B - Operations – Transporting – 64 – C
Patent
B - Operations, Transporting
64
C
B64C 27/473 (2006.01) B29D 99/00 (2010.01) B29C 70/44 (2006.01)
Patent
CA 2198717
A composite spar for a helicopter rotor blade includes upper and lower side-wall regions (40, 42) and forward and aft conic regions (45, 47) wherein the conic regions further define transition and closure subregions (50, 52). Constant width crossplies (62) and unidirectional plies (72) are stacked and arranged to form crossply and unidirectional laminates (60, 70). The crossply laminates (60) form the upper and lower sidewall regions (40, 42) and end portions thereof extend into the forward and aft conic regions (45, 47) to form a staggered distribution of structural joints (68) and slip plane interfaces (66) therein. The crossply laminates are comprised of high modulus fibers which are oriented within a range of +/- 42° to about +/- 38 ° relative to the longitudinal axis (25) of the composite spar (10). The unidirectional laminates (70) form the upper and lower sidewall regions (40, 42) and have end portions (72e) extending into the transition subregions (50). The unidirectional laminates (70) are interposed between the crossply laminates (60) and comprised of a mix of high and low modulus fibers which are oriented substantially parallel to the longitudinal axis (25). Furthermore, plies of reinforcing fabric (80) having low modulus fibers oriented above about 80° relative to the longitudinal axis (25) may be disposed between the unidirectional plies (72) of the unidirectional laminate (70). The composite spar is manufactured in molds.
L'invention se rapporte à un longeron composite d'une pale de rotor d'hélicoptère qui comprend des régions de paroi latérale (40, 42) supérieure et inférieure ainsi que des régions coniques (45, 47) avant et arrière. Les régions coniques forment également des sous-régions de transition et de fermeture (50, 52). Des couches diagonales (62) à largeur constante et des couches unidirectionnelles (72) sont empilées et agencées de façon à former des stratifiés diagonaux et unidirectionnels (60, 70). Les stratifiés diagonaux (60) forment les régions de paroi latérale supérieure et inférieure (40, 42) et les parties terminales de ces régions s'étendent dans les régions coniques avant et arrière (45, 47) afin de constituer une répartition étagée de joints structuraux (68) et d'interfaces de plan de glissement (66). Les stratifiés diagonaux sont composés de fibres à haut module qui sont orientées dans un rayon compris entre +/- 42 DEG et environ +/- 38 DEG par rapport à l'axe longitudinal (25) du longeron composite (10). Les stratifiés unidirectionnels (70) forment les régions de paroi latérale supérieure et inférieure (40, 42) et possèdent des parties terminales (72e) s'étendant dans les sous-régions de transition (50). Les stratifiés unidirectionnels (70) sont intercalés entre les stratifiés diagonaux (60) et constitués d'un mélange de fibres à haut et bas module qui sont orientées pratiquement parallèlement à l'axe longitudinal (25). De plus, les couches de toile de renforcement (80) possédant des fibres à bas module, orientées selon un angle supérieur à 80 DEG par rapport à l'axe longitudinal (25), peuvent être disposées entre les couches unidirectionnelles (72) du stratifié unidirectionnel (70). Le longeron composite est obtenu selon un processus de moulage.
Degnan William
Jones Corey D.
Kovalsky David A.
Purse Jeffry C.
Reinfelder William C.
Norton Rose Or S.e.n.c.r.l. S.r.l./llp
United Technologies Corporation
LandOfFree
Fiber reinforced composite spar for a rotary wing aircraft... does not yet have a rating. At this time, there are no reviews or comments for this patent.
If you have personal experience with Fiber reinforced composite spar for a rotary wing aircraft..., we encourage you to share that experience with our LandOfFree.com community. Your opinion is very important and Fiber reinforced composite spar for a rotary wing aircraft... will most certainly appreciate the feedback.
Profile ID: LFCA-PAI-O-1772212