JP2014065482A - 航空機の接合式複合材翼 - Google Patents

Abstract

【課題】主として航空機分野における一体式複合材からなる航空機翼の外板用構造材であって、腐蝕されにくく、軽量性の層間破壊靭性の高い剛性板を備えた積層翼外板用構造材を提供する。
【解決手段】異なる剛性を有する上部及び下部複合材積層翼外板であって、複合材格子構造に接合された上部及び下部複合材積層翼外板を含んでおり、格子構造は、翼の翼幅方向に延びる格子桁と、翼の翼弦方向に延びる横ばりとを含み該格子桁は、上部及び下部の翼外板に接合されたキャップを含む。
【選択図】なし

Description

本明細書は、概して航空機の構造に関し、具体的には接合される複合材翼に関する。

繊維強化樹脂は、一般に「複合材」と呼ばれ、比較的高い比強度、良好な耐蝕性、及び他の有利な特性を有するために、航空宇宙構造に使用される頻度が高まっている。航空宇宙の用途に使用される従来の複合材は、エポキシのような樹脂マトリックス樹脂に保持された、ガラス、炭素、或いは織物構造又は非織物構造のポリアミド繊維を含む。複合材のプライは、ツール上にレイアップされ、次いで熱及び圧力の組み合わせを印加することにより硬化されて、硬化した積層板を形成する。いくつかの事例では、プライの間に発泡剤又はハニカムといったコア材を配置することにより交互に重ねた複合材を形成する。

大型民間航空機では、複合材は二次構造に頻繁に使用されるが、それらの使用は、主にアルミニウム、チタンなどの金属から製造される翼のような主要構造に限定されている。例えば、いくつかの最近の航空機は、金属締め具により構造用金属桁及び翼弦に取り付けられた複合材翼外板を使用している。金属締め具は、航空機に望ましくない重量を付加し、且つ腐食する。現在の翼の設計は他の欠点も有している。例えば、現在の翼は、揚力、剛性、屈曲、ねじれ、及び個々の損傷の閉じ込め／停止といった飛行特性の組み合わせを最適化するための調整が容易でない。加えて、現在の翼設計に使用されている多数の桁及び／又は翼弦は、望ましい重量を超えて重いか、又は翼外板から荷重を伝えるために最適化することができない。

したがって、金属締め具の必要性をほぼ排除し、個々の損傷の閉じ込めが改善された複合材翼構造が必要とされている。また、層間破壊靭性及び剛性の異なる上部及び下部複合外板を有する全接合式複合材翼構造が必要とされている。このような破壊靭性及び剛性は、飛行特性、耐用年数、及びフェイルセーフ信頼性を最適化するために調整される。

開示される実施形態は、調整された上部及び下部複合材翼外板であって、その下に位置する全て複合材からなる特別に調整された翼格子設計構造に接合された上部及び下部複合材翼外板を有する一体式複合材翼構造を提供する。上部及び下部翼外板は、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの、それぞれ異なる積層間破壊靭性を有し、さらには異なる剛性及び構成弾性定数を有している。開示される翼構造は、空力性能、接合された継ぎ手の耐久性、及び耐損傷性能の向上、さらには荷重伝達性能の向上を呈する。全接合式翼構造設計の使用により、非常に高い剛性対重量比が達成され、且つ翼が垂直方向にたわむことのできる範囲が広がる一方、面内剪断荷重及びねじり荷重に対する反応が改善される。すべて複合材からなる翼構造は、予測可能なフェイルセーフ耐用年数を有するので、規制当局の耐空性要件を満たすことができる。上部及び下部翼外板は、特定の用途の様々な荷重要件を満たし、さらには高い揚力を提供し、上下の荷重、屈曲、剪断及びねじれ荷重、側方からの突風、エンジン推力、及び面外の大規模な個々のエンジン破裂損傷を操ることができるように、調整される。このようにして翼外板を調整することにより、さらに、荷重が翼全体に効率よく分散されて、より大きな揚力が生成される。

翼の外板は、二次的な接合工程において、積層間の特異剥離と、接合された継手境界における剪断応力とを低下させる接着接合継手を使用して、その下に位置する翼格子構造に取り付けられる。接合された継手が翼のほぼ全長にわたって翼格子構造を利用することにより、ねじれ荷重が緩和され、タービュランスによる屈曲が低減し、例えばエンジン破裂により生じうる局所的な個々の損傷を閉じ込め易くなる。複合材翼外板に接合された複合材翼格子構造の使用により、構造用翼弦ウェブの必要性が排除され、従来の翼設計に必要な桁及び長手方向ストラップの数が最小化され、それにより翼の重量が低減する。一体式の翼格子構造は、一実施形態では約３０Ｍｓｉの範囲でありうる高弾性強化繊維を含む。

開示される全接合式複合材翼構成により、翼の外板をその下の翼支持構造に取付けるための金属締め具の必要性がほぼ排除される。金属締め具の排除は多数の利点を呈する。例えば、翼外板の締め具周辺に応力が集中することがなくなり、荷重はもっと効率的に翼全体に分散される。金属締め具の排除は、空気力学的表面の滑らかさを増大させることにより抗力を低減させ、金属腐食の可能性を排除し、且つ継手全体の界面強度を上昇させる。締め具を用いた継手ではなく、接合させた継手を使用することにより、翼の構造的重量が低減し、それにより燃料消費の低減を含めて作動効率が向上する。開示される、全て複合材料からなる接合式翼構造は、製造費も低減する。

接合された翼アセンブリの一実施形態では、圧縮荷重のかかった接合式上部翼外板は、約３．０インチ−ポンド／インチ^２〜約５．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩ、約４．５インチ−ポンド／インチ^２〜約７．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩＩ、及び約７．５インチ−ポンド／インチ^２〜約８．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩＩＩの層間破壊靭性を有している。このような構成は、大規模な亀裂があればそれを遅らせる構造特性と、個々の構造用複合材の屈曲、ねじれ、及び剛性能力により異なる翼飛行荷重への反応能力とを提供し、それにより翼の垂直揚力を増大させる。下部翼外板は下部の巨大なＩビームキャップに一体式に接合され、一実施形態では、約４．５インチ−ポンド／インチ^２〜約６．５インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩ、約５．５インチ−ポンド／インチ^２〜約８．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩＩ、及び約８．５インチ−ポンド／インチ^２〜約１２．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩＩＩの層間破壊靭性を有している。モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの上部及び下部翼外板の層間破壊靭性の混合比を調整することにより、屈曲、剪断、及びトルク荷重に対する反応が改善された固有の特徴を有する翼構造がもたらされ、それにより垂直方向の翼のたわみが増大し、垂直揚力が増大する。

翼格子構造の一部を形成する格子横ばりは、独立に荷重に反応することができるので、飛行中の翼のねじれ及び屈曲を分散させることができる。一実施形態では、格子横ばりは、約２．０インチーポンド／インチ^２〜約３．０インチ−ポンド／インチ^２の平均層間破壊を有し、これは継手の剛性を強化するので、翼継手内部の面内剪断応力及び剥離応力がさらに均一に分散される。上部及び下部翼外板は、翼格子構造に接合され、縦方向又は横方向の亀裂に対するフェイルセーフ機構として独立に機能するような、固有の特性を有している。翼格子構造は、大部分の翼及び胴体の飛行負荷条件に適しており、このような負荷条件には、限定しないが、操縦中に受ける側方からの突風又は荷重に起因する上下の屈曲を含め、翼／格子界面構造における屈曲モーメント、ねじれ、又は外板の面内剪断応力が含まれる。継手箇所での接合線の割れ目内部に時として高じうる応力特異性は、接合された継手の縁の接着テーパラップにより低減させることができる。接合された翼アセンブリは、構造的に有効な、フェイルセーフの、損傷に耐える複合材接合設計であり、荷重が限界の１５０％を超える様々な場合について、耐空性要件を満たすと規制当局により認可される。

開示される一実施形態によれば、航空機の翼は、それぞれ異なる剛性を有する上部及び下部の複合材翼外板と、上部及び下部の翼外板の間に位置して上部及び下部の翼外板の各々に取り付けられた翼格子構造とを備えている。翼格子構造には、互いに接合された交差する複数の複合支持部材が含まれる。複合支持部材には、翼の幅方向に延びて上部及び下部複合材翼外板の各々に接合された翼格子桁が含まれ、上部及び下部複合材翼外板と翼格子構造とは一体式に接合された翼構造を形成する。上部複合材翼外板は、下部複合材翼外板の剛性より低い剛性を有している。

上部及び下部の翼外板の各々は、直交異方性であり、層間破壊靭性を有している。上部複合材翼外板の層間破壊靭性は、下部複合材翼外板の層間破壊靭性より低い。複合支持部材には、翼の幅方向に延びる複数の複合材翼格子桁と、翼格子桁に接合されて翼の翼弦方向に延びる複数の複合材格子横ばりとが含まれる。翼格子桁の各々は、一対の桁キャップと、桁キャップ間に接続された桁ウェブとを含んでおり、格子横ばりは格子桁ウェブに連結された横ばりウェブを含んでいる。複合材横ばりは、翼格子桁と上部複合材翼外板との間に挟まれた概ね平坦な第１組のストラップ、並びに翼格子桁と下部複合材翼外板との間に挟まれた概ね平坦な第２組のストラップを含んでいる。

別の実施形態によれば、一体式の複合材航空機翼は、繊維強化樹脂からなる複数の積層プライを含む上部複合材翼外板であって、第１の層間破壊靭性を有する上部複合材翼外板と、繊維強化樹脂からなる複数の積層プライを含む下部複合材翼外板であって、第１の層間破壊靭性より大きなマグニチュードを有する第２の層間破壊靭性を有する下部複合材翼外板と、上部及び下部複合材翼外板に挟まれて上部及び下部複合材翼外板の各々に接合された複合材格子構造であって、翼の幅方向に延びる複数の複合材翼格子桁、及び翼格子桁と同時硬化されて翼の翼弦方向に延びる複数の複合材格子横ばりを含む複合材格子構造とを備えており、複合材翼格子桁は上部及び下部複合材翼外板に接合されて一体式翼構造を形成する。翼格子桁の各々は、上部複合材翼外板に接合された上部キャップを有するＩビームと、下部複合材翼外板に接合された下部キャップと、上部キャップと下部キャップを接続するウェブとを含んでいる。

上部複合材翼外板は、約３．０インチ−ポンド／インチ^２〜約５．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩの層間破壊靭性を有し、下部複合材翼外板は、約４．５インチ−ポンド／インチ^２〜約６．５インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩの層間破壊靭性を有する。翼格子桁の各々は格子桁ウェブを有し、格子横ばりの各々は横ばりウェブを有し、格子桁ウェブは横ばりウェブに接続される。翼格子桁の各々は、中央ウェブと、中央ウェブの対向端部それぞれの上部及び下部キャップと、中央ウェブから距離を置いて中央ウェブと概ね平行に延びる側方ウェブと、中央ウェブに接続し、側方ウェブの間に延びる中央補強材とを含む。中央補強材は格子桁の間に延びて格子桁を構造的に接続する。格子横ばりは、翼格子桁と上部及び下部の複合材翼外板との間にそれぞれ挟まれた、概ね平坦な第１組及び第２組の複合ストラップを含む。

また別の実施形態によれば、航空機の翼構造の作製方法が提供される。方法は、それぞれ異なる剛性を有する上部及び下部複合材積層翼外板を形成することと、内部複合材翼格子構造を形成することと、上部及び下部複合材翼外板に翼格子構造を接合することとを含む。翼格子構造を形成することは、複数の複合材翼格子桁を生成することと、複数の複合材格子横ばりを形成することと、複合材翼格子桁を複合材格子横ばりに接合することとを含む。上部及び下部複合材翼外板を形成することは、上部複合外板が、下部複合外板の層間破壊靭性より低い層間破壊靭性を持つに至るような少なくとも一つの材料特性を選択することを含む。材料特性は、繊維方向、繊維材料、繊維径、繊維密度、樹脂材料、及び０°の繊維方向を有するプライの数からなる群より選択される。

上述のフィーチャ、機能及び利点は、様々な実施形態において独立に実現することが可能であるか、さらに別の実施形態において組み合わせることが可能である。これらの実施形態について、以下の説明及び添付図面を参照してさらに詳細に説明する。

新規のフィーチャと考えられる例示的実施形態の特徴は、特許請求の範囲に明記される。しかしながら、例示的実施形態と、好ましい使用モード、さらなる目的、及びその利点は、添付図面を参照して本明細書の例示的一実施形態の後述の詳細な説明を読むことにより最もよく理解されるであろう。

図１は航空機の斜視図である。 図２は、図１に示す右翼の一部を示す斜視図である。内部の翼格子構造がよく見えるように、上部翼外板の一部が取り払われている。 図３は、図１に示す翼の一部を示す斜視図である。内部の翼格子構造の一実施形態が見えるように、上部翼外板の一部が取り払われている。 図４は、図３の線４−４に沿った断面図である。 図５は、図３と同様の図であるが、翼格子構造の別の形態を示している。 図６は、図５の線６−６に沿った断面図である。 図７は、翼格子構造の別の形態を示す斜視図であり、明確にするために翼外板は示されていない。 図８は、翼格子構造の別の形態を採用している翼の一部を示す斜視図であり、明確にするために上部翼外板は示されていない。 図９は、図８に示す翼格子構造を形成するために、標準的な複合コンポーネントをどのように組み合わせるかを図解している。 図１０は、図８と同様の斜視図であるが、翼格子構造の別の形態を示している。 図１１は、横ばりストラップを採用している翼格子構造の別の形態を示す斜視図であり、明確にするために翼は示されていない。 図１２は、航空機の翼の作製方法の流れを示すブロック図である。

後述する構造の実施形態は、外板格子の差別的な特徴を利用して構造性能を向上させ、軽量接合設計により製造費を削減している。

開示される翼構造は、部品数も減らすことができ、腐食を低減又は排除することができ、且つ構造的安全マージンを高めることができる。接合式の航空機の翼構造は、翼外板を内部翼格子及び桁に固定するための締め具の必要を低減又は排除しながら、高い翼設計効率を呈し、極めて軽量であり、且つ燃料を削減する。このような翼構造は、エンジン破裂により生じるなどした個々の損傷を閉じ込めることができる。

翼構造の観点から開示するが、開示される実施形態は翼以外の実施形態にも役立つ。翼構造の観点から記載される特徴は、中間構造要素により連結された外板又はパネルを有する他の構造にも適用可能である。例えば、前述の翼構造は、翼以外の用途を有しうる。
接合式の構造は、外板を内部翼格子及び桁に固定するための締め具の必要を低減又は排除しながら、高い設計効率を呈し、極めて軽量であり、且つ燃料を削減する。構造は個々の損傷を閉じ込める能力を有する。

例示的一実施形態では、接合式複合材は、高い揚力、操縦中の負荷、上下の屈曲、剪断及びねじれ荷重、側方からの突風、及びエンジン推力といった様々な負荷状況を満足させるように特に調整された上部及び下部の複合外板と複合材格子構造とを含む。接合されるフェイルセーフの内部構造は、単発の損傷があった場合の自己閉じ込め、及び翼格子構造を形成する翼格子桁と格子横ばりとの交差地点における層間特異剥離及び剪断応力の実質的低減を提供する。桁及び／又は格子横ばりを上部及び下部複合外板に接合するために接着剤が使用される。上部外板と下部外板は、段階的硬度の剛性反応荷重を含む異なる層間破壊靭性を有する。構造全体にわたって一定の一体式界面接合特性により、タービュランスによるねじれ荷重及び屈曲が緩和される。

図面を参照すると、図１は、胴体１２と、胴体１２に取り付けられた翼１４及び１６と、翼１４及び１６にそれぞれ取り付けられたエンジン１８及び２０とを含む例示的航空機１０の斜視図である。翼１４及び１６の各々は、上部複合材積層翼外板２２と、下部複合材積層翼外板２４と、翼付根２６と、翼端２８とを有している。後述するように、翼１４、１６は、翼１４、１６を強固にして、飛行中に上部及び下部翼外板２２、２４に加わる荷重に反応する内部複合材翼格子構造（図１には示さない）を有する。

図２は、図１に示す翼の一方１４の斜視図であり、上部複合材翼外板２２の一部が取り払われて内部の複合材翼格子構造３４が見えている。この内部複合材翼格子構造３４について以下に詳細に説明する。複合材翼格子構造３４は、硬化させることが可能な、交差した複合構造支持部材の格子から構成されており、この格子はフィルム又はペースト状などの適切な接着剤を用いて上部及び下部複合材翼外板２２、２４それぞれの内表面３０、３２に接合されている。このように、上部及び下部翼外板２２、２４は、接合継手により翼格子構造３４に取り付けられて、個々の締め具を不要なものにしている。翼格子構造３４は、翼付根２６から翼端２８まで翼幅方向又はＸ方向に延びる複数の翼格子桁４０（複合材又は金属とすることができる）と、翼格子桁４０と交差するように、翼弦方向又はＹ方向に延びる交差した復数の複合支持部材（以降、格子横ばり４２と呼ぶ）（複合材又は金属とすることができる）とを含む。翼格子桁４０と、格子横ばり４２と、上部及び下部外板２２、２４とは、前縁格子桁４０ａと、後縁格子桁４０ｂとを含む主翼ボックスを形成し、前縁格子桁４０ａ及び後縁格子桁４０ｂにはそれぞれ前縁アセンブリ及び後縁アセンブリ（図示しない）が取り付けられる。いくつかの実施形態では、前縁格子桁４０ａ及び後縁格子桁４０ｂは、主翼ボックスと前縁及び後縁アセンブリとの間で荷重を移動させるために、他の翼格子桁４０（時に中間桁と呼ぶ）より大きい及び／又は堅い。翼格子桁４０は、それぞれの長さに沿ってほぼ均一な断面及びその他の特徴を有している。

既述のように、実施形態は航空機の翼として記載されるが、これらは翼以外又は航空機以外の用途にも等しく関連性を有している。例えば、前パラグラフは以下のように表現することが可能である。

図２は、図１に示す装置１４の斜視図であり、上部複合装置外板２２の一部が取り払われて内部の複合構造３４が見えている。この内部構造３４について以下に詳細に説明する。複合構造３４は、硬化可能な交差した複合構造支持部材の格子から構成されており、この格子はフィルム又はペースト状などの適切な接着剤を用いて上部及び下部複合外板２２、２４それぞれの内表面３０、３２に接合されている。このように、上部及び下部翼外板２２、２４は、接合継手により装置格子構造３４に取り付けられて、個々の締め具を不要なものにしている。装置格子構造３４は、装置付根２６から装置先端２８まで幅方向又はＸ方向に延びる複数の装置格子桁４０と、桁４０と交差するように、翼弦方向又はＹ方向に延びる交差した復数の複合支持部材（以降、格子横ばり４２と呼ぶ）とを含む。桁４０と、格子横ばり４２と、上部及び下部外板２２、２４とは、縁格子桁４０ａと、縁格子桁４０ｂとを含むボックスを形成し、縁格子桁４０ａ及び４０ｂにはそれぞれ縁アセンブリ（図示しない）が取り付けられる。いくつかの実施形態では、縁格子桁４０ａ及び４０ｂは、ボックスと前縁及び後縁アセンブリとの間で荷重を移動させるために、他の装置格子桁４０（時に中間桁と呼ぶ）より大きい及び／又は堅い。桁４０は、それぞれの長さに沿ってほぼ均一な断面及びその他の特徴を有している。

上部及び下部複合材翼外板２２、２４の各々がそれぞれ異なるモードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの層間破壊靭性を有していることにより、上部及び下部翼外板２２、２４の剛性は異なり、この剛性は特定の航空機を使用した場合の全体の静止荷重及び動荷重に適合するように特に調整される。上部及び下部翼外板２２、２４の層間破壊靭性は、航空機１０が地上にあるとき上部翼外板２２が緊張状態にあり下部翼外板２４が圧縮状態にあるが、飛行中は上部翼外板２２が圧縮状態にあり下部翼外板２４が緊張状態にあるように、選択される。複合材翼外板２２及び２２の異なる層間破壊靭性と、複合材翼格子構造３４とを組み合わせて使用することにより、飛行中の翼荷重がより広い構造面積に良好に分配され、必要な桁の数が最小化されると同時に、従来の翼構造に典型的に使用される構造的翼弦ウェブの必要性が低下する又は排除される。さらに、異なる層間破壊靭性を有する上部及び下部翼外板２２、２４と、翼格子構造３４とを組み合わせて使用することにより、飛行中の側方からの突風又は操縦負荷に起因する屈曲モーメント、ねじれ、剪断応力、上下の屈曲といった翼１４、１６に加わる様々な力に対する反応が改善される。

上部及び下部複合材翼外板２２、２４の各々は、直交異方性であり、炭素繊維エポキシのような比強度の比較的高い繊維強化樹脂材料からなる積み重なった層／プライのスタックを含む。プライの各々は、所望の角度方向を有する一方向性の強化繊維を含む。例えば、翼外板２２、２４の各々は、それぞれ０°、４５°、及び９０°の繊維配向を有する復数の積み重なったプライを含んでいる。０°のプライは概ね翼幅方向又はＸ軸方向に向いており、９０°のプライは翼弦方向又はＹ軸方向に向いている。プライスタックに含まれる４５°のプライは、面内の、偏角荷重に反応し、ポアソン比効果を低下させるように働く。

上部及び下部翼外板２２、２４の異なる層間破壊靭性は、復数の翼外板パラメータの任意の一又は復数を変化させることにより達成され、それにより上部及び下部翼外板２２、２４は異なる剛性を持つに至る。例えば、上部及び下部翼外板２２、２４の製造に使用されるプライスケジュール（スタック）が両方共直交異方性であったとしても、上部翼外板２２に使用されるプライスケジュールに含まれる０°のプライを、下部翼外板２４に使用されるプライスケジュールに含まれる０°のプライより少なくすることにより、上部翼外板２２の剛性及び直交異方性を下部翼外板２４の剛性及び直交異方性より低くすることができる。別の構成では、上部及び下部外板２２、２４の層間破壊靭性の所望の差異は、上部翼外板２２に、下部翼外板２４とは異なる樹脂、異なる繊維材料、又は異なる繊維径を用いることにより、達成することができる。用途に応じて、上部及び下部翼外板２２、２４のプライスケジュールは、翼幅方向又は翼弦方向に沿って、層毎に変化させても、させなくてもよい。異なる層間破壊靭性及び剛性を有する翼外板２２、２４の使用により、翼揚力の分配を最適化して全体の翼揚力を高めるように、屈曲、ねじれ、及び垂直方向のたわみを調整することができる。

典型的な一実施形態では、上部複合材翼外板２２は、約３．０インチ−ポンド／インチ^２〜約５．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩ、約４．５〜約７．０であるモードＩＩ、及び約７．５〜約８．５であるモードＩＩＩの層間破壊靭性を有することができる。このような範囲の層間破壊靭性は、亀裂の伝播を遅延又は停止させると同時に、個々の構造用複合材の屈曲、ねじれ、及び剛性能に起因して異なる翼飛行荷重に対する翼の反応能力を高める。下部複合材翼外板２４は、上部翼外板２２より高い層間破壊靭性を有する。例えば、下部複合材翼外板２４は、約４．５インチ−ポンド／インチ^２〜約６．５インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩ、５．５インチ−ポンド／インチ^２〜約８．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩＩ、及び約８．５インチ−ポンド／インチ^２〜約１２．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩＩＩの層間破壊靭性を有する。このような範囲の層間破壊靭性により、翼の屈曲及びねじれ荷重に対する反応が向上した構造に固有の張力−剪断−剛性特性を有する下部翼外板２４が得られる。

上部複合材翼外板２２は、飛行中に、翼の上方への屈曲が上部複合材翼外板２２を圧縮状態に置き、下部翼外板２４を緊張状態に置くように、下部複合材翼外板２４より低い層間破壊靭性を有するように形成される。加えて、複合材翼格子構造３４は、飛行中、上部及び下部翼外板２２及び２４に剛性を与える。他の実施形態では、上部複合材翼外板２２は、４．０インチ−ポンド／インチ^２を上回る又は下回る層間破壊靭性を有し、下部複合材翼外板２４は、６．０インチ−ポンド／インチ^２を上回る又は下回る層間破壊靭性を有し、ここで下部翼２４の層間破壊靭性は上部翼２２の層間破壊靭性より大きい。

構造用複合材の剛性特性は、部分的には、上部及び下部翼外板２２及び２４の最新式の複合構造材料の高弾性繊維から得られる。構造用樹脂に含まれる剛性対強度の比が高い繊維は、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩそれぞれの臨界主翼荷重状況での特定の構造特性により、構造用樹脂の高い層間靭性を強化する。モードＩの特性は翼１４及び１６の荷重担持能を提供し、モードＩＩの特性は翼１４及び１６の面内荷重及び損傷抵抗性を提供する。モードＩＩＩの特性は翼１４及び１６のツイスト／捻剛性を提供する。

上部複合材翼外板２２の構造特性は、中程度に高いモードＩ及びモードＩＩの層間破壊靭性を有する。モードＩの構造特性は、屈曲により生じる垂直荷重下と、離陸時及び飛行中に生じる圧縮下とにおける上部複合材翼外板２２の荷重担持性能を向上させるように設計される。上部複合材翼外板２２のモードＩＩの層間靭性特性は、屈曲及び捻じれに起因する面内剪断荷重をさらに担持できることにより、翼の能力を向上させてさらに高い空力負荷を支持するように設計されている。

下部複合材翼外板２４の構造用複合材の特性は、それに対応する上部翼外板２２の特性と比較して高いモードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの構造的層間靭性を有するように設計されている。このような構造特性は、上方への屈曲により生じる下部複合材翼外板２４の全体的に大きな層間張力及び面内剪断荷重を担持する能力を増大させるように選択される。下部複合材翼外板２４のモードＩＩＩの構造的層間靭性は、翼の、大きな胴体荷重に起因する翼１４及び１６の機内側の厚い部分におけるねじりモーメントに反応する能力を向上させるように設計される。加えて、ツイスト／捻剛性特性であるモードＩＩＩ特性が増大することにより、揚力が増大し、翼のねじり角が均衡しる。

上述の翼格子構造３４は、格子横ばり４２によって強化及び／又は安定化された翼格子桁４０を用いた様々な複合構造の構成のいずれかを使用して実施される。例えば、図３及び４では、翼格子桁４０の各々は、ウェブ４４によって互いに結合された上部キャップ４６及び下部キャップ４８を有する複合Ｉビーム４１を含むことができる。上部キャップ４６は、上部翼外板２２の内表面３０に対し、接合線４７に沿って接着により接合され、下部キャップ４８は、下部翼外板２４の内表面３２に対し、接合線４９に沿って接着により接合される。この実施例では、格子横ばり４２は、隣接するＩビーム４１間に延びるほぼ平坦な個々の複合ウェブ５０であって、翼格子桁４０のウェブ４４に対し、接合線４５に沿って接着により接合されている複合ウェブ５０を含んでいる。別の実施形態では、Ｉビーム４１及び格子横ばりウェブ５０は、レイアップして同時硬化することができる。

次に翼格子構造３４の別な形態を示す図５及び６に注目する。この実施例では、翼格子桁４０を形成する複合Ｉビーム４１が、やはりＩ字状断面を有する格子横ばり４２により強化及び安定化されている。格子横ばり４２の各々は、ウェブ５０によって互いに結合された上部及び下部キャップ５２、５４を含んでいる。上部及び下部キャップ５２、５４が、対応する翼格子桁４０の上部及び下部キャップ４６、４８とそれぞれほぼ同一平面内にあることにより、図３及び４に示した実施形態と比較して、翼格子構造３４と上部及び下部翼外板２２、２４との間に得られる接合面積が大きい。格子横ばり４２は、いくつかの実施形態ではレイアップされて翼格子桁４０と同時硬化され、他の実施形態では二次的な接合工程において接着により互いに結合される。上部キャップ４６、５２は、二次的な接合工程において、上部翼外板２２の内表面３０に対し、接合線５１に沿って接着により結合される。同様に、下部キャップ４８、５４は、二次的な接合工程において、下部翼外板２４の内表面３２に対し、接合線５３に沿って接着により結合される。格子横ばり４２は、図５及び６に示す実施例では翼１４、１６の翼弦方向にほぼ整列しているが、他の実施形態では、翼１４、１６の翼幅方向において互い違いになっていてよいか、又は互いにずれていてよい。

図７は、翼格子構造３４のまた別の実施形態を示している。明瞭性のために、上部及び下部翼外板２２、２４は示さない。格子横ばり４２は、概ね平坦な、上部及び下部複合材横ばりストラップ５６、５８を有している。これらのストラップ５６、５８は、翼１４、１６の翼幅方向に、縦方向に間隔を空けて配置されており、翼格子桁４０全体にわたって横方向に延びている。図示の実施例では、翼格子桁は、参照番号４０により概略的にのみ示されている。横ばりストラップ５６、５８は、翼格子桁４０の上にレイアップされて、翼格子桁４０と同時硬化される。横ばりストラップ５６、５８は、外側に平坦な接合表面５９を有しており、この表面に対し、二次的な接合工程において、上部及び下部翼外板２２、２４が接合線５３に沿って接着により接合される。別の構成では、横ばりストラップ５６、５８は、翼格子桁４０の上にレイアップされて、翼格子桁４０と同時硬化される。

図８は、図３〜６に関連して上述したＩビーム４１に類似のＩビーム型翼格子桁４０を採用した翼格子構造３４のまた別の実施形態を示す。この実施例では、Ｉビーム形状の翼格子桁４０は、複合積層板側方ウェブ６０によってさらに強化及び安定化されている。翼格子構造３４を翼弦方向に強化するために、翼格子桁４０の各々にはＸ−Ｙ平面内に延びる中央補強材６１が設けられている。中央補強材６１は、ウェブ４４を通って側方ウェブ６０内へ延び、上述のような格子横ばり４２として機能して、翼１４、１６に所望のねじり剛性と剪断強度とを付与する。図３〜６に示した実施形態と同様に、上部及び下部キャップ４６、４８は、それぞれ上部及び下部翼外板２２に直接接合されており、その結果、翼外板２２、２４と翼格子構造３４との間で接合線（図示しない）に沿って荷重が移動する。

図９は、予備成形された単純な複合積層板セグメントを使用して図８に示す翼格子構造３４を製造するために採用されるアセンブリを示している。予備整形された四つのＣ字状セグメント６４は、中央ウェブセグメント７２に対して事前に位置決めされる。次いで、側方ウェブ６０（図８）を形成する側方ウェブセグメント６２が、Ｃ字状セグメント６４の外側を覆うように位置決めされる。組立てられたＣ字状セグメント６４の上にキャップセグメント６８が配置されて、図８に示す翼格子構造３４の要素のすべてを含むレイアップアセンブリが形成される。図９に示される複合積層板セグメントは、順番にレイアップされ、その後同時硬化される。

図１０に示す翼格子構造３４の別の実施形態は、図８に示した実施形態に類似であるが、この中央補強材６１が、翼格子桁４０間において翼弦方向に、且つ翼１４、１６の翼幅方向に連続している点で異なっている。いくつかの形態では、中央補強材６１は、翼重量を低減するために、隣接する翼格子桁間に空隙を有することができる。例えば、中央補強材は、翼格子桁４０を通る離間した中央補強材ストラップを含むことができる。

図１１は、図７及び８に関連して上述した実施形態の特徴を組み合わせた翼格子構造３４の別の変形例を示している。この実施形態では、格子横ばり４２は、翼格子桁４０に接合されている上部及び下部横ばりストラップ５６、５８により、又は翼格子桁４０と同時硬化された上部及び下部横ばりストラップ５６、５８により、形成される。上部及び下部横ばりストラップ５６、５８は、図７に示した実施形態と同様に、翼１４、１６の翼幅方向に離間していても、或いは同翼幅方向に連続又は半連続でもよい。上部及び下部横ばりストラップ５６、５８は、横方向の剪断荷重と、翼弦方向の屈曲とに反応するために十分な厚みを有している。

図１２は、上述の種類の航空機の翼１４、１６の作製方法７４のステップを概略的に示している。ステップ７６から開始して、それぞれモードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの異なる層間破壊靭性及び強度と、異なる弾性係数とを有する上部及び下部複合材翼外板２２、２４を形成する。上述のように、異なる層間破壊靭性及び強度は、外板内で特定のプライ方向を有するプライ（例えば、０°のプライ）の数といった一又は復数の材料特性を変化させることにより付与される。翼外板２２、２４の各々のプライをレイアップし、その後硬化させる。ステップ７８では、適切なレイアップ及び組立てツーリングを用いて、上述の翼格子桁４０及び格子横ばり４２を含む要素をレイアップすることにより内部翼格子構造３４を形成する。レイアップに続いて、翼格子桁４０及び格子横ばり４２を一緒に同時硬化させて、完全に圧密化及び一体化された翼格子構造３４を形成する。ステップ８０では、早期硬化させた上部及び下部複合材翼外板２２、２４を、二次的な接合工程において、早期硬化させた翼格子構造３４に対して接着により接合することにより完全な主翼ボックスを形成する。ステップ８２では、必要に応じて前縁及び／又は後縁アセンブリを主翼ボックスに取付ける。

本発明の一の態様によれば、それぞれ異なる剛性を有する上部及び下部複合外板（２２、２４）と、上部及び下部複合外板（２２、２４）の間に位置して上部及び下部複合外板（２２、２４）の各々に取り付けられた構造（３４）とを含む装置が提供される。

有利には、構造（３４）は、互いに接合された交差する複数の支持部材（４０、４２）を含んでいる。有利には、支持部材（４０、４２）は、翼幅方向に延びて上部及び下部複合外板（２２、２４）の各々に接合された桁（４０）を含み、上部及び下部複合外板（２２、２４）と構造（３４）とは一体的に接合された翼装置を形成している。有利には、上部複合材翼外板（２２）は、下部複合材翼外板（２４）の剛性より低い剛性を有している。有利には、上部及び下部複合外板（２２、２４）の各々は、直交異方性で、層間破壊靭性を有しており、上部複合外板の層間破壊靭性は下部複合靭性の層間破壊靭性より低い。

有利には、上部複合材翼外板（２２）は、約３．０インチ−ポンド／インチ^２〜約５．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩの層間破壊靭性を有し、下部複合材翼外板（２４）は、約４．５インチ−ポンド／インチ^２〜約６．５インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩの層間破壊靭性を有する。有利には、上部及び下部複合外板（２２、２４）は、繊維方向、繊維材料、繊維径、繊維密度、樹脂材料、０°の繊維方向を有するプライの数からなる群より選択された少なくとも一つの異なる特性を有している。有利には、装置は、少なくとも一つが一対の桁キャップ（４６、４８）と、それら桁キャップ（４６、４８）の間に接続される桁ウェブ（４４）とを含む桁（４０）と、少なくとも一つが横ばりウェブ（５０）を含む格子横ばり（４２）とをさらに備えている。

本発明の一の態様によれば、装置の作製方法が提供され、この方法は、それぞれ異なる剛性を有する上部及び下部複合外板（２２、２４）を形成することと、内部構造（３４）を形成することと、上部及び下部複合外板（２２、２４）に構造（３４）を接合することとを含む。有利には、構造（３４）を形成することは、復数の桁（４０）を形成することと、複数の格子横ばり（４２）を形成することと、格子横ばりに桁を接合することとを含む。有利には、上部及び下部複合外板（２２、２４）を形成することは、上部複合外板が下部複合外板の層間破壊靭性より低い層間破壊靭性を持つに至るような少なくとも一つの材料特性を選択することを含む。

有利には、材料特性は、繊維方向、繊維材料、繊維径、繊維密度、樹脂材料、及び０°の繊維方向を有するプライの数からなる群より選択される。有利には、上部複合外板（２２）を形成することは、上部複合外板に、約３．０インチ−ポンド／インチ^２〜約５．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩの層間破壊靭性を選択することを含み、下部複合外板（２４）を形成することは、下部複合外板に、約４．５インチ−ポンド／インチ^２〜約６．５インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩの層間破壊靭性を選択することを含む。有利には、格子装置を形成することは、少なくとも一つがウェブ（４４）と上部及び下部キャップ（４６、４８）とを有する桁（４０）を形成することを含み、上部及び下部複合外板（２２、２４）に構造（３４）を接合することは、各桁の上部及び下部キャップをそれぞれ上部及び下部複合外板（２２、２４）に接合することを含む。有利には、上部及び下部複合外板（２２、２４）を形成することは、各複合外板を同時硬化させることを含み、内部複合構造（３４）を形成することは、構造部材（４０、４２）を格子状に連結させることを含み、上部及び下部複合構造（２２、２４）に構造（３４）を接合することは、同時硬化させた上部及び下部複合外板（２２、２４）を構造部材の格子に接合することを含む。

本発明の一の態様によれば、一体式の複合材航空機翼が提供され、この複合材航空機翼は、繊維強化樹脂からなる複数の積層プライを含む上部複合材翼外板であって、第１の層間破壊靭性を有する上部複合材翼外板と、繊維強化樹脂からなる複数の積層プライを含む下部複合材翼外板であって、第１の層間破壊靭性より大きなマグニチュードを有する第２の層間破壊靭性を有する下部複合材翼外板と、上部及び下部複合材翼外板に挟まれて上部及び下部複合材翼外板の各々に接合された複合材格子構造であって、翼の翼幅方向に延びる複数の複合材翼格子桁、及び翼格子桁と同時硬化されて翼の翼弦方向に延びる複数の複合材格子横ばりを含む複合材格子構造とを備えており、複合材翼格子桁は上部及び下部複合材翼外板に接合されて一体式翼構造を形成する。

有利には、翼格子桁の各々は、上部複合材翼外板に接合された上部キャップと、下部複合材翼外板に接合された下部キャップと、上部及び下部キャップを接続するウェブとを含むＩビームを有している。有利には、上部複合材翼外板は、約３．０インチ−ポンド／インチ^２〜約５．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩ、約４．５インチ−ポンド／インチ^２〜７．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩＩ、及び約７．５インチ−ポンド／インチ^２〜８．５インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩＩＩの層間破壊靭性を有しており、下部複合材翼外板は、約４．５インチ−ポンド／インチ^２〜約６．５インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩ、約５．５インチ−ポンド／インチ^２〜８．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩＩ、及び約８．５インチ−ポンド／インチ^２〜１２．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩＩＩの層間破壊靭性を有している。

有利には、翼格子桁の各々は格子桁ウェブを有し、格子横ばりの各々は横ばりウェブを有し、格子桁ウェブは横ばりウェブに接続される。有利には、翼格子桁の各々は、中央ウェブと、中央ウェブの各端部それぞれの上部及び下部キャップと、中央ウェブから距離を置いて中央ウェブと概ね平行に延びる側方ウェブと、中央ウェブに接続し、側方ウェブの間に延びる中央補強材とを含む。有利には、中央補強材は格子桁の間に延びて格子桁を構造的に接続する。有利には、格子横ばりは、翼格子桁と上部及び下部の複合材翼外板との間にそれぞれ挟まれた、概ね平坦な第１組及び第２組の複合ストラップを含む。

ここに記載した説明では、ベストモードを含む本発明を開示し、且つ当業者が任意の機器やシステムの作製及び使用、並びに組込まれた任意の方法の実施を含め、本発明を実行することを可能にするために実施例を使用している。本発明の特許可能な範囲は特許請求の範囲によって定義されるもので、当業者であれば想起する他の実施例も含みうる。このような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文字言語から逸脱しない構造要素を有する場合、あるいは、それらが特許請求の範囲の文字言語との有意でない相違を有する等価な構造要素を含んでいる場合は、特許請求の範囲の範囲内に含まれる。

上述した種々の例示的な実施形態の説明は、例示及び説明を目的とするものであり、完全な説明であること、又はこれらの実施形態を開示された形態に限定することを意図していない。当業者には、多数の修正例及び変形例が明らかであろう。さらに、種々の例示的な実施形態は、他の例示的な実施形態とは異なる利点を提供することができる。選択された一又は複数の実施形態は、実施形態の原理、実際の用途を最もよく説明するため、及び他の当業者に対し、様々な実施形態の開示内容と、考慮される特定の用途に適した様々な修正との理解を促すために選択及び記述されている。

１０ 航空機
１２ 胴体
１４、１６ 翼
１８、２０ エンジン
２２ 上部複合材積層翼外板
２４ 下部複合材積層翼外板
２６ 翼付根
２８ 翼端
３０、３２ 上部外板及び下部外板の内表面
３４ 複合材翼格子構造
４０ 翼格子桁
４０ａ 前縁格子桁
４０ｂ 後縁格子桁
４１ Ｉビーム
４２ 格子横ばり
４４ ウェブ
４５ 接合線
４６ 上部キャップ
４７ 接合線
４８ 下部キャップ
４９ 接合線
５０ 複合ウェブ
５１ 接合線
５２ 上部キャップ
５３ 接合線
５４ 下部キャップ
５６、５８ 横ばりストラップ
５９ 接合表面
６０ 側方ウェブ
６１ 中央補強材
６２ 側方ウェブセグメント
６４ Ｃ字状セグメント
６８ キャップセグメント
７２ 中央ウェブセグメント

Claims (15)

1. それぞれ異なる剛性を有する上部及び下部複合外板（２２、２４）と、
   上部及び下部複合外板（２２、２４）の間に位置して上部及び下部複合外板（２２、２４）の各々に取り付けられた構造（３４）と
   を備える装置。
2. 構造（３４）が、互いに接合された交差する複数の支持部材（４０、４２）を含んでいる、請求項１に記載の装置。
3. 支持部材（４０、４２）が、翼幅方向に延びて上部及び下部複合外板（２２、２４）の各々に接合される桁（４０）を含んでおり、
   上部及び下部複合外板（２２、２４）と構造（３４）とが、一体式に接合された翼装置を形成している、
   請求項２に記載の装置。
4. 上部複合外板（２２）が、下部複合外板（２４）の剛性より低い剛性を有している、請求項１ないし３のいずれか一項に記載の装置。
5. 上部及び下部複合外板（２２、２４）の各々は、直交異方性であり、層間破壊靭性を有しており、
   上部複合材翼外板の層間破壊靭性は、下部複合材翼外板の層間破壊靭性より低い、
   請求項１ないし４のいずれか一項に記載の装置。
6. 上部複合外板（２２）が、約３．０インチ−ポンド／インチ^２〜約５．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩの層間破壊靭性を有しており、
   下部複合外板（２４）が、約４．５インチ−ポンド／インチ^２〜約６．５インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩの層間破壊靭性を有している、
   請求項１ないし５のいずれか一項に記載の装置。
7. 上部及び下部複合外板（２２、２４）が、互いに異なる、繊維方向、繊維材料、繊維径、繊維密度、樹脂材料、０°の繊維方向を有するプライの数からなる群より選択される少なくとも一つの特性を有している、請求項１ないし６のいずれか一項に記載の装置。
8. 少なくとも一つに一対の桁キャップ（４６、４８）と前記桁キャップ間に接続された桁ウェブ（４４）とが含まれている桁（４０）と、
   少なくとも一つに横ばりウェブ（５０）が含まれている格子横ばり（４２）と
   をさらに備えている、請求項１ないし７のいずれか一項に記載の装置。
9. 装置の作製方法であって、
   それぞれ異なる剛性を有する上部及び下部複合外板（２２、２４）を形成することと、
   内部構造（３４）を形成することと、
   上部及び下部複合外板（２２、２４）に構造（３４）を接合することと
   を含む方法。
10. 構造（３４）を形成することが、
    複数の桁（４０）を形成することと、
    複数の格子横ばり（４２）を形成することと、
    前記格子横ばりに前記桁を接合することと
    を含む、請求項９に記載の方法。
11. 上部及び下部複合外板（２２、２４）を形成することが、上部複合外板が下部複合外板の層間破壊靭性より低い層間破壊靭性を持つに至るような少なくとも一つの材料特性を選択することを含む、請求項９又は１０に記載の方法。
12. 材料特性を、繊維方向、繊維材料、繊維径、繊維密度、樹脂材料、０°の繊維方向を有するプライの数からなる群より選択する、請求項１１に記載の方法。
13. 上部複合外板（２２）を形成することが、上部複合外板に、約３．０インチ−ポンド／インチ^２〜約５．０インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩの層間破壊靭性を選択することを含み、
    下部複合外板（２４）を形成することが、下部複合外板に、約４．５インチ−ポンド／インチ^２〜約６．５インチ−ポンド／インチ^２であるモードＩの層間破壊靭性を選択することを含む、
    請求項９ないし１２のいずれか一項に記載の方法。
14. 格子装置を形成することが、少なくとも一つがウェブ（４４）と上部及び下部キャップ（４６、４８）とを有している桁（４０）を形成することを含み、
    上部及び下部複合外板（２２、２４）に構造（３４）を接合することが、各桁の上部及び下部キャップをそれぞれ上部及び下部複合外板（２２、２４）に接合することを含む、
    請求項９ないし１３のいずれか一項に記載の方法。
15. 上部及び下部複合外板（２２、２４）を形成することが、複合外板の各々を同時硬化させることを含み、
    内部複合構造（３４）を形成することが、構造部材（４０、４２）を格子状に連結することを含み、且つ
    上部及び下部外板（２２、２４）に構造（３４）を接合することが、同時硬化させた上部及び下部複合外板（２２、２４）を構造部材の格子に接合することを含む、
    請求項９ないし１４のいずれか一項に記載の方法。

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