 등을 지시하기 위한 일반적인 표현이다.

이 제조방법(J)은 주로 다음의 단계들을 포함하는데, 즉

준비 단계(28)에서 복합재료 구성부품(29)으로부터 개별적으로 적어도 3개의 복합 각도 절편(9)을 준비하는데, 각 복합 각도 절편(9)은 중앙 허브 케이싱(3)용의 아치형 코어 부분(10), 외부 중공 덕트용의 주변림 부분(11) 및 가이드 베인(6)용의 한 쌍의 각도적으로 반대측에 위치한 분할부(12)를 포함하는데, 하나의 분할부(12)는 하나의 일정 측면구조의 가이드 베인(9)에 각각 지정되며,

완성 단계(33)에서, 스테이터 중공 구조물(H)이 복합 각도 절편(9)으로부터 완성된다. 완성 단계(33)는 이 제조방법(J)이 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 형상을 둘러싸는 단위편을 제조할 수 있게 한다.

후술하는 바와 같이, 준비 단계(28) 및 완성 단계(33)는 다양한 스테이지들을 포함한다. 스테이지들은 하나의 주어진 단계의 하위 국면이다. 실시형태에 따라서 하나의 주어진 스테이지는 준비 단계(28) 또는 완성 단계(33)에 속한다.

일 실시형태에 따르면, 준비 단계(28)의 수행 스테이지(32)는 각각 전용 레이업 공구(31)에서 각 복합 각도 절편(9)을 별개로 적층하여 소정의 취급 가능한 프리폼을 갖는 각 절편을 성형한다. 준비 단계(28)는 또한 경화 스테이지(37)를 제공하는데, 각 복합 각도 절편(9)은 경화실(몰딩성형 장치(35)로서 간주됨)로서 간주될 적어도 하나의 오토클레이브 내에서 별개로 경화된다.

제조방법(J)의 본 실시형태에서 완성 단계(33)는 또한 경화된 절편(9)을 부가의 고정 물품(24)으로 직접 기계적으로 부착시킴에 의해 실행되는 고정 스테이지(36)를 제공한다.

다른 실시형태에 있어서, 전용 레이업 공구(31) 내에서 각 복합 각도 절편(9)을 따로따로 배치하는 레이업 스테이지(30)를 제공한다. 예비성형 스테이지(32)는 몰딩성형 장치로서 작용하는 각 전용 레이업 공구(31)로 경화 없이 각 복합 각도 절편(9)을 개별적으로 예비성형한다. 그 결과, 본 실시형태에서, 완성 단계(33)의 고정 스테이지(36)는 오토클레이브나 오븐에서 선택된 공통 경화실 내에서 복합 각도 절편(9)들의 함께 동시에 경화시킨다.

도 11은 또한 제조방법(J)이 완성 단계(33) 중에 적어도 하나의 복합 각도 절편(9)에 각도상 서로 반대측의 분할부(12) 사이에 적어도 하나의 부가의 중개 가이드 베인(19)을 통합하는 추가 스테이지(38)를 제공한다는 것을 보여준다.

또한 준비 단계(28)는 복합 각도 절편(9) 중의 적어도 하나에 적어도 하나의 보강용 벌집형 밴드(16)를 도입하는 보강 스테이지(39)를 제공할 수 있다.

위에서는 보강 스테이지(39) 중에 이런 보강용 벌집형 밴드(16)가 아치형 코어 부분(10) 및/또는 주변림 부분(11)에 도입되는 위치들이 개시되었다.

이 제조방법(J)은 완성 단계(33) 중에 전형적으로 조작되는 보호 스테이지(41)를 제공할 수 있다. 보호 스테이지(41)는 가이드 베인(9 또는 16)의 축방향 엣지를 적어도 어느 정도 덮는 적어도 U형상 스포일러(23)를 장착하는 것이다.

보호 스테이지(41)는 가이드 베이(6)의 전연(E)에 U형상 스포일러(23)를 장착하는 것을 포함한다. 보호 스테이지(41)는 일부 실시형태에서 부가의 고정 물품(24)에 의한 직접적인 기계적 부착 및 U형상 스포일러(23)와 복합 각도 절편(9)의 연속적인 합체를 통해 스포일러(23)를 견고하게 부착시키도록 선택된다.

스포일러(23)의 견고한 부착은 예를 들어 카운터싱크형 리벳 형태의 부가의 고정 물품(24)에 의한 직접적인 기계적 부착에 의해 실행된다.

도 11에 예시한 실시형태에서, 완성 단계(33)는,

관련 복합 각도 절편(9)들을 몰딩성형 장치(35) 내에 함께 배치하는 배치 스테이지(34)를 포함하는데, 여기서 각 복합 각도 절편(9)이 이웃하는 복합 각도 절편(9)과 떨어져서 배치되며, 각 분할부는 이웃하는 복합 각도 절편(9)의 인접 분할부(12)에 접촉하여 배치되어 일정 측면구조의 공통 가이드 베인(6, 19)을 형성하며, 각 아치형 코어 부분(10)은 이웃하는 복합 각도 절편(9)들의 두 개의 인접 아치형 코어 부분(10)과 접하며, 각 주변림 부분(1)은 이웃하는 복합 각도 절편(9)의 두 개의 인접한 주변림 부분(11)과 접하게 하며, 그리고

전체 형상을 둘러싸는 단위편 속에 스테이터 중공 구조물(H)을 형성하는 고정하고, 연속적으로 통합된 복합 각도 절편(9)들을 함께 고정시키는 고정 스테이지(36)를 포함한다.

일 실시형태에 있어서, 제조방법(J)은 예비성형 및/또는 완성 단계 중의 적어도 한 단계 후에 복합 각도 절편(9) 및/또는 전체 스테이터 중공 구조물(H)을 개별적으로 기계가공하는 스테이지(40)를 실행한다. 기계가공 스테이지(40)는 밀링가공, 천공, 보링 및 그라인딩 스테이지 중에서 적어도 하나가 선택된다.

본 발명은 하나 또는 복수의 복합 제조 기술을 수반하는 실시형태들을 허용한다. 이들 복합 제조 기술들은 예를 들어 밀폐금형 수지 트랜스퍼 성형(closed mold Resin Transfer Molding; closed RTM), 가열 RTM(heated RTM), 사출-압축 RTM(injection-compression RTM), 진공보조 수지 주입(Vacuum Assisted Resin Infusion; VARI), 액체 수지 주입(Liquid Resin Infusion; LRI), 함침(impregnation), 사출성형(injection molding), 조방사(roving), 실온 가황(room temperature vulcanization; RTV), 및 오토클레이브 RTM(autoclave RTM) 중에서 선택된다.

또한 실시형태, 단계/스테이지 외에 구조물(H)을 구성하는 구성부품/부품/그룹에 따라서, 다양한 유형의 이용 가능한 구성부품(29)들이 본 발명에 수반된다. 실시형태에서 제조방법이 사용하는 구성부품(29)들 중에는 프리폼, 수지, 멤브레인, 프리프레그, 합성 골격 및 매트릭스 필름이 있다.

본 발명은 그 실시에 있어서 변형될 수 있는데, 이런 변형들을 모두 특정하지는 않겠다.

1 : 회전블레이드들 2 : 꼬리지지체
3 : 중앙 허브 케이싱 4 : 스테이터 기어박스
5 : 외부 중공 덕트 6 : 통합 가이드 베인들
7 : 반경방향 자루 위치 8 : 반경방향 팁 위치
9 : 복합 각도 절편 10 : 아치형 코어 부분
11 : 주변림 부분 12 : 분할부(각각의 절편(9)에서 각도상 서로 반대측에 있는)
13: 대응 외향 접촉면 14 : 원호 절편 - 각도 값
15 : 각도상 이동 16 : 보강 벌집형 밴드
17 : 외측면(예를 들면, 주변림 부분(11)의)
18 : 내측면(예를 들면, 아치형 코어 부분(10)의)
19 : 부가의 중개 가이드 베인 20 : 제 1 국부 굴곡부
21 : 제 2 국부 굴곡부 22 : 플랜지형 구멍(예를 들면, 가이드 베인(6/19) 상의)
23 : U형상 스포일러(예를 들면, 가이드 베인(6/19) 상의)
24 : 부가 고정 물품 25 : 볼록 윤곽 돌기
26 : 오목 윤곽 키 27 : 횡치수
28 : 준비 단계 29 : 복합재의 구성부품
30 : 레이업 단계 31 : 레이업 공구
32 : 예비성형 단계 33 : 완성 단계
34 : 배치 스테이지 35 : 몰딩성형 장치
36 : 고정 스테이지 37 : 경화 스테이지
38 : 추가 스테이지 39 : 보강 스테이지
40 : 기계가공 스테이지 41 : 보호 스테이지
A : 항공기(회전날개 항공기, 헬리콥터
B : 덮개형 회전 조립체(예를 들면, 페네스트론(Fenestron®))
C : 제어 기류 D : 바닥 전방 회전 동작(회전블레이드(1)의)
E : 전연 F : 후연
G : 피동 로터 시스템 H : 스테이터 중공 구조물
J : 제조방법 I : 메인 로터(도 1 참조)
X : 종방향(롤축에 평행함) Y : 횡방향(피치축에 평행함)
Z : 높이 방향(요축에 평행함)

Claims

항공기(A)용 덮개형 추진 회전 조립체(B)의 스테이터 중공 구조물(H)을 제조하는 제조방법(J)으로서,
상기 스테이터 중공 구조물(H)은 스테이터 중공 구조물(H)의 스테이터 기어박스(4)용 중앙 허브 케이싱(3); 중앙 허브 케이싱을 둘러싸는 외부 중공 덕트(5); 및 중앙 허브 케이싱과 외부 중공 덕트 사이에 있는 적어도 3개의 일정 측면구조의 가이드 베인(6; 19)을 적어도 포함하며, 각 일정 측면구조의 가이드 베인(6; 19)은 중앙 허브 케이싱을 지지하는 고정 블레이드를 형성하며, 각 일정 측면구조의 가이드 베인은 반경방향 자루 위치(7) 및 반경방향 팁 위치(8)를 가지며, 각 반경방향 자루 위치는 중앙 허브 케이싱에 견고하게 부착되고 각 반경방향 팁 위치는 외부 중공 덕트에 견고하게 부착되는 제조방법에 있어서,
복합재료(29)의 구성부품으로부터 각 복합 각도 절편(9)이 중앙 허브 케이싱의 아치형 코어 부분(10), 외부 중공 덕트의 주변림 부분(11), 및 아치형 코어 부분과 주변림 부분 사이에 마련되어 하나의 일정 측면구조의 가이드 베인(6)을 각각 구성하는 한 쌍의 각도상 서로 반대측의 분할부(12)를 포함하도록 된 적어도 3개의 복합 각도 절편(9)을 개별적으로 준비하는 준비 단계(28), 및
일단 준비된 복합 각도 절편으로부터 스테이터 중공 구조물(H)을 완성하는 단계로서, 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 형상을 둘러싸는 단위편에 스테이터 중공 구조물을 형성하고 연속적으로 합체된 복합 각도 절편들을 함께 고정하는 고정 스테이지(36)를 통하여 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 형상을 둘러싸는 단위편을 형성하는 완성 단계(33)를 포함하는 것을 특징으로 하는 제조방법.
제 1 항에 있어서, 상기 제조방법은 상기 준비 단계(28) 중에 레이업 공구(31) 속에 하나의 복합 각도 절편(9)용의 복합재료 구성부품들을 개별적으로 배치하는 레이업 스테이지(30)를 포함하는 것을 특징으로 하는 제조방법.
제 1 항에 있어서, 상기 제조방법은 준비 단계(28) 중에 공통 레이업 공구(31-35) 내에 배치된 복합재료 구성부품(29)들을 함께 성형하여 각 복합 각도 절편(9)을 취급 가능한 소정 프리폼에 안정화시키는 예비성형 스테이지(32)를 포함하는 것을 특징으로 하는 제조방법.
제 1 항에 있어서, 상기 제조방법은, 준비 단계(28) 중에 예비성형 스테이지(32)를 포함하며, 상기 예비성형 스테이지(32)는 각 복합 각도 절편(9)을 개별적으로 적층하며, 상기 완성 단계(33)는 경화실로 생각되는 적어도 하나의 오토클레이브 내에서 각 복합 각도 절편(9)을 서로 개별적으로 경화시키는 경화 스테이지(37)를 제공하며, 상기 완성 단계(33)는 시밍(shimmig), 리벳, 나사 및 볼트, 접착 및 솔더링에서 선택된 부가의 고정 물품(24)에 의한 직접적인 기계적 부착에 의해 실시되는 고정 스테이지(36)를 제공하는 것을 특징으로 하는 제조방법.
제 1 항에 있어서, 상기 제조방법은 준비 단계(28) 중에 각 복합 각도 절편(9)을 경화 없이 개별적으로 성형하는 예비성형 스테이지(32)를 포함하며, 상기 고정 스테이지(36)는 공통 경화실 내에서 복합 각도 절편(9)들을 함께 동시에 경화시키는 것을 특징으로 하는 제조방법.
제 1 항에 있어서, 상기 제조방법은 완성 단계(33) 중에 적어도 하나의 복합 각도 절편(9)에 각도상 서로 반대측에 있는 분할부(12) 사이에 적어도 하나의 부가의 중개 가이드 베인(19)을 통합하는 추가 스테이지(38)를 포함하는 것을 특징으로 하는 제조방법.
제 1 항에 있어서, 상기 제조방법은 준비 단계(28) 중에 복합 각도 절편(9) 중의 적어도 하나와 적어도 하나의 보강용 벌집형 밴드(16)를 통합하는 보강 스테이지(39)를 포함하며, 상기 보강용 벌집형 밴드(16)는 스테이터 중공 구조물(H)을 안정시키기 위해 아치형 코어 부분(10) 및/또는 주변림 부분(11)에 통합되는 것을 특징으로 하는 제조방법.
제 1 항에 있어서, 상기 제조방법은 완성 단계(33) 중에 가이드 베인(6; 19)을 적어도 부분적으로 덮는 적어도 U형상 스포일러(23)를 장착하는 보호 스테이지(41)를 포함하는 것을 특징으로 하는 제조방법.
제 8 항에 있어서, 적어도 하나의 가이드 베인(6; 19)은 후연(F) 및 전연(E)을 가지며, 보호 스테이지(41)는 후연(F) 및/또는 전연(E) 중의 적어도 하나에 U형상 스포일러(23)를 장착하며, 상기 보호 스테이지(41)는 부가의 고정 물품(24)에 의한 직접적인 기계적 부착 및 복합 각도 절편(9)으로의 U형상 스포일러(23)의 연속적 통합 중에서 선택되는 것을 특징으로 하는 제조방법.
항공기(A)용 덮개형 추진 회전 조립체(B)의 스테이터 중공 구조물(H)로서, 스테이터 중공 구조물(H)의 스테이터 기어박스(4)의 적어도 하나의 중앙 허브 케이싱(3); 중앙 허브 케이싱을 둘러싸는 외부 중공 덕트(5); 및 중앙 허브 케이싱과 외부 중공 덕트 사이의 적어도 3개의 가이드 베인(6; 19)을 포함하며, 각 가이드 베인(6; 19)은 중앙 허브 케이싱을 지지하는 고정 블레이드를 구성하며, 일정 측면구조의 각 가이드 베인은 반경방향 자루 위치(7) 및 반경방향 팁 위치(8)를 가지며, 각 반경방향 자루 위치는 중앙 허브 케이싱에 견고히 부착되며, 각 반경방향 팁 위치는 외부 중공 덕트에 견고하게 부착되는 것을 특징으로 하는 스테이터 중공 구조물(H)에 있어서,
스테이터 중공 구조물(H)은 적어도 3개의 복합 각도 절편(9)을 포함하며, 각 복합 각도 절편은 중앙 허브 케이싱의 아치형 코어 부분(10), 외부 중공 덕트의 주변림 부분(11), 및 아치형 코어 부분과 주변림 부분 사이에 배치되어 각각 하나의 일정 측면구조의 가이드 베인(6)을 구성하는 한 쌍의 각도상 서로 반대측에 있는 분할부(12)를 포함하며, 상기 복합 각도 절편(9)들은 함께 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 형상을 둘러싸는 단위편을 형성하며, 각 복합 각도 절편(9)은 이웃하는 복합 각도 절편(9)과 떨어져서 배치되는 것을 특징으로 하는 스테이터 중공 구조물.
제 10 항에 있어서, 각 복합 각도 절편에 있어서, 아치형 코어 부분 및 주변림 부분(11)은 각각 일반적으로 원호 절편(14)을 따라서 연장되는 원통 부분 형태이며, 복합 각도 절편의 아크 절편은 일정 각도 값(14)을 가지며, 두 개의 이웃하는 복합 각도 절절편(9)의 적어도 두 개의 원호 절편은 일정하지 않은/불규칙적인 각도 값(14)의 각도를 두고 연장되며, 각 각도 값은 적어도 하나의 이웃하는 복합 각도 절편(9)의 각도 값(14)과 다른 것을 특징으로 하는 스테이터 중공 구조물.
제 10 항에 있어서, 스테이터 중공 구조물(H)은 스테이터 중공 구조물(H)의 반경방향(Z)으로 적어도 하나의 볼록 윤곽부(25)를 포함하는 적어도 하나의 가이드 베인(6; 19)을 갖는 것을 특징으로 하는 스테이터 중공 구조물.
제 10 항에 있어서, 적어도 하나의 가이드 베인(6; 19)은 후연(F)을 가지며, 가이드 베인(6; 19)의 후연(F)에는 적어도 일련의 볼록 윤곽 돌출부(25) 및 오목 장부홈 키(26)가 위치하는 것을 특징으로 하는 스테이터 중공 구조물.
제 10 항에 있어서, 적어도 하나의 가이드 베인(6; 19)은 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 반경에 대하여 평행하지 않은 방향으로 적어도 국부적으로 연장되며, 가이드 베인(6; 19)에 있어서, 반경방향 자루 위치(7)는 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 반경에 대하여 덮개형 추진 회전 조립체(B)의 일련의 회전 블레이드(1)의 바닥 전방 회전 동작(D)에 대하여 상방으로 이동되어 있는 것을 특징으로 하는 스테이터 중공 구조물.
제 10 항에 있어서, 적어도 하나의 가이드 베인(6; 19)은 덮개형 추진 회전 조립체(B)의 일련의 회전 블레이드(1)의 바닥 전방 회전 동작(D)에 대하여 상방으로 이동되어 있으며, 가이드 베인(6; 19)은 중앙 허브 케이싱(3)의 외주에 적어도 국부적으로 접하여 연장되는 것을 특징으로 하는 스테이터 중공 구조물.
제 10 항에 있어서, 적어도 하나의 가이드 베인(6; 19)은 스테이터 중공 구조물(H)의 전체 반경에 대한 적어도 하나의 국부적인 굴곡부(20, 21)에 의해 적어도 국부적으로 비선형으로 되어 있으며, 상기 국부적인 굴곡부(20, 21)는 덮개형 추진 회전 조립체(B)의 일련의 회전 블레이드(1)의 바닥 전방 회전 동작(D)의 상류측으로 볼록한 주변림 부분(11) 주위의 제 1 국부적 굴곡부(20)와, 덮개형 추진 회전 조립체(B)의 일련의 회전 블레이드(1)의 바닥 전방 회전 동작(D)의, 상류측으로 오목한 아치형 코어 부분 주위의 제 2 국부적 굴곡부(21) 중에서 선택되는 것을 특징으로 하는 스테이터 중공 구조물.
적어도 하나의 덮개형 회전 조립체(B)를 갖는 항공기(A)에 있어서,
상기 항공기(A)는 제 1 항의 제조방법(J)을 실행함으로써 제조된 덮개형 회전 조립체(B)용의 적어도 하나의 스테이터 중공 구조물(H)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.