JP2010507530A - 翼パネル構造 - Google Patents

Abstract

航空宇宙機などのための翼パネル構造は、所定の厚さを有する材料の外側層を含んでもよい。コア構造は、少なくとも材料の外側層の一部分の上に置かれてもよい。材料の内側層は、少なくともコア構造の上に配置されてもよい。材料の内側層は、材料の外側層の所定の厚さよりも薄い選択される厚さを有してもよい。

Description

発明の背景
この発明は、航空機、航空宇宙機などに関し、より具体的には、航空機または航空宇宙機のための翼パネル構造に関する。

胴体、翼、および他の構成部品などの航空機構造は、できる限り軽量でありながら通常の運転中に予想される荷重および応力に耐えることができるものでなくてはならない。さらに、この構造は、空気抵抗を最小化し、効率的な運転および燃料節減を促進する大きさおよび形状である必要がある。空気抵抗を最小化するためには、翼先端寄りの翼型およびパネルは、深さが非常に浅いまたは薄型であってもよいが、高荷重に耐えることも可能でなければならない。深さが浅いことにより、翼パネルの内部へのアクセスが制限されることがある。典型的な翼構造は、航空機の主外板に取付けられるストリンガを使用して剛性を高める。ストリンガは、余分に深さを必要とすることがあり、これは、空気抵抗を増大させるおそれがある。さらに、ストリンガは、主外板に接着またはボルト留めしなければならない別個の部品であり、これにより、設計および製造コストが増大することがある。

発明の簡単な概要
この発明のある実施例に従って、航空宇宙機などのための翼パネル構造は、所定の厚さを有する材料の外側層を含んでもよい。コア構造は、少なくとも材料の外側層の一部分の上に置かれてもよい。材料の内側層は、少なくともコア構造の上に置かれてもよい。材料の内側層は、材料の外側層の所定の厚さよりも薄い選択される厚さを有してもよい。

この発明の別の実施例に従って、航空宇宙機などのための翼パネル構造は、所定の厚さを有する材料の外側層を含んでもよい。コア構造は、材料の外側層の一部分の上に置かれてもよく、材料の内側層は、少なくともコア構造の上に形成されてもよい。補強材は、外側層の別の部分の上に置かれてもよく、支持リブは、材料の外側層の上に、補強材とコア構造および材料の内側層を含むアセンブリとの間に置かれてもよい。

この発明の別の実施例に従って、航空宇宙機は、胴体と胴体から延在する翼とを含んでもよい。翼は、複数の翼パネル構造を含んでもよい。翼パネル構造各々は、所定の厚さを有する材料の外側層を含んでもよい。コア構造は、少なくとも材料の外側層の一部分の上に置かれてもよい。材料の内側層は、少なくともコア構造の上に形成されてもよい。材料の内側層は、材料の外側層の所定の厚さよりも薄い選択される厚さを有してもよい。

この発明の別の実施例に従って、翼パネル構造の製造方法は、所定の厚さを有する材料の外側層を形成するステップと、コア構造を少なくとも材料の外側層の一部分の上に置くステップとを含んでもよい。この方法は、少なくともコア構造の上に配置される材料の内側層を形成するステップも含んでもよく、材料の内側層は、材料の外側層の所定の厚さよりも薄い選択される厚さを有してもよい。

請求項によってのみ定義されるこの発明の他の局面および特徴は、以下の限定されないこの発明の詳細な説明を、添付の図面に関連して検討すると、当業者にとって明らかとなるであろう。

この発明のある実施例に従う翼パネル構造の側面図である。 図１の翼パネル構造の線２−２に沿う断面図である。 図１の翼パネル構造の線３−３に沿う断面図である。 この発明のある実施例に従う翼パネル構造の製造方法の例のフローチャートである。 この発明のある実施例に従う翼パネル構造を含む航空機の例の説明図である。

発明の詳細な説明
以下の実施例の詳細な説明は、添付の図面を参照し、この図面は、この発明の特定の実施例を説明する。異なる構造および操作を有する他の実施例は、この発明の範囲から逸脱しない。

図１は、この発明のある実施例に従う翼パネル構造１００の側面図である。翼パネル構造１００は、航空機、航空宇宙機などの翼のために用いられてもよい。図２も参照して、図２は、図１の翼パネル構造１００の線２−２に沿って取った断面図である。翼パネル構造１００は、所定の厚さ「Ｔ」を有する材料の外側層１０２を含んでもよい。外側層１０２は、翼面荷重の大部分を主として支えるまたは耐える構造を含んでもよい。したがって、材料の外側層１０２は、材料の多数のプライを含んでもよい。この材料は、多数のエポキシ樹脂一方向性テーププライまたは同様の材料を含み、翼パネル構造１００が組込まれる翼上の一切の荷重を主として支える構造を提供してもよい。外側層１０２の材料の多数のプライは、翼パネル構造の他の構成部品よりも強度の高い仕様に従って硬化され処理されてもよい。この強度のより高い仕様は、典型的に、華氏（Ｆ）約３００から約４００度の温度および約８０から約１００ｐｓｉの圧力での硬化を含む。したがって、外側層１０２の多数のプライは、翼パネル構造１００の他の構成部品が重ねられるまたは形成される前に硬化され処理されてもよい。以下により詳細に説明するこの発明の別の実施例において、翼パネル構造１００全体は、組立てられてから、強度のより高い仕様に従って硬化されてもよい。

翼パネル構造１００は、少なくとも外側層１０２の一部分１０６の上に置かれるまたは重ねられるコア構造１０４も含んでもよい。コア構造１０４は、ハニカム式構造または同様の軽量構造であって外側層１０２に支えを追加してもよく、空気抵抗を減少しながらも強度を最大限にするために翼のこの部分の断面を最小限にすることを可能にする。コア１０４のためのハニカム式構造は、航空宇宙産業で周知のように、複合材料または同様の材料であってもよい。

翼パネル構造１００は、外側層１０２の上に配置されるまたは形成される、ガラス繊維、チタン、アルミニウム、銅または他の非破壊検査（ＮＤＩ）反射性材料などからなる層１０８も含んでもよい。ＮＤＩ反射性材料の層１０８は、層１０２にある多数のプライと翼パネル１００の他の重要な構造特性との結合の完全性の確認などの翼パネル構造の検査をしやすくしてもよい。

材料の内側層１１０は、少なくともコア構造１０４の上に重ねられまたは形成されてもよい。図１に示すように、内側層は、外側層１０２またはＮＤＩ反射材料の層１０８の上にも重ねられてもよい。内側層１１０は、繊維の複数のプライを含んでもよい。繊維の複数のプライは、航空宇宙品質の炭素繊維織物または同様の材料であってもよい。内側層１１０または繊維の複数のプライは、約２００から約３００度Ｆの温度および約４０から５０ｐｓｉの圧力で処理されてもよい。図２に最もよく示すように、内側層１１０は、材料
の外側層１０２の所定の厚さ「Ｔ」よりも薄い選択される厚さ「ｔ」を有してもよい。前述したように、外側層１０２は、翼面荷重を主として支えることが期待される。材料のより少ないプライを有する内側層１１０は、翼パネル１００の重量および製造コストを低減する。材料の外側層１０２プライは、自動化された機械によって敷設されてもよい。内側層１１０プライは、手によってまたは機械によって敷設されてもよい。

図３も参照して、図３は、図１の翼パネル構造１００の線に沿う断面図である。翼パネル構造１００は、補強材１１２も含んでもよい。補強材１１２は、外側層１０２またはＮＤＩ層１０８の上に、翼パネル１００の別の部分１１４に形成されまたは重ねられてもよい。翼パネル１００の部分１０６は、空気抵抗を減じながらも予想を超過する一切の翼面荷重に対処するのに十分な強度を提供するために大幅により小さい翼断面が所望される翼の翼先端寄りの部分であってもよい。他の部分１１４は、翼の断面がより大きくなることができる翼の胴体中心寄りの部分であってもよい。補強材１１２は、「Ｉ」字型断面補強材、「Ｔ」字型断面補強材、または同様の構造部材であってもよい。補強材は、複合材料または他の軽量高強度材料であってもよい。

翼パネル構造１００は、支持リブ１１６も含んでもよい。支持リブ１１６は、材料の外側層１０２の上にまたはＮＤＩ層１０８の上に形成されまたは重ねられてもよい。支持リブ１１６は、補強材１１２とコア構造１０４および内側層１１０を含むアセンブリ１１８との間に配置されてもよい。支持リブ１１６は、複合材料または他の軽量高強度材料であってもよい。この発明のある実施例において、内側層１１０は、リブ１１６の下に延在してもよく、補強材１１２の底部フランジ１２２の一部分１２０の上に重なってもよい。リブ１１６は、内側層１１０に接合されまたは取付けられてもよく、内側層１１０は、硬化または処理中に底部フランジ１２２の部分１２０に接合されまたは一体形成されてもよい。

図４は、この発明のある実施例に従う翼パネル構造の製造方法４００の例のフローチャートである。方法４００は、図１の翼パネル構造１００の製造に用いられてもよい。ブロック４０２において、材料の多数のプライを、工具表面などの上に形成または重ねてもよい。前述したように、材料のプライを、重ねてまたは形成し、翼面荷重の大部分を主として支えるまたは耐えるようにしてもよい。多数のプライは、自動化された機械によって重ねてもよい。多数のプライは、自動化されたテープ敷設機械などによって敷設されてもよい強化されたエポキシ樹脂一方向性テーププライまたは同様のテーププライであってもよい。

ブロック４０４において、材料の外側プライを、高強度仕様に従って硬化し処理してもよい。前述したように、強度のより高い仕様は、典型的に、約３００から約４００度Ｆの温度および約８０から約１００ｐｓｉの圧力で硬化することを含む。この発明の別の実施例において、翼パネル構造は、実質的に完全に組立てられてもよく、その後、以下に説明する１つのステップにおいて硬化され処理されてもよい。

ブロック４０６において、前述したのと同様に、ガラス繊維、チタン、アルミニウム、銅または他のＮＤＩ反射性材料からなる層を、形成または重ねてもよい。

ブロック４０８において、コア構造またはアセンブリを、外側層またはプライの外側層の上に形成または重ねてもよい。前述したように、コア構造は、ハニカム式構造もくはアセンブリ、または他の軽量高強度構造であってもよい。

ブロック４１０において、材料の複数の内側プライを形成または重ねてもよい。内側プライは、繊維の選択される数のプライであってもよい。前述したように、内側プライまた
は層は、外側層またはプライよりも相当薄い厚さを有してもよい。コア構造および内側層またはプライは、図１における断面または部分１０６と同様に、翼パネルアセンブリの翼先端寄りの翼パネル部分を規定してもよい。

ブロック４１２において、ストリンガまたは胴体中心寄りのストリンガまたは補強材を、形成または重ねてもよい。ストリンガまたは補強材は、図１の補強材またはストリンガ１１２または他の支持構造と同様に、「Ｉ」字型断面または「Ｔ」字型断面補強材またはストリンガであってもよい。

ブロック４１４において、翼パネルの最終アセンブリを硬化し処理してもよい。外側プライの後からコア構造および内側繊維プライを加えることによって、最終アセンブリを、外側層と比較してより安価な繊維および内側プライの数の制限を可能にするより低い製造仕様に従って処理することが可能となる。

別の実施例において、翼パネル構造は、実質的に完全に組立てられてから１つのステップ中で硬化または処理されてもよい。この実施例において、最終アセンブリは、より強度の高い仕様に従って硬化または処理されてもよい。

図５は、この発明のある実施例に従う翼パネル構造５０２を含む航空機５００の例の説明図である。翼パネル構造５０２は、図１の翼パネル構造１００と同様の構造を有してもよい。翼パネル構造５０２は、航空機５００の翼５０４の一部を形成してもよい。翼５０４は、航空機５００の胴体５０６から延在してもよい。翼パネル構造５０２は、必ずしも原寸に比例しておらず、翼パネル構造５０２が翼５０４の形成においてどのように用いられ得るかを説明するに過ぎない。翼は、複数のこのようなパネルを含んでもよい。

図中のブロック図は、この発明のさまざまな実施例に従うシステムおよび方法の可能性のある実現化例の構成、機能、および操作を説明する。この点に関して、ブロック図中の各ブロックは、モジュール、構成部品、要素、またはセグメントを表わすこともある。いくつかの代替的な実現化例において、ブロックに記された機能は、図中に記された順序を逸脱して起こることもあることが留意されるべきである。たとえば、連続して示された２つのブロックは、実際には、実質的に同時に実行されることもあり、または、これらブロックは、時として逆の順序で実行されることもあり、関係する機能による。ブロック図の各ブロックおよびブロック図中のブロックの組合せは、特定の機能もしくは作用を実行する特殊目的ハードウェアベースのシステム、または特殊目的ハードウェアの組合せによって実現化することができることも留意されるべきである。

この明細書中で用いられる用語は、特定の実施例を説明することのみを目的としており、この発明を限定することを意図するものではない。この明細書中で用いられる、単数形（ａ、an、the）は、文脈が明らかにそれ以外を示さない限り、複数形も含むことを意図するものである。用語「備える」および「含む」（comprise）は、この明細書中で用いられるとき、記載された特徴、整数、ステップ、操作、要素、および／または構成部品の存在を特定するが、１つ以上の他の特徴、整数、ステップ、操作、要素、構成部品、および／またはそのグループの存在または追加を排除するものではないことがさらに理解されるであろう。

この明細書において、特定の実施例が図示され説明されたが、同じ目的を達成することを意図される任意の配置で示された特定の実施例を置き換えてもよく、この発明は他の環境において他の用途を有することを、当業者は理解する。この出願は、この発明の一切の変更または変形を包含することを意図するものである。以下の請求項は、この発明の範囲を、この明細書中に説明された特定の実施例に限定することを決して意図するものではな
い。

Claims (39)

1. 航空宇宙機のための翼パネル構造であって、
   所定の厚さを有する材料の外側層と、
   少なくとも前記材料の外側層の一部分の上に置かれるコア構造と、
   少なくとも前記コア構造の上に形成される材料の内側層とを備え、前記材料の内側層は、前記材料の外側層の前記所定の厚さよりも薄い選択される厚さを有する、航空宇宙機のための翼パネル構造。
2. 前記材料の外側層は、翼面荷重を主として支える構造を含む、請求項１に記載の翼パネル構造。
3. 前記材料の外側層は、材料の多数のプライを含む、請求項１に記載の翼パネル構造。
4. 前記材料の多数のプライは、前記コア構造および前記材料の内側層よりも強度の高い仕様に従って硬化され処理され、前記コア構造および前記材料の内側層が前記翼パネル構造上に置かれる前に硬化され処理される、請求項３に記載の翼パネル構造。
5. 前記材料の多数のプライは、多数のエポキシ樹脂一方向性テーププライを含む、請求項３に記載の翼パネル構造。
6. 前記多数のエポキシ樹脂一方向性テーププライは、前記コア構造および前記材料の内側層を置く前に硬化され処理される、請求項５に記載の翼パネル構造。
7. 前記材料のプライは、翼パネルの範囲にわたって連続している、請求項３に記載の翼パネル構造。
8. 前記材料の外側層と前記コア構造の間に形成される非破壊検査（ＮＤＩ）反射性材料の層をさらに備える、請求項１に記載の翼パネル構造。
9. 前記コア構造は、ハニカム式構造を含む、請求項１に記載の翼パネル構造。
10. 前記外側層、前記コア構造、および前記内側層は、硬化前に組立てられる、請求項１に記載の翼パネル構造。
11. 前記外側層、前記コア構造、および前記内側層は、強度のより高い仕様に従って硬化され処理される、請求項１に記載の翼パネル構造。
12. 前記強度のより高い仕様は、約３００から約４００度Ｆの温度範囲および約８０から約１００ｐｓｉの圧力での硬化を含む、請求項１１に記載の翼パネル構造。
13. 前記材料の内側層は、繊維の複数のプライを含む、請求項１に記載の翼パネル構造。
14. 少なくとも前記材料の外側層の上に形成される補強材と、
    前記材料の内側層の上に、前記補強材と前記コア構造および前記材料の内側層を含むアセンブリとの間に形成される補強リブとをさらに備え、前記材料の内側層は、前記サポートリブの下に延在し、前記補強材の底部フランジの一部分と重なる、請求項１に記載の翼パネル構造。
15. 前記補強材は、Ｉ字型断面補強材とＴ字型断面補強材とを含むグループを含む、請求項
    １４に記載の翼パネル構造。
16. 前記補強材は、前記コア構造と前記材料の内側層とを含む前記アセンブリから胴体中心寄りにある、請求項１４に記載の翼パネル構造。
17. 航空宇宙機のための翼パネル構造であって、
    所定の厚さを有する材料の外側層と、
    前記材料の外側層の一部分の上に置かれるコア構造と、
    少なくとも前記コア構造の上に形成される材料の内側層と、
    前記外側層の別の部分の上に置かれる補強材と、
    前記材料の外側層の上に、前記補強材と前記コアおよび前記材料の内側層を含むアセンブリとの間に置かれる支持リブとを備える、航空宇宙機のための翼パネル構造。
18. 前記材料の外側層は、翼面荷重を主として支える構造を含む、請求項１７に記載の翼パネル構造。
19. 前記材料の外側層は、材料の多数のプライを含む、請求項１７に記載の翼パネル構造。
20. 前記材料の多数のプライは、前記コア構造および前記材料の内側層よりも強度の高い仕様に従って硬化され処理され、前記コア構造および前記材料の内側層が前記翼パネル構造の上に配置される前に硬化され処理される、請求項１９に記載の翼パネル構造。
21. 前記材料の外側層と前記コア構造の間に配置される非破壊（ＮＤＩ）反射性材料の層をさらに備える、請求項１７に記載の翼パネル構造。
22. 前記コア構造は、ハニカム式構造を含む、請求項１７に記載の翼パネル構造。
23. 前記補強材は、複合材料からなるストリンガを含む、請求項１７に記載の翼パネル構造。
24. 前記補強材は、前記コア構造と前記材料の内側層を含む前記アセンブリから胴体中心寄りにある、請求項１７に記載の翼パネル構造。
25. 航空宇宙機であって、
    胴体と、
    前記胴体から延在する翼とを備え、前記翼は、複数の翼パネル構造を含み、前記翼パネル構造各々は、
    所定の厚さを有する材料の外側層と、
    少なくとも前記材料の外側層の一部分の上に置かれるコア構造と、
    少なくとも前記コア構造の上に形成される材料の内側層とを含み、前記材料の内側層は、前記材料の外側層の前記所定の厚さよりも薄い選択される厚さを有する、航空宇宙機。
26. 前記翼パネル構造各々の前記材料の外側層は、翼面荷重を主として支える構造を含む、請求項２５に記載の航空宇宙機。
27. 前記翼パネル構造各々の前記材料の外側層は、材料の多数のプライを含み、前記材料の多数のプライは、前記コア構造および前記材料の内側層よりも強度の高い仕様に従って硬化され処理され、前記コア構造および前記材料の内側層が前記翼パネル構造の上に配置される前に硬化され処理される、請求項２５に記載の航空宇宙機。
28. 前記翼パネル構造各々の前記材料の外側層と前記コア構造の間に配置される非破壊検査（ＮＤＩ）材料の層をさらに備える、請求項２５に記載の航空宇宙機。
29. 前記翼パネル構造各々の前記コア構造は、ハニカム式構造を含む、請求項２５に記載の航空宇宙機。
30. 翼パネル構造の製造方法であって、
    所定の厚さを有する材料の外側層を形成するステップと、
    少なくとも前記材料の外側層の一部分の上にコア構造を置くステップと、
    少なくとも前記コア構造の上に配置される材料の内側層を形成するステップとを備え、前記材料の内側層は、前記材料の外側層の前記所定の厚さよりも薄い選択される厚さを有する、方法。
31. 前記材料の外側層を形成するステップは、翼面荷重を主として支える構造を形成するステップを含む、請求項３０に記載の方法。
32. 前記材料の外側層を形成するステップは、
    材料の多数のプライを重ねるステップと、
    前記材料の多数のプライを、前記コア構造および前記材料の内側層よりも強度の高い仕様に従って硬化し処理するステップとを含む、請求項３０に記載の方法。
33. 前記材料の外側層の前記材料の多数のプライは、前記コア構造および前記材料の内側層が前記翼パネル構造の上に配置される前に硬化され処理される、請求項３２に記載の方法。
34. 前記材料の外側層と前記コア構造の間にＮＤＩ反射性材料の層を形成するステップをさらに備える、請求項３０に記載の方法。
35. 前記コア構造を置くステップは、ハニカム式構造を置くステップを含む、請求項３０に記載の方法。
36. 前記材料の内側層を形成するステップは、繊維の多数のプライを敷設するステップを含む、請求項３０に記載の方法。
37. 少なくとも前記材料の外側層の上に補強材を置くステップと、
    前記材料の内側層の上に、前記補強材と前記コア構造および前記材料の内側層を含むアセンブリとの間に支持リブを置くステップとをさらに備え、前記材料の内側層は、前記支持リブの下に延在し、前記補強材の底部フランジの一部分と重なる、請求項３０に記載の方法。
38. 前記材料の内側層を形成するステップの後に前記翼パネル構造を硬化するステップをさらに備える、請求項３０に記載の方法。
39. 前記翼パネル構造を硬化するステップは、約３００から約４００度Ｆの範囲の温度および約８０から約１００ｐｓｉの圧力を加えるステップを含む、請求項３８に記載の方法。

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