JP2010500232A - 飛行機のための改良された複合樹脂窓枠構造物 - Google Patents

Abstract

複合樹脂の飛行機胴体に設置するための複合樹脂窓枠（１）と、それを生産する方法。この複合樹脂窓枠は、航空機の窓用透明部材を受けて堅固に取付けるための内側フランジ（２）と、飛行機の胴体構造に接続するように適合された外側フランジ（３）とを有する。枠は、当該構造に対して垂直な、さらに別のフランジ等のさらに別の強度向上部材を何ら必要としない、ほぼ平坦な構成を有する。複合樹脂窓枠は、窓用透明部材を複合樹脂胴体に堅固に取付けるのに十分な強度を有する。

Description

発明の背景−発明の分野
この発明は、複合樹脂窓枠構造物を利用する飛行機のための製造上の改良点を提供する。

発明の背景−先行技術
飛行機の窓枠アセンブリは、窓用透明部材（window transparency）を定位置に保持するのに十分な強度を有していなければならず、それと同時に、胴体外板に穴を開けて当該透明部材を受ける場合における、どのような強度の損失をも補償しなければならない。飛行機の窓枠アセンブリは一般に、強度を提供するものの重量の問題および腐食という欠陥を従来より有する金属構造物で製作されている。

現在の飛行機のアルミニウム胴体は、鍛造された窓枠と、それに組合せて、窓の周囲に局在的な重ね板（doubler）を有する窓ベルトとを有する。先行技術のアルミニウム枠で使用される直立フランジは、窓の切抜き部により、また窓の切抜き部付近で生ずる外板の座屈を防止する。このような窓枠上の直立フランジは、アルミニウム製飛行機において一般的なものであり、組立中に、窓の定位置への設置を誘導する働きもする。

直立した脚部を複合樹脂で製作することは、アルミニウムで枠を鍛造することに比べて比較的難しく、費用がかかる。なぜなら、その形状が成形しにくい形状であるためである。その外形は一般に、複合樹脂型から取外しにくいことが考えられるＴ字型の部品である。

成形樹脂等を利用する複合枠アセンブリが研究されてきたが、当該アセンブリはこれまでにも、さらに別の問題を提示している。たとえば、公開されたＰＣＴ出願ＷＯ２００５／１１５７２８は、窓枠アセンブリに複合樹脂を利用しているが、その構造物の外形は、窓枠を強化するために、直立した脚部または垂直の脚部を必要とする。このさらに別のフランジ構造により、当該フレームおよびその製作には、重量および費用がさらにかかり、困難がさらに生じる。また、直立した脚部は、その形状がより一層複雑であるために製造が難しい。

発明の背景−目的および利点
この発明の複合樹脂枠の設計の１つの顕著な利点とは、直立した脚部をなくしたことであり、これにより、部品の重量が著しく減少し、複合樹脂で窓枠を製造する難しさも緩和される。

この発明の別の卓越した特徴とは、飛行機の胴体に穴を開けて透明部材の開口部を設けたときでも伝達される荷重を担持するために、当該胴体の外板を利用し得ることを認識した点である。この複合窓枠は、透明部材と、それに関連するあらゆる荷重とを担持する。

先行技術の複合窓枠アセンブリでは、直立した補強用脚部を必要としない他の方法がこれまでに存在しなかった。この発明の設計および方法は、複合飛行機胴体と共に複合窓枠を使用することに対し、より一層のリスクおよび重量の削減と、より一層費用のかからない解決策とを提供する。

この発明の設計は、より平坦な窓枠システムまたはアセンブリも提供し、それにより、製作および設置がより容易になる。さらに、所望される外板の標準寸法の拡大を、窓枠の設置現場において容易に行なうことができる。

また、この発明の複合樹脂窓枠の設計により、せん断荷重は当該複合外板構造内に確実に留まるようになる。加えて、複合樹脂窓枠の外板は、フープ荷重を担持することができるため、この点においても、より高い重量効率を有する。

複合樹脂窓枠アセンブリは、この機能性を提供するために、複合胴体外板と、枠および窓に装着されて当該枠および窓を保持するストリンガとの強度に依存する。

複合樹脂窓枠のためのこの発明の設計は、先行技術の枠で使用される、直立した補強用脚部を必要としない。この新規の設計は、新規の窓枠の荷重を分析することによって得られ、それによると、外板を安定化させるために、従来の直立した脚部またはフランジが必要ではないことが分かった。荷重はむしろ、窓開口部の近傍においてより厚い複合樹脂外板を使用することにより安定化させることができる。

その結果、直立した脚部をなくすことにより、枠の製造工程を簡素化すると共に、上記の利点、特に、窓枠の重量の著しい削減を生じた。

概要
複合樹脂の飛行機胴体に設置するための複合樹脂窓枠と、それを製造する方法とを提供する。この枠は、航空機の窓用透明部材を受けて堅固に取付けるための内側フランジと、飛行機の胴体構造に接続するように適合された外側フランジとを備える。この複合樹脂枠は、十分に強力であるため、先行技術に見られる直立した脚部またはフランジの構造等のさらなる強度向上部材の必要性がなくなる。直立した脚部またはフランジ等の垂直な補強用部材を用いないため、標準的な設置におけるこの枠は、約０．３から０．６ｃｍの断面厚さと、その内側フランジ縁部から外側フランジ縁部まで測定したときに約５．５から６．０ｃｍの断面幅とを有するほぼ平坦な構成を有する。このような複合樹脂窓枠は、複合樹脂胴体に窓用透明部材を堅固に取付け、当該複合樹脂窓枠が受けることが考えられる圧縮力、引張力、およびせん断力を担持し、これらの力を複合樹脂胴体に伝達する。

複合樹脂窓枠は、硬化性樹脂マトリックスにおける補強用繊維の組合せで形成される。硬化性樹脂マトリックスは通常、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂である。一般的な硬化性樹脂マトリックスは、補強用炭素繊維もしくはガラス繊維またはそれらの混合物と組合されたエポキシ樹脂である。

複合樹脂窓枠は、他の要素と組合されて、飛行機用の窓枠アセンブリを提供する。複合樹脂窓枠は、その内側フランジに取付けられた１つ以上の飛行機窓用透明部材を有し、この枠と窓との組合せが飛行機胴体の窓開口部内に設置され、枠の外側フランジが複合胴体に堅固に取付けられる。この複合樹脂窓枠は、受けるすべての荷重を担持して、複合樹脂胴体に伝達する。

窓用透明部材は単層の透明部材であり得るが、２つ以上の個々の透明部材の積層であることも多い。一般的な窓用透明部材は、延伸アクリル透明部材であり得る。窓用透明部材は、従来の止めクリップおよび適切な封止材により、複合窓枠の内側フランジに取付けられる。複合樹脂窓枠の外側フランジは、従来の機械的締結具により、飛行機の複合胴体に取付けられる。

複合樹脂窓枠を製造する方法は、硬化性プラスチック樹脂の複合マトリックスおよび補強用繊維材料を、予め定められた形状および寸法の枠成形工具に装填するステップと、成形部品を硬化させるために、通常は十分な熱および圧力を用いて複合樹脂枠を成形するステップとを含む。この成形部品はその後、複合樹脂窓枠の部品を提供するために冷却され得る。

適切な製造工程は、プリプレグハンドレイアップ工程に加え、ホットドレープ成形、テープ積層、シート成形化合物を用いた製作、トウテーププレースメント、スリットテーププレースメント、樹脂トランスファー成形、液体樹脂注入、樹脂膜注入、バルク樹脂注入、補強された熱可塑性積層、樹脂射出成形、圧縮成形、樹脂トランスファー成形等から選択される任意の工程を含む。

事前に製作された挿入物が枠成形工具に事前に装着される製造方法もまた企図される。このような挿入物は、樹脂マトリックス挿入物、金属挿入物、または金属複合物ハイブリッド挿入物を含む。

複合樹脂窓枠の平面図である。 図面の複合樹脂窓枠の端面図である。 図面の複合樹脂窓枠の側面図である。 図１の位置ｉ−ｉにおける複合樹脂窓枠の断面図である。 複合樹脂窓枠アセンブリの断面図である。 先行技術の図であり、直立する補強用脚部を有する複合樹脂窓枠の先行技術の実施形態を示す。 先行技術の図であり、直立する補強用脚部を有する複合樹脂窓枠の先行技術の実施形態を示す 先行技術の図であり、直立する補強用脚部を有する複合樹脂窓枠の先行技術の実施形態を示す。

詳細な説明
図１に、複合樹脂窓枠１を示す。飛行機の製造において広く行なわれているように、複合窓枠は、約３５−４０ｃｍ×５５−６０ｃｍの全体寸法を一般に有する、ほぼ卵型の形状を有する。さまざまな胴体開口部に対し、他の形状およびサイズが、この発明の方法に従って容易に適合され得る。図１において、内側フランジ２および内側フランジ縁部４は、適切な止めクリップおよび封止材により窓用透明部材を保持する。外側フランジ縁部５を有する外側フランジ３は、複合樹脂枠１を飛行機の胴体アセンブリに配設するために利用される。

図２は、特に先行技術の図５Ｂと比較した、複合樹脂窓枠１の、一般により平坦でより薄い局面を示す。図５Ｂの先行技術の設計における、直立した脚部またはフランジの構造ｇは、この発明の複合樹脂窓枠１において排除されている。

図３は、特に先行技術の図５Ｃと比較した、複合樹脂窓枠１の、一般により平坦でより薄い局面を示す。ここでもまた、この発明の複合窓枠１が、図５Ｃの先行技術の設計におけるフランジｇを排除したことが容易に明らかとなる。

図４は、図１の位置ｉ−ｉにおける複合樹脂窓枠の断面図を示す。
図５は、複合樹脂窓枠アセンブリの断面図を示し、この複合樹脂窓枠１は、胴体外板１
１に接合される。窓用透明部材１３および１５は、機械的クリップおよび封止材１７により、枠１に配設される。窓用透明部材は、好ましくは、延伸アクリルまたは積層延伸アクリルであるが、単層または複層のガラスまたは代替物であってもよい。図２−図５の各々は、外側フランジ３および外側フランジ縁部５に加え、内側フランジ４および内側フランジ縁部２も示す。

先行技術の図５Ａは、垂直フランジｇを有する複合樹脂窓枠構造物ａの断面を示し、この発明の設計は、この垂直フランジｇを排除するように設計されている。図５Ａはまた、ｃによって示されているように位置付けられるリベットを用いて複合枠に締結される胴体外板ｂも示す。窓用透明部材ｄおよびｅは、シール材ｆにより枠に固定される。

先行技術の図５Ｂは、細長いフランジｇを有する窓枠の端面図を示す。
先行技術の図５Ｃは、細長いフランジｇを有する窓枠の側面図を示す。

この発明は、飛行機の胴体にあって外板を貫通する開口部により誘起される応力に関連する荷重を担持するために、当該胴体の外板を利用し得ることを認識しており、複合樹脂窓枠は、透明部材と、それに関連する荷重とを担持する。この複合窓枠の設計により、複合胴体バレルは、直立した補強用脚部を利用した先行技術の窓枠設計において提供されたもの等の、先に論じた従来の強度向上を行なう必要なしに、効果的に機能し得る。この複合窓枠は、窓用透明部材を定位置に保持しつつ、複合胴体外板と、それに関連付けられたストリンガとの強度に依存して必要な荷重を支える。

応力および圧縮を分析することにより、この発明の複合樹脂窓枠の設計が、従来の強度向上用の直立した脚部を使用せずに良好な結果を収め、それにより、重量削減および費用削減の双方から利益を得ていることが確認された。さらに、この複合樹脂窓枠アセンブリによって提供される利点が、飛行機の胴体における他の開口部にも同様に良好な態様で適用されることが認識されるであろう。この複合樹脂枠を製造する別の利点とは、設置を行なうために胴体外板に波形を設ける（scallop）必要がない点である。

複合樹脂窓枠およびアセンブリは、以下の手順に従って製作され得、いくつかの異なる材料および製造の選択肢を利用するか、または組合せることも可能である。この複合樹脂枠に関して記載される製造工程は、１つの複合製造方法に何ら限定されず、むしろ、どのような数の手法をも用いることができる。

この発明の設計の複合窓枠は、熱硬化性樹脂または熱可塑性樹脂のいずれかで形成され得る。また、複合マトリックスを補強するために使用されるガラスおよび炭素繊維、またはこれらの繊維もしくは他の繊維の組合せを含む樹脂マトリックスにおいて、多くのさまざまな補強用繊維を用いることができる。

従来の複合樹脂製造技術によると、選択された樹脂および補強用繊維は、いわゆるプリプレグハンドレイアップ工程におけるように、事前に混合され得る。他の適切な方法は、ホットドレープ成形、テープ積層、シート成形化合物を用いた製作、トウまたはスリットテーププレースメント、樹脂トランスファー成形、液体樹脂注入、樹脂膜注入、バルク樹脂注入、および補強された熱可塑性積層が含まれる。代替的に、樹脂注入、樹脂射出成形、圧縮成形、または樹脂トランスファー成形等の成形動作中に、樹脂および繊維を混合することができる。当業者は、この発明の方法が、事前に作製された挿入物、金属挿入物、および金属／複合物のハイブリッド構造を含む挿入物を組込むように用意に変更され得ることを認識するであろう。

上記の製造方法は、応力分析技術を利用して、複合胴体と組合せて使用するための種々
の適切な複合樹脂窓枠の設計、改良、および製作を行なうことによって改良することが可能であり、それにより、重量および費用を削減しながらも、より強度の高い窓枠を提供することができる。この複合樹脂窓枠は、窓を保持しながらも、複合胴体外板とそれに関連付けられたストリンガとの強度に依存してせん断荷重を適切に分散させるため、この荷重は、複合外板内に留まる。

この発明の設計の典型的な複合窓枠は、ほぼ楕円形状を有する。枠を横切る全体寸法は、長い方の寸法において約５５−６０ｃｍであり、短い方の寸法において約３５−４０ｃｍである。この複合枠は、図１の位置ｉ−ｉにより示される領域において、約５−６ｃｍの幅を有する。したがって、図４に示す断面は、約０．６０ｃｍの厚さであり、これは、図５Ｃに示す先行技術の窓枠外板フランジの約１．０ｃｍの厚さと、その２．５ｃｍの直立したフランジａとは極めて対照的である。この発明の製造方法により、さまざまなサイズの胴体開口部用の複合樹脂枠を容易に製作することができる。

この複合窓枠を生産するのに有用な製造工程の一実施形態では、プリプレグ材料が、選択され、特定の部品構成のためのサイズに切断され、所望の形状および寸法を有する硬化工具内に配置され、熱および圧力を用いて硬化される。

代替的な製作方法は、高度な繊維プレースメントヘッドを用いるトウプリプレグまたはスリットテープのプレースメントを含み、このヘッドは、プリプレグを成形工具内に位置付け、その後、熱および圧力を用いて樹脂複合物を硬化させる。

別の代替的な製作方法は、乾燥した繊維のブレードおよび樹脂を利用する樹脂トランスファー成形を含む。このブレードは、マッチドダイ工具内に配置され、樹脂がその後、当該工具内に注入されて、熱および圧力を用いることにより硬化される。別の代替的な製作方法は、液体樹脂注入を含み、ここでは、乾燥した繊維ブレードが部品工具内に配置され、このブレードに樹脂が注入され、当該ブレードは、熱および圧力を用いて硬化される。真空樹脂注入方法（vacuum-assisted resin infusing method）では、乾燥したグラファイト織物が予め形成され、枠を硬化させる前に、安価なアルミニウム工具の上に位置付けられる。

他の代替的な方法は、液体膜注入およびバルク樹脂注入を含み、ここでは、乾燥した繊維のブレードが部品工具内に配置され、このブレードに樹脂膜が注入されて、当該ブレードが熱および圧力を用いて硬化される。

補強された熱可塑性積層の方法は、熱可塑性プリプレグのブランクを適切なサイズに切断し、当該ブランクを炉で加熱し、プレス内で高温のブランクを形成し、その部品を冷却してプレスから取出すことを含む。代替的に、切断したプライを統合化工具の上に積み重ねて配置することができる。その後、この統合化は、オートクレーブまたはプレス方法におけるように、熱および圧力により行なわれ得る。

以下の例は、この発明を例示しており、この発明の一般的な利用可能性を限定することを意図しない。

この発明の複合窓枠が、成形工具内で枠を圧縮成形することにより形成された。この成形工具は、図１−図４に示す枠の形状および寸法を有する複合窓枠を生じた。ヘクセル（Ｈｅｘｃｅｌ）の圧縮成形材料であるＨｅｘＭＣ ＡＳ４繊維を細かく裁断し、枠型に嵌め込み、Ｈｅｘｃｅｌ ８５５２硬化性エポキシ樹脂と混合した。成形、硬化、および冷却の後に、複合樹脂窓枠が生じた。

同様のサイズおよび形状を有する別の複合樹脂窓枠が、製造業者の指示に従い、中間モジュラスの圧縮成形材料であるＴｏｒａｙ ＢＭＳ８−２７６炭素繊維エポキシプリプレグテープ材料を用いて作製された。成形、硬化、および冷却の後に、この発明の別の複合樹脂窓枠が生じた。

上記の実施例に従って形成された複合樹脂窓枠は、これらの窓枠の各々を、クリップおよびゴム封止材によりアクリルの透明部材と組合せ、その組合せたアセンブリを、統合された枠−窓−胴体アセンブリを受けて完成させるのに十分なサイズを有する複合胴体開口部に設置することにより、窓枠アセンブリとなった。応力および荷重の分析により、この枠が、荷重を申し分のない態様で担持し、周辺の胴体外板構造に伝達することが確認された。

Claims (22)

1. 複合樹脂の飛行機胴体に設置するための複合樹脂窓枠であって、前記枠は、航空機の窓用透明部材を受けて堅固に取付けるための内側フランジと、飛行機の胴体構造に接続するように適合された外側フランジとを備え、前記枠は、垂直な補強用部材が存在しない、ほぼ平坦な構成を有し、前記複合樹脂窓枠は、さらに別の強度向上部材なしに前記窓用透明部材を前記複合樹脂の胴体に堅固に取付けるのに十分な強度を有する、複合樹脂窓枠。
2. 前記ほぼ平坦な構成は、約０．３から０．６ｃｍの断面厚さと、内側フランジ縁部から外側フランジ縁部まで測定したときに約５．５から６．６ｃｍの断面幅とを有する、請求項１に記載の複合樹脂窓枠。
3. 前記複合樹脂は、硬化性樹脂マトリックスにおける補強用繊維の組合せである、請求項１に記載の複合樹脂窓枠。
4. 前記硬化性樹脂マトリックスは熱可塑性樹脂である、請求項１に記載の複合樹脂窓枠。
5. 前記硬化性樹脂マトリックスは、熱硬化性プラスチック樹脂である、請求項１に記載の複合樹脂窓枠。
6. 前記硬化性樹脂マトリックスはエポキシ樹脂である、請求項５に記載の複合樹脂窓枠。
7. 前記補強用繊維は、炭素繊維およびガラス繊維の群から選択される、請求項１に記載の複合樹脂窓枠。
8. 前記枠は、圧縮成形により製造される、請求項１に記載の複合樹脂窓枠。
9. 前記枠は、プリプレグハンドレイアップ方法により製造される、請求項１に記載の複合樹脂窓枠。
10. 飛行機用の複合樹脂窓枠アセンブリであって、請求項１に記載の複合樹脂窓枠を備え、前記複合樹脂窓枠は、前記内側フランジに取付けられた１つ以上の飛行機窓用透明部材を有し、前記枠および窓の組合せは、飛行機胴体の窓開口部に設置され、それにより、前記枠の前記外側フランジは、前記複合胴体に堅固に取付けられ、それにより、前記複合樹脂窓枠アセンブリは、その圧縮荷重、せん断荷重、および応力荷重を担持して、前記複合樹脂胴体に伝達する、複合樹脂窓枠アセンブリ。
11. 前記窓用透明部材は、２つ以上の個々の透明部材の積層を含む、請求項１０に記載の複合樹脂窓枠アセンブリ。
12. 前記窓用透明部材は、延伸アクリル透明部材である、請求項１０に記載の複合樹脂窓枠アセンブリ。
13. 前記窓用透明部材は、シール材により、前記窓枠の前記内側フランジに取付けられる、請求項１０に記載の複合樹脂窓枠アセンブリ。
14. 前記シール材はゴムシール材である、請求項１０に記載の複合樹脂窓枠アセンブリ。
15. 前記外側フランジは、機械的締結手段により、前記飛行機の前記複合胴体に取付けられる、請求項１０に記載の複合樹脂窓枠アセンブリ。
16. 飛行機の複合樹脂胴体に設置するための複合樹脂窓枠を製造する方法であって、前記複合樹脂窓枠は、航空機の窓用透明部材を受けて堅固に取付けるための内側フランジと、飛行機胴体に接続するように適合された外側フランジとを、さらに別の強度向上部材なしに有し、前記方法は、
    ａ．硬化性プラスチック樹脂の複合マトリックスおよび補強用繊維材料を、予め定められた形状および寸法の枠成形工具内に装填するステップと、
    ｂ．前記成形部品を硬化させるために、十分な熱および圧力を用いて前記複合樹脂枠を成形するステップと、
    ｃ．複合樹脂窓枠部品を提供するために、前記成形部品を冷却するステップとを含む、方法。
17. 前記成形するステップは、プリプレグハンドレイアップ工程により行なわれる、請求項１６に記載の複合樹脂窓枠を製造する方法。
18. 前記成形するステップは、ホットドレープ成形、テープ積層、シート成形化合物を用いた製作、トウテーププレースメント、スリットテーププレースメント、樹脂トランスファー成形、液体樹脂注入、樹脂膜注入、バルク樹脂注入、補強された熱可塑性積層、樹脂射出成形、圧縮成形、および樹脂トランスファー成形から選択される工程によって行なわれる、請求項１６に記載の複合樹脂窓枠を製造する方法。
19. 前記プラスチック樹脂は硬化性エポキシ樹脂である、請求項１６に記載の複合樹脂窓枠を製造する方法。
20. 前記補強用繊維は、炭素繊維またはガラス繊維、およびそれらの混合物である、請求項１６に記載の複合樹脂窓枠を製造する方法。
21. 枠成形工具には、樹脂マトリックス挿入物、金属挿入物、または金属複合物ハイブリッド挿入物を含む、事前に製作された挿入物が事前に装着される、請求項１６に記載の複合樹脂窓枠を製造する方法。
22. 前記締結手段は機械的リベットである、請求項１５に記載の複合樹脂窓枠アセンブリ。

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