JP5922032B2 - 航空機のプロペラ羽根 - Google Patents

Description

本発明は、ターボプロップ上に存在する羽根などの航空機用プロペラ羽根の分野に関する。

ターボプロップ用のプロペラ羽根は一般的に金属材料で製作される。金属材料で製作されたプロペラ羽根は充分な機械的強度を有するが、それでもなお、比較的重いという欠点を有する。

軽量のプロペラ羽根を得るために、複合材料からプロペラ羽根を製作すること、即ち樹脂マトリックスを備えた繊維強化材から構造部品を製作することによってプロペラ羽根を製作することが知られている。

一般的に使用されている技法は、一方向予備含浸シートまたは層（ドレープ性）の積み重ねを形成し、これを、連続した層に異なった配向が与えられた状態でモールド内に配置し、その後オートクレーブ内で圧縮および重合化することから成る。プロペラ羽根がこの技法によってどのように製作されることが可能であるかを示す例が、特に米国特許第６６６６６５１号明細書に述べられている。

この技法は極めて難しく、層の積み重ね作業が手作業で実施されることを必要とする。これは時間が掛り、コスト高である。さらにこの層状化構造は、特に積層剥離を生じさせる場合のある衝突または衝撃に関して、最適ではない。

欧州特許第１５２６２８５号明細書が、複合材料からタービンエンジン羽根を製造するより効果的な方法について述べている。この羽根は、三次元的に繊維プリフォームを織り、プリフォームを有機マトリックスで緻密化することによって製造される。この方法は、特に衝突または衝撃に対して、積層剥離の危険を全く伴わずに極めて大きな機械的強度を有する羽根を得ることを可能にする。それでもなお、この技法を使用して製作された大型のプロペラ羽根は、なおも比較的大きな重量を有する。残念ながら、特に燃料消費量に関してターボプロップの性能を向上させるために、重量を軽減することが望まれる。

米国特許第６６６６６５１号明細書 欧州特許第１５２６２８５号明細書 国際公開第２００６／１３６７５５号

小さな総重量しか有さず、それでもなお必要とされる機械的特性を有する航空機用プロペラ羽根を有することが可能であることが望ましい。

上記の目的のために、本発明は、翼形構造体を有する航空機のプロペラ羽根であって、翼形構造体は、糸の三次元織りによって得られた、マトリックスによって緻密化された少なくとも１つの繊維強化材と、多孔性剛性材料で製作された、所定形状の形状化部品とを備え、強化材は、プロペラ羽根の前縁内の連続織りによって相互に連係された少なくとも２つの半体を備え、２つの半体は前記形状化部品のまわりにぴったりと嵌る、羽根を提供する。

本発明のプロペラ羽根は、低密度材料で製作された形状化部品を有する結果として総重量が軽く、また、複合材料構造物（マトリックスによって緻密化された繊維強化材）で製作された外皮を有する結果として極めて大きな機械的強度を有する。プロペラ羽根は、連続織りの結果として、前縁を構成する繊維強化材の部位がこの場所で大きな結束性を有することから、衝突または衝撃に耐える充分な能力も提示する。

一実施形態では、本発明の羽根は、翼形構造体の内部に配置された、少なくとも部分的に形状化部品によって取り囲まれた第１部位と、前記構造体の外部に延在する第２部位とを有する梁をさらに備え、前記第２部位はその端部に羽根根元部を含む。

梁は、マトリックスによって緻密化された繊維強化材によって形成されることが好ましい。

梁の第１部位は、梁を翼形構造体内に保持する保持要素を形成する拡張部位を含んでもよい。

他の実施形態では、本発明のプロペラ羽根は、マトリックスによって緻密化された繊維強化材によって形成された羽根根元部をさらに備え、羽根根元部の繊維強化材は翼形構造体の繊維強化材と連続的に織られている。

本発明の特徴によると、繊維強化材の２つの半体は、三次元織り上げ中に得られる非相互連係領域によって部分的に分離される。

繊維強化材の２つの半体は、それらの向き合った面上に少なくとも１つの補強部形成極厚部を含んでもよい。

翼形構造体は特に炭素マトリックスによって緻密化された炭素繊維強化材を備えてもよい。

本発明は航空機のプロペラ羽根を製造する方法であって、少なくとも、
糸の三次元織りによって単一部片の繊維ブランクを製作するステップであって、前記ブランクは、プロペラ羽根の前縁内の連続織りによって互いに連係される少なくとも２つの半体を備える少なくとも第１部位を備えるステップと、
多孔性剛性材料で製作された所定形状の形状化部品を形成するステップと、
翼形構造体のプリフォームを得るために、繊維ブランクの２つの半体の間に形状化部片を含むことによって繊維ブランクを形状化するステップと、
前記プリフォームによって構成され、マトリックスによって緻密化された繊維強化材を有する翼形構造体を得るために、プリフォームをマトリックスで緻密化するステップとを備える、方法も提供する。

一実装形態では、本発明の方法は、繊維ブランクを三次元的に織ることによって、かつマトリックスによって緻密化された繊維強化材を有する複合材料の梁を得るために、前記ブランクをマトリックスで緻密化することによって梁を製作するステップであって、前記梁は支柱と羽根根元部を備えるステップと、繊維ブランクの形状化中に、梁の支柱を繊維ブランクの２つの半体の間に配置するステップであって、前記支柱は少なくとも部分的に形状化部品によって取り囲まれるステップとをさらに含む。

本方法は、梁の支柱上に少なくとも１つの拡張部位を形成するステップにおいて、前記拡張部位は、ブランクの糸の重量および／またはスレッドカウントを変化させることによって、あるいは三次元織り上げ中に挿入物を組み込むことによって製作されるステップを含んでもよい。

梁の一変化形態では、梁の繊維ブランクは繊維ストリップの形態に織られ、前記ストリップは、羽根根元部を形成するように挿入物のまわりに折り畳まれ、繊維ストリップの互いに折り畳まれた２つの部位の間に多孔性剛性材料の芯部品が挿入される。

本発明の他の実装形態では、翼形構造体の繊維ブランクは、前記ブランクの第１部位と連続して織られた第２部位をさらに含み、緻密化された後、前記第２部位は羽根根元部を形成する。

本発明の特徴によると、三次元織り上げ中に非相互連係領域を形成することによって、繊維ブランクの２つの半体は部分的に分離される。

他の実装形態によると、繊維ブランクは、繊維ブランクの２つの半体を形状化部品上に折り畳むことによって形状化される。

本方法は、ブランクの２つの半体の向き合った面上に少なくとも１つの補強部形成極厚部を形成することをさらに備える。

本発明は、本発明のプロペラ羽根が取り付けられたターボプロップも提供する。

本発明は、本発明の少なくとも１つのターボプロップが取り付けられた航空機も提供する。

非制限的実施例としてここに掲げられた本発明の特定の実施形態についての以下の記述を読み、添付の図面を参照すれば、本発明の他の特徴および利点が明らかとなる。

本発明の一実施形態による航空機のプロペラ羽根の斜視図である。 本発明の複数のプロペラ羽根が取り付けられたターボプロップの斜視図である。 図１のプロペラ羽根を製造するための繊維ブランクの三次元（３Ｄ）織りを示す摸式図である。 図３のブランクを形成する１セットの糸層の拡大部分断面図である。 図３のブランクを形成する１セットの糸層の拡大部分断面図である。 図１のプロペラ羽根がどのように製作されるかを示す分解図である。 羽根根元部の部位に対応する繊維ブランク部位内の横糸の例示的配置を示す横糸断面図である。 本発明の一実装形態によって梁がどのように製作されるかを示す図である。 本発明の一実装形態によって梁がどのように製作されるかを示す図である。 本発明の一実装形態によって梁がどのように製作されるかを示す図である。 図１のプロペラ羽根の断面図である。 本発明の他の実装形態によって航空機のプロペラ羽根がどのように製作されるかを示す分解図である。 図１１のプロペラ羽根を製造するための繊維ブランクの三次元織りを示す摸式図である。 図９に示された要素から得られたプロペラ羽根を示す斜視図である。 図１１のプロペラ羽根の断面図である。 本発明の他の実装形態によって航空機のプロペラ羽根がどのように製作されるかを示す分解図である。 図１５のプロペラ羽根を製造するための繊維ブランクの三次元織りを示す摸式図である。 図１３に示された要素から得られたプロペラ羽根を示す斜視図である。

本発明は、一般に飛行機またはヘリコプタなどの航空機のエンジン内に使用される様々なタイプのプロペラ羽根に適用される。本発明は、大型のプロペラ羽根に有利に適用されるが、それに限定される訳ではない。大型のプロペラ羽根はその大きさのために相当の重量を有し、航空機のエンジンの総重量に対して大きな影響を有する。

図１は、飛行機のターボプロップ上に取り付けるためのプロペラ羽根１０を示す。このプロペラ羽根は、よく知られている方式で、羽根の翼部位を形成することになる翼形構造体２０と、より厚みのある部位によって形成された、例えば中子３２によって延長された球形状セクションなどを有する根元部３０とを備える。翼形構造体２０の断面は、その前縁２０ａからその後方縁部２０ｂへと変化する厚みの曲線外形を有する。

図２で示されるように、羽根１０は、根元部３０をロータ５１の周囲内に形成された収容部内に係合させることによって、ターボプロップ５０のロータ５１上に取り付けられる（図２に示されず）。

図３は、羽根の翼形構造体の繊維プリフォームを形成するための繊維ブランク１００を示す摸式図である。

図３で摸式的に示されるように、繊維ブランク１００は、知られている方式で、ジャカード型織機上で実施される三次元織りによって得られる。織機は、数百本の糸を各々備える複数の層内に縦糸１０１または撚り線の束を有し、縦糸は横糸１０２によって互いに連携される。

ここに示される実施例では、三次元織りは「相互連結」式の織りを使用して実施される。「相互連結」式の織りという用語は、本明細書では、所与の横糸列内の全ての糸が織り平面内で同じ動きを有する状態で、横糸層が複数の縦糸層と互いに連係する織りを意味する。

知られている他のタイプの三次元織りも使用されることが可能であり、例えば国際公開第２００６／１３６７５５号に述べられている通りである。その内容は参照により本明細書に組み込まれる。この文献は特に、第１タイプの織りで製作された芯と第２タイプの織りで製作された外皮部とを有する羽根などの部品の製作に用いられる織りによって、単一部片の強化繊維構造体を製作し、そのことによって部品にそのタイプの部品に期待される機械的および空気力学的特性の両方が備えられることを可能にすることについて述べている。

本発明の繊維ブランクは、炭化ケイ素などの炭素繊維またはセラミックで製作された糸から織られてもよい。

厚みおよび幅が変化する繊維ブランクの織りが進行するにつれて、一定数の縦糸が織りに含まれなくなり、そのことによって、ブランク１００に望まれる連続的に変化する厚みおよび外形を画定することを可能にする。参照により本明細書に内容が組み込まれる欧州特許第１５２６２８５号明細書は、特に、ブランクの厚みを、前縁を形成することになる第１縁部と後方縁部を形成することになる厚みの小さな第２縁部との間で変化させることを可能にするように、織りが進行するにつれて変化する三次元織りの一例について述べている。

織り上げ中、繊維ブランクの内部で、縦糸の連続した２つの層間で非相互連係の線１０３（図３）が形成され、これが非相互連係の領域１０４（図５）全体に延びてゆく。非相互連係領域１０４は、翼形構造体のプリフォームを形成するために、形状化部品、おそらくは梁が繊維ブランク１００の内部に挿入されることを可能にする空洞１０４ａをもたらす働きがある。

ブランク１００を三次元的相互連結織りによって製作する１つの方式が、図４Ａおよび図４Ｂで摸式的に示される。図４Ａは、非相互連係を有しないブランク１００の一部位内、即ち非相互連係領域１０４内にないブランクの領域内の、連続した２つの縦糸セクション平面を示す部分拡大図であるのに対し、図４Ｂは、非相互連係領域１０４の一部を形成する非相互連係の線１０３を有するブランク１００の一部位内の連続した２つの縦糸セクション平面を示す。

この実施例では、ブランク１００はＸ方向に延びる６つの縦糸層１０１を有する。図４Ａでは、６つの縦糸層は横糸Ｔ_１からＴ_５によって互いに連係される。図４Ｂでは、糸層のセット１０５を形成する３つの縦糸層１０１が２つの横糸Ｔ_１、Ｔ_２によって互いに連係され、同様に糸層のセット１０６を形成する３つの縦糸層も２つの横糸Ｔ_４およびＴ_５によって互いに連係されている。言い換えれば、横糸Ｔ_１、Ｔ_２が糸層１０６内に延びず、横糸Ｔ_４、Ｔ_５が糸層１０５内に延びないということは、縦糸層のセット１０５と１０６を互いに分離する非相互連係の線１０３が存在することを保証する。

織り上げの終了時（図３）には、織り上げられた塊の境界域の縦糸と横糸が加圧下水噴流などを使用することによって切り離されて、ブランク１００を抜き出す。図５に、ブランク１００の三次元織り後、かつ形状化前の様子が示される。織り上げ中に設けられた非相互連係領域１０４は、互いに個別に織られてブランク１００の内部に空洞１０４ａを画定する２つの半体１１０と１１１を形成する働きがある。空洞１０４ａはブランク１００の底縁部１００ｃおよび後縁部１００ｂに開いている。ブランク１００の後縁部１００ｂは、翼形構造体２０（図１）の後方縁部２０ｂを形成することになる部位に対応する。

本発明によると、繊維ブランク１００の前縁部１００ａは、２つの半体１１０と１１１を互いに連結し、プロペラ羽根の翼形構造体の前縁２０ａを形成することになり、非相互連係を含まない。プロペラ羽根の翼形構造体は、前縁１００ａ内の連続織りによって２つの半体１１０と１１１を互いに連結することによって、その前縁内で均一である繊維強化材を有し、そのことによって、衝撃が存在する場合に衝撃に耐えるその能力を強化する。

図５では、剛性材料の形状化部品１４０を空洞１０４ａの中に挿入することによって、繊維ブランク１００が形状化されて、翼形構造体のプリフォームを構成する。この実施例では、この部品１４０は３つの相補形要素１４１、１４２、および１４３によって構成される。プロペラ羽根の翼形構造体の総重量を著しく増大させずにブランク１００を形状化するために、部品１４０は多孔性剛性材料、即ち低密度の材料で製作される。形状化部品、またはより精確にここで述べられている実施例では、要素１４１から１４３は、材料をモールド成形することによって、または材料ブロックを機械加工することによって製作されてもよい。

形状化部品１４０の形状は、製作されることになる翼形構造体の形状に対応する。形状化部品１４０は特にその前方部位１４０ａ（図１）に、前縁２０ａを構成するのに適した丸みの付いた端部を含む。この端部は、衝撃に対する高い抵抗力を得るため、かつ亀裂の発生を回避するために充分に大きな曲率半径を備える。

３つの要素１４１、１４２、および１４３の間の空洞１０４ａの内部に梁１５０も挿入される。梁１５０は、第１拡張部位１５２および第２拡張部位１５３を備えた支柱１５１を備える。第１拡張部位１５２は、翼形構造体の繊維強化材内で梁を保持する要素を以下に述べられる方式で形成する働きをするためのであるのに対し、第２拡張部位１５３は、プロペラ羽根１０（図１）の根元部３０を形成するためのものである。拡張部位１５２と１５３の間に位置付けられた部位１５４は羽根（図１）の中子３２を形成する役目を果たす。

要素１４１から１４３と梁１５０とが空洞１０４ａの中に挿入された後は、翼形構造体の繊維プリフォームは緻密化される。ブランクの後縁部１００ｂおよび底縁部１００ｃは、緻密化を実施する前に縫合によって閉鎖されることが好ましい。

繊維プリフォームの緻密化は、マトリックスを構成することになる材料をプリフォームの孔に、その容積の全てまたは一部に充填することから成る。

翼形構造体を構成する複合材料のマトリックスは、液体法を使用する、知られている方式で得られてもよい。

液体法は、プリフォームにマトリックスの材料の有機前駆物質を含む液体組成物を含浸させることから成る。一般的な法則として、有機前駆物質は、おそらくは溶媒で希釈された、樹脂などの重合体の形態である。プリフォームはモールド内に配置される。このモールドは、漏れを防止するように閉鎖されるのに適しており、モールド成形完成部品の形状を有する凹所を有し、特に翼形構造体用の最終形状に対応する捻られた形状を有してもよい。その後、モールドは閉鎖され、その凹所全体の全域にマトリックスの液体前駆物質（樹脂など）が注入されて、プリフォームの繊維部位の全てに含浸させるようにする。

前駆物質は有機マトリックスに変換される、即ち重合化されるが、これは、一般的に、溶媒を除去した後モールドを加熱し、重合体を硬化させることによって熱処理を実施することによって行われ、その間プリフォームは、翼形構造体に付与されることになる形状に対応する形状を有するモールド内に保持され続ける。有機マトリックスは特に、供給元ＣＹＴＥＣによって整理番号ＰＲ５２０で販売されている高性能エポキシ樹脂などのエポキシ樹脂、あるいは炭素マトリックスまたはセラミックマトリックスの液体前駆物質から得られてもよい。

炭素マトリックスまたはセラミックマトリックスを形成する際、熱処理は、有機前駆物質を熱分解して、使用される前駆物質と熱分解の条件に応じて有機マトリックスを炭素マトリックスまたはセラミックマトリックスに変換することから成る。一例として、炭素の液体前駆物質は、フェノール樹脂などの比較的高いコークス含有量を有する樹脂であってもよく、これに対してセラミックの液体前駆物質は、特に炭化ケイ素の場合には、ポリカルボシラン（ＰＣＳ）タイプまたはポリチタノカルボシラン（ＰＴＣＳ）タイプ、またはポリシラザン（ＰＳＺ）タイプの樹脂であってもよい。望ましい程度の緻密化を達成するように、含浸から熱処理までのサイクルが連続して数回実施されてもよい。

本発明の一態様では、繊維プリフォームは、樹脂トランスファー成形（ＲＴＭ）として知られている方法によって緻密化されてもよい。ＲＴＭ法では、梁１５０と形状化部品１４０を構成する要素１４１から１４３とを含む繊維プリフォームが翼形構造体の外側形状を有するモールド内に配置される。形状化部片１４０が硬質材料で製作され、製作されることになる翼形構造体の形状に対応する形状を有することから、形状化部片１４０は有利にカウンターモールドとしての働きがある。硬質材料の部品とモールドの間に画定された、繊維プリフォームを含む空間の内部に熱硬化性樹脂が注入される。プリフォームに樹脂が含浸される方式を制御および最適化する目的で、樹脂が注入される場所と樹脂を吸い出すオリフィスとの間のこの内部空間内には一般的に圧力勾配が確立される。

一例として、使用される樹脂はエポキシ樹脂であってもよい。ＲＴＭ法に適した樹脂がよく知られている。それらは、繊維間に注入されるのをし易くするように低粘度を有することが好ましい。樹脂の温度等級および／または化学的性質が、部品が受けることになる熱機械的応力に応じて選択される。樹脂が強化材全域に注入された後は、樹脂はＲＴＭ法に従った熱処理によって重合化される。

注入および重合化後、部品はモールドから外される。部品は、余剰の樹脂を除去するためにトリミングされ、面取り部が機械加工される。その部品がモールド成形されているのであれば、それは所要の寸法を順守しているので、他の機械加工は必要とならない。

形状化部品１４０を構成する要素１４１から１４３を製作するのに使用される多孔性剛性材料は、好ましくは、樹脂が中に浸透するのを防止するように閉鎖された気泡を有する材料であり、そのことによって、繊維プリフォームが緻密化された後にも低い密度を維持する。

梁１５０は複合材料で製作される。翼形構造体と同様に、最初に、三次元的相互連結織りなどを用いた三次元織りによって繊維ブランクが製作される。梁の繊維ブランクの織り上げ中、例えば図６で示されるように、より重量の大きな横糸を使用することによって、かつ追加の横糸の層を使用することによって第１拡張部位１５２および第２拡張部位１５３が得られてもよい。

図６では、この実施例の横糸の数は、プロペラ羽根の中子に対応する繊維ブランクのストリップの部位１５４と羽根根元部に対応するストリップの第２拡張部位１５３との間で、４から７に移行する。さらに、重量が異なる（増大してゆく）横糸ｔ_１、ｔ’_１、ｔ’’_１が使用される。保持要素に対応する第１拡張部位１５２も同じ方式で製作されてもよい。変化形態として、または追加として、縦糸のスレッドカウウント（即ち横糸方向の単位長さ当たりの糸の数）を変化させることも可能である。

変化形態では、梁１５０の繊維ブランクのストリップを織る間に挿入物を挿入することによって第１拡張部位１５２および第２拡張部位１５３が得られてもよい。このような挿入物は、特にチタンから、または梁の複合材料のマトリックスを構成する材料と同じものから製作されてもよい。

梁の繊維ブランクが製作された後、繊維ブランクは、上述の液体法を使用して、特に形削り工具内の含浸または重合化によって、あるいはＲＴＭによって付着されることができる有機マトリックスによって緻密化される。

図７Ａから図７Ｃは本発明の梁の変形実施形態を示す。この変形形態では、例えば相互連結式の三次元織りによって得られる繊維ブランク１６０が使用される。ブランク２００のストリップの中心に挿入物１６１が配置される（図７Ａ）。次いで、ストリップは挿入物１６１のまわりで半分に折り畳まれ（図７Ｂ）、折り畳まれた２つのストリップ部位の間に芯部品１６２が挿入された状態となる。挿入物１６１は、羽根根元部を構成することになる拡張部位が形成されることを可能にする。形状化部品１４０と同様に、芯部品１６２は、梁の総重量を低減するように多孔性剛性材料で製作される。図７Ｂで示されるように、芯部品は、梁の保持要素を形成することになる拡張部位１６２ａを含んでもよい。ブランクのストリップ１６０が挿入物１６１および芯部品１６２上に折り畳まれた後は、ブランクのストリップ１６０は翼形構造体のプリフォームについて前述された液体法を使用して緻密化される。

図７ｃで示されるように、次いで、低密度の芯を有し、支柱１７１と、梁の保持要素に対応する第１拡張部位１７２と、プロペラ羽根の中子に対応する部位１７３と、羽根の根元部に対応する第２拡張部位１７４とを備える梁１７０が得られる。

翼形構造物の繊維プリフォームを緻密化した後、図１で示されるように、複合材料（マトリックスで緻密化された繊維強化材）から製作される翼形構造体２０と、多孔性剛性材料の形状化部品１４０と、複合材料の梁１５０とを備えるプロペラ羽根１０が得られる。図８に示されるように、梁１５０の第１拡張部位１５１は、形状化部品１４０の２つの要素１４２と１４３（図１）の間に係合される。２つの要素１４２と１４３自体は、緻密化された翼形構造体２０の中に封入される。このように拡張部位１５１は、翼形構造体を梁１５０上に保持する（セルフロック式）保持要素３３を構成し、そのことによって前記構造体とプロペラ羽根の根元部との間の連結を強化する。当然ながら、梁１５０は、保持要素なしで製作されてもよい。

図９は、本発明の航空機のプロペラ羽根の他の実施形態を示す。この実施形態では、プロペラ羽根の翼形構造体を発展させることに対応する繊維ブランク２００が製作される。図１０で摸式的に示されるように、繊維ブランク２００は、数百本の糸を各々が備える複数の層内に配置された縦糸２０１または撚り束と横糸２０２との間の相互連結式などの三次元織りによって得られる。厚みおよび幅が変化するブランクの織り上げ中、一定数の縦糸が織りに含まれず、そのことによって、ブランク２００に望まれる連続的に変化する外形および厚みを画定することを可能にする。この実施例では、ブランクの全体の厚みに加えて、織りはブランクの一方面上に極厚部２０３を形成するように制御される。極厚部２０３は、翼形構造体内に補強部を構成するためのものである。

ブランクが織られた後は、図１０に示されるような繊維ブランクを得るように、織られていない縦糸と横糸は切り離される。上述の要素１４１から１４３の材料と同じ種類の多孔性剛性材料で製作された２つの要素２４１と２４２は互いに組み合わされて、製作されるべき翼形構造体の形状に対応する所定形状の形状化部品２４０を形成する。２つの要素２４１と２４２は、上述の梁１５０と類似の梁２５０の両側上に配設される。梁２５０は、支柱２５１と、以下に述べられるように、梁を翼形構造体の繊維強化材内に保持する要素を形成することになる第１拡張部位２５２と、プロペラ羽根の根元部を形成することになる第２拡張部位２５３とを備える。

繊維ブランクは、プロペラ羽根の翼形構造体の前縁を形成することになる折り線２００ａ内の連続織りによって互いに連結される対称形の２つの半体２１０と２１１を有する。

梁２５０の２つの要素２４１と２４２は２つの半体２１０と２１１の一方、半体２１１などに配置され、次いで、解放されたままの他方半体、ここでは半体２１０が半体２１１上に折り畳まれる。次いで翼形構造体の繊維プリフォームは、上記の液体法を使用して緻密化される。

図１１および図１２で示されているように、次いで、複合材料（マトリックスで緻密化された繊維強化材）で製作された翼形構造体５０を有するプロペラ羽根４０が得られる。翼形構造体５０は、前縁５０ａおよび後方縁部５０ｂと、多孔性剛性材料の形状化部品２４０と、複合材料で製作された梁２５０とを有する。梁２５０の第１拡張部位２５１は、形状化部品２４０の２つの要素２４１と２４２の間に係合される。２つの要素２４１と２４２自体は、緻密化された翼形構造体５０内にぴったりと嵌められる。このように拡張部位２５１は、翼形構造体を梁２５０上に保持する（セルフロック式）保持要素６３を構成し、そのことによって前記構造体とプロペラ羽根の根元部との間の連結を強化する。当然ながら、梁１５０は保持要素なしで製作されてもよい。翼形構造体５０の外に延在する梁２５０の部位は、梁２５０の第２拡張部位２５３によって形成された根元部６０によって延長される中子６２を備える。

繊維ブランク２００の織り上げ中に形成される極厚部２０３は、梁２５０の両側上に配置される２つの補強部２１ａと２１ｂを形成する。補強部の数および位置は、図１１および図１２に示される補強部２１ａと２１ｂに限定されない。剛性および／または衝撃の挙動に関する必要条件に応じて、他の補強部も翼形構造体内に形成されてもよい。補強部の位置、形状、および数は、上述の方式で、翼形構造体用の繊維ブランクの織り上げ中に画定される。

本発明によると、当然ながら、前縁５０ａは、繊維ブランクの２つの半体２１０と２１１を互いに連結する折り線に対応する。このように、プロペラ羽根４０の翼形構造体５０は、その衝撃強度を強化するように前縁内に連続織りの連結を有する。

図１３は、本発明の航空機のプロペラ羽根のさらに他の実施形態を示す。この実施形態では、単一の織り部分内に、プロペラ羽根の翼形構造体を形成することになる第１部位３１０と羽根根元部を形成することになる第２部位３１２との両方を備える繊維ブランク３００が製作される。

図１４で摸式的に示されるように、繊維ブランク３００は、数百本の糸を各々が備える複数の層内に配置された縦糸３０１または撚り束と横糸３０２との間の相互連結式などの三次元織りによって得られる。厚みおよび幅が変化するブランクの織り上げ中、一定数の縦糸が織りに含まれず、そのことによって、ブランク３００に望まれる連続的に変化する外形および厚みを画定する。参照により本明細書に内容が組み込まれる欧州特許第１５２６２８５号明細書は、三次元織りによってタービンエンジン羽根用の繊維ブランクを製作することについて述べている。このブランクは、ここでは翼形構造体を形成することになる第１部位３１０に対応する羽根翼を形成するための第１織りで製作された第１部位と、ここでは羽根根元部を形成することになる第２部位３１２に対応する羽根根元部を形成するための第２織りで製作された第２部位とを有する。

繊維ブランク１００に関する図３、図４Ａ、および図４Ｂを参照して以上に説明されたように、織り上げ中、非相互連係領域３０４（図１３）の全域で、繊維ブランクの内部で縦糸の連続した２つの層が相互連係されず、このことが空洞３０４ａをもたらす役目を果たす。空洞３０４ａは、多孔性剛性材料の形状化部品３４０が繊維ブランク３００の内部に挿入されることを可能にして、翼形構造体のプリフォームを形成する。

繊維ブランクの第２部位３１２は、拡張形状を有して羽根根元部を形成する。梁１５０について上述されたように、部位３１２は重量のより大きな横糸を使用することによって、かつ横糸の追加層を使用することによって得られてもよい。変化形態として、または追加として、縦糸のスレッドカウウント（即ち横糸方向の単位長さ当たりの糸の数）を変化させることも可能である。繊維ブランクの織り上げ中に挿入物を組み込むことも可能である。

織りが完成した後は、織り上げられた塊の境界域の縦糸と横糸が加圧下水噴流などによって切り離されて、ブランク３００を抜き出す。図１３に、ブランク３００の三次元織り後、かつ形状化前の様子が示される。織り上げ中に形成された非相互連係領域３０４は、互いに個別に織られてブランク３００の内部に空洞３０４ａを画定する２つの半体３１０と３１１を形成する働きがある。空洞３０４ａはブランク３００の後縁部３００ｂに開いている。ブランク３００の後縁部３００ｂは、翼形構造体８０（図１５）の後方縁部８０ｂを形成することになる部位に対応する。

本発明によると、２つの半体３１０と３１１を相互に連結し、プロペラ羽根の翼形構造体の前縁８０ａ（図１５）を形成することになる繊維ブランク３００の前縁部３００ａは、非相互連係領域を含まない。前縁部１００ａ内の連続織りによって２つの半体３１０と３１１を互いに連結することによって、プロペラ羽根の翼形構造体は、あり得る衝撃に対するその強度を増大するために、前縁内で均一である繊維強化材を含む。

図１３では、多孔性剛性材料の形状化部品３４０を空洞３０４ａの中に挿入することによって、繊維ブランク３００が翼形構造体のプリフォームを形成するように形状化される。

形状化部品が空洞３０４ａの中に挿入された後は、翼形構造体の繊維プリフォームが上述のように緻密化される。

図１５内で示されるように、これは、前縁８０ａおよび後方縁部８０ｂと、中子９２と、根元部９０とを有する翼形構造体８０を備えた、複合材料（マトリックスによって緻密化された繊維強化材）の単一部片を備えるプロペラ羽根７０を作り出す。翼形構造体の内部には多孔性剛性材料の形状化部品２４０も存在する。

Claims (14)

1. 翼形構造体（２０）を備える航空機のプロペラ羽根（１０）であって、翼形構造体は、糸の三次元織りによって得られた、マトリックスによって緻密化された少なくとも１つの繊維強化材（１００）と、多孔性剛性材料で製作された、所定形状の形状化部品（１４０）とを備え、
   繊維強化材は、プロペラ羽根（１０）の前縁（２０ａ）内の連続織りによって相互に連係された少なくとも２つの半体（１１０、１１１）を備え、
   ２つの半体（１１０、１１１）は、前記形状化部品（１４０）のまわりにぴったりと嵌り、
   繊維強化材の２つの半体（１１０、１１１）は、繊維強化材（１００）の厚み方向に重なり合う糸層間の三次元織りによる連係を有さない非相互連係領域（１０４）によって部分的に分離されることを特徴とする、羽根（１０）。
2. 翼形構造体の内部に配置され、少なくとも部分的に形状化部品（１４０）によって取り囲まれた第１部位（１５１、１５２）と、前記構造体の外部に延在する第２部位（１５３、１５４）とを有する梁（１５０）をさらに備え、前記第２部位はその端部に羽根根元部（３０）を含むことを特徴とする、請求項１に記載の羽根。
3. 梁（１５０）がマトリックスによって緻密化された繊維強化材によって形成されることを特徴とする、請求項２に記載の羽根。
4. 梁の第１部位が、梁を翼形構造体（２０）内に保持する保持要素（３３）を形成する拡張部位（１５２）を含むことを特徴とする、請求項２または３に記載の羽根。
5. マトリックスによって緻密化された繊維強化材（３１２）によって形成された羽根根元部（９０）をさらに備え、羽根根元部（９０）の繊維強化材（３１２）は翼形構造体（８０）の繊維強化材（３１０）と連続して織られることを特徴とする、請求項１または２に記載の羽根。
6. 繊維強化材（２００）の２つの半体（２１０、２１１）が、それらの向き合った面上に少なくとも１つの補強部形成極厚部（２０３）を含むことを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の羽根。
7. 翼形構造体（２０）が、炭素マトリックスによって緻密化された炭素繊維補強材を備えることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の羽根。
8. 航空機のプロペラ羽根（１０）を製造する方法であって、少なくとも、
   糸の三次元織りによって単一部片の繊維ブランク（１００）を製作するステップであって、前記ブランクは、プロペラ羽根（１０）の前縁（２０ａ）内の連続織りによって互いに連係される少なくとも２つの半体（１１０、１１１）を備える少なくとも第１部位を備え、繊維ブランクの２つの半体が、三次元織り上げ中に非相互連係領域を形成することによって部分的に分離されるステップと、
   多孔性剛性材料で製作された所定形状の形状化部品（１４０）を形成するステップと、
   翼形構造体のプリフォームを得るために、繊維ブランク（１００）の２つの半体（１１０、１１１）の間に形状化部片（１４０）を含むことによって繊維ブランク（１００）を形状化するステップと、
   前記プリフォームによって構成され、マトリックスによって緻密化された繊維強化材を有する翼形構造体（２０）を得るために、プリフォームをマトリックスで緻密化するステップとを備える、方法。
9. 繊維ブランクを三次元的に織ることによって、かつマトリックスによって緻密化された繊維強化材を有する複合材料の梁を得るために、前記ブランクをマトリックスで緻密化することによって梁（１５０）を製作するステップであって、前記梁は支柱（１５１）と羽根根元部（１５３）を備えるステップと、繊維ブランクの形状化中に、梁の支柱を繊維ブランク（１００）の２つの半体（１１０、１１１）の間に配置するステップであって、前記支柱は少なくとも部分的に形状化部品（１４０）によって取り囲まれるステップとをさらに含むことを特徴とする、請求項８に記載の方法。
10. 梁（１５０）の支柱（１５１）上に少なくとも１つの拡張部位（１５２）を形成するステップであって、前記拡張部位はブランクの糸の重量および／またはスレッドカウントを変化させることによって、あるいは三次元織り上げ中に挿入物を組み込むことによって製作されるステップを含むことを特徴とする、請求項８に記載の方法。
11. 梁の繊維ブランク（１７０）が繊維ストリップ（１６０）の形態に織られ、前記ストリップは羽根根元部を形成するように挿入物（１６１）のまわりに折り畳まれ、繊維ストリップの互いに折り畳まれた２つの部位の間に多孔性剛性材料の芯部品（１６２）が挿入されることを特徴とする、請求項８に記載の方法。
12. 繊維ブランク（３００）が、前記ブランクの第１部位と連続して織られた第２部位（３１２）をさらに含むことと、緻密化された後、前記第２部位は羽根根元部（９０）を形成することを特徴とする、請求項８に記載の方法。
13. 請求項１から７のいずれか一項に記載のプロペラ羽根（１０）が取り付けられたターボプロップ。
14. 請求項１３に記載のターボプロップが少なくとも１つ取り付けられた航空機。

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