JP2009523097A

JP2009523097A - 複合材料と金属とのパネルより構成された航空機の翼

Info

Publication number: JP2009523097A
Application number: JP2008550275A
Authority: JP
Inventors: マンセン，ビクター・エイ; マックギンティ，ダニエル・イー; コーデル，ジャン・エイ; タナー，リチャード・ビィ; ランプトン，スコット・エヌ; バーフォード，イアン・シィ; フォックス，ブルース・アール; ケリー，ジェイムズ・エム; ジョンソン，マイルス・オゥ
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2006-01-11
Filing date: 2006-01-11
Publication date: 2009-06-18
Anticipated expiration: 2026-01-11
Also published as: JP5196658B2; EP1971520B2; ES2352220T3; DE602006018362D1; WO2007091990A3; EP1971520A2; CN101160235A; ES2352220T5; ATE488429T1; WO2007091990A2; CN100569588C; WO2007091990A8; EP1971520B1; HK1114822A1

Abstract

複合材料と金属との両方のパネルを有する航空機の翼アセンブリが開示される。１つの実施例では、翼アセンブリは支持構造と、金属材料より形成され、かつ支持構造に結合された上部パネルアセンブリと、複合材料より形成され、かつ支持構造に結合された下部パネルアセンブリとを含んでいる。金属材料はアルミニウム、チタン、または他の適切な金属であってもよく、複合材料はカーボンファイバ強化プラスチック（ＣＦＲＰ）材料や、他の適切な複合材料であってもよい。別の実施例では、上部パネルアセンブリは下方に延在した第１ウェブ部分を含んでおり、下部パネルアセンブリは上方に延在した第２ウェブ部分を含んでいる。第２ウェブ部分は第１ウェブ部分に近接しており、隔離材料の接合部材は第１および第２ウェブ部分の間に配置されている。

Description

技術分野
この発明は航空機の翼アセンブリに関連し、より詳細には、複合材料と金属との両方のパネルを有する航空機の翼アセンブリに関連する。

背景技術
従来の最新式の商用航空機の翼アセンブリは、一般的に、アルミニウムのパネルと、スパーと、小骨とよりなる翼ボックスを含んでいる。先行技術の翼アセンブリを用いることによって求められる結果は達成されているが、改善の余地があるかもしれない。たとえば、航空機の構造的な重量を低減することは、一般的に、よりよい飛行機のパフォーマンスに繋がる。商用の航空機に関して、そのような改善されたパフォーマンスは市場において価値がある。複合材料はアルミニウムに代わる材料として研究されてきたが、複合材料はアルミニウムに比べて一般的に高く、ある状況の中で負荷される経験される高い圧縮荷重に耐えるのに十分に適していないかもしれない。

発明の概要
本発明は、複合材料と金属との両方のパネルを有する航空機の翼に向けられたものである。本発明に従った方法およびシステムの実施例は、実質的な重量削減と、より丈夫なライトイング／ＥＭＥ保護特性と、目立たない原因によるダメージのよりよい許容特性と、競合する先行技術の翼アセンブリに対するコストの改善とを有利に提供することができる。

１つの実施例では、翼アセンブリは、航空機に結合されるように適用された第１の端部を有する支持構造と、金属材料より形成され、かつ支持構造に結合された上部パネルアセンブリと、複合材料より形成され、かつ支持構造に結合された下部パネルアセンブリとを含む。金属材料はアルミニウム、チタン、または他の適切な材料よりなっていてもよく、複合材料は、カーボンファイバ強化プラスチック（ＣＦＲＰ）材料、または他の適切な複合材料であってもよい。別の実施例では、上部パネルアセンブリは、支持構造の第１の端部に隣接して位置する、下方に延在した第１ウェブ部分を含み、下部パネルアセンブリは、上方に延在した第２ウェブ部分を含み、第２ウェブ部分は第１ウェブ部分に隣接している。翼アセンブリは、第１ウェブ部分と第２ウェブ部分との間に配置された隔離材料の接合部材と、第２ウェブ部分、接合部材、および第１ウェブ部分を支持構造に結合する少なくとも１つのファスナーとをさらに備えている。

本発明の好ましい実施例および別の実施例は、次の図面を参照して以下に詳細に記述される。

詳細な説明
本発明は、複合材料と金属との両方のパネルを有する航空機のための翼アセンブリに関連する。この発明のある実施例の多くの詳細な内容は以下の記載および図１〜図５に説明されており、これはそのような実施例を十分に理解するために提供されたものである。しかし、当業者は、本発明がさらなる実施例を有していてもよく、または以下の記載内容のいくつかがなくても本発明が実施可能であることを理解するであろう。

一般的に、本発明の実施例は複合材料とアルミニウムとの両方のパネルを有する翼アセンブリを提供する。ある複合材料は、カーボンファイバ強化プラスチック（ＣＦＲＰ）材料を含んでおり、良好な張力を示し、疲労損傷に耐える。アルミニウムは比較的良好な圧縮特性を有しているが、張力特性および疲労特性が比較的低い。したがって、主に張力荷重が負荷される領域に複合材料パネルを含み、かつ主に圧縮応力が負荷される他の領域にアルミニウムパネルとを含む翼アセンブリは、先行技術の翼アセンブリに比べて実質的な重量の低減をもたらすかもしれない。そして、完全にアルミニウムで構築された翼アセンブリまたは完全にＣＦＲＰの翼アセンブリよりも軽い翼アセンブリとなる。

ＣＦＲＰパネルとアルミニウムパネルとの両方を有する翼アセンブリの実施例の発展の際に多くの注目すべき複雑な問題に直面する。この問題は、（１）ＣＦＲＰ／アルミニウム界面でのガルヴァニック腐食、（２）熱的に引起こされる膨張率の相違、および（３）アルミニウムとＣＦＲＰとの引張り限界の不具合とを含む。これらの領域の問題は、以下により十分に述べられるように、本開示によって解決され、本発明の実施例によって少なくとも部分的に軽減される。

図１は、本発明の一実施の形態に従う翼アセンブリ１００の上面図である。図２は、線２−２に沿った図１の翼アセンブリ１００の端面断面図である。この実施例においては、翼アセンブリ１００は、上部パネルアセンブリ１０２と、上部スパーコード１０４とを含んでいる。今のところ好ましい実施例では、上部パネルアセンブリ１０２と上部スパーコード１０４とは、アルミニウム、またはチタンなどの他の好ましい材料から形成されている。同様に、翼アセンブリ１００は、下部パネルアセンブリ１１２と、下部スパーコード１１４とを含んでいる。１つの実施例では、下部パネルアセンブリ１１２と下部スパーコード１１４とは、たとえばＣＦＲＰのような複合材料から形成されている。

図３に示されているように、上部パネルアセンブリ１０２は、上部外板１０８と、複数の上部ウェブ部材１０６とを含んでいる。ウェブ部材１０６は、翼アセンブリ１００の支持構造１１０に上部外板１０８を結合している。同様に、下部パネルアセンブリ１１２は、下部外板１１８と、複数の下部ウェブ部材１１６とを含んでおり、複数の下部ウェブ部材１１６は下部外板１１８を支持構造１１０に結合している。

支持構造１１０の向かい合った端部に位置している１対の接合部分１２０は、上部スパーコード１０４の各々を下部スパーコード１１４に結合させている。より具体的には、図３に最もよく示されているように、下部スパーコード１１４は上方に延在したウェブ部分１１５を含んでおり、ウェブ部分１１５は上部スパーコード１０４の下方に延在したウェブ部分１０５と重複している。小骨部材１２２は、上部および下部スパーコード１０４、１１４のウェブ部分１０５、１１５に沿って上方に延在している。接合部材１２６は、下部スパーコード１１４のウェブ部分１１５と、上部スパーコード１０４のウェブ部分１０５との間に配置されており、また、下部スパーコード１１４のウェブ部分１１５と、支持構造１１０との間にも配置されている。１つの実施例において、接合部材１２６はファイバガラス絶縁傾向材料（fiberglass isolation ply material）である。複数のファスナー１２４は、小骨部分１２２と、上部および下部スパーコード１０４、１１４の１つ以上のウェブ部分１０５、１１５と、接合部材１２６とを貫通しており、これらの部材を支持構造１１０に固定している。１つの実施例においては、ファスナー１２４はチタンボルトである。複数のフィレットシール部材１２８は、金属構成材（たとえば上部スパーコード１０４および支持構造１１０）が複合構成材（たとえば下部スパーコード１１４）に隣接しているかまたは十分に近接している部分の、さまざまな端部および共通部分に配置されている。

１つの特別な実施例では、金属の上部スパーコード１０４のガルヴァニック腐食を防ぐために以下の特徴が追加されている。（１）接合部材１２６が下部スパーコード１１４のウェブ部分１１５を上部スパーコード１０４のウェブ部分１０５から隔離する。（２）上部スパーコード１０４が電気伝導性でない材料の１枚以上の被膜によって被覆されている。（３）接合部分１２０が封止材の薄い層によって被覆されている。および（４）上部スパーコード１０４に近接した側の防護用カラー（図示なし）に差込まれるファスナー１２４が、湿式被覆材を塗布される。さらなる実施例では、ファスナー１２４の頭部が封止されたキャップであってもよく、カラーが自己封止型のものであってもよい。複合材料を金属材料から物理的に確実に隔離することによって、および界面への水分の浸入を防ぐことによって、ガルヴァニック腐食のおそれが低減されるまたは排除されてもよい。さらに、翼アセンブリ１００の上方部分の接合部分１２０の位置が、水分のある場所から接合部が離れるように設計されてもよい。

複合材料（たとえばＣＦＲＰ材料）と、金属材料（たとえばアルミニウム）とは、熱的に引起こされる歪みの割合において非常に大きな相違を示す。したがって、複合材料の下部パネルアセンブリ１１２が取付けられた金属の上部パネルアセンブリ１０２は、熱的サイクルの影響を受けて、曲げ歪み（冷却された場合に上に傾き、加熱された場合に下に傾く）を示す。湾曲した翼があるので、航空機もまた、熱的な曲げの幾何学的な結果として翼が捩れた状態にされる。この翼の捩れは、湾曲していない翼の構成によって緩和することができる。熱的な荷重は、翼ボックスの静的な評価および疲労評価の両方によって評価されなければならない。これらの荷重は一般的に、機械荷重に追加される。

図４は、図３の接合部分１２０の歪みの勾配２００である。１つの特別な実施例では、上部パネルアセンブリ１０２がアルミニウムより形成され、下部パネルアセンブリ１１２が現在のところ好ましいＣＦＲＰ複合材料より形成されるが、アルミニウムの軸方向の圧縮歪み限界は約０．００７ｉｎ／ｉｎであり、一方、軸方向に圧縮荷重が加えられたＣＦＲＰ繊維を含む現在のところ好ましい複合材料の歪み限界は、約．００５ｉｎ／ｉｎである。したがって、アルミニウムの上部パネルアセンブリ１０２が、最大応力の領域においてＣＦＲＰの下部パネルアセンブリ１１２に取付けられた場合、アルミニウムのパネルのデザインは、ＣＦＲＰの歪みのカットオフにより制限され、重量の削減は達成されないだろう。図４は、上部および下部スパーコード１０４、１１４の２つの材料を取付けることによって、ＣＦＲＰの軸方向の歪みのピークが接合部分において顕著に減少していることを示している。さらに、高い軸方向の圧縮歪みの領域において、下部スパーコード１１４（および小骨部分１２２）から軸方向の繊維を取除くことによって歪みの相性を良好にすることができる。したがって、２つの材料が曲げの中で使用可能となり、より高いアルミニウムの歪みレベルを達成することができる（そして、重量を削減することができる）。２つの材料の取付け位置を、上部および下部スパーコード１０４、１１４のウェブ部分１０５、１１５（すなわち翼ボックスの中立軸に近い位置）に置くことが要求されてもよい。これにより、アルミニウムの上部パネルアセンブリ１０２がアルミニウムの完全な歪みポテンシャルを発揮することができ、一方で材料の界面において歪みの相性を維持することができる。接合部における熱的に引起こされた疲労荷重もまた、中立軸に関連する接合部の位置によって小さくなる。

本発明の実施例によって先行技術に対する利点を得ることができるかもしれない。たとえば、上述したように翼ボックスを構成することによって、実質的な重量を削減することができるかもしれない。いくつかの実施例では、本発明の実施例の方が、全体が複合材料（たとえばＣＦＲＰ）の翼ボックスよりも軽く、また全体がアルミニウムの翼ボックスよりも約２０％軽くなるように、重量をセーブすることができるかもしれない。全体が複合材料の翼のデザインよりもより頑丈なライトニング／ＥＭＥ保護特性が得られるというさらなる利点が得られるかもしれない。競合する全体が複合材料の概念よりも目立たない原
因によるダメージのよりよい許容性が得られるというさらなる利点が得られるかもしれない。エンジン室、本体の側面、および主着陸装置の一体化したものは、全体が複合材料のデザインと比較して本発明の実施例を用いることによって簡略化されるかもしれない。さらなる利点は、全体が複合材料である翼ボックスのデザインと比較して本発明の実施例のコストの優位性であることかもしれない。

本発明に従った翼アセンブリの実施例は、異なる飛行輸送手段のさまざまな種類に使用されてもよい。たとえば図５は、本発明の他の実施例に従った１対の翼アセンブリ３０４を有する航空機３００の側面図を示している。航空機３００は、一般的に、１つ以上の推進ユニット３０２を含んでいる。この推進ユニット３０２は、翼アセンブリ３０４、または胴体３０６、胴体３０６の中に配置されたエアーフレーム３０７、または航空機３００の他の部分に結合されている。加えて、航空機３００はまた、胴体３０６および／またはエアーフレーム３０７に結合されたテイルアセンブリ３０８と着陸アセンブリ３１０とを含んでいる。さらに航空機３００は、さまざまな他のシステムと、航空機３００の適切な操作のために一般的に必要なサブシステムとを含んでいる。たとえば、航空機３００の操作に必要なさまざまな職務を協働して行なう複数の他の電気的、機械的、および電気化学的なシステムと同様に、航空機３００はフライトコントロールシステム３１２を含んでいる。

図３に示される航空機３００は、一般的に、イリノイ州、シカゴのボーイングカンパニーから利用可能となっている、たとえば７３７、７４７、７５７、７６７、および７７７商業用旅客機を含む商業用旅客機を表示している。しかし、別の実施例では、本発明は他のタイプの飛行輸送手段に取入れられてもよい。そのような飛行輸送手段の例としては、有人または無人の軍事航空機、回転翼航空機、ミサイル、ロケット、または弾道飛行物体などを含んでもよい。これらの例は、英国のサリー州のコウルズドン（Coulsdon,surrey,UK）にあるジェーンズインフォメーショングループ（Jane's information Group Ltd）から利用可能である、ジェーンの世界中の航空機（Jane's All The World's Aircraft）のような様々な記述的な書物において、より十分に説明されている。

この発明の好ましい実施例および別の実施例は上記のように記述され、説明されたが、この発明の精神および範囲から離れなければ多くの変更が可能である。したがって、この発明の範囲はこれらの好ましい実施例および別の実施例の開示によって制限されない。その代わり、この発明は、以下のクレームの参照によって完全に決定されるべきである。

この発明の１つの実施例に従う翼アセンブリの上面図である。図１の翼アセンブリの２−２線に沿う断面図である。この発明の１つの実施例に従う接合部分の拡大断面図である。図３の接合部分の歪の勾配である。この発明の他の実施例に従う翼アセンブリを有する航空機の側面図である。

Claims

航空機に結合されるように適合される第１の端部を有する支持構造と、
金属材料より形成され、かつ前記支持構造に結合される上部パネルアセンブリと、
複合材料から形成され、かつ前記支持構造に結合される下部パネルアセンブリとを備える、航空機に使用される翼アセンブリ。
前記金属材料はアルミニウムおよびチタンのうち少なくとも１つを含み、前記複合材料はカーボンファイバ強化プラスチック（ＣＦＲＰ）材料を含む、請求項１に記載の翼アセンブリ。
前記上部パネルアセンブリは前記支持構造の前記第１の端部に近接して位置付けられた下方に延在した第１ウェブ部分を含み、下部パネルアセンブリは上方に延在した第２ウェブ部分を含み、前記第２ウェブ部分は前記第１ウェブ部分に近接し、前記翼アセンブリは前記第１および第２ウェブ部分の間に配置された隔離材料の接合部材と、前記第２ウェブ部分、前記接合部材、および前記第１ウェブ部分とを前記支持構造に結合する少なくとも１つのファスナーとをさらに備える、請求項１に記載の翼アセンブリ。
前記第１および第２ウェブ部分のうち少なくとも１つに沿って延在し、かつ結合する小骨部材をさらに備える、請求項３に記載の翼アセンブリ。
前記上部パネルアセンブリは前記支持構造の前記第１の端部に近接する上部スパーコードを含み、前記第１ウェブ部分は前記上部スパーコードの一部であり、前記下部パネルアセンブリは下部スパーコードを含み、前記第２ウェブ部分は前記下部スパーコードの一部である、請求項３に記載の翼アセンブリ。
前記上部外板は複数の第１ウェブ部材によって前記支持構造に結合され、前記第２外板は複数の第２ウェブ部材によって前記支持構造に結合される、請求項３に記載の翼アセンブリ。
前記第１および第２ウェブ部分のうち少なくとも１つにおける少なくとも１つの端部に配置された少なくとも１つのフィレットシールをさらに備える、請求項３に記載の翼アセンブリ。
前記結合部材はファイバガラス絶縁傾向材料より形成される、請求項３に記載の翼アセンブリ。
航空機に結合されるように適合された第１の端部を有する支持構造と、
前記支持構造の上方部分に結合され、かつ金属材料より形成された下方に延在した部材を有する上部パネルアセンブリと、
前記支持構造の下方部分に結合され、かつ複合材料より形成された上方に延在した部材を有する下部パネルアセンブリとを備え、前記上方に延在した部材は前記下方に延在した部材と結合される、航空機に使用される翼アセンブリ。
前記金属材料はアルミニウムおよびチタンのうち少なくとも１つを含み、前記複合材料はカーボンファイバ強化プラスチック（ＣＦＲＰ）材料を含む、請求項９に記載の翼アセンブリ。
上部パネルアセンブリは全体が金属材料より形成される、請求項９に記載の翼アセンブリ。
前記下部パネルアセンブリは全体が複合材料より形成される、請求項９に記載の翼アセンブリ。
前記下方に延在した部材と前記上方に延在した部材との間に配置された少なくとも１つの結合部材をさらに備える、請求項９に記載の翼アセンブリ。
航空機に結合されるように適合された第１の端部を有する支持構造と、
前記支持構造に結合された上部外板を有し、かつ前記支持構造の第１の端部に近接して位置付けられた下方に延在した第１ウェブ部分を含み、かつ前記第１ウェブ部分が金属材料より形成される、上部パネルアセンブリと、
前記支持構造に結合された下部外板を有し、かつ複合材料より形成された上方に延在した第２ウェブ部分を含み、かつ前記第２ウェブ部分は前記第１ウェブ部分に近接する、下部パネルアセンブリと、
前記第１および第２ウェブ部分の間に配置された隔離材料の接合部材と、
前記第２ウェブ部分、前記接合部材、および前記第１ウェブ部分を前記支持構造に結合する少なくとも１つのファスナーとを備える、航空機に使用される翼アセンブリ。
前記金属材料はアルミニウムおよびチタンのうち少なくとも１つを含み、前記複合材料はカーボンファイバ強化プラスチック（ＣＦＲＰ）材料を含む、請求項１４に記載の翼アセンブリ。
前記上部パネルアセンブリは全体が金属材料より形成される、請求項１４に記載の翼アセンブリ。
前記下部パネルアセンブリは全体が複合材料より形成される、請求項１４に記載の翼アセンブリ。
前記第１および第２ウェブ部分のうち少なくとも１つにおける少なくとも１つの端部に配置された少なくとも１つのフィレットシールをさらに備える、請求項１４に記載の翼アセンブリ。
前記接合部材はファイバガラス絶縁傾向材料より形成される、請求項１４に記載の翼アセンブリ。
エアーフレームを有する胴体と、
前記胴体および前記エアーフレームのうち少なくとも１つに動作可能に結合された推進システムと、
少なくとも１つの翼アセンブリとを備え、前記少なくとも１つの翼アセンブリは、
前記胴体および前記エアーフレームのうち少なくとも１つに結合された第１の端部を有する支持構造と、
前記支持構造の上方部分に結合され、かつ金属材料より形成された下方に延在した部材を有する上部パネルアセンブリと、
前記支持構造の下方部分に結合され、かつ複合材料より形成された上方に延在した部材を有する下部パネルアセンブリとを含み、前記上方に延在した部材は前記下方に延在した部材に結合される、航空機。
前記金属材料はアルミニウムおよびチタンのうち少なくとも１つを含み、前記複合材料はカーボンファイバ強化プラスチック（ＣＦＲＰ）材料を含む、請求項２０に記載の航空機。
前記上部パネルアセンブリは前記支持構造の前記第１の端部に近接して位置付けられた下方に延在した第１のウェブ部分を含み、前記下部パネルアセンブリは上方に延在した第２ウェブ部分を含み、前記第２ウェブ部分は前記第１ウェブ部分に近接しており、前記翼アセンブリは、前記第１および第２ウェブ部分の間に配置された隔離材料の接合部材と、前記第２ウェブ部分、前記接合部材、および前記第１ウェブ部分を前記支持構造に接合する少なくとも１つのファスナーとをさらに備える、請求項２０に記載の航空機。
前記上部パネルアセンブリは、前記支持構造の前記第１の端部に近接する上部スパーコードを含み、前記第１ウェブ部分は前記上部スパーコードの一部であり、前記下部パネルアセンブリは下部スパーコードを含み、前記第２ウェブ部分は前記下部スパーコードの一部である、請求項２２に記載の航空機。
前記接合部材はファイバガラス絶縁蛍光材料より形成される、請求項２２に記載の航空機。
前記支持構造は金属材料より形成される、請求項２０に記載の航空機。