JP2009269603A - 航空機胴体中に配置される中間デッキを支持するための支柱、およびその支柱用のロッドボディを製造するための方法 - Google Patents

Abstract

【課題】ロッドボディが軽量構造でありつつ良好な座屈抵抗および耐損傷性を備えさらに向上された耐火性を備える支柱を創出する。
【解決手段】航空機胴体１中に配置される中間デッキ２を支持するための支柱であって、繊維強化材料を含む中空円筒形のロッドボディ３を含み、そのロッドボディ３の２つの端部が航空機胴体１に、または中間デッキ２に着脱可能に取り付けるための取り付け部として設計される、支柱に関し、ロッドボディ３は、４５°の位置合わせで、または９０°の位置合わせで同じ数の縦糸および横糸を用いた炭素繊維布から製作される少なくとも１つの第１の補強層１０ａと、０°の位置合わせで横糸より多くの数の縦糸を含む炭素繊維布から製作される少なくとも１つの第２の補強層１０ｂ、１０ｃと、ガラス繊維を含む最終層とを含み、それらは、人工樹脂と共に、コンパクトな繊維強化材料を形成する。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機胴体中に配置される中間デッキを支持するための支柱に関し、該支柱は、繊維強化材料を含む中空円筒形のロッドボディを含み、該ロッドボディの２つの端部は、航空機胴体に、または中間デッキに着脱可能に取り付けるための取り付け部として設計される。これとは別に、本発明は、そのようなロッドボディを製造するための方法も含む。さらに、その支柱が中に装着される胴体を含む航空機は、本発明の一部分を形成する。

本明細書中で対象とするタイプの航空機は、少なくとも１つの中間デッキを含み、それは、マルチレベル設計を創出するために航空機胴体全体にわたって延在する。民間航空機では、そのような中間デッキは、たとえば、その上に乗客席を装着するために設けられ、その乗客席は、航空機胴体の上部領域を占める。これと対照的に、航空機胴体の下部領域、すなわち中間デッキの下側の領域は、通常、貨物倉として使用される。特に大型航空機の胴体の場合、対応する大面積の中間デッキは、適切な静的安定性を付与するために、航空機胴体に対して追加して支持する必要がある。この目的のために、本明細書中で対象とする支柱は、少なくとも１つの中間デッキと航空機胴体の間に着脱可能に取り付けられ、使用される。

本技術の一般的なな状況として、マンドレルのまわりに炭素繊維糸を巻き付け、次いでその炭素繊維糸を、エポキシ樹脂中に埋め込むことによって、支柱を製造することが知られている。その巻き付けは、通常、マンドレルの縦軸に対して約４５°の角度で行われ、その後に、安定性を向上させるために、マンドレルの縦軸に対して約７０°の角度で行われる。材料がマンドレル上に巻き付けられた後、そしてエポキシ樹脂が硬化、または固まった後、マンドレルは、取り外すことができ、中空円筒形のロッドボディがその結果得られ、当該ロッドボディの２つの端部上に、中間デッキおよび航空機胴体へのそれぞれの取り付けを可能にするために、ロッド端部が装備される。

そのようなロッドボディは、繊維の最適な位置合わせからの位置合わせの狂いの結果としての欠点と関係し、その狂いは製造プロセスによるものであり、そのために壁厚さが、適切な座屈抵抗を得るために必要である寸法において、より厚くなる。これと関連して、ロッドボディは、重量が比較的より重くなり、そのことは、航空機の構造としては基本的に望ましくない。このようにして製造されたロッドボディは、衝撃荷重が支柱の安定性に著しい悪影響を及ぼすことがあり得るという、さらなる欠点と関係する。したがって、知られた支柱は、比較的損傷を受け易い。さらにまた、使用される材料のために、要求された耐火性を満たすことが疑わしい、あるいは、追加の方策、たとえば特別のコーティングを使用することによってのみ達成できることがしばしばである。

本発明の目的は、そのロッドボディが、軽量構造でありつつ、同時に良好な座屈抵抗および耐損傷性を備え、それに加えて向上された耐火性を備えることを特徴とする支柱を創出することである。

この目的は、請求項１の前提部分に記載された支柱に基づき、その特徴的な機能とともに達成される。プロセス技術の観点から、本目的は、請求項６によって達成される。それぞれ関連する従属請求項は、本発明の有利な向上を開示する。

本発明は、技術的な教示を含み、それによると、ロッドボディは、４５°の位置合わせで、または９０°の位置合わせで同じ数の縦糸および横糸を用いた炭素繊維布から製作される少なくとも１つの第１の補強層と、０°の位置合わせで横糸より多い数の縦糸を含む炭素繊維布から製作される少なくとも１つの第２の補強層とを含み、それらは、人工樹脂、好ましくはエポキシ樹脂と共に、コンパクトな繊維強化材料を形成する。

補強層を形成するために使用される炭素繊維布は、炭素繊維糸からすべて製作することができ、または炭素繊維糸を少なくとも大部分含むことができる。上記に述べた４５°の位置合わせ、または９０°の位置合わせは、ロッドボディの縦軸に対する縦糸の方向を言う。同じように、同じことが、上記に述べた０°の位置合わせについても適用される。この場合、縦糸は、ロッドボディの縦軸に対して平行に延在する。

少なくとも１つの第２の補強層と共に少なくとも１つの第１の補強層を用いたスタック構成によって生まれるプリプレグ層間スクリムは、第１の補強層を第２の補強層に直接近接して配置する、あるいはいくつかの第１の補強層をいくつかの第２の補強層および任意の他と結合するように設計することができる。本発明に従って使用されるプリプレグ層間スクリムは、細番手構造を特徴とし、その最終状態では、衝撃荷重に対して比較的より耐性を有する。以下に説明する特別の製造方法を使用すると、相対的に薄い壁を用いて良好な強度を得ることができる。この方法は、材料の定着距離を減少させ、材料がマンドレル上に巻き付けられるとき、しわ発生のリスクを減少させ、空洞形成の発生率を減少させ、そして選択された繊維の方向付けを安定化もする熱による圧縮を繰り返すことに基づく。

本発明を向上させる方策によれば、少なくとも１つの外側補強層が、炭素繊維布を含む代わりにガラス繊維布を含むことが提案される。炭素繊維布に比べると、ガラス繊維布は、衝撃損傷による亀裂または層間剥離を視覚的により良好に検出可能にさせ、そのことは、都合よく視覚による損傷標識として使用することができるという特性を有する。したがって、ロッドボディに対する損傷は、追加の能動的センサ、または超音波試験などの高価な非破壊試験（ＮＤＴ）手段を用いることなく、簡単な方法で検出することができる。さらに、織られたガラス繊維布の外側層によって、電解腐食から保護される。

好ましくは、各補強層は、少なくとも２つの半径方向の巻き付けを用いて製作すべきであり、したがって適切な全体的な安定性がもたらされる。２から３つの巻き付けが特に好ましい。巻き付けは、マンドレルを回転させて駆動することによって容易に実施することができる。同様に、安定性の向上を達成するために、軸方向にらせん状の層構造として様々な補強層を実装することが考えられる。これに関連して、４５°、９０°または０°の繊維方向が大部分維持され、そしてプラス／マイナス１０％の標準公差範囲が固守されることが重要である。この点で、本発明の主題による角度の位置合わせに関する情報は、公差範囲内に入る必要があるものとして解釈すべきである。

本発明によれば、支柱の、本発明の主題を形成するロッドボディは、少なくとも一度、次のステップを実施することによって製作される。
ａ）４５°の位置合わせで、または９０°の位置合わせで同じ数の縦糸および横糸を用いた炭素繊維布から製作される少なくとも１つの第１の補強層と、縦糸を０°の位置合わせで横糸より多い数の縦糸を用いた炭素繊維布から製作される少なくとも１つの第２の補強層とを含み、それらが圧力下で人工樹脂によって結合されるプリプレグ層間スクリムを室温またはより高温で第１の事前に圧縮するステップ。
ｂ）中空円筒を製造するために、好ましくは事前に加熱されたマンドレルのまわりに、補強層を含むプリプレグ層間スクリムを少なくとも２回巻き付けるステップ。
ｃ）プリプレグ層間スクリムが上に置かれたマンドレルのまわりに、事前に張力をかけられた熱可塑性織布テープを中間の圧縮のために巻き付けるステップ。

適切な壁厚さを確保し、一方同時に軽量であることを維持するために、このようにして、上記に述べたステップを繰り返して実施することによって、２つから４つのプリプレグ層間スクリムを形成することが好ましい。それぞれの時に、第２の中間の圧縮のために使用される織布テープは、次に別のプリプレグ層間スクリムをマンドレルに巻き付ける前に巻き戻して取り外すことが好ましく、したがって可能なだけ最も薄い壁厚さを得ることができる。織布テープは、ロッドボディの安定化には寄与しないが、その代り、温度上昇の結果として内側のマンドレル上の材料が膨張するとき、外部からの対抗力を生成し、それによって所望の圧縮作用を生じさせるために、製造中コルセットのような状態で使用されるだけである。同時に、この結果として、空気が繊維強化材料から排出され、そして余分な人工樹脂が除去される。圧縮によって人工樹脂が完全に凝固しないことを理解することが重要である。それよりはむしろ、人工樹脂の完全な硬化は、以下に述べる最終の処理ステップ中に達成される。補強層すべてが貼り付けられた後、そしてそれらの中間の圧縮が完了した後、ガラス繊維プリプレグが最後の単一層として貼り付けられる。

温度を上昇させ、それによってマンドレル材料の容積が増加され、同時に織布テープによる外側囲いと結合されて、次いで繊維強化材料が脱気され、そして圧縮されて、余分な材料が除去される。

補強層が上記に述べた方法でその上に配置されたマンドレルの最終の硬化は、次のステップによって行われることが好ましい。
ｇ）表面を改善するために、剥離層および／または穿孔リリース膜層を、最後の、すなわち最外部の補強層上に余分な人工樹脂を除去する目的で巻き付ける。
ｈ）この後に、事前に張力をかけられた熱可塑性織布テープを最後の包装材としてその上に巻き付ける。その後に、
ｉ）温度を上昇させて人工樹脂を硬化させ、一方同時に最終の圧縮を実施する。

これによって、余分な人工樹脂が確実に除去されて安定性を最大にし、そして全体的に対応する品質の外側表面が得られることが保証される。これは、ロッドボディが受ける恐れがあるすべての損傷が、より容易に可視化されるための必要条件である。

この構成では、最終の硬化は、回転装置を有した、または有しないコンピュータ制御の硬化オーブン中で実施することができる。

硬化プロセスの後、組み立てることができる状態の支柱のロッドボディを得るために、織布テープだけでなく、剥離層も、および存在すれば穿孔リリース膜層も、最後のまたは最外部の補強層から巻き戻して除去することが好ましい。

マンドレルからのその除去の後、ロッドボディは、所望の寸法に切断し、そして表面は、ロッド端部の接着のために活性化する。

その後、中空円筒形のロッドボディのそれぞれの開いた端部上に、軽金属から製作されたロッド端部を挿入することができ、ロッド端部は、その挿入された状態で適切な接着材料によって一体的に固定することが好ましい。ロッド端部を介して、航空機胴体への、および／または航空機胴体の少なくとも１つの中間デッキへの着脱可能な取り付けが、適切なねじ、ピンまたはボルトの手段を使用して行われる。

さらに、本発明を向上させる方策が、図を参照して本発明の好ましい例示の実施形態の説明と併せて以下により詳細に示される。下記のことが示される。

支柱が例示の方法で装着された航空機胴体の概略横断面図である。 製造プロセス中の支柱のロッドボディの横断面図である。 プリプレグ層間スクリムを事前に圧縮する中間の製造ステップを示すための斜視図である。 必要なら事前に加熱されたマンドレルのまわりに、図３によるプリプレグ層間スクリムを巻き付ける中間の製造ステップを明らかにするための概略図である。 事前に張力をかけられた織布テープによる中間の圧縮の中間の製造ステップを明らかにするための概略図である。 補強層の層設計によるロッドボディの概略横断面図である。 外側補強層中にマンドレルを包み込む中間の製造ステップの斜視図である。

図１によれば、航空機胴体１内には、ロッドボディ３を含む支柱によってほぼ中央で支持される中間デッキ２が存在し、その支柱は、中間デッキ２と航空機胴体１の間に延在し、その端部のそれぞれ上に、着脱可能に取り付けるためのロッド端部４ａ、４ｂを含む。２つのロッド端部４ａおよび４ｂは、軽金属から製作され、中空円筒形のロッドボディ３中に挿入される。その取り付けは、装着位置で接着剤を用いて行われる。

図２によれば、支柱のロッドボディ３は、多層設計を含み、それは、示された例示の実施形態では、アルミニウムマンドレル５のまわりに巻き付けられたプリプレグ層間スクリム６を含み、そのプリプレグ層間スクリム６の設計は、以下により詳細に説明する。

本例では、最終の硬化を明確にする目的のために、剥離層７が、熱で圧縮された繊維強化材料から製作された、いくつかの補強層を含むプリプレグ層間スクリム６のまわりに貼り付けられ、そしてこれの上に、穿孔リリース膜層８が、表面を改善する目的のために余分な人工樹脂を除去するために貼り付けられる。外側上には、事前に張力をかけられた熱可塑性織布テープ９が、この構成のまわりに巻き付けられ、該織布テープ９によって、マンドレル５の加熱中、外側へ向かう膨張が防止され、それによってプリプレグ層間スクリム６の圧縮が確実に実施される。

人工樹脂が最終的に固まる前に、なおその凝固を略図に示しているが、ロッドボディ３を製造するための温度上昇の結果として、プリプレグ層間スクリム６は、次の層設計によって生成される。

図３によれば、同じ数の縦糸および横糸を用いた炭素繊維布を含む第１の補強層１０ａが、炭素繊維布をやはり含む２つの第２の補強層１０ｂおよび１０ｃと、４５°の位置合わせで積み重ねられ、ただし、それらの補強層１０ｂおよび１０ｃは、横糸より多くの数の縦糸を含み、その縦糸は、０°の位置合わせで配置されて、多層プリプレグ層間スクリム６が生成される。これらの補強層１０ａ〜１０ｃは、人工樹脂を用いて互いに結合されて、室温において圧力Ｆの作用下で圧縮された繊維強化材料を形成し、その繊維強化材料は、プリプレグ層間スクリム６を形成する。

図４によれば、中空円筒を製造するために、３回の巻き付けを用いた示された実施形態では、その後、事前に圧縮されたプリプレグ層間スクリム６が、事前に加熱されたマンドレル５のまわりに巻き付けられる。

図５によれば、事前に張力をかけられた熱可塑性織布テープ１１が、プリプレグ層間スクリムがその上に置かれたマンドレル５のまわりに巻き付けられる。事前の張力は、張力Ｆ_Ｚによって生成され、該事前の張力は、プリプレグ層間スクリム６を中間で圧縮することになる。

中間の圧縮の後、織布テープ１１は、プリプレグ層間スクリム６から巻き戻されて、除去される。

上記に述べた製造シーケンスは、その後もう３回繰り返される。

図６によれば、このようにして製造されたロッドボディ３は、らせん形状に巻き付けられた全部で４片のプリプレグ層間スクリム６、６’、６’’および６’’’を含む。この構成では、最後のプリプレグ層間スクリム６’’’は、ロッドボディ３の視覚による損傷標識を形成するために、炭素繊維布の代わりにガラス繊維布から製作される外部補強層１０ｄを含む。

図７によれば、最後のプリプレグ層間スクリム６’’’として、ガラス繊維布から製作される最外部の層１０ｄがマンドレル５上に巻き付けられる。この後に、この最外部補強層１０ｄ上に剥離層７を巻き付け、それに加えてその後、余分な人工樹脂を除去するために穿孔リリース膜層８を巻き付けるステップが続く。この状態では、人工樹脂は、まだ硬化されていない、または固まっていなくて、剥離層７および穿孔リリース膜層８を巻き付けた結果として、ロッドボディ３の表面が改善される。人工樹脂の最終硬化は、硬化オーブン内で温度をさらに上昇させることによって行われ、同時に最終的に圧縮する。

ロッドボディ３が硬化すると、織布テープ１１だけでなく剥離層７および穿孔リリース膜層８も、外部補強層１０ｄから巻き戻すことによって除去され、支柱の装着することができる状態のロッドボディ３が形成される。マンドレルからのその除去の後、ロッドボディは、所望の寸法に切断され、その表面は、ロッド端部を接着するために活性化される。ロッド端部が所定の場所に接着された後、支柱は、基本的に使用することができる状態になる。

１ 航空機胴体
２ 中間デッキ
３ ロッドボディ
４ ロッド端部
５ マンドレル
６ プリプレグ層間スクリム
７ 剥離層
８ リリース膜層
９ 織布テープ
１０ 補強層
１１ 織布テープ

Claims (12)

1. 航空機胴体（１）中に配置される中間デッキ（２）を支持するための、繊維強化材料を含む中空円筒形のロッドボディ（３）を含む支柱であって、前記ロッドボディ（３）の２つの端部が、前記航空機胴体（１）に、または前記中間デッキ（２）に着脱可能に取り付けるための取り付け部として設計される、支柱において、
   前記ロッドボディ（３）は、４５°の位置合わせで、または９０°の位置合わせで同じ数の縦糸および横糸を用いた炭素繊維布から製作される少なくとも１つの第１の補強層（１０ａ）と、縦糸が０°の位置合わせで横糸より多い数の縦糸を含む炭素繊維布から製作される少なくとも１つの第２の補強層（１０ｂ、１０ｃ）とを含み、前記第１および第２の補強層は、人工樹脂と共に、コンパクトな繊維強化材料を形成することを特徴とする、支柱。
2. ガラス繊維布から製作される外部補強層（１０ｄ）が、前記ロッドボディ（３）の視覚による損傷標識として設けられることを特徴とする、請求項１に記載の支柱。
3. 各補強層（１０ａ〜１０ｃ）は、少なくとも２回の巻き付けを用いて製作されることを特徴とする、請求項１に記載の支柱。
4. 前記補強層（１０ａ〜１０ｃ）の巻き付けは、らせん状に形作られることを特徴とする、請求項３に記載の支柱。
5. 前記中空円筒形ロッドボディ（３）の端部取り付け部が、軽金属から製作されるロッド端部（４ａ、４ｂ）から製作され、そのロッド端部（４ａ、４ｂ）は、前記ロッドボディ（３）中に挿入され、そして接着手段によって固定されることを特徴とする、請求項１に記載の支柱。
6. 請求項１から５のいずれか一項に記載の支柱のロッドボディ（３）を製造するための方法であって、
   ａ）４５°の位置合わせで、または９０°の位置合わせで同じ数の縦糸および横糸を用いた炭素繊維布から製作される少なくとも１つの第１の補強層（１０ａ）と、縦糸を０°の位置合わせで横糸より多い数の縦糸を用いた炭素繊維布から製作される少なくとも１つの第２の補強層（１０ｂ、１０ｃ）とを含むプリプレグ層間スクリム（６）を事前に圧縮するステップであって、前記第１および第２の補強層は、室温またはより高い温度において圧力下で人工樹脂によって結合される、事前に圧縮するステップと、
   ｂ）中空円筒を製造するために、前記補強層（１０ａ〜１０ｃ）を含む前記プリプレグ層間スクリム（６）を少なくとも２回マンドレル（５）のまわりに巻き付けるステップと、
   ｃ）前記繊維強化材料を脱気し、そして余分な人工樹脂を除去するために、前記プリプレグ層間スクリム（６）が上に置かれた前記マンドレル（５）のまわりに、事前に張力をかけられた熱可塑性織布テープ（１１）を中間の圧縮のために巻き付けるステップとを少なくとも１回実施することを含む、方法。
7. 熱による中間の圧縮の後、
   ｄ）前記織布テープ（１１）は、巻き戻されことによって除去されることを特徴とする、請求項６に記載の方法。
8. 補強層（１０ａ〜１０ｃ）の層設計を得るために、前記ステップａ）からｄ）を何回か繰り返すことを特徴とする、請求項７に記載の方法。
9. 最後のプリプレグ層間スクリム（６’’’）上に、
   （ｆ）ガラス繊維布を含む外部補強層（１０ｄ）が、前記ロッドボディ（３）の視覚による損傷標識として貼り付けられることを特徴とする、請求項８に記載の方法。
10. 前記プリプレグ層間スクリム（６）が上に置かれた前記マンドレル（５）の最終の圧縮および硬化のために、
    ｇ）人工樹脂を吸収し、そして表面を改善するために余分な人工樹脂を除去する目的で、剥離層（７）および／または穿孔リリース膜層（８）が、最後の、すなわち最外部の補強層（１０ｄ）上に巻き付けられ、
    ｈ）この後に、事前に張力をかけられた熱可塑性織布テープ（９）を最後の包装材としてその上に巻き付け、その後に、
    ｉ）温度を上昇させて前記人工樹脂を硬化させつつ、同時に最終の圧縮を実施することを特徴とする、請求項６から９のいずれか一項に記載の方法。
11. 最終の圧縮および硬化の後、
    ｊ）前記織布テープ（１１）と、前記剥離層（７）および前記穿孔リリース膜層（８）とが、前記最後の、または外部の補強層（１０ｄ）から巻き戻されることによって除去され、その結果、前記支柱の前記ロッドボディ（３）が得られることを特徴とする、請求項１０に記載の方法。
12. 請求項１から５のいずれか一項に記載の、中間デッキ（２）に対して垂直に延在する支柱によって安定化される少なくとも１つの前記中間デッキ（２）が中に配置された航空機胴体（１）を含む航空機。

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