JP2011519763A - 部品製造装置、部品製造方法及び部品 - Google Patents

Abstract

本発明は航空機体構造内で機体セル外板3を環状ギャップ1及び/又はストリンガー2,66に取り付ける為のアングル材56に関し、前記アングル材56は下側及び上側ダイ34,50を有する一軸圧縮機内で少なくとも3つの折れ線11-13に沿って繊維強化熱可塑性材料からなる平板状素材6が単一変形されることで形成される。下側及び上側ダイ34,50の間にはヒンジ23-25を有する締結フレーム18が配置され、前記素材6は好ましくは周縁に配置された複数の(引張)バネ27を介して前記締結フレーム18に支持される。本発明は、又、簡単な単一ストロークプレス機によって自己固定型アングル材56等の部品を製造する方法、及び、そのような部品に関する。
【選択図】図５

Description

本発明は、機体セル外板を航空機の環状形成体に連結する為のアングル材等の部品の製造装置に関し、前記部品は圧縮成型装置内において平板状の素材が単一の工程で少なくとも３本の折れ線に沿って変形されることで形成され、前記素材は繊維強化熱可塑性プラスチック材料を用いて形成される。

本発明は、さらに、前記製造装置を用いてこの種の部品を製造する方法及び自己固定型アングル材(auto-stabilized angle)等の部品に関する。

従来のアルミニウム部位工法においては、航空機の機体は、一般的に、直列に配置され且つ囲繞横断方向シームによって連結される複数の機体部位によって製造され、少なくとも２つの胴体セグメントは長手方向シームによって連結される。質量を低減させる為に、前記機体部位又は胴体セグメントは、多くの部分で複合材料、特には炭素繊維強化プラスチック材料（ＣＦＲＰ）を用いて製造される。この工法においては、ＣＦＲＰ機体セル外板は、ＣＦＲＰ形状部品を用いて形成される環状形成体によって内部的に強化される。ＣＦＲＰ長手方向補強形状部品（ストリンガー形状体）は、前記機体セル外板の内表面上において機体部位の長手方向に平行に配置され、周縁に亘って均一に分布される。ＣＦＲＰ機体セル外板の製造において、前記ストリンガー形状体は前記ＣＦＲＰ機体セル外板と一体形成され得る。前記環状形成体及び前記機体セル外板の連結はアングル材（所謂、クリップ）を用いて行われる。前記アングル材は、前記環状形成体に載置される一面と前記機体セル外板に載置される他面と前記ストリンガーを連結する為のアングルとを有している。前記アングル材の前記環状形成体への連結及び前記機体セル外板への連結は、接着剤、リベット、ねじ、溶接又はこれらの方法の組み合わせの何れかによって行われる。

アルミニウムアングル材、ＣＦＲＰ環状形成体及びＣＦＲＰ機体セル外板の当接領域における腐食問題を避ける為、さらには、質量をより低減させる為に、前記アングル材は、アルミニウムシートから切り落とされることで形成される代わりに、繊維強化プラスチック材料を用いて製造される。炭素繊維強化熱硬化性プラスチックを用いて多くの部品点数（仕様に応じて、機体毎に最大１０，０００ピース）が要求されるアングル材を製造することは、その際に必要な硬化工程の為に大変に時間を要し、従って、炭素繊維強化熱可塑性プラスチックを用いて形成されたプレート状の半製品が用いられている。

繊維強化熱可塑性プラスチックからなるプレート状の半製品の製造においては、従来のシート状金属形成品とは異なり、熱処理の繰り返しを防止する為に単一の変形工程において部品を製造（成形及び強化）することが望ましい。まず、加工前の素材の全体が加熱されて融点を越えると、圧縮成型機内に配置された上側ダイ及び下側ダイを用いて最終品に成形され且つ補強される。この際に、一軸成型プレス機を用いると、下側ダイに対する上側ダイの直線的な閉動作のみによって可塑化された炭素繊維強化熱可塑性材料を所望位置に配置させる必要がある。この要求は、部品の設計に大きな制限を加える。仮に、部品に関する製造仕様が、例えばアルミニウムシート金属形成体においては容易に実行され得る複数の連続変形工程を要求する場合には、このような製造仕様は、これまでは繊維強化熱可塑性プレートにおいては実行不可能であった。なぜなら、繊維強化熱可塑性プレートは製品全体が完全に溶融、即ち、可塑化されなければならず、連続した成形工程（圧縮成型工程）において再び強化、即ち、加工品の表面全体が高圧を受けなければならないからである。

さらに、熱可塑性半製品の変形においては、所謂「層間スライド(interlaminar slide)」が必ず生じること、即ち、炭素繊維強化熱可塑性プレート内において重合された繊維層が内部的及び外部的に異なる変形半径によって引き起こされる互いに対する相対移動を行うことは考慮されるべきである。従って、繊維強化の進行及び完全性は変形工程において損なわれ得る。

さらに、素材は、航空機の長手方向に沿って生じる力を吸収可能な所謂「自己固定型(auto-stabilized)」アングル材に変形される。この方法は、質量の付加及び組立作業の付加を招く個々のアングル材に対する追加の固定部材（所謂「スタビロ(stabilo）」の不要化を奏する。

本発明の目的は、繊維強化熱可塑性プラスチック材料からなる平坦な平板状素材から複雑な三次元部品、特には自己固定型で、一体型で且つ耐腐食性を有するアングル材（所謂、「クリップ」）を、特には上側ダイ及び下側ダイを有する一軸圧縮成型装置を用いて、一度の変形工程によって製造することである。

前記目的は、まず、請求項１の特徴を有する装置によって達成される。

少なくとも１つのヒンジを有する装着フレームが下側ダイ及び上側ダイの間に配置され且つ素材が前記装着フレームに固着、特には懸架されていることにより、初期状態においては平板状の素材が簡潔な構造の一軸圧縮成型装置によって一工程又は一変形工程によって自己固定型アングル材に変形可能とされ、結果的に三本の折れ線は略９０°の角度で互いに交差する。この構成においては、折れ構造は生じず且つ熱可塑性素材における強化繊維配列の方向性及び一体性は損なわれず、これにより、後続する工程によって完成されるアングル材は理想的な静的特性を有し得る。前記素材は、好ましくは、炭素繊維強化熱可塑性プレート（所謂、「オルガノシート(orgaano-sheet）」）から分離される。特に、高性能熱可塑性ポリマー、例えば、ポリエーテル・エーテル・ケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、ポリエーテル・エーテル・ケトン・ケトン（ＰＥＫＫ）、ポリフェニレン・サルファイド（ＰＰＳ）又はこれらの種々の組み合わせが繊維強化構造体を含む熱可塑性基質の形成に最適である。

有利な形態によれば、前記素材は、複数の弾性部材、特には（引張）バネによって前記装着フレームに懸架される。前記素材の周縁を弾性的に懸架することによって、互いに対して略直交する３本の折れ線に沿った折れ構造が生じる危険を回避しつつ、可塑化状態での同時の変形が可能となり、層間スライドが阻害されることなく且つ最適な機械強度及び部品公差が得られる。

前記装置のさらなる有利な形態においては、前記装着フレームには少なくとも２つの部位が備えられ、前記部位は少なくとも１つのヒンジによって折り畳み可能とされる。前記装着フレームをヒンジ連結された部位を有する構造とすることにより、個々の部位を揺動させることによって前記装着フレームを前記下側ダイに正確に係合させることができる。前記装着フレームの所謂「初期状態」においては全ての部位は単一平面内に配置され、一方、所謂「成型状態」においては前記部位は前記ヒンジを介して互いに対して傾倒又は揺動され、これにより、前記複数の部位はそれぞれ下側ダイの外形状に従うことができる。

他の形態においては、前記複数の部位の各々は略Ｌ字状に形成される。従って、前記部位が互いに対して適切に揺動された場合には、前記部位は前記下側ダイに対して全ての側面に当接するように配置され、その形状は、例えば、三面ピラミッドに対応する。

前記装置のさらなる有利な形態は他の請求項に規定されている。

さらに、本発明の目的は下記工程を含む請求項１３の方法によって達成される。
ａ）繊維強化熱可塑性プラスチック材料を用いて形成された平板状の素材を装着フレームに装着させる工程、
ｂ）前記素材を加熱する工程、
ｃ）前記装着フレームを下側ダイ上に配置させる工程、及び
ｄ）圧縮成型装置内で前記下側ダイ及び上側ダイを押圧させる工程

前述の方法は、構造簡単な、特には一軸圧縮成型装置内で一変形工程によって平板状素材から自己固定型アングル材を製造することを可能とする。

変形作業の最後に、前記アングル材はトリミング又はエッジ処理によって所定の所望形状に形成される。これによって、層間スライドの結果として生じる傾斜エッジは同時に直角に切断され、（引張）バネを吊り下げる為に必要とされた（保持）孔を有する領域は切り落とされる。最後に、例えば機械穿孔作業によって前記アングル材に取付孔が形成される。これに代えて、前記取付孔を変形作業の前に行うことも可能である。さらに、変形されたアングル材へのトリミング作業及び取付孔の形成を非切断方法、例えばレーザービーム又はウォータージェット切断方法によって行うことも可能である。

さらに、本発明の目的は請求項１９に係る部品によっても達成される。自己固定型アングル材が繊維強化熱可塑性プラスチック材料を用いて形成されいるという事実から、まず、ＣＦＲＰ部品に関連した腐食問題は取り除かれる。さらに、自己固定特性の為に航空機の機体セル構造内に環状形成体を支持する為の追加部材を備える必要が無い為に、自己固定型アングル材は構造簡略化を図りつつ質量を大幅に低減させ得る可能性を提供する。

前記装置、前記方法及び前記部品のさらなる有利な形態は他の請求項に規定されている。

図１は、従来のアルミニウム連結アングル材（所謂、「クリップ」）を示している。 図２は、繊維強化プラスチック材料を用いて形成された素材であって、後続する工程において変形される素材を示している。 図３は、素材が懸架された状態の装着フレームの平面図を示している。 図４は、下側ダイの斜視図である。 図５は、装着フレーム及び素材が所定位置に配置された状態の下側ダイを示している。 図６は、上側ダイの斜視図である。 図７は、変形された自己固定型アングル材の斜視図である。

各図において、同一構成部材には同一の参照番号が付されている。

図１は、適当な高抵抗アルミニウム合金から圧縮成形装置又はチルト装置内における少なくとも一つの変形工程によって製造される従来の（アルミニウム）アングル材（所謂、「クリップ」）を示している。

環状形成体１及び長手方向補強部材、特にストリンガー２は、航空機の機体セル構造内の機体セル外板３と共に交差領域においてアルミニウムアングル材４によって互いに連結されている。図示の形態においては、交差点を備えた前記構成部品の機械的連結は複数のリベット５によって達成される。

図２は、適宜の繊維強化熱可塑性材料を用いて形成された平板状素材であって、本発明に係る装置によって変形される平板状素材を示している。初期状態においては平板状の熱可塑性プラスチック材料の繊維強化プレート、好ましくは炭素繊維で補強された素材６は、囲繞エッジ領域９を形成しつつ内側輪郭８を囲む外側輪郭７を有している。前記内側輪郭８及び戦記外側輪郭７の間に画される前記エッジ領域９には複数の（保持）孔が形成されており、そのうちの一つの（保持）孔に前記エッジ領域９に設けられた他の全ての孔を代表して参照符号１０が付されている。前記エッジ領域９内に前記複数の孔を設ける目的は、（引張）スプリングを介して装着フレーム内に前記素材６を弾性的に懸架する為である。前記内側輪郭８内の複数の孔は後の工程、即ち、変形工程の終わりまで前記素材６又はアングル材に形成されず、その複数の孔は航空機の機体セルの構造部材（形成体、ストリンガー、機体セル外板）への連結の為に用いられる。

前記素材６は、一点鎖線で示された折れ軸又は折れ線１１〜１３に沿って変形される。前記折れ線１１〜１３によって、（後続する工程で形成される）１つの支持フランジ１７又はストリンガーフランジと共に（後続する工程で形成される）２つの形成体フランジ１４，１５及び（後続する工程で形成される）１つの外板フランジ１６が画されている。前記２つの形成体フランジ１４，１５は形成体を前記素材６を変形することによって形成されるアングル材に連結するものとして作用し、一方、前記外板フランジ１６は前記機体セル外板への連結を保証する。前記支持フランジ１７は、航空機の長手方向、即ち、ストリンガーに平行に作用する力を吸収する為に用いられ、従って、所謂、スタビロス(stabilos)の役目を請け負う。さらに、前記支持フランジ１７及び前記ストリンガーの間の連結は、例えばリベットによって行われ得る。

前記折れ線１１〜１３の両側には、それぞれ、線が延びている点に留意すべきである。この線には符号が付されていないが、後続する工程における変形領域（例えば図７参照）を示している。前記折れ線１１の両側に延びる線は、理想的には、若干湾曲された外板フランジ１６が湾曲された機体セル外板に対して装着部位で完全な表面を形成しつつ載置されるような湾曲を有するものとされる。前記折れ線１１，１２は単一の線上に延びるか、もしくは、互いに対して平行な状態で若干変位される。一方、前記折れ線１３は前記２つの折れ線１１，１２に対して約９０°の角度を形成するように延びている。

図３は、図２に示された前記素材６が平面状で、折られてない、所謂「初期状態」で懸架されている装着フレームを示している。前記素材６は装着フレーム１８に弾性的にバネ連結された状態で懸架されている。前記装着フレーム１８は、３つのヒンジ２３〜２５を介して折り畳み可能に連結された４つの部分又は部位１９によって形成されている。前記ヒンジ２３〜２５におけるストラップは前記部位の領域に２つの波線によって示されている。前記ヒンジ２３〜２５によって、前記部位１９〜２２は３つの黒い双方向矢印２６で示される方向に揺動可能とされ、それぞれ互いに対して１２０°までの範囲で揺動可能とされている。なお、図３の初期状態においては前記部位１９〜２２は互いに対して０°の角度をなしている。上方から見ると、前記４つの部位１９〜２２の各々は略Ｌ字状をなしており、例えば、断面矩形状の金属平板状部材を用いて形成される。

前記素材６を弾性的にバネ懸架する為に複数の（引張）螺旋バネが使用されており、そのうちの１つに残りを代表して参照符号２７が付されている。前記（引張）バネ２７は、前記素材６の外側輪郭７回りに分散して配置されている。前記バネ２７は、例えばねじによって装着されており、そのうちの１つのねじに参照符号２８が付されている。前記（引張）バネ２７の一端部は前記装着フレーム１８の部位１９にねじ２８によって固着され、一方、前記一端部とは反対側を向く前記バネ２７の他端部は前記素材６内の前記孔１０内に吊り下げられている。前記（引張）バネ２７は前記部位１９〜２２の前記孔に直接的に固着され得る。

前記折れ線１１〜１３は、前記ヒンジ２３〜２５の３つの揺動軸線２９〜３１に略一致している。好ましくは、前記バネは、前記装着フレーム１８の上側又は下側に段差又は肉厚部が形成されないように前記装着フレーム１８に取り付けられる。かかる構成は、例えば、切削ねじ付きの皿頭ネジを用いることによって達成され得る。これに代えて、前記装着フレームに対して同一平面とすることが問題とならないように、前記ネジを後述する下側ダイから突出する状態で用いることも可能である。

前記（引張）バネを用いる代わりに、弾性バンド又はそれらの組み合わせ等の他の弾性部材を用いることも可能である。さらに、非弾性ワイヤ、ネイル又は形状記憶合金で形成されたワイヤによって前記素材を前記装着フレーム１８に取り付けることも可能である。前記ヒンジ２５の前記揺動軸線３１はガイド手段としての円錐頭部を有するネジ３３によって形成されている。前記ガイド手段は、図４に示され且つ後述する装置の前記下側ダイに対して前記装着フレーム１８を正確に位置決めする為に用いられている。前記ネジ３３の代わりに、ピン等を前記ガイド部材として作用させることも可能である。図３に示された前記装着フレーム１８の「初期状態」においては、２つの揺動軸線２９，３０は互いに対して０°又は１８０°を有するもの、即ち、前記軸線２９，３０は互いに対して平行とされる。これに対し、揺動軸線３１は、前記２つの揺動軸線２９，３０に対して略９０°の角度をなす。

図４は、前記装置に使用される前記下側ダイの斜視図である。

図４に示されるように、前記下側ダイ３４（ピラミッドベース）は、同じ大きさで、図示の形態においては互いに対して直交し且つ等辺三角形である３つの同様に傾斜された側面を有する三面ピラミッド型の上方部分の形状を有している。前記下側ダイの３つの側面３５〜３７は、参照符号が付されていない仮想頂点で収束している。さらに、前記下側ダイ３４には、前記素材６に対する３つの当接表面３９〜４１を有する着脱可能な上部分３８が装着されている。前記当接表面３９〜４１は前記下側ダイ３４の側面に対して平行とされているから、前記当接表面３９〜４１の上端領域は等辺四面体を形成している。前記上方部分３８の前記当接表面３９〜４１は、互いに対して９０°から若干変更された角度で交差するように配置され得る。この場合、前記当接表面３９〜４１は、前記側面３５〜３７に対して平行とはならず、従って、互いに対して９０°では交差しないフランジを有するアングル材を製造することが可能となる。

さらに、前記下側ダイ３４及び前記上方部分３８の双方は、四面体とは異なる種々の外形状、例えば、多面体の表面形状の領域と一致し、且つ、上方部分３８を含む下側ダイ３４及び上側ダイの分離を許容する形状とされる。前記上側ダイ（図６参照）の外形状は、前記上方部分３８付きの前記下側ダイ３４の形状に従わなければならず、前記装着フレーム１８の折り畳み部位の数量及び形状もその形状に合致しなければならない。

前記上方部分３８は、取付手段（図示せず）が取り除かれた後には前記下側ダイ３４から取り外し可能とされる。従って、必要時には、前記上方部分３８は、異なる外形状の連結アングル材を製造する為に、９０°から変位された角度で互いに対して交差する異なる配置の当接表面を有する上方部分に容易に交換され得る。

前記当接表面３９〜４１は前記側面３５〜３７に対して平行に配置されている。前記当接表面３９〜４１は、前記平面状素材６から形成される前記アングル材の内面を画する。さらに、前記側面３５〜３７には複数の段差スペーサが配置されており、そのうちの１つに他を代表して参照符号４２が付されている。前記スペーサの目的は、前記装着フレーム１８を前記側面３５〜３７及び実際の成型表面を形成する前記当接表面３９〜４１に対して略同一面で保持する為である。この目的の為に、前記当接表面３９〜４１と共に前記スペーサは、前記側面３５〜３７に対して同一高さ４３又は同一距離を有するものとされる。さらに、２つの保持プレート４４，４５が前記側面３５，３７上に配置されている。前記保持プレート４４，４５は前記側面３５，３７上に垂直に立設されており、前記装着フレーム１８，特には前記部位２０，２１に対する「支持テーブル」又は離間部材として作用する。前記保持プレート４４，４５の端部は、内側において４５°で交差するエッジ４６，４７を有しており、互いに対してギャップ４８を存しつつ平行に隣接されている。前記保持プレート４４，４５の端部は、外側においては、略９０°で交差されており、これにより、前記装着フレーム１８に配置される前記ネジ３３の前記ギャップ４８への挿入又はネジ込みの容易化を図り得る略正方形のリセス４９を形成している。前記ギャップ４８内に水平方向に沿って挿入される前記ネジ３３は、前記保持プレート４４，４５上に載置された前記装着フレーム１８を前記下側ダイ３４に対して正確に位置合わせさせる。この目的の為に、前記ネジ及び前記ギャップ４８の間には容易に圧入できるロック関係が形成される。前記下側ダイ３４は、好ましくは、アルミニウム合金又は耐熱性合金鋼で形成される。

図５は、前記装着フレームが載置された状態の図４に示す前記下側ダイを示しており、前記素材は、熱によって完全に可塑化され且つ前記装着フレームに弾性的にフレキシブルに懸架された状態で既に部分的に変形されている。図５は、図４の形態を垂直軸（ｚ軸）回りに約９０°右側へ回転させた状態で示されている。

前記素材６は、例えば、（引張）バネによって前記装着フレーム１８に弾性的にフレキシブルに懸架されている。前記素材６は、一端部が前記装着フレーム１８の前記部位１９〜２２に取り付けられ且つ他端部が前記素材６の孔に吊り下げられた複数の（引張）バネによって前記装着フレームに弾性的にフレキシブルに装着される。１つの孔及び１つのスプリングに他を代表してそれぞれ符号６，２７が付されている。

前記装着フレーム１８は、好ましくは、前記部位１９〜２２が前記各側面３５〜３７の少なくとも３つの段差スペーサに載置され且つ均一に支持されるように、前記下側ダイ３４に配置される。なお、他を代表して１つのスペーサに符号４２が付されている。前記スペーサ４２は高さに関し垂直方向位置調整可能又は連続形状とされ得る。垂直方向の位置調整は、例えば、所定の材料厚さを有する追加層を重合させること、又は、連続的な調整の為にネジを用いることによって実現され得る。前記形成体フランジ１４，１５、前記外板フランジ１６及び前記支持フランジ１７間の角度を９０°より小さくする為に、前記スペーサ４２を前記上方部分３８の当接表面３９よりも低い高さに調整することができる。前記装着フレーム１８の２つの下方部位２０，２１の少なくとも一部が前記保持プレート４４，４５に載置される。前記装着フレーム１８の停止片３２内に固着されたネジ３３が前記保持プレート４４，４５間のギャップ４８内で案内されており、これにより、前記下側ダイ３４、特に図５においては隠れている形成体形成用の当接表面３９〜４１に対する前記素材６の正確な位置決めを達成することができ、前記アングル材を安定的に繰り返し製造、特に連続的に製造することができる。前記形成体形成用の当接表面３９〜４１は、頂点で９０°の角度で互いに対して交差する３つの波線によって示されている。段差当接面（特に図４参照）を有する段差スペーサによって、前記装着フレーム１８及び前記素材６が同一レベルに位置される。前記内側輪郭８は、変形後のアングル材内の取付孔の領域を含むように囲んでいる波線によって示されている。前記装着フレーム１８の図５に示す「装着状態」において、前記部位２０，２１の間、前記部位２０，１９の間、及び、前記部位２１，２２の間は約９０°とされている。前記装着フレーム１８の前記部位１９〜２２の互いに対する個々の角度は前記ヒンジ２３〜２５によって設定可能である。

図６は、本発明に係る変形装置の上側ダイを下方から視た斜視図である。

上側ダイ５０は単一物として形成されている。前記上側ダイ５０は、例えばアルミニウム合金、チタニウム合金又は耐熱合金鋼のブロックからの切削によって形成され得る。前記上側ダイ５０は、３つの内表面５２〜５４を含む形成体形成用リセス５１を有している。前記リセス５１は、前記下側ダイ３４の前記上方部分３８の前記当接表面３９〜４１に対応しており、形成される（連結）アングル材の最終的な外表面を画する。前記下側ダイ３４の前記内表面５２〜５４は仮想点５５において互いに対して略直交状態で交差する。前記アングル材を完成させる為に、前記上側ダイ５０は前記素材６が装着された状態の前記下側ダイ３４上に配置され（図５参照）、圧力付加によって前記アングル材を強化する為に全体的に一軸圧縮成型装置（図示せず）内で圧縮される。この際、弾性的にフレキシブルなエッジの吊り下げ構造は、層間スライド及び折り畳み自在な変形を可能とする。押圧工程の完了後に、変形後のアングル材は、一般的には、全体の最終仕上げ又はエッジ処理によって行われる所定の所望形状への変形を受ける。さらに、航空機の機体セル構造内に変形されたアングル材を機械的に取り付ける為の孔が形成される。これらの孔は、例えば、完成されたアングル材の側面への機械加工によって形成される。置換形態として、前記下側ダイ３４及び前記上側ダイ５０の双方は前記素材の冷却速度を遅らせる為の加熱手段を一体的に備え得る。前記加熱手段は、電気的に、又は、加熱されたガス物質又は液体物質を介して加熱作用を奏するように構成され得る。

前記下側ダイ３４は、本発明に係る装置の一部として、一軸圧縮成型装置（図示せず）の圧胴に装着され、一方、前記上側ダイ５０は、前記下側ダイ３４と対向する前記圧縮成型装置のパンチに収容される。

図７は、完全に変形され且つ最終仕上げ又はエッジ処理が施されて自己固定型（連結）アングル材５６の形態をなしている素材６の斜視図である。前記アングル材５６は、２つの形成体フランジ１４，１５と外板フランジ１６と支持フランジ１７とを有している。

前記アングル材５６が、例えば、航空機の機体セル構造の円錐尾翼に装着される場合には、前記形成体フランジ１４及び前記外板フランジ１６間の角度が９０°よりも大きくなるように形成される必要がある。この場合には、前記形成体フランジ１５，前記支持フランジ１７及び前記外板フランジ１６間の角度も９０°以外の値に設定される必要がある。図７に示されるように、前記形成体フランジ１４，１５の平面と前記外板フランジ１６及び前記支持フランジ１７の平面とは互いに対して略直交している。前記形成体フランジ１４，１５は単一平面内に配置可能であり、又は、垂直方向に変位されてギャップ５７を形成しつつ約４５°の角度で互いに対して隣接され得る。図７とは異なり、前記角度を４５°から変更することも可能である。

前記支持フランジ１７は前記アングル材５６が航空機の機体セル構造内において自己固定されることを可能とし、その結果、航空機の長手方向（ストリンガーに対して平行な方向）に沿った力が前記アングル材５６によって吸収され得る。互いに対して略直交するフランジ又は側面１４，１５と共にフランジ又は側面１６，１７の間の仮想交差ゾーンの領域には矩形リセス５８が設けられている。なお、前記リセス５８は他の形状を有し得る。前記外板フランジ１６は全体的には四角形状とされており、前記支持フランジ１７は略三角形状とされている。前記２つの形成体フランジ１４，１５の外形状は若干傾斜されたエッジを有する四角形状に対応している。

他を代表して１つにのみ参照符号５９が付されている複数の孔は前記２つの形成体フランジ１４，１５及び前記外板フランジ１６に形成されている。前記外板フランジ１６，前記形成体フランジ１４，１５及び前記支持フランジ１７の（取付用）孔は、前記アングル材５６を航空機の機体セル構造内にリベット又はネジ連結によって取り付ける為に設けられている。これに代えて、前記アングル材５６を接着によって取り付けることも可能であり、この場合には構造的な弱体化を招く（取付用）孔の不要化を図ることができる。変形工程の結果として生じる３つの変形領域６０〜６２はそれぞれチャネル形状を有しており、直線状若しくは座標系６３の軸線に対して一方向又は二方向に湾曲された部分を有しつつ延在され得る。従って、前記アングル材５６は、通常、二方向に（空間的に）湾曲された機体セル構造又は航空機の機体セル外板内に最適に適合される。

ストリンガー６６のストリンガーフランジ６５の材料厚に拘わらず、前記座標系６３のｘｙ平面に位置する機体セル外板（図示せず）に前記外板フランジ１６を可及的に全表面で当接させることを保証する為に、前記外板フランジ１６には点在部材(interspersion)６４又はビード(bead)が備えられ得る。

本発明に係る方法を実施する為に、第１工程 a)においては、初期状態においては平板状の装着フレーム１８に繊維強化熱可塑性プラスチック材料からなる素材６が外周に配置された複数の引張バネを介して弾性的に懸架される。前記素材６は後続する工程を経て形成されるアングル材２６に、図７においては図示されていない保持用孔を形成する為に使用される囲繞エッジ領域９を加えた（外周）形状を有している。前記（保持用）孔（特に図３参照）は、前記素材６を前記装着フレーム１８に取り付ける為に使用される。

次の工程 b)において、前記素材６は、加熱手段内で全表面に亘って均一に加熱される、即ち、少なくとも熱可塑性プラスチック材料の基質の可塑化温度まで加熱される。例えば、前記加熱手段として放射加熱器又は従来の加熱炉が使用され得る。前記アングル材の製造の為に使用される高性能熱可塑性ポリマーに対しては２５０°より高い温度が要求される。

工程 c)においては、前記素材６が懸架された状態の前記装着フレーム１８が適宜の圧縮成型装置のプラテン又は圧胴に既に配置されている下側ダイ３４上に装着され、この際、好ましくは、前記装着フレーム１８の部位１９〜２２は前記下側ダイ３４のスペーサに完全に当接される。前記部位１９〜２２の自重によって、前記部位１９〜２２は、通常、前記下側ダイ３４上に自動的に配置されるが、ハンドリング装置によって配置させることも可能である。本方法のこの段階においては、前記装着フレーム１８は所謂成型状態とされ、前記素材６は後続する工程によって完成されるアングル材の最終形状へ向けて既に第１部分変形を受けている。

最終工程 d)においては、圧力が付加されて、前記下側ダイ３４と対向する一軸圧縮成型装置のパンチに配置された上側ダイ５０は前記素材６の完成アングル材への変形工程及び硬化を完了する為に高圧力で前記下側ダイ３４へ向けて押圧される。好ましくは、前記加熱装置は前記圧縮成型装置の内部若しくは前記圧縮成型装置に隣接して配置され、これにより、前記素材６の移動経路の長大化の結果として前記素材６が冷却されることを防止できる。

前記圧縮成型装置内での変形工程は、同時に、前記アングル材５６の強化繊維構造内に層間スライドを生じさせ、これにより、若干の勾配又は傾斜エッジが形成される（所謂、「ブック効果(book effect)」）。冷却後、エッジのトリミング、及び、それと同時に勾配エッジの除去によって、前記アングル材５６は所望形状に形成される。前記取付孔は、好ましくは、前記変形工程の後に前記アングル材５６に形成されるが、これに代えて、前記素材６が平板状の状態の際に形成することも可能である。

本方法の実施に際し最も重要な事項は、前記素材６の温度が可塑温度を下回ることを防止する為に、前記素材６の加熱と前記下側ダイ３４及び前記上側ダイ５０の圧縮による実際の変形工程との間の時間経過を可及的に押さえることである。この為に、前記装着フレーム１８に弾性的に懸架されている前記素材６を加熱する為の加熱手段は、好ましくは、前記下側ダイ３４及び前記上側ダイ５０に隣接する状態で前記圧縮成型装置の内部に配置されるか、若しくは、前記圧縮成型装置に非常に隣接して配置される。

このようにして、本発明に係る連結アングル材は、外形状を正確に再現しつつ、比較的に簡易で且つ費用効率の良い一軸作動型の圧縮成型装置又は成形プレス機で容易に製造され得る。

１ 環状形成体
２ ストリンガー
３ 機体セル外板
４ （アルミニウム）アングル材
５ リベット
６ 素材
７ 外側輪郭（素材）
８ 内側輪郭（アングル材）
９ エッジ領域
１０ 孔（エッジ領域）
１１ 折れ線
１２ 折れ線
１３ 折れ線
１４ 形成体フランジ
１５ 形成体フランジ
１６ 外板フランジ
１７ 支持フランジ
１８ 装着フレーム（複数箇所で折り畳み可能）
１９ 部位（フレーム部位）
２０ 部位（フレーム部位）
２１ 部位（フレーム部位）
２２ 部位（フレーム部位）
２３ ヒンジ
２４ ヒンジ
２５ ヒンジ
２６ 二方向矢印
２７ （引張）スプリング
２８ ネジ
２９ 揺動軸線（ヒンジ）
３０ 揺動軸線（ヒンジ）
３１ 揺動軸線（ヒンジ）
３３ ネジ（円錐頭部）
３４ 下側ダイ
３５ 側面
３６ 側面
３７ 側面
３８ 上方部分
３９ 当接表面
４０ 当接表面
４１ 当接表面
４２ スペーサ
４３ 高さ（スペーサ）
４４ 保持プレート
４５ 保持プレート
４６ 端部エッジ（保持プレート）
４７ 端部エッジ（保持プレート）
４８ ギャップ
４９ リセス（保持プレートの間）
５０ 上側ダイ
５１ リセス
５２ 内表面
５３ 内表面
５４ 内表面
５５ 交点（交差領域）
５６ アングル材
５７ ギャップ
５８ リセス
５９ （取付用）孔
６０ 変形領域
６１ 変形領域
６２ 変形領域
６３ 座標系
６４ 点在部材（interspersion）
６５ ストリンガーフランジ
６６ ストリンガー

Claims (15)

1. 航空機の機体セル外板（３）を環状形成体（１）に連結する為のアングル材（５６）等の部品を製造する装置であって、
   前記部品は、繊維強化熱可塑性プラスチック材料から形成された平板状の素材（６）を少なくとも３つの折れ線（１１−１３）に沿って一工程で圧縮成型装置内で変形され、
   下側ダイ（３４）及び上側ダイ（５０）の間に前記素材（６）が取り付けられた状態の装着フレーム（１８）が配置され、前記装着フレーム（１８）は少なくとも２つの部位（１９−２２）によって形成され、前記少なくとも２つの部位は少なくとも１つのヒンジ（２３−２５）によって折り畳み可能とされ、前記装着フレーム（１８）は前記少なくとも２つの部位を揺動させることによって前記下側ダイ（３４）上に適合可能とされていることを特徴とする部品製造装置。
2. 前記素材（６）は、スプリング（２７）等の複数の弾性部材によって前記装着フレーム（１８）に懸架されていることを特徴とする請求項１に記載の部品製造装置。
3. 前記装着フレーム（１８）は少なくとも４つの部位（１９−２２）によって形成されており、前記部位（１９−２２）は少なくとも１つのヒンジ（２３−２５）によって折り畳み可能とされていることを特徴とする請求項１又は２に記載の部品製造装置。
4. 前記少なくとも４つの部位は略Ｌ字状をなしていることを特徴とする請求項１から３の何れかに記載の部品製造装置。
5. 前記装着フレーム（１８）の成型状態において前記揺動軸線（２９−３１）のそれぞれにおいて１２０°までの角度で揺動可能とされていることを特徴とする請求項１から４の何れかに記載の部品製造装置。
6. 前記装着フレーム（１８）の平板状の初期状態において、少なくとも２つの揺動軸線（２９，３０）は互いに対して平行に延び、且つ、少なくとも１つの揺動軸線（３１）は前記少なくとも２つの揺動軸線（２９，３０）に対して略直交する方向に延びていることを特徴とする請求項１から５の何れかに記載の部品製造装置。
7. 前記下側ダイ（３４）は、四面体等の多面体であることを特徴とする請求項１から６の何れかに記載の部品製造装置。
8. 前記下側ダイ３４は、前記装着フレーム（１８）及び前記下側ダイ（３４）の少なくとも３つの側面（３５−３７）間の高さ（４３）を調整する為に前記装着フレーム（１８）に対する複数の膨出スペーサ（４２）を有していることを特徴とする請求項１から７の何れかに記載の部品製造装置。
9. 前記下側ダイ（３４）には前記装着フレーム（１８）に対する２つの保持プレート（４４，４５）等のガイドが設けられており、前記装着フレームに設けられたネジ（３３）等のガイド手段が前記ガイドに挿入されるように構成されていることを特徴とする請求項１から８の何れかに記載の部品製造装置。
10. 前記下側ダイ（３４）は前記素材（６）に対する少なくとも３つの当接表面（３９−４１）を有する上方部分（３８）を備えていることを特徴とする請求項１から９の何れかに記載の部品製造装置。
11. 請求項１から１０の何れかに記載の装置を用いて、航空機の機体セル外板（３）を環状形成体（１）に連結する為のアングル材（５６）等の部品を製造する方法であって、
    ａ）繊維強化熱可塑性プラスチック材料を用いて形成された平板状の素材（６）を少なくとも１つのヒンジ（２３−２５）を有する装着フレーム（１８）に装着させる工程と、
    ｂ）前記素材（６）を加熱する工程と、
    ｃ）前記装着フレームの部位（１９−２２）を揺動させることによって前記装着フレーム（１８）を前記下側ダイ（３４）に適合させつつ、少なくとも１つのヒンジ（２３−２５）を有する前記装着フレーム（１８）を前記下側ダイ（３４）上に配置させる工程と、
    ｄ）圧縮成型装置内で前記下側ダイ（３４）及び上側ダイ（５０）を押圧させる工程と、を含むことを特徴とする部品製造方法。
12. 前記装着フレーム（１８）の少なくとも４つの折り畳み可能な部位（１９−２２）を揺動させて成型状態とした状態で前記装着フレーム（１８）が前記下側ダイ（３４）上に配置されていることを特徴とする請求項１１に記載の部品製造方法。
13. 前記装着フレーム（１８）の第１及び第２部位（２０，２１）がまず前記下側ダイ（３４）上に配置され、続いて第３及び第４部位（１９，２２）が前記下側ダイ（３４）上に配置されることを特徴とする請求項１１又は１２に記載の部品製造方法。
14. 前記平板状の素材（６）には孔（１０）等の複数のリセスが形成されており、前記素材（６）は複数のスプリング（２７）等の弾性部材によって前記装着フレーム（１８）に弾性的に懸架されていることを特徴とする請求項１１から１３の何れかに記載の部品製造方法。
15. 前記アングル材（５６）がトリミングされ、及び／又は、取付孔（５９）が形成されることを特徴とする請求項１１から１４の何れかに記載の部品製造方法。
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