JP2000043796A - 複合材の翼形構造およびその成形方法 - Google Patents
複合材の翼形構造およびその成形方法Info
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- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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- B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
Abstract
(57)【要約】
【課題】 翼の主要構成部品の点数および組立部品の点
数を減らして、コストダウンを図ることができるように
する。 【解決手段】 箱型構造翼１０を、複合材製の上外板部
材１１と、複合材製の下外板部材１２と、桁１３とで構
成する。両外板部材１１，１２の内面に、小骨１４およ
び突条部１５を一体成形する。上下の外板部材１１，１
２および桁１３を、接着剤１６により同時に一体に接着
する。小骨１４および突条部１５を、各外板部材１１，
１２と一体成形しているので、主要構成部品の点数を少
なくすることができる。また、接着剤１６を用いた組立
であるので、組立用のファスナ等を必要としない。また
桁１３は、ウエブ１３ｂのみならず、両端のフランジ１
３ａも各外板部材１１，１２に接着されるので、大きな
強度が得られる。
数を減らして、コストダウンを図ることができるように
する。 【解決手段】 箱型構造翼１０を、複合材製の上外板部
材１１と、複合材製の下外板部材１２と、桁１３とで構
成する。両外板部材１１，１２の内面に、小骨１４およ
び突条部１５を一体成形する。上下の外板部材１１，１
２および桁１３を、接着剤１６により同時に一体に接着
する。小骨１４および突条部１５を、各外板部材１１，
１２と一体成形しているので、主要構成部品の点数を少
なくすることができる。また、接着剤１６を用いた組立
であるので、組立用のファスナ等を必要としない。また
桁１３は、ウエブ１３ｂのみならず、両端のフランジ１
３ａも各外板部材１１，１２に接着されるので、大きな
強度が得られる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、例えば、航空機の
昇降舵や翼の一部として用いられる複合材の翼形構造お
よびその成形方法に係り、特に、製作が容易で高いピー
ル強度が得られる複合の翼形構造およびその成形方法に
関する。
昇降舵や翼の一部として用いられる複合材の翼形構造お
よびその成形方法に係り、特に、製作が容易で高いピー
ル強度が得られる複合の翼形構造およびその成形方法に
関する。
【０００２】
【従来の技術】図１９ないし図２１は、複合材を用いた
従来の航空機の舵面構造を示すものであり、この航空機
の昇降舵１は、上面外板２、下面外板３、桁４および小
骨５を複合材を用いて各別に成形し、これらをボルトや
ナットのようなファスナ手段６を用いて組立てることで
構成される。
従来の航空機の舵面構造を示すものであり、この航空機
の昇降舵１は、上面外板２、下面外板３、桁４および小
骨５を複合材を用いて各別に成形し、これらをボルトや
ナットのようなファスナ手段６を用いて組立てることで
構成される。
【０００３】従来の航空機の昇降舵１は、主要構成部品
の点数が多く、その製作費が嵩むとともに、多数のファ
スナを用いて組立てなければならないため、組立て部品
費も嵩み、しかも、多数の孔を穿してファスナを取付け
る必要があるため、組立工数も増大するという問題があ
る。
の点数が多く、その製作費が嵩むとともに、多数のファ
スナを用いて組立てなければならないため、組立て部品
費も嵩み、しかも、多数の孔を穿してファスナを取付け
る必要があるため、組立工数も増大するという問題があ
る。
【０００４】ファスナによる組立工数の低減を図るため
に、桁および小骨を予めクリップでファスナ結合したフ
レームを製作し、このフレームに上面外板および下面外
板を接着するようにした箱型構造翼は、例えば欧州特許
第４８５０２７号公報あるいは米国特許第５２１６７９
９号公報に示されている。
に、桁および小骨を予めクリップでファスナ結合したフ
レームを製作し、このフレームに上面外板および下面外
板を接着するようにした箱型構造翼は、例えば欧州特許
第４８５０２７号公報あるいは米国特許第５２１６７９
９号公報に示されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】上記箱型構造翼は、各
外板を接着により組立てることによりファスナ数および
組立工数の削減を図っているが、主要部品の構成は従来
と同一であるため、部品点数は低減せず、フレームは予
め桁および小骨をファスナ結合し、しかもフレーム組立
後、桁および小骨のフランジ面の機械加工を行なって合
わせ面の調整を行なう必要があり、工数が増大するとい
う問題がある。
外板を接着により組立てることによりファスナ数および
組立工数の削減を図っているが、主要部品の構成は従来
と同一であるため、部品点数は低減せず、フレームは予
め桁および小骨をファスナ結合し、しかもフレーム組立
後、桁および小骨のフランジ面の機械加工を行なって合
わせ面の調整を行なう必要があり、工数が増大するとい
う問題がある。
【０００６】また、図２２および図２３に示すように、
フレーム７と外板８を接着剤９を用いて接着する構造で
は、ファスナ組立に比較して面外方向のピール荷重（外
板８に直角方向の引き剥がし荷重）が低く強度上問題と
なる。
フレーム７と外板８を接着剤９を用いて接着する構造で
は、ファスナ組立に比較して面外方向のピール荷重（外
板８に直角方向の引き剥がし荷重）が低く強度上問題と
なる。
【０００７】このピール強度向上のためには、フレーム
７を断面コ字状にするよりも断面Ｉ形状とする方が有利
であるが、断面Ｉ形状のフレーム７は、断面コ字状のフ
レーム７に比較して製作費が約２倍と高く、コスト高と
なるという問題がある。
７を断面コ字状にするよりも断面Ｉ形状とする方が有利
であるが、断面Ｉ形状のフレーム７は、断面コ字状のフ
レーム７に比較して製作費が約２倍と高く、コスト高と
なるという問題がある。
【０００８】本発明は、かかる現況に鑑みなされたもの
で、主要構成部品および組立用部品の点数を低減してコ
ストダウンを図ることができる複合材の翼形構造および
その成形方法を提供することを目的とする。
で、主要構成部品および組立用部品の点数を低減してコ
ストダウンを図ることができる複合材の翼形構造および
その成形方法を提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明の複合材の翼形構
造は、翼の上下いずれか一方の面を形成する複合材製の
外板と、翼の上下いずれか他方の面を形成する複合材製
の第２外板と、フランジとウェブとから断面コ字状をな
し外板の少なくともいずれか一方の端部に取付けられた
複合材製桁と、これら外板の間に配置された複合材製小
骨および桁接着用の突条部とを備え、小骨および突条部
を外板に一体成形することで、主要構成部品の点数を低
減させてコストダウンを図ることが可能となり、また桁
の各フランジを各外板部材に接着することにより、断面
コ字状の桁を用いてコストダウンを図っても、断面Ｉ形
状の桁を用いた場合と同様のピール強度を得ることが可
能となる。
造は、翼の上下いずれか一方の面を形成する複合材製の
外板と、翼の上下いずれか他方の面を形成する複合材製
の第２外板と、フランジとウェブとから断面コ字状をな
し外板の少なくともいずれか一方の端部に取付けられた
複合材製桁と、これら外板の間に配置された複合材製小
骨および桁接着用の突条部とを備え、小骨および突条部
を外板に一体成形することで、主要構成部品の点数を低
減させてコストダウンを図ることが可能となり、また桁
の各フランジを各外板部材に接着することにより、断面
コ字状の桁を用いてコストダウンを図っても、断面Ｉ形
状の桁を用いた場合と同様のピール強度を得ることが可
能となる。
【００１０】本発明の複合材の翼形構造は、小骨および
突条部を、いずれか一方の外板と一体成形し、その先端
を他方の外板に接着することで、小骨および突条部を有
していない外板の構造が単純化され、製造コストを下げ
ることが可能となる。
突条部を、いずれか一方の外板と一体成形し、その先端
を他方の外板に接着することで、小骨および突条部を有
していない外板の構造が単純化され、製造コストを下げ
ることが可能となる。
【００１１】本発明の複合材の翼形構造は、小骨および
突条部を、各外板とそれぞれ一体成形し、その先端相互
を接着することで、各外板の小骨および突条部の立上が
り寸法が小さくなり、外板との一体化強度を向上させる
ことが可能となる。
突条部を、各外板とそれぞれ一体成形し、その先端相互
を接着することで、各外板の小骨および突条部の立上が
り寸法が小さくなり、外板との一体化強度を向上させる
ことが可能となる。
【００１２】本発明の複合材の翼形構造成形方法は、翼
の一面を形成する複合材製第１外板と、内面に一体成形
された小骨および突条部を有し翼の他面を形成する複合
材製の第２外板とを各別に成形する成形工程と、小骨お
よび突条部の先端と第１外板との間、桁の各フランジと
各外板との間、および桁のウェブと突条部との間を接着
剤により同時に一体に接着する接着工程とから構成さ
れ、主要構成部品の点数を低減してコストダウンを図る
ことが可能となり、またファスナ等を用いる必要がない
ので、製造コストも低減させることが可能となる。
の一面を形成する複合材製第１外板と、内面に一体成形
された小骨および突条部を有し翼の他面を形成する複合
材製の第２外板とを各別に成形する成形工程と、小骨お
よび突条部の先端と第１外板との間、桁の各フランジと
各外板との間、および桁のウェブと突条部との間を接着
剤により同時に一体に接着する接着工程とから構成さ
れ、主要構成部品の点数を低減してコストダウンを図る
ことが可能となり、またファスナ等を用いる必要がない
ので、製造コストも低減させることが可能となる。
【００１３】本発明の複合材の翼形構造成形方法は、第
１外板を、翼外面形状を有する型に複合材のプリプレグ
を積層し、その上面にフォームコアを接着フィルムで覆
って配置し、その上に複合材のプリプレグを積層し、こ
れらを加熱硬化して形成することで、フォームコアを芯
材として用い、ハニカムパネル等の異方性芯材と異な
り、成形硬化時に圧力が均等に負荷され、加熱成形時の
変形を少なくすることが可能となる。
１外板を、翼外面形状を有する型に複合材のプリプレグ
を積層し、その上面にフォームコアを接着フィルムで覆
って配置し、その上に複合材のプリプレグを積層し、こ
れらを加熱硬化して形成することで、フォームコアを芯
材として用い、ハニカムパネル等の異方性芯材と異な
り、成形硬化時に圧力が均等に負荷され、加熱成形時の
変形を少なくすることが可能となる。
【００１４】本発明の複合材の翼形構造成形方法は、第
２外板を、翼外面形状を有する型に複合材のプリプレグ
を積層し、その上面にフォームコアを接着フィルムで覆
って配置し、その上に複合材のプリプレグを積層し、そ
の上に突条部用のフォームコアを接着フィルムで覆って
配置し、その上に複合材のプリプレグを積層し、その上
に小骨用のフォームコアを接着フィルムで覆って配置
し、その上に複合材のプリプレグを積層し、これらを加
熱硬化して形成することにより、芯材としてフォームコ
アを用いることで、第２外板と小骨および桁とを一体で
成形硬化しても変形が少なく、第２外板と小骨および桁
とを一体成形することで、主要構成部品の点数を削減す
ることが可能となる。
２外板を、翼外面形状を有する型に複合材のプリプレグ
を積層し、その上面にフォームコアを接着フィルムで覆
って配置し、その上に複合材のプリプレグを積層し、そ
の上に突条部用のフォームコアを接着フィルムで覆って
配置し、その上に複合材のプリプレグを積層し、その上
に小骨用のフォームコアを接着フィルムで覆って配置
し、その上に複合材のプリプレグを積層し、これらを加
熱硬化して形成することにより、芯材としてフォームコ
アを用いることで、第２外板と小骨および桁とを一体で
成形硬化しても変形が少なく、第２外板と小骨および桁
とを一体成形することで、主要構成部品の点数を削減す
ることが可能となる。
【００１５】本発明の複合材の翼形構造成形方法は、翼
の一面を形成する複合材製第１外板と、内面に一体成形
された小骨および突条部を有し翼の他面を形成する複合
材製の第２外板とを各別に成形する成形工程と、各外板
の小骨および突条部の先端間、桁の各フランジと各外板
との間、および桁のウェブと突条部との間を接着剤によ
り同時に一体に接着する接着工程とから構成され、主要
構成部品の点数を低減してコストダウンを図ることが可
能となり、またファスナ等を用いる必要がないので、製
造コストも低減させることが可能となる。また、小骨お
よび突条部は、各外板に半分ずつ分けて一体成形される
ので、これらの立上がり寸法が小さくなり、外板との一
体化強度を向上させることが可能となる。
の一面を形成する複合材製第１外板と、内面に一体成形
された小骨および突条部を有し翼の他面を形成する複合
材製の第２外板とを各別に成形する成形工程と、各外板
の小骨および突条部の先端間、桁の各フランジと各外板
との間、および桁のウェブと突条部との間を接着剤によ
り同時に一体に接着する接着工程とから構成され、主要
構成部品の点数を低減してコストダウンを図ることが可
能となり、またファスナ等を用いる必要がないので、製
造コストも低減させることが可能となる。また、小骨お
よび突条部は、各外板に半分ずつ分けて一体成形される
ので、これらの立上がり寸法が小さくなり、外板との一
体化強度を向上させることが可能となる。
【００１６】本発明の複合材の翼形構造成形方法は、第
１外板および第２外板を、翼外面形状を有する型に複合
材のプリプレグを積層し、その上面にフォームコアを接
着フィルムで覆って配置し、その上に複合材のプリプレ
グを積層し、その上に突条部用のフォームコアを接着フ
ィルムで覆って配置し、その上に複合材のプリプレグを
積層し、その上に小骨用のフォームコアを接着フィルム
で覆って配置し、その上に複合材のプリプレグを積層
し、これらを加熱硬化することで成形することで、芯材
としてフォームコアを用いることにより、小骨および突
条部を外板部材と一体成形しても、加熱成形時の変形を
少なくすることが可能となる。
１外板および第２外板を、翼外面形状を有する型に複合
材のプリプレグを積層し、その上面にフォームコアを接
着フィルムで覆って配置し、その上に複合材のプリプレ
グを積層し、その上に突条部用のフォームコアを接着フ
ィルムで覆って配置し、その上に複合材のプリプレグを
積層し、その上に小骨用のフォームコアを接着フィルム
で覆って配置し、その上に複合材のプリプレグを積層
し、これらを加熱硬化することで成形することで、芯材
としてフォームコアを用いることにより、小骨および突
条部を外板部材と一体成形しても、加熱成形時の変形を
少なくすることが可能となる。
【００１７】本発明の複合材の翼形構造成形方法は、少
なくとも小骨および突条部の先端面に加熱硬化に先立っ
て相手接着面の形状に対応する面を有する加圧板を配置
することで、両外板を相互に接着する際に、小骨１本毎
の合わせ面調整の必要がなく、ミスマッチ調整を簡素化
することが可能となる。
なくとも小骨および突条部の先端面に加熱硬化に先立っ
て相手接着面の形状に対応する面を有する加圧板を配置
することで、両外板を相互に接着する際に、小骨１本毎
の合わせ面調整の必要がなく、ミスマッチ調整を簡素化
することが可能となる。
【００１８】本発明の複合材の翼形構造成形方法は、接
着剤として、ペースト状の熱硬化型の接着剤を用いるこ
とで、接着面間に隙間がある場合であっても、約２ｍｍ
以下であれば、この隙間が接着剤により埋められ、強度
低下をほぼ完全に防止することが可能となる。
着剤として、ペースト状の熱硬化型の接着剤を用いるこ
とで、接着面間に隙間がある場合であっても、約２ｍｍ
以下であれば、この隙間が接着剤により埋められ、強度
低下をほぼ完全に防止することが可能となる。
【００１９】
【発明の実施の形態】以下本発明の実施の形態を図面を
参照して説明する。図１および図２は、本発明の第１の
実施の形態に係る複合材を用いた箱型構造翼を示す。こ
の箱型構造翼１０は、図３に示すように、航空機の昇降
舵として用いられる。
参照して説明する。図１および図２は、本発明の第１の
実施の形態に係る複合材を用いた箱型構造翼を示す。こ
の箱型構造翼１０は、図３に示すように、航空機の昇降
舵として用いられる。
【００２０】箱型構造翼１０は、図１および図２に示す
ように、翼の上面を形成する複合材製上面外板１１と、
翼の下面を形成する複合材製下面外板１２と、翼の前端
部に取付けられる複合材製桁１３とを有し、各外板１
１、１２の内面に、例えば４本の小骨１４および桁１３
との接着のための突条部１５がそれぞれ一体成形されて
いる。両外板１１、１２と桁１３は、ペースト状の熱硬
化型接着剤により一体的に接着される。
ように、翼の上面を形成する複合材製上面外板１１と、
翼の下面を形成する複合材製下面外板１２と、翼の前端
部に取付けられる複合材製桁１３とを有し、各外板１
１、１２の内面に、例えば４本の小骨１４および桁１３
との接着のための突条部１５がそれぞれ一体成形されて
いる。両外板１１、１２と桁１３は、ペースト状の熱硬
化型接着剤により一体的に接着される。
【００２１】各外板１１、１２は、図４および図５に示
すように、翼外面形状に対応する面を有する鋼製外板用
治具１７上に、例えば熱硬化型ＣＦＲＰ等の複合材プリ
プレグ１８を積層し、その上面に、例えば熱硬化型フィ
ルム等の接着フィルム１９で外面を覆った外板用フォー
ムコア２０を配置し、その上に複合材プリプレグ１８を
積層し、その上に突条部用フォームコア２１を接着フィ
ルム１９で覆って配置し、その上に複合材プリプレグ１
８を積層し、その上に突条部用フォームコア２１を接着
フィルム１９で覆って配置し、その上に複合材プリプレ
グ１８を積層し、その上に小骨用フォームコア２２を接
着フィルム１９で覆って配置し、その上に複合材プリプ
レグ１８を積層し、これら全体を加熱硬化することで成
形される。
すように、翼外面形状に対応する面を有する鋼製外板用
治具１７上に、例えば熱硬化型ＣＦＲＰ等の複合材プリ
プレグ１８を積層し、その上面に、例えば熱硬化型フィ
ルム等の接着フィルム１９で外面を覆った外板用フォー
ムコア２０を配置し、その上に複合材プリプレグ１８を
積層し、その上に突条部用フォームコア２１を接着フィ
ルム１９で覆って配置し、その上に複合材プリプレグ１
８を積層し、その上に突条部用フォームコア２１を接着
フィルム１９で覆って配置し、その上に複合材プリプレ
グ１８を積層し、その上に小骨用フォームコア２２を接
着フィルム１９で覆って配置し、その上に複合材プリプ
レグ１８を積層し、これら全体を加熱硬化することで成
形される。
【００２２】フォームコアは耐熱性に優れたポリメタク
ルイミドからなるローム社（独）製の商品名ＲＯＨＡＣ
ＥＬＬを用いるのがよい。
ルイミドからなるローム社（独）製の商品名ＲＯＨＡＣ
ＥＬＬを用いるのがよい。
【００２３】各フォームコア２０、２１、２２は、加熱
成形時の変形をより少なくするため、ポストキュア（熱
処理）したフォームコアが用いらる。突条部用フォーム
コア２１および小骨用フォームコア２２は、図４および
図５に示すように、断面台形の棒状に形成され、外板用
フォームコア２０側との一体強度を向上させ、応力集中
を防止する。
成形時の変形をより少なくするため、ポストキュア（熱
処理）したフォームコアが用いらる。突条部用フォーム
コア２１および小骨用フォームコア２２は、図４および
図５に示すように、断面台形の棒状に形成され、外板用
フォームコア２０側との一体強度を向上させ、応力集中
を防止する。
【００２４】成形された外板１１、１２は、図１および
図２に示すように、小骨１４および突条部１５の先端面
を相互に突合せ、接着剤により接着される。
図２に示すように、小骨１４および突条部１５の先端面
を相互に突合せ、接着剤により接着される。
【００２５】桁１３は、図１および図２に示すように、
両端のフランジ１３ａとウェブ１３ｂとから断面コ字状
に形成される。両端のフランジ１３ａは、各外板１１、
１２に接着剤により接着される。ウェブ１３ｂは、両外
板１１、１２の両突条部１５に接着剤により接着され
る。この接着構造により、コ字状断面の桁１３を用いて
も、Ｉ形断面の桁と同等の接着強度が得られる。
両端のフランジ１３ａとウェブ１３ｂとから断面コ字状
に形成される。両端のフランジ１３ａは、各外板１１、
１２に接着剤により接着される。ウェブ１３ｂは、両外
板１１、１２の両突条部１５に接着剤により接着され
る。この接着構造により、コ字状断面の桁１３を用いて
も、Ｉ形断面の桁と同等の接着強度が得られる。
【００２６】桁１３は、例えば熱硬化型ＣＦＲＰ等の複
合材プリプレグを積層し、これを断面コ字状に成形し、
加熱硬化することで成形される。
合材プリプレグを積層し、これを断面コ字状に成形し、
加熱硬化することで成形される。
【００２７】次に、本実施の形態の成形方法について説
明する。
明する。
【００２８】箱型構造翼１０の製造に際して、上面外板
１１、下面外板１２および桁１３は各別に成形される。
１１、下面外板１２および桁１３は各別に成形される。
【００２９】各外板１１、１２の成形に際して、図４お
よび図５に示すように、翼の外面形状に対応した面を有
する外板用治具１７に、例えば１８０℃硬化型ＣＦＲＰ
等の複合材プリプレグ１８を積層し、その上面に、例え
ば１８０℃硬化型フィルム等の接着フィルム１９で外面
を覆った外板用フォームコア２０を配置し、その上に複
合材プリプレグ１８を積層する。これにより、外板が形
成される。
よび図５に示すように、翼の外面形状に対応した面を有
する外板用治具１７に、例えば１８０℃硬化型ＣＦＲＰ
等の複合材プリプレグ１８を積層し、その上面に、例え
ば１８０℃硬化型フィルム等の接着フィルム１９で外面
を覆った外板用フォームコア２０を配置し、その上に複
合材プリプレグ１８を積層する。これにより、外板が形
成される。
【００３０】ついで、その上に、突条部用フォームコア
２１を接着フィルム１９で覆って配置し、その上に複合
材プリプレグ１８を積層する。これにより、突条部１５
の部分が形成される。
２１を接着フィルム１９で覆って配置し、その上に複合
材プリプレグ１８を積層する。これにより、突条部１５
の部分が形成される。
【００３１】ついで、その上に、小骨用フォームコア２
２を接着フィルム１９で覆って配置し、その上に複合材
プリプレグ１８を積層する。これにより、小骨１４の部
分が形成される。
２を接着フィルム１９で覆って配置し、その上に複合材
プリプレグ１８を積層する。これにより、小骨１４の部
分が形成される。
【００３２】このようにして得られた積層体に、図６な
いし図８に示すように、突条部１５の先端側に桁１３と
の接着面を平坦に保つための例えば鋼製治具２３を配置
し、小骨１４および突条部１５の先端面に外板接着面を
平面に保つための例えばＣＦＲＰ製治具２４を配置し、
積層体の後端部に後縁平面を出すための例えばアルミ製
のコールプレート２５を配置する。そして、これら全体
を、ブリーダークロス２６およびバックパック２７で覆
い、バックパック２７の周縁と外板用治具１７との間を
シール材２８によりシールしてバギングし、オートクレ
ーブにより温度１８０℃で、３．２気圧で各外板１１、
１２を加熱成形する。
いし図８に示すように、突条部１５の先端側に桁１３と
の接着面を平坦に保つための例えば鋼製治具２３を配置
し、小骨１４および突条部１５の先端面に外板接着面を
平面に保つための例えばＣＦＲＰ製治具２４を配置し、
積層体の後端部に後縁平面を出すための例えばアルミ製
のコールプレート２５を配置する。そして、これら全体
を、ブリーダークロス２６およびバックパック２７で覆
い、バックパック２７の周縁と外板用治具１７との間を
シール材２８によりシールしてバギングし、オートクレ
ーブにより温度１８０℃で、３．２気圧で各外板１１、
１２を加熱成形する。
【００３３】一方、桁１３の成形に際しては、例えば熱
硬化型ＣＦＲＰ等の複合材プリプレグを積層するととも
に、これを断面コ字状に成形し、これをオートクレーブ
により温度１８０℃で、３．２気圧で桁１３を加熱成形
する。
硬化型ＣＦＲＰ等の複合材プリプレグを積層するととも
に、これを断面コ字状に成形し、これをオートクレーブ
により温度１８０℃で、３．２気圧で桁１３を加熱成形
する。
【００３４】このようにして、各外板１１、１２および
桁１３が形成されると、図９および図１０に示すよう
に、各外板１１、１２の他の外板１２、１１との接着面
および桁１３との接着面にペースト状の熱硬化型（例え
ば１２０℃硬化）の接着剤１６を塗布し、桁１３の両フ
ランジ１３ａおよびウェブ１３ｂの外面に同様の接着剤
１６を塗布する。そして、これらを同時に一体に接着す
る。
桁１３が形成されると、図９および図１０に示すよう
に、各外板１１、１２の他の外板１２、１１との接着面
および桁１３との接着面にペースト状の熱硬化型（例え
ば１２０℃硬化）の接着剤１６を塗布し、桁１３の両フ
ランジ１３ａおよびウェブ１３ｂの外面に同様の接着剤
１６を塗布する。そして、これらを同時に一体に接着す
る。
【００３５】図１１および図１２は、接着に用いられる
接着治具の一例を示し、この接着治具３０は、基台３１
と、この基台３１上に支柱３２を介しＶ形状に設置され
た一対の表面板３３と、楔形の荷重負荷具３４とを備
え、接着剤１６を塗布した両外板１１、１２および桁１
３は、仮接着状態で両表面板３３間に上方から挿入さ
れ、桁１３上に配した荷重負荷具３４でこれらを押圧
し、この押圧下で温度１２０℃で加熱することで一体的
に接着される。
接着治具の一例を示し、この接着治具３０は、基台３１
と、この基台３１上に支柱３２を介しＶ形状に設置され
た一対の表面板３３と、楔形の荷重負荷具３４とを備
え、接着剤１６を塗布した両外板１１、１２および桁１
３は、仮接着状態で両表面板３３間に上方から挿入さ
れ、桁１３上に配した荷重負荷具３４でこれらを押圧
し、この押圧下で温度１２０℃で加熱することで一体的
に接着される。
【００３６】しかして、小骨１４および突条部１５が各
外板１１、１２と一体成形されるので、主要構成部品の
点数が少なくなり、これに伴って組立用のファスナ等を
必要としないので、コストダウンを図ることができる。
外板１１、１２と一体成形されるので、主要構成部品の
点数が少なくなり、これに伴って組立用のファスナ等を
必要としないので、コストダウンを図ることができる。
【００３７】また、芯材として等方性の機械特性を有す
るフォームコア２０、２１、２２を用い、しかもポスト
キュアしたフォームコアを用いることで、各外板１１、
１２と小骨１４および突条部１５を一体成形しても、加
熱成形時の変形を少なくすることができる。
るフォームコア２０、２１、２２を用い、しかもポスト
キュアしたフォームコアを用いることで、各外板１１、
１２と小骨１４および突条部１５を一体成形しても、加
熱成形時の変形を少なくすることができる。
【００３８】また、各外板１１、１２の成形時には、加
熱成形に先立って、接着部分に治具２３、２４およびコ
ールプレート２５が配されるので、接着面の精度を大幅
に向上させることができ、特に、接着組立時に小骨１４
を１本毎に合わせ面調整する必要がなくなり、合わせ面
調整を簡素化することができる。
熱成形に先立って、接着部分に治具２３、２４およびコ
ールプレート２５が配されるので、接着面の精度を大幅
に向上させることができ、特に、接着組立時に小骨１４
を１本毎に合わせ面調整する必要がなくなり、合わせ面
調整を簡素化することができる。
【００３９】また、桁１３は断面コ字状に形成されてい
るので、断面Ｉ形状のものに比較して低コストで製造で
き、しかもこの桁１３はウェブ１３ｂのみならず両端の
フランジ１３ａも各外板１１、１２に接着されるので、
断面Ｉ形状のものと同等の接着強度を得ることができ
る。
るので、断面Ｉ形状のものに比較して低コストで製造で
き、しかもこの桁１３はウェブ１３ｂのみならず両端の
フランジ１３ａも各外板１１、１２に接着されるので、
断面Ｉ形状のものと同等の接着強度を得ることができ
る。
【００４０】また、小骨１４は、図１３（ａ）、（ｂ）
に示すように、断面台形状をなしているので、ピール荷
重を左右の斜辺で均等に受け持つことができ、外板１
１、１２の剛性が高く絶体変形量が小さいことと相俟っ
て、応力集中を緩和することができる。また、各外板１
１、１２の小骨１４は、その先端の上底側が相互に接着
されることになるが、ピール荷重を小骨１４の左右の斜
辺で均等に受け持つことができるため、この接着部も充
分なピール強度が得られる。
に示すように、断面台形状をなしているので、ピール荷
重を左右の斜辺で均等に受け持つことができ、外板１
１、１２の剛性が高く絶体変形量が小さいことと相俟っ
て、応力集中を緩和することができる。また、各外板１
１、１２の小骨１４は、その先端の上底側が相互に接着
されることになるが、ピール荷重を小骨１４の左右の斜
辺で均等に受け持つことができるため、この接着部も充
分なピール強度が得られる。
【００４１】図１４よび図１５は、本発明の第２の実施
の形態を示すもので、第２の実施の形態においては、第
１の実施の形態における上面外板１１および下面外板１
２を上面外板４１および下面外板４２に置換している。
の形態を示すもので、第２の実施の形態においては、第
１の実施の形態における上面外板１１および下面外板１
２を上面外板４１および下面外板４２に置換している。
【００４２】すなわち、上面外板４１は、図１４および
図１５に示すように、外板部分のみで構成され、下面外
板４２は、外板部分とこの外板部分に一体成形された大
型の小骨４４および突条部４５により構成されている。
図１５に示すように、外板部分のみで構成され、下面外
板４２は、外板部分とこの外板部分に一体成形された大
型の小骨４４および突条部４５により構成されている。
【００４３】なお、その他の点については、前記第１の
実施の形態と同一構成となっており、作用も同一であ
る。
実施の形態と同一構成となっており、作用も同一であ
る。
【００４４】しかして、下面外板４２の小骨４４および
突条部４５は、前記第１の実施の形態の場合に比較して
大型となるが、上面外板４１は単純形状になるという利
点があるので、比較的翼厚の薄い箱型構造翼１０に適用
した場合、前記第１の実施の形態のものよりコスト的に
有利である。
突条部４５は、前記第１の実施の形態の場合に比較して
大型となるが、上面外板４１は単純形状になるという利
点があるので、比較的翼厚の薄い箱型構造翼１０に適用
した場合、前記第１の実施の形態のものよりコスト的に
有利である。
【００４５】図１６ないし図１８は、本発明の第３の実
施の形態を示すもので、航空機の水平尾翼として箱型構
造翼１０を用いることができるようにしたものである。
施の形態を示すもので、航空機の水平尾翼として箱型構
造翼１０を用いることができるようにしたものである。
【００４６】すなわち、この箱型構造翼１０は、図１６
に示すように、上面外板５１と、下面外板５２と、前桁
５３Ａと、後桁５３Ｂとで構成されており、各外板５
１、５２の内面には、小骨５４と、前桁５３Ａを接着す
るための前突条部５５Ａと、後桁５３Ｂを接着するため
の後突条部５５Ｂがそれぞれ一体成形されている。
に示すように、上面外板５１と、下面外板５２と、前桁
５３Ａと、後桁５３Ｂとで構成されており、各外板５
１、５２の内面には、小骨５４と、前桁５３Ａを接着す
るための前突条部５５Ａと、後桁５３Ｂを接着するため
の後突条部５５Ｂがそれぞれ一体成形されている。
【００４７】なお、その他の点については、前記第１の
実施の形態と同一構成となっており、作用も同一であ
る。
実施の形態と同一構成となっており、作用も同一であ
る。
【００４８】しかして、本実施の形態の場合にも、前記
第１の実施の形態と同様の効果が期待できる。
第１の実施の形態と同様の効果が期待できる。
【００４９】
【発明の効果】以上説明したように、本発明は、小骨お
よび突条部を外板部材と一体成形するようにしているの
で、主要構成部品の点数を低減させることができるとと
もに、ファスナ等の組立部品の点数も低減でき、これに
よりコストダウンを図ることができる。また、桁の各フ
ランジを各外板部材に接着するようにしているので、断
面コ字状の桁を用いてコストダウンを図っても、断面Ｉ
形状の桁を用いた場合と同様のピール強度を得ることが
できる。
よび突条部を外板部材と一体成形するようにしているの
で、主要構成部品の点数を低減させることができるとと
もに、ファスナ等の組立部品の点数も低減でき、これに
よりコストダウンを図ることができる。また、桁の各フ
ランジを各外板部材に接着するようにしているので、断
面コ字状の桁を用いてコストダウンを図っても、断面Ｉ
形状の桁を用いた場合と同様のピール強度を得ることが
できる。
【００５０】本発明は、小骨および突条部をいずれか一
方の外板と一体成形し、その先端を他方の外板に接着す
るようにしているので、他方の外板の形状を単純化で
き、特に翼厚の薄い箱型構造翼に適用した場合にコスト
ダウンを図ることができる。
方の外板と一体成形し、その先端を他方の外板に接着す
るようにしているので、他方の外板の形状を単純化で
き、特に翼厚の薄い箱型構造翼に適用した場合にコスト
ダウンを図ることができる。
【００５１】本発明は、小骨および突条部を各外板とそ
れぞれ一体成形し、その先端相互を接着するようにして
いるので、翼厚の厚い箱型構造翼に適用した場合でも、
各外板の小骨および突条部の立上がり寸法を小さくする
ことができ、製造が容易であるとともに、外板との一体
化強度を向上させることができる。
れぞれ一体成形し、その先端相互を接着するようにして
いるので、翼厚の厚い箱型構造翼に適用した場合でも、
各外板の小骨および突条部の立上がり寸法を小さくする
ことができ、製造が容易であるとともに、外板との一体
化強度を向上させることができる。
【００５２】本発明は、桁および各外板部材を各別に成
形する成形工程と、小骨および突条部の先端と第１外板
部材との間、桁の各フランジと各外板部材との間、およ
び桁のウェブと突条部との間を接着剤により同時に一体
に接着する接着工程とで箱型構造翼を製造するようにし
ているので、主要構成部品の点数およびファスナ等の組
立部品の点数を低減させてコストダウンを図ることがで
きる。
形する成形工程と、小骨および突条部の先端と第１外板
部材との間、桁の各フランジと各外板部材との間、およ
び桁のウェブと突条部との間を接着剤により同時に一体
に接着する接着工程とで箱型構造翼を製造するようにし
ているので、主要構成部品の点数およびファスナ等の組
立部品の点数を低減させてコストダウンを図ることがで
きる。
【００５３】本発明は、第１外板を翼外面形状を有する
型上に複合材のプリプレグを積層し、その上面にフォー
ムコアを接着フィルムで覆って配置し、その上に複合材
のプリプレグを積層し、これを加熱硬化して形成するよ
うにしているので、フォームコアを芯材とすることで、
成形硬化時に圧力が均等に負荷され、加熱成形時の変形
を少なくすることができ、また、フォームコアを接着フ
ィルムで覆うようにしているので、フォームコアとプリ
プレグとの密着製を向上させることができる。
型上に複合材のプリプレグを積層し、その上面にフォー
ムコアを接着フィルムで覆って配置し、その上に複合材
のプリプレグを積層し、これを加熱硬化して形成するよ
うにしているので、フォームコアを芯材とすることで、
成形硬化時に圧力が均等に負荷され、加熱成形時の変形
を少なくすることができ、また、フォームコアを接着フ
ィルムで覆うようにしているので、フォームコアとプリ
プレグとの密着製を向上させることができる。
【００５４】本発明は、第２外板を翼外面形状を有する
型上に複合材のプリプレグを積層し、その上面にフォー
ムコアを接着フィルムで覆って配置し、その上に複合材
のプリプレグを積層し、その上に突条部用のフォームコ
アを接着フィルムで覆って配置し、その上に複合材のプ
リプレグを積層し、その上に小骨用のフォームコアを接
着フィルムで覆って配置し、その上に複合造のプリプレ
グを積層し、これらを加熱硬化して形成するようにして
いるので、第２外板と小骨および突条部とが一体成形さ
れ、主要構成部品の点数を低減させることができる。
型上に複合材のプリプレグを積層し、その上面にフォー
ムコアを接着フィルムで覆って配置し、その上に複合材
のプリプレグを積層し、その上に突条部用のフォームコ
アを接着フィルムで覆って配置し、その上に複合材のプ
リプレグを積層し、その上に小骨用のフォームコアを接
着フィルムで覆って配置し、その上に複合造のプリプレ
グを積層し、これらを加熱硬化して形成するようにして
いるので、第２外板と小骨および突条部とが一体成形さ
れ、主要構成部品の点数を低減させることができる。
【００５５】本発明は、桁および各外板を各別に成形す
る成形工程と、各外板の小骨および突条部の先端間、桁
の各フランジと各外板との間、および桁のウエブと両外
板の突条部との間を接着剤により同時に一体に接着する
接着工程とで箱型構造翼を製造するようにしているの
で、小骨および突条部が、各外板に半分ずつ分けて一体
成形されることになり、翼厚の厚い箱型構造翼の場合で
あっても、小骨および突条部の立上がり寸法が小さくな
り、各外板を容易に成形することができ、また外板と小
骨および突条部との一体化強度を向上させることができ
る。
る成形工程と、各外板の小骨および突条部の先端間、桁
の各フランジと各外板との間、および桁のウエブと両外
板の突条部との間を接着剤により同時に一体に接着する
接着工程とで箱型構造翼を製造するようにしているの
で、小骨および突条部が、各外板に半分ずつ分けて一体
成形されることになり、翼厚の厚い箱型構造翼の場合で
あっても、小骨および突条部の立上がり寸法が小さくな
り、各外板を容易に成形することができ、また外板と小
骨および突条部との一体化強度を向上させることができ
る。
【００５６】本発明は、第１外板および第２外板を、翼
外面形状を有する型上に複合材のプリプレグを積層し、
その上面にフォームコアを接着フィルムで覆って配置
し、その上に複合材のプリプレグを積層し、その上に突
条部用のフォムコアを接着フィルムで覆って配置し、そ
の上に複合材のプリプレグを積層し、その上に小骨用の
フォームコアを接着フィルムで覆って配置し、その上に
複合材のプリプレグを積層し、これらを加熱硬化してそ
れぞれ形成するようにしているので、小骨および突条部
を外板を一体成形した場合であっても、加熱成形時の変
形を少なくすることができる。
外面形状を有する型上に複合材のプリプレグを積層し、
その上面にフォームコアを接着フィルムで覆って配置
し、その上に複合材のプリプレグを積層し、その上に突
条部用のフォムコアを接着フィルムで覆って配置し、そ
の上に複合材のプリプレグを積層し、その上に小骨用の
フォームコアを接着フィルムで覆って配置し、その上に
複合材のプリプレグを積層し、これらを加熱硬化してそ
れぞれ形成するようにしているので、小骨および突条部
を外板を一体成形した場合であっても、加熱成形時の変
形を少なくすることができる。
【００５７】本発明は、少なくとも小骨および突条部の
先端面上に加熱硬化に先立って相手接着面の形状に対応
する面を有する加圧板を配置するようにしているので、
両外板部材を相互に接着する際に、小骨１本毎の合わせ
面調整が不要となり、ミスマッチ調整を簡素化すること
ができる。
先端面上に加熱硬化に先立って相手接着面の形状に対応
する面を有する加圧板を配置するようにしているので、
両外板部材を相互に接着する際に、小骨１本毎の合わせ
面調整が不要となり、ミスマッチ調整を簡素化すること
ができる。
【００５８】本発明は、接着剤としてペースト状の熱硬
化型の接着剤を用いるようにしているので、接着面間に
多少の隙間があっても、接着剤によってこの隙間が埋め
られ、強度低下をほぼ完全に防止することができる。
化型の接着剤を用いるようにしているので、接着面間に
多少の隙間があっても、接着剤によってこの隙間が埋め
られ、強度低下をほぼ完全に防止することができる。
【図１】本発明の第１の実施の形態に係る箱型構造翼の
断面構成図。
断面構成図。
【図２】図１の箱型構造翼の分解斜視図。
【図３】図１の箱型構造翼の適用位置を示す図。
【図４】外板部材の成形方法を示す図。
【図５】図４のＶ−Ｖ線に沿った断面図。
【図６】加熱硬化前の外板に取付けられる成形用治具お
よびコールプレートの位置を示す図。
よびコールプレートの位置を示す図。
【図７】図６のVII −VII 線に沿った断面図。
【図８】成形用治具およびコールプレートをセットした
ままで加熱硬化される外板を示す図。
ままで加熱硬化される外板を示す図。
【図９】両外板および桁の接着方法を示す図。
【図１０】図９のＸ−Ｘ線に沿った断面図。
【図１１】箱型構造翼の接着の際に用いられる接着治具
に接着のために翼をセットした状態を示す斜視図。
に接着のために翼をセットした状態を示す斜視図。
【図１２】図１１の縦断面図。
【図１３】断面台形状の小骨に作用する応力を示す図。
【図１４】本発明の第２の実施の形態を示す図９相当
図。
図。
【図１５】図１４のXV−XV線に沿った断面図。
【図１６】本発明の第３の実施の形態を示す図１相当
図。
図。
【図１７】図１６のXVII−XVII線に沿った断面図。
【図１８】図１６の箱型構造翼の適用位置を示す図。
【図１９】従来の複合材航空機の昇降舵の構成を示す斜
視図。
視図。
【図２０】図１９のXX−XX線に沿った拡大断面図。
【図２１】図２０のXXI −XXI 線に沿った拡大断面図。
【図２２】断面コ字状のフレームと外板との接着部に作
用する応力を示す図。
用する応力を示す図。
【図２３】断面コ字状のフレームと外板との接着部に作
用する応力を示す図。
用する応力を示す図。
１０ 箱型構造翼 １１，４１，５１ 上面外板 １２，４２，５２ 下面外板 １３ 桁 １３ａ フランジ １３ｂ ウエブ １４，４４，５４ 小骨
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 清 水 龍 平 東京都新宿区西新宿一丁目７番２号 富士 重工業株式会社内 (72)発明者 天 岡 和 昭 東京都新宿区西新宿一丁目７番２号 富士 重工業株式会社内 Ｆターム(参考） 4F100 AK49B BA03 BA06 BA08 BA10A BA10C CB00 DH01A DH01C DJ01B EJ08 EJ42 GB31 JB13A JB13C JB13G JJ01B JL02
Claims (10)
- 【請求項１】翼の上面を形成する複合材製外板と、翼の
下面を形成する複合材製外板と、フランジとウェブとか
ら断面コ字状をなし外板の少なくともいずれか一方の端
部に取付けられた複合材製桁と、これら外板の間に配置
された複合材製小骨および桁接着用の突条部とを備え、
小骨および突条部を外板に一体成形したことを特徴とす
る複合材の翼形構造。 - 【請求項２】一方の外板に一体成形した小骨および突条
部は、先端を他方の外板に接着されることを特徴とする
請求項１に記載の複合材の翼形構造。 - 【請求項３】小骨および突条部は、先端を相互に接着さ
れることを特徴とする請求項１に記載の複合材の翼形構
造。 - 【請求項４】翼の一面を形成する複合材製第１外板と、
内面に一体成形された小骨および突条部を有し翼の他面
を形成する複合材製の第２外板とを各別に成形する成形
工程と、小骨および突条部の先端と第１外板との間、桁
の各フランジと各外板との間、および桁のウェブと突条
部との間を接着剤により同時に一体に接着する接着工程
とを有することを特徴とする複合材の翼形構造成形方
法。 - 【請求項５】第１外板を、複合材のプリプレグを翼外面
形状を有する型に積層し、その上面にフォームコアを接
着フィルムで覆って配置し、その上に複合材のプリプレ
グを積層し、これらを加熱硬化することで成形すること
を特徴とする請求項４記載の複合材の翼形構造成形方
法。 - 【請求項６】第２外板を、複合材のプリプレグを翼外面
形状を有する型に積層し、その上に接着フィルムで覆っ
たフォームコア、複合材のプリプレグ、接着フィルムで
覆った突条部用フォームコア、複合材のプリプレグ、接
着フィルムで覆った小骨用フォームコア、複合材のプリ
プレグの順に積層し、これらを加熱硬化して成形するこ
とを特徴とする請求項４または５記載の複合材の翼形構
造成形方法。 - 【請求項７】翼の一面を形成する複合材製第１外板と、
内面に一体成形された小骨および突条部を有し翼の他面
を形成する複合材製の第２外板とを各別に成形する成形
工程と、各外板の小骨および突条部の先端間、桁の各フ
ランジと各外板との間、および桁のウェブと突条部との
間を接着剤により同時に一体に接着する接着工程とを有
することを特徴とする複合材の翼形構造成形方法。 - 【請求項８】第１外板および第２外板を、複合材のプリ
プレグを翼外面形状を有する型に積層し、その上に接着
フィルムで覆ったフォームコア、複合材のプリプレグ、
接着フィルムで覆った突条部用フォームコア、複合材の
プリプレグの順に積層し、これらを加熱硬化して成形す
ることを特徴とする請求項７に記載の複合材の翼形構造
成形方法。 - 【請求項９】少なくとも小骨および突条部の先端面に、
加熱硬化に先立って相手接着面の形状に対応する加圧板
を配置することを特徴とする請求項６または８に記載の
複合材の翼形構造成形方法。 - 【請求項１０】接着剤として、ペースト状の熱硬化型の
接着剤が用いられることを特徴とする請求項４ないし９
のいずれかに記載の複合材の翼形構造成形方法。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10215413A JP2000043796A (ja) | 1998-07-30 | 1998-07-30 | 複合材の翼形構造およびその成形方法 |
| US09/363,396 US6234423B1 (en) | 1998-07-30 | 1999-07-29 | Composite airfoil structures and their forming methods |
| EP99115003A EP0976650A3 (en) | 1998-07-30 | 1999-07-30 | Composite aircraft structures and their fabrication methods |
| US09/824,678 US6689246B2 (en) | 1998-07-30 | 2001-04-04 | Method of making composite airfoil structures |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10215413A JP2000043796A (ja) | 1998-07-30 | 1998-07-30 | 複合材の翼形構造およびその成形方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000043796A true JP2000043796A (ja) | 2000-02-15 |
Family
ID=16671926
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10215413A Pending JP2000043796A (ja) | 1998-07-30 | 1998-07-30 | 複合材の翼形構造およびその成形方法 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US6234423B1 (ja) |
| EP (1) | EP0976650A3 (ja) |
| JP (1) | JP2000043796A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002187599A (ja) * | 2000-12-22 | 2002-07-02 | Fuji Heavy Ind Ltd | 複合材補強板及びその製造方法 |
| JP2010507530A (ja) * | 2006-10-26 | 2010-03-11 | ザ・ボーイング・カンパニー | 翼パネル構造 |
| JP2010527303A (ja) * | 2007-05-11 | 2010-08-12 | ザ・ボーイング・カンパニー | ハイブリッド複合パネルシステム及び方法 |
| JP2010533098A (ja) * | 2007-07-11 | 2010-10-21 | アレニア・アエロナウティカ・ソシエタ・ペル・アチオニ | 完全な外形を有する一体型翼構造体の製造方法 |
| JP2016150561A (ja) * | 2015-02-19 | 2016-08-22 | 積水化成品工業株式会社 | 繊維強化複合体、及び、繊維強化複合体の製造方法 |
| JP2017529276A (ja) * | 2014-09-29 | 2017-10-05 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 方向舵及び昇降舵の用途のためのキック付スパー |
Families Citing this family (74)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7681835B2 (en) * | 1999-11-18 | 2010-03-23 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Single piece co-cure composite wing |
| US6889937B2 (en) * | 1999-11-18 | 2005-05-10 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Single piece co-cure composite wing |
| US6739553B2 (en) * | 2000-04-05 | 2004-05-25 | Bell Helicopter Textrom, Inc. | K-spar configuration for bonded wing construction |
| US6386481B1 (en) | 2001-01-08 | 2002-05-14 | Patria Finavicomp Oy | Arrangement for fastening stringers to aircraft wing ribs |
| ATE284346T1 (de) * | 2001-01-26 | 2004-12-15 | Fischer Adv Components Gmbh | Einrichtung zum verbinden beweglicher teile mit strukturbauteilen von flugzeugen od. dgl. |
| JP4574086B2 (ja) * | 2001-09-03 | 2010-11-04 | 富士重工業株式会社 | 複合材翼の製造方法および複合材翼 |
| DE10156733B4 (de) * | 2001-11-19 | 2006-04-20 | Eads Deutschland Gmbh | Aerodynamisches Profil mit verstellbarer Klappe |
| US7204951B2 (en) * | 2002-07-30 | 2007-04-17 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Method of assembling a single piece co-cured structure |
| EP1495859B1 (de) * | 2003-07-08 | 2008-09-03 | Airbus Deutschland GmbH | Leichtbaustruktur |
| US20050230036A1 (en) * | 2004-04-16 | 2005-10-20 | John Lampl | Lightweight airfoil and method of manufacturing same |
| US20060027308A1 (en) * | 2004-08-05 | 2006-02-09 | Mackenzie M S | Method and apparatus for curing patches on composite structures having complex substrates |
| FI118122B (fi) * | 2004-10-08 | 2007-07-13 | Patria Aerostructures Oy | Ilma-aluksen kääntyvä paneeli ja komposiittirakenteinen tukikappale |
| US7247002B2 (en) * | 2004-12-02 | 2007-07-24 | Siemens Power Generation, Inc. | Lamellate CMC structure with interlock to metallic support structure |
| US7316539B2 (en) * | 2005-04-07 | 2008-01-08 | Siemens Power Generation, Inc. | Vane assembly with metal trailing edge segment |
| US7393184B2 (en) * | 2005-11-10 | 2008-07-01 | General Electric Company | Modular blades and methods for making same |
| US7753313B1 (en) * | 2006-09-19 | 2010-07-13 | The Boeing Company | Composite wing slat for aircraft |
| CA2685478C (en) * | 2007-04-30 | 2012-08-14 | Airbus Operations, S.L. | Integrated multispar torsion box of composite material |
| US7861969B2 (en) * | 2007-05-24 | 2011-01-04 | The Boeing Company | Shaped composite stringers and methods of making |
| FR2918919B1 (fr) * | 2007-07-17 | 2013-03-29 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour coller la coiffe metallique d'un bord d'attaque d'une voiture |
| FR2921899B1 (fr) * | 2007-10-04 | 2011-04-15 | Airbus France | Procede de renforcement local d'un element en materiau composite, et caisson central de voilure pour aeronef renforce |
| US7871041B2 (en) * | 2007-10-17 | 2011-01-18 | Lockheed Martin Corporation | System, method, and apparatus for leading edge structures and direct manufacturing thereof |
| US7879276B2 (en) * | 2007-11-08 | 2011-02-01 | The Boeing Company | Foam stiffened hollow composite stringer |
| CA2741479A1 (en) * | 2008-10-22 | 2010-04-29 | Vec Industries, L.L.C. | Wind turbine blade and method for manufacturing thereof |
| US8510947B2 (en) * | 2008-11-14 | 2013-08-20 | General Electric Company | Turbine blade fabrication |
| US8540921B2 (en) | 2008-11-25 | 2013-09-24 | The Boeing Company | Method of forming a reinforced foam-filled composite stringer |
| ES2372828B1 (es) * | 2008-12-17 | 2012-12-13 | Airbus Operations, S.L. | Costilla-herraje. |
| US8177513B2 (en) * | 2009-02-18 | 2012-05-15 | General Electric Company | Method and apparatus for a structural outlet guide vane |
| US8105042B2 (en) * | 2009-04-06 | 2012-01-31 | United Technologies Corporation | Intermediate-manufactured composite airfoil and methods for manufacturing |
| US8857128B2 (en) * | 2009-05-18 | 2014-10-14 | Apple Inc. | Reinforced device housing |
| BRPI1012058B1 (pt) * | 2009-05-28 | 2020-06-02 | Societe Lorraine De Construction Aeronautique | Método para fabricar um painel de estruturação composto |
| FR2954269B1 (fr) * | 2009-12-18 | 2012-12-28 | Lorraine Construction Aeronautique | Pannneau structurant composite de bord de fuite pour element d'aeronef |
| US8500066B2 (en) * | 2009-06-12 | 2013-08-06 | The Boeing Company | Method and apparatus for wireless aircraft communications and power system using fuselage stringers |
| US8570152B2 (en) | 2009-07-23 | 2013-10-29 | The Boeing Company | Method and apparatus for wireless sensing with power harvesting of a wireless signal |
| US8617687B2 (en) * | 2009-08-03 | 2013-12-31 | The Boeing Company | Multi-functional aircraft structures |
| US20110054850A1 (en) * | 2009-08-31 | 2011-03-03 | Roach James T | Composite laminate construction method |
| ES2510398T3 (es) | 2010-01-14 | 2014-10-21 | Neptco, Inc. | Componentes de pala de rotor de aerogenerador y métodos para fabricar los mismos |
| US10137542B2 (en) | 2010-01-14 | 2018-11-27 | Senvion Gmbh | Wind turbine rotor blade components and machine for making same |
| US8511498B2 (en) * | 2010-01-25 | 2013-08-20 | Apple Inc. | Method for manufacturing an electronic device enclosure |
| US8408972B2 (en) * | 2010-01-25 | 2013-04-02 | Apple Inc. | Apparatus and method for intricate cuts |
| US8201776B1 (en) | 2010-02-17 | 2012-06-19 | Horizon Hobby, Inc. | Airfoils and method for constructing airfoils |
| US8372495B2 (en) | 2010-05-26 | 2013-02-12 | Apple Inc. | Electronic device enclosure using sandwich construction |
| US9120272B2 (en) | 2010-07-22 | 2015-09-01 | Apple Inc. | Smooth composite structure |
| WO2012082668A2 (en) * | 2010-12-13 | 2012-06-21 | 3M Innovative Properties Company | Patterned film and articles made therefrom |
| US9011623B2 (en) | 2011-03-03 | 2015-04-21 | Apple Inc. | Composite enclosure |
| US8262362B2 (en) | 2011-06-08 | 2012-09-11 | General Electric Company | Wind turbine blade shear web with spring flanges |
| US8257048B2 (en) * | 2011-07-19 | 2012-09-04 | General Electric Company | Wind turbine blade multi-component shear web with intermediate connection assembly |
| US8393871B2 (en) | 2011-07-19 | 2013-03-12 | General Electric Company | Wind turbine blade shear web connection assembly |
| US8235671B2 (en) | 2011-07-19 | 2012-08-07 | General Electric Company | Wind turbine blade shear web connection assembly |
| EP2735502B1 (en) * | 2012-11-21 | 2016-08-24 | Airbus Operations S.L. | An optimized torsion box for an aircraft |
| ES2623044T3 (es) | 2012-11-22 | 2017-07-10 | Airbus Operations S.L. | Método de fabricación de una estructura altamente integrada incluyendo costillas de borde de ataque y de salida para una superficie de elevación de una aeronave |
| IL223443A (en) | 2012-12-04 | 2014-06-30 | Elbit Systems Cyclone Ltd | Buildings from composite materials with integral composite connectors and manufacturing methods |
| US8973871B2 (en) | 2013-01-26 | 2015-03-10 | The Boeing Company | Box structures for carrying loads and methods of making the same |
| US10407955B2 (en) | 2013-03-13 | 2019-09-10 | Apple Inc. | Stiff fabric |
| US9738375B2 (en) * | 2013-12-05 | 2017-08-22 | The Boeing Company | One-piece composite bifurcated winglet |
| US11518138B2 (en) | 2013-12-20 | 2022-12-06 | Apple Inc. | Using woven fibers to increase tensile strength and for securing attachment mechanisms |
| EP2886450B1 (en) * | 2013-12-23 | 2019-09-18 | Airbus Operations S.L. | Aircraft control surface |
| AT516211A1 (de) * | 2014-08-11 | 2016-03-15 | Facc Ag | Steuerflächenelement |
| AT517198B1 (de) | 2015-04-24 | 2021-12-15 | Facc Ag | Steuerflächenelement für ein Flugzeug |
| GB2542435A (en) * | 2015-09-21 | 2017-03-22 | Charles Elson Andrew | Foam aerofoil |
| US10207471B2 (en) * | 2016-05-04 | 2019-02-19 | General Electric Company | Perforated ceramic matrix composite ply, ceramic matrix composite article, and method for forming ceramic matrix composite article |
| DK3475068T3 (da) * | 2016-06-28 | 2021-06-21 | Vestas Wind Sys As | Fremstilling af en vindmøllevinge |
| CN106585955B (zh) * | 2016-12-09 | 2023-06-06 | 中国计量大学 | 无人机机翼一体复合梁结构及其制造方法 |
| US10570879B2 (en) | 2017-05-23 | 2020-02-25 | General Electric Company | Joint assembly for a wind turbine rotor blade with flanged bushings |
| US10647406B2 (en) | 2017-06-01 | 2020-05-12 | The Boeing Company | Closed-angle composite airfoil spar and method of fabricating the same |
| US10563636B2 (en) | 2017-08-07 | 2020-02-18 | General Electric Company | Joint assembly for a wind turbine rotor blade |
| US10864686B2 (en) | 2017-09-25 | 2020-12-15 | Apple Inc. | Continuous carbon fiber winding for thin structural ribs |
| US11358348B2 (en) * | 2019-01-02 | 2022-06-14 | The Boeing Company | Mold insert for use with a mandrel for forming a composite structure |
| GB2583134B (en) * | 2019-04-18 | 2021-11-24 | Fokker Aerostructures Bv | Hinge structure |
| CN110481811B (zh) * | 2019-08-29 | 2022-07-05 | 广联航空工业股份有限公司 | 一种无人机机翼整体共固化成型方法 |
| US11673644B2 (en) * | 2021-01-05 | 2023-06-13 | The Boeing Company | Composite spars with integrated sacrificial surfaces |
| CN113290872B (zh) * | 2021-03-31 | 2022-04-08 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种预先发泡定位夹芯后校验组合件的胶接方法 |
| US11498656B1 (en) * | 2021-04-26 | 2022-11-15 | Rohr, Inc. | Airfoil system with embedded electric device |
| CN113602477B (zh) * | 2021-07-26 | 2024-03-15 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法 |
| CN113602474B (zh) * | 2021-08-16 | 2023-09-29 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种热塑性复合材料机翼油箱盒段及其制造方法 |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3643900A (en) * | 1970-03-02 | 1972-02-22 | John P Maloney | Jig panel for airfoil |
| US3768760A (en) * | 1970-10-30 | 1973-10-30 | Hercules Inc | Graphite fiber composite covering employing multi-directional |
| US3775238A (en) * | 1971-06-24 | 1973-11-27 | J Lyman | Structural composite material |
| US3995080A (en) * | 1974-10-07 | 1976-11-30 | General Dynamics Corporation | Filament reinforced structural shapes |
| US4009067A (en) * | 1975-07-07 | 1977-02-22 | Rogers Charles W | Process of fabricating composite structural members |
| US4095322A (en) * | 1976-08-30 | 1978-06-20 | The Boeing Company | Method of fabricating a composite aerodynamic rotorblade assembly |
| FR2440831A1 (fr) * | 1978-11-07 | 1980-06-06 | Dassault Avions | Panneaux a base de fibres a haute resistance, particulierement applicables a la construction des avions |
| DE3113079C2 (de) * | 1981-04-01 | 1985-11-21 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Aerodynamischer Groß-Flügel und Verfahren zu dessen Herstellung |
| US4783228A (en) * | 1986-07-03 | 1988-11-08 | Lockheed Corporation | Method of bonding metal skins to internal support structures |
| JPH03104799A (ja) * | 1989-09-20 | 1991-05-01 | Fuji Heavy Ind Ltd | 複合材ブレードの製造方法 |
| GB9024387D0 (en) | 1990-11-09 | 1991-01-02 | British Aerospace | Carbon fibre composite wing manufacture |
| US5224670A (en) * | 1991-09-13 | 1993-07-06 | Grumman Aerospace Corporation | Composite focused load control surface |
| AT398064B (de) * | 1992-07-01 | 1994-09-26 | Hoac Austria Flugzeugwerk Wr N | Kunststoff-verbundprofil, insbesondere flügelholm für den flugzeugbau |
| US5807454A (en) * | 1995-09-05 | 1998-09-15 | Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha | Method of maufacturing a leading edge structure for aircraft |
-
1998
- 1998-07-30 JP JP10215413A patent/JP2000043796A/ja active Pending
-
1999
- 1999-07-29 US US09/363,396 patent/US6234423B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1999-07-30 EP EP99115003A patent/EP0976650A3/en not_active Withdrawn
-
2001
- 2001-04-04 US US09/824,678 patent/US6689246B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002187599A (ja) * | 2000-12-22 | 2002-07-02 | Fuji Heavy Ind Ltd | 複合材補強板及びその製造方法 |
| JP4526698B2 (ja) * | 2000-12-22 | 2010-08-18 | 富士重工業株式会社 | 複合材成形品及びその製造方法 |
| JP2010507530A (ja) * | 2006-10-26 | 2010-03-11 | ザ・ボーイング・カンパニー | 翼パネル構造 |
| JP2010527303A (ja) * | 2007-05-11 | 2010-08-12 | ザ・ボーイング・カンパニー | ハイブリッド複合パネルシステム及び方法 |
| JP2010533098A (ja) * | 2007-07-11 | 2010-10-21 | アレニア・アエロナウティカ・ソシエタ・ペル・アチオニ | 完全な外形を有する一体型翼構造体の製造方法 |
| JP2017529276A (ja) * | 2014-09-29 | 2017-10-05 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 方向舵及び昇降舵の用途のためのキック付スパー |
| US10364015B2 (en) | 2014-09-29 | 2019-07-30 | The Boeing Company | Kicked spars for rudder and elevator applications |
| US10647405B2 (en) | 2014-09-29 | 2020-05-12 | The Boeing Company | Kicked spars for rudder and elevator applications |
| JP2016150561A (ja) * | 2015-02-19 | 2016-08-22 | 積水化成品工業株式会社 | 繊維強化複合体、及び、繊維強化複合体の製造方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6689246B2 (en) | 2004-02-10 |
| EP0976650A3 (en) | 2002-06-05 |
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| US20010017336A1 (en) | 2001-08-30 |
| US6234423B1 (en) | 2001-05-22 |
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