JP2008522896A - トラス構造 - Google Patents

Abstract

本発明は、フレーム（3）と少なくとも一つの支柱（2）を含むトラス構造を提供するが、フレームは複合材料であって、ソケット（4、4’、5、5’、6、6’、7、7’）を一体に含む。本発明は、トラス構造の製造方法も提供する。通常、支柱は複合材料であって、本発明のトラス構造は、特に航空機、例えば翼や床のはりに用いるのに適する。

Description

本発明は、トラス構造、特に航空機、具体的には、翼のリブや床のはり（ビーム）に用いられるタイプのトラス構造に関し、また、トラス構造の製造方法にも関する。

トラス構造、即ち、支柱（ストラット）によって支持されるように外部フレームを含む構造は、構造的に強く、かつ軽量なので、航空宇宙、海洋及び民間産業の分野で利用されている。トラス構造には、例えば、住居に用いられる木製トラスのルーフ構造や工業ビルに用いられる金属製トラスのルーフ構造がある。

複合材料（composite material）、例えば、カーボンファイバー複合材を用いる場合、金属と比べて、重量を節約できるが、コスト高となるため、このような複合材料の利用は、航空機のような、重量の節約が特に重要とされる分野に限られている。但し、航空機の翼に用いられるリブのトラス構造では、通常、金具を用いて、翼の外皮（外部フレームとして作用するもの）に対して直接的に支柱を取付けるように製造されている。

このような金具を利用する場合、複合材料を用いることによって得られる重量に関する利点を減らしたり、失わせることがあった。また、このような金具を用いるトラス構造は、熱膨張係数が異なる非類似の材料を用いることに関する短所や、金属とカーボンファイバーの間でガルバニック腐食を生じさせることについて問題があった。

よって、本発明は、フレームと少なくとも一つの支柱を用いる、航空機用のトラス構造を提供するにあたり、フレームを複合材料として、支柱用のソケットをフレームと一体とすることを目的とする。

尚、本明細書で用いられる用語“ソケット”は、支柱と重なり、これを取付けるフレームの部位を広義に示すことを理解されたい。以下で詳述するように、フレームは、支柱と共に処理されたり、支柱と共に結合されていてもよく、この場合、フレームの材料を、支柱の材料と同一にすることができる。支柱と重なり、これを取付けるフレームの部位は、本明細書ではソケットとして定義される。

従前の航空機の翼のリブのトラス構造とは異なり、本発明に従うトラス構造は、フレームとして翼の外皮（スキン）を用いず、むしろ、独自に一体のフレームを用いる。ソケットをフレームと一体にし、つまり、フレームとともに一部品として形成するため、フレームに対して取付けるために別体のソケット固定具を何ら必要としないので、従前の金具を用いる構造と比べて、本発明の構造の組付けはより簡単となり、しかも重量の削減を可能にする。フレームは、一般に、この構造の周囲に沿って延びるように、一つ又は複数のメンバを含む。

本発明に従う好適な実施形態では、フレームは、トラス構造の周囲に沿って延びるように単一のメンバを有し、中央に開口部を定めて、これを横切るように一つ又は複数の支柱を延在させる。

フレームは、典型的に、対向する一つ又は複数のソケットの対を含み、これらの中に一つ又は複数の支柱を取付ける。フレームは複合材料とするが、好ましくは、この複合材料は、カーボンやグラスファイバーのような補強ファイバーを含む。好ましくは、フレームは、カーボンファイバーを含む。基材又は母材（matrix material）は、熱硬化性や熱可撓性でもよいが、熱硬化性の材料が好ましく、例えば、エポキシ樹脂である。

好ましくは、ソケットの補強ファイバーアセンブリの少なくとも一部を、フレームの補強ファイバーアセンブリに連なるようにし、つまり、ソケット部を定めるファイバーの少なくとも幾らかを、フレームの残りのファイバー内に織る。好ましくは、ソケットの補強ファイバーアセンブリの少なくとも一部を、フレームの補強ファイバーアセンブリを用いて形成する。フレームの基材は、好ましくは、単一のステップから、非連続部や結合部を含まないように、一部品として形成される。

トラス構造は、典型的に、複数の支柱を含み、例えば、５つ又はこれ以上の支柱を含む。一般に、支柱は円筒形状の形態を有し、この円形状の断面は、好ましくは、１０ｍｍ〜３０ｍｍの範囲内で直径を有するが、他の形態の支柱を有する構造も本発明の範囲内に含まれる。好ましくは、支柱を複合材料とするが、カーボンファイバー複合材料とするのがより好ましい。支柱の基材は、熱硬化性又は熱可撓性でもよいが、熱硬化性の材料が好ましく、例えば、エポキシ樹脂である。好ましくは、フレームと支柱の双方ともカーボン複合材料とする。

例えば、支柱は、円筒形状の心金（マンドレル）上で組まれたファイバーの部分（ソック）を延ばして、この部分を樹脂に浸すように形成されてもよいが、より好ましくは、円筒形状の心金上でファイバーを巻く。このファイバーは、前もって樹脂に浸されていてもよく、又は、巻いた後に樹脂を注入してもよい。処理の後、心金を取り除き、複合材料の管を所望の長さに切断する。あるいは、以下に詳述するように、支柱をフレームと共に処理してもよい。

フレームは、好ましくは、ファイバー材料の一連の層を含み、この際、各層のファイバーを、他の層のファイバーに対して所定方向に延ばす。例えば、フレームは、０°、＋４５°、−４５°及び９０°で配置された、４つの層を含んでいてもよい。また、フレームは、ソケットの領域に一つ又は複数のさらなる層を含むことで、この領域にさらなる強度を加えてもよく、あるいは、フレームは、ソケットの間の領域に一つ又は複数のさらなる層を含むことで、この領域にさらなる強度を加えてもよく、例えば、翼の外皮にフレームを取付ける場所で、翼のリブのフレームの領域を補強してもよい。

従前、航空機用の複合トラス構造は、形状付けたファイバー材料の層の所望の数を、成形道具（成形型）内で、互いに対して所望の方向で積み重ねて、ファイバー材料を圧縮するように形成されていたが、必要に応じて、バキューム下で、成形道具を閉ざして、道具内に樹脂を注入して、この樹脂を処理していた。次に、道具から支柱を解放して、ドリル加工と仕上げの機械加工を行っていた。最後に、取付け用の金具を用いて支柱を所定の位置に組み付けて、ボルト締めを行っていた。

本発明に従う一実施形態では、成形道具内に少なくとも一つのファイバーの層を配置して、心金を少なくとも一つのファイバーの層上の所望の位置に配置して、この心金上に少なくとも一つのさらなるファイバーの層を配置して、ファイバー構造が心金の周りにソケット部を有するように、トラス構造を準備する。必要に応じて、ソケット部の周りでファイバーの層を一体に縫って、強度を増すようにしてもよい。次に、成形道具を閉ざして、樹脂の基材を注入して、道具から処理されたフレームを解放する前に従来の仕方で処理する。次に、心金を移動させて、ソケットを開口させ、必要に応じてフレームのドリル加工と仕上げ加工を行うが、少なくとも一つの支柱をソケット内に装着して、所定位置で、好ましくは接着物を用いて固定する前に行う。一つ又は複数の支柱をソケット内に固定するために接着物を用いる場合、用いられる心金を少なくとも一つの支柱よりもわずかに大きくして、支柱の外面とソケットの内面との間に接着物用のスペースを提供できるようにする。

好適な実施形態では、心金を用いてソケットを形成して、少なくとも一つの支柱を処理されたフレームのソケット内に装着する替わりに、フレームのファイバーアセンブリ内に処理された一つ又は複数の支柱を配置するが、成形道具内に置いて、道具を閉ざし、フレーム内に樹脂を注入して、処理する。フレームの樹脂は、フレームのソケット内に取付けられる各支柱の部位の周りで処理し、少なくとも一つの支柱とフレームの間で、親和性のある接触を確保して、これに応じて強く結合できるようにする。前に処理された支柱の周りでフレームの樹脂を処理する加工のことを、本明細書では、フレームと支柱を“共に結合する（co-bonding）”と参照する。

特に好適な実施形態では、支柱のファイバー材料を心金の上で支持し、基材を、必要に応じて、支柱のファイバー材料内に注入して、心金、ファイバー及び未処理の基材のアセンブリを、フレームの成形道具内で、フレームのファイバーアセンブリと共に組付ける。樹脂をフレームのファイバーアセンブリの周りに注入して、支柱の樹脂と共に処理することで、特に強い結合を形成できる。次に、処理されたフレームと支柱を成形道具から解放して、支柱の内部から心金を移動させる。この加工のことを、本明細書では、フレームと支柱を“共に処理する（co-curing）”と参照する。尚、支柱の基材は、支柱のアセンブリが道具とともに導入される前に加えられるのではなく、フレームの基材とともに導入されてもよい。

上述のように、ファイバー材料の一つ又は複数の層の形態で、フレームのファイバーの補強を行うことができる。しかし、好ましくは、フレームのファイバーは、３次元織構造（3D woven structure）を有する。このような３次元構造は、橋の構造や、自動車の部品や、航空機のプロペラブレードの分野では既知である。本明細書で参照される３次元織では、ファブリックの一方又は双方の側から同時に複数挿入するウェービングプロセスによって、可変の断面を形成できる。このような３次元織方法は、米国特許第５，０８５，２５２号明細書と、ここで参照されている文献に開示されている。

３次元織は、ルーム（loom）からまっすぐつくることができ、フレームのファイバー構造を、ソケット部を含む３次元アセンブリとする。このような３次元織構造では、ファイバーは構造内で上下に走るので、一般に、ソケットの領域にはさらなる縫い付けが求められないが、勿論、このようなさらなる縫い付けを必要に応じて含ませることは可能である。

一度、フレームの３次元ファイバー構造が編まれると、これを成形道具内に配置して、心金又は支柱をソケット部内に装着して、樹脂を導入して、処理してもよいが、上述のように、これはファイバーの層を含むフレームに関する。

上述のように、本発明に従うトラス構造は、特に航空機に適する。例えば、このトラス構造は、航空機の翼のリブや後尾区間や床のはりに用いられてもよい。

また、本発明は、本発明に従うトラス構造を含む航空機も提供する。このトラス構造は、例えば床のはりである。また、このトラス構造はリブでもよい。

また、本発明は、航空機に用いられるトラス構造の製造方法も提供するが、これは、ソケット部を含むファイバーアセンブリを形成し、このファイバーアセンブリ内に基材を導入して、ソケットを一体に有するフレームを形成するステップを有する。

ソケット部を形成するファイバー材料は、少なくとも部分的に、ファイバーアセンブリの残りの近接するファイバー材料とつなげられる。好ましくは、ソケット部を定めるファイバー材料の少なくとも一部を、ファイバーアセンブリの近接する非ソケット部のファイバー材料と連続させる。ソケット部のファイバー材料を、ファイバーアセンブリの非ソケット部のファイバー材料上に縫い付けてもよい。ファイバーアセンブリが複数の層を含む時、ソケット部の層をファイバーアセンブリの非ソケット部の層と綴じてもよい。

長所としては、基材は、熱硬化性の樹脂であって、ファイバーアセンブリ内に導入された後に処理される。

実施形態の一つでは、基材は、フレームのファイバーアセンブリ内に導入されて、第一ステップとしてフレームを準備し、これに続くステップとしてソケット内に支柱を固定するか、形成する。

上述のように、基材の導入前に、ファイバーアセンブリのソケット部内に心金を挿入して、基材が硬化された後に除いて、フレーム内に開口した溝としてソケットを残して、この中に支柱を装着できるようにしてもよい。即ち、実施形態の一つでは、ファイバーアセンブリ内に基材を導入する際と基材の処理の際、フレームのソケット部を心金によって占めて、続いてこの心金を移動させて、支柱をソケット内に導入して、接着物を用いて所定位置で固定する。各特定の支柱に適応するソケットの少なくとも一つは、双方の端部で開口して、この内部を通るように支柱をスライドさせて、他のソケット内に向わせるようにしなくてはならない。

あるいは、基材を導入するステップ中に、ファイバーアセンブリのソケット部内に少なくとも一つの支柱を設けてもよい。好ましくは、この支柱は、熱硬化性の複合材料であって、ファイバーアセンブリのソケット部内に導入される前に十分に処理されており、このため、フレームと支柱を共に結合する。より好ましくは、心金上で支持される未処理の基材とファイバーの少なくとも一つのアセンブリは、ファイバーアセンブリのソケット部内に導入されて、少なくとも一つのアセンブリとフレームを共に処理する。この少なくとも一つの心金は、処理の後で除かれる。
以下、添付した図を参照して、本発明の実施形態について説明するが、これらは例示的に示されたものに過ぎない。

図１を参照すると、航空機の翼のリブに用いることができる、本発明に従うトラス構造が示されている。このトラス構造１は、４つの管状の支柱２と、略長方形状のフレーム３を含んでおり、このフレームは、２つの長軸側を幾分外側に向けて弓状に曲げている。

フレーム３は、８つのソケット４、４’、５、５’、６、６’及び７、７’を、４組の対向する対として配置しているが、各ソケットの対向する対は、いずれかの支柱２の両端部を支持する。

これらソケット４、４’、５、５’、６、６’及び７、７’はフレームと一体であり、つまり、これらはフレームの複合材料を用いて構成されており、この材料は、支柱の端部の周りで延びる。

図２のａ〜ｅを参照すると、本発明に従うトラス構造用のフレームの製造方法の一つが示されている。図２ａを参照すると、翼のリブに用いられるようにカットされた形状を有する、カーボンファイバーの層８の要部が示されているが、これは、成形道具（図示せず）内で組み付けられる。この成形道具は、カーボンファイバーの層８の長手方向に対して横切るように延びて、半円形状の断面の溝を含む。カーボンファイバーの層８は、この溝の形状に従うように、溝内に強制される。図２ｂを参照すると、次に、第一の層８の上で、溝内に円筒形状の心金９が配置されることが示されている。心金９は、第一の層８の厚さを引いた溝の径にほぼ等しい大きさの径を有し、溝に従うカーボンファイバーの層８の凹部内にぴったりと接合する。心金９は、成形道具を横切るように延び（図２ｂには示されていない）、この反対側の端部はフレームの反対側の同様の溝内に置かれて、フレームの両端側に２つの整列したソケットを形成する。

次に、カーボンファイバーの第二の層１０（図２ｃに部分的に示されている）を心金９の上で、第一の層８の上に置く。第二の層１０は下方に強制されて、心金９上でぴったりと接合するので、この結果、第一の層９と第二の層１０の間で心金９を挟持する。

次に、第一と第二の層８と１０は、心金９の双方の側で共に縫い付けられて、心金９と並行に列をなすように配置された縫いめ１１によってさらなる補強が行われる。次に、成形道具を閉ざして、カーボンの層８と１０内に航空宇宙用のエポキシ樹脂を注入して、この樹脂を処理する。次に、処理されたフレームを成形道具から解放して、心金９を引抜き、この結果、形成されたソケット１２が、一定の円形状の断面を有して、処理された複合材料のフレーム１３を横切るように延びる、端部を開放させた溝として残されるようにする。図２ｅを参照すると、フレーム全体１３が示されているが、支柱は示されていない。図２ｅから理解できるように、フレーム１３の両側には、ソケット１２に対向するようにソケット１４を有するが、これは、同じ心金９の周りで形成されるため、ソケット１２と整列して、支柱を受取ることができる。次に、必要に応じて、フレーム１３に対しドリル加工と機械加工を施してもよい。そして、ソケット内に支柱を装着して、接着物を用いて所定位置で固定して、トラス構造を製造する。

図２ａ〜２ｅに示した方法の変化例として、心金９の替わりに処理された支柱を用いてもよい。この変化例では、フレームの樹脂が、各支柱の端部の周りで処理（共に結合）される）されるので、支柱と共に強い結合を形成できる。さらなる変化例では、未処理（“ウエット”）の樹脂を用いてコートされたカーボンファイバーフィラメントを支柱の心金の上で巻いて、未処理のカーボンファイバー／樹脂／心金のアセンブリを心金９の替わりに用いてもよい。この変化例では、支柱の樹脂はフレームの樹脂と共に処理されるので、特に強い結合を形成できる。続いて、支柱の心金を除き、フレームのドリル加工と仕上げ加工を前のように行う。

図３を参照すると、３次元織カーボンファイバー構造１５が示されているが、これは８つのソケット部１６を４組の向かい合う対として配置しており、これらは構造１５の残りと一体に巻かれている。縦（warp）と横（weft）の方向は、夫々、矢印ＡとＢを用いて示されている。必要に応じて、特定の所望の方向のさらなる層１７をソケット１６の間の領域でファイバー構造１５に加えて、特定の方向で強度を向上させてもよい（図３では、理解を容易にするため、さらなる層１７の一区間のみが示されている）。

図４を参照すると、３つの処理された複合支柱１８を、夫々、ソケット部１６の一組みの対の中に配置し、さらに第４の支柱１９をソケット部１６の第４の対と整列させて、このソケット部１６内に装着する準備をしたファイバー構造１５が示されている。このフレーム／支柱のアセンブリは、開口した成形道具２０内に置かれている。最後の支柱１９がソケット部１６内に置かれると、成形道具２０を閉ざして、ファイバー構造１５内に樹脂を注入して、処理し、これによって、支柱１８、１９と共に結合させる。

以上、特定の実施形態を参照して、本発明について説明し、図示したが、当該技術分野における通常の知識を有する者であれば、本発明に対して、本明細書で開示されていないさらなる多くの変更を行えることを理解するであろう。このため、本発明の真の範囲を定めるためには、添付された特許請求の範囲を参照されたい。

本発明に従う翼のリブ用のトラス構造の簡単な実施形態について示した図である。 本発明に従うトラス構造用のフレームの製造方法を２ａ〜２ｅに段階的に分けて示した図である。 本発明に従うトラス構造用のフレームに用いられる３次元織ファイバー構造について示した図である。 図３に示したファイバー構造を成形道具上に配置して、３つの支柱を定位置に配置するとともに第４の支柱を整列させて、ファイバー構造のソケット部内への装着の準備を行った状態を示した図である。

Claims (17)

1. 航空機に用いられるトラス構造であって、フレームと少なくとも一つの支柱を含み、前記フレームは複合材料であって、前記フレームと一体となるようにソケットを含むことを特徴とするトラス構造。
2. 前記複合材料は、カーボンファイバーを含むことを特徴とする請求項１に記載のトラス構造。
3. 前記複合材料の基材は、熱硬化性の材料であることを特徴とする請求項１又は２に記載のトラス構造。
4. 前記少なくとも一つの支柱は複合材料であって、前記フレームと共に処理されることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載のトラス構造。
5. 前記少なくとも一つの支柱は複合材料であって、前記フレームと共に結合されることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載のトラス構造。
6. 前記少なくとも一つの支柱は、接着物を用いて前記ソケット内で固定されることを特徴とする請求項１〜３のいずれかに記載のトラス構造。
7. 前記フレームは、３次元織構造であることを特徴とする請求項１〜６のいずれかに記載のトラス構造。
8. 前記フレームは、前記ソケットの少なくとも一つの領域内に縫いめを含むことを特徴とする請求項１〜７のいずれかに記載のトラス構造。
9. ファイバーの一連の層を含むことを特徴とする請求項１〜８のいずれかに記載のトラス構造。
10. 航空機のリブ又は床のはりに用いられることを特徴とする請求項１〜９のいずれかに記載のトラス構造。
11. 請求項１〜１０のいずれかに記載のトラス構造を含むことを特徴とする航空機。
12. 航空機に用いられるトラス構造の製造方法であって、ソケット部を含むファイバーアセンブリを形成し、このファイバーアセンブリ内に基材を導入して、ソケットを一体に有するフレームを形成するステップを有することを特徴とする方法。
13. 前記基材は熱硬化性の樹脂であり、前記ファイバーアセンブリ内に導入された後、処理されることを特徴とする請求項１２に記載の方法。
14. 前記樹脂の処理を行うステップ中に、前記フレームのソケット部内に少なくとも一つの支柱を設けることを特徴とする請求項１３に記載の方法。
15. 前記少なくとも一つの支柱は熱硬化性の複合材料であって、前記ソケット部内に導入される前に、十分に処理されることを特徴とする請求項１４に記載の方法。
16. 前記ファイバーアセンブリのソケット部内に、ファイバー、未処理の樹脂、及び心金を含む少なくとも一つのアセンブリを導入して、少なくとも一つの支柱のアセンブリとフレームを共に処理することを特徴とする請求項１４に記載の方法。
17. 前記ファイバーアセンブリ内に前記基材を導入する際と前記基材の処理の際に、前記フレームのソケット部を心金によって占めて、続いてこの心金を除いて、前記ソケット内に支柱を導入して、接着物を用いて所定位置で固定することを特徴とする請求項１２又は１３に記載の方法。
    

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