JP2020019474A - 垂直補強材の共硬化方法 - Google Patents

Abstract

【課題】複数の複合構造体で構成される航空機部品を形成する際の時間とコストの低減を図る。【解決手段】複合構造体（３０２）の製造方法が提供される。第１所定数の複合材料層をレイアップすることにより、第１組の補強材（３０６）を形成する。第２所定数の複合材料層をレイアップすることにより、パネル（３０４）を形成する。第１組の補強材は、パネルの第１面（３１２）に関連付けられる。事前硬化複合材ストリップを、パネルの第１面とは反対側の第２面（３１４）に配置する。第３所定数の複合材料層を、パネルの第２面にレイアップすることにより、第１組の補強材に対して垂直に延びる第２組の補強材（３０８）を形成する。事前硬化複合材は、第１組の補強材のうちの１つと、第２組の補強材のうちの１つとの交差部分に位置する。すべての複合材層を共硬化して、複合構造体を形成する。【選択図】図３

Description

本開示は、概して、複合構造体の製造プロセスに関する。より具体的には、本開示は、航空機に用いられる垂直補強材を共硬化（co-cure）する方法に関する。

航空機を製造するには、多くの複雑なプロセスが必要である。航空機に複合構造体を使用することが増えるにつれて、製造業者は、これら複合材部品の製造に要するコスト及び時間を削減する方法を模索し続けている。

航空機部品の中には、複数の複合構造体で構成されるものがある。例えば、隔壁は、複合材パネルと、その片面又は両面に設けられた一組の補強材によって構成される。補強材は、パネルを構造的に支える役割を行う。航空機部品を形成するために用いられる複合構造体の数、ならびに、複合材料の配向及び厚みによって、製造業者は、其々に固有の課題に直面する。

複数の複合構造体で構成される航空機部品を形成するには、例えば、各コンポーネントを個別に硬化した後、これらを連結する。他のプロセスとして、構造体のうちの２つを共硬化した後、これらを第３の部品に連結する場合もある。さらに別の例では、複数の部品を他の複数の部品と共接合（co-bond）することにより、構造体を完成させる。従って、部品及びそのコンポーネントは、航空機に取り付けられる状態になるまでに、複数回の硬化サイクルにかけられる。このようなプロセスによれば、多くの時間及びコストがかかる。

従って、上述の事項の少なくともいくつかを、また、その他の潜在的な事項を考慮にいれた方法および装置の提供が望まれる。

本開示の例示的な実施形態は、複合構造体を製造するための方法を提供する。所定数の第１複合材料層をレイアップすることにより、第１組の補強材を形成する。所定数の第２複合材料層をレイアップすることにより、パネルを形成する。前記第１組の補強材は、前記パネルの第１面に関連付けられる。所定数の第３複合材料層を、前記パネルの第１面とは反対側の第２面にレイアップすることにより、第２組の補強材を形成する。前記第２組の補強材は、前記第１組の補強材に対して垂直に延びる。前記所定数の第１複合材料層、前記所定数の第２複合材料層、及び、前記所定数の第３複合材料層を共硬化することにより、複合構造体を形成する。

本開示の別の例示的な実施形態は、パネル、第１組の補強材、第２組の補強材、及び、所定数の事前硬化複合材ストリップを含む、航空機用の複合構造体を提供する。パネルは、第１面及び前記第１面の反対側の第２面を有する。第１組の補強材は、パネルの前記第１面に関連付けられている。第２組の補強材は、パネルの前記第２面に関連付けられている。第２組の補強材は、前記第１組の補強材に対して垂直に延びる。所定数の事前硬化複合材ストリップの各々は、第１組の補強材のうちの１つと、第２組の補強材のうちの１つとの交差部分に配置されている。前記パネル、前記第１組の補強材、及び、前記第２組の補強材が共硬化されて複合構造体を形成している。

本開示のさらに別の例示的な実施形態は、航空機用の複合構造体の製造方法を提供する。所定数の第１複合材料層をレイアップすることにより第１補強材を形成する。所定数の第２複合材料層をレイアップすることにより、パネルを形成する。前記第１補強材は、パネルの第１面に関連付けられる。第１事前硬化複合材ストリップを、前記パネルの第１面とは反対側の第２面に配置する。所定数の第３複合材料層を、前記パネルの第１面とは反対側の第２面にレイアップすることにより、第２補強材を形成する。第２補強材は、前記第１補強材に対して垂直に延びる。前記第１事前硬化複合材ストリップは、前記パネルの前記第２面と前記第２補強材との間における、前記第１補強材と前記第２補強材との交差部分に配置されている。前記所定数の第１複合材料層、前記所定数の第２複合材料層、及び、前記所定数の第３複合材料層を共硬化することにより、複合構造体を形成する。

特徴および機能は、本開示の様々な実施形態において独立的に達成可能であり、また、他の実施形態と組み合わせることも可能である。以下の説明及び図面を参照すれば、その詳細がさらに理解されるであろう。

例示的な実施形態に特有のものと考えられる新規な特徴は、添付の特許請求の範囲に記載されている。ただし、例示的な実施形態、ならびに、好ましい使用形態や、さらなる目的及び特徴は、以下に示す本開示の例示的な実施形態の詳細な説明を添付図面と共に参照することにより、最もよく理解されるであろう。

例示的な実施形態による航空機の斜視図である。 例示的な実施形態による製造環境のブロック図である。 例示的な実施形態による、複合構造体を形成するために用いられるアセンブリの斜視図である。 例示的な実施形態による、複合構造体を形成するために用いられるアセンブリの断面図である。 例示的な実施形態による、形成された複合構造体の断面図である。 例示的な実施形態による複合構造体を上から見た図である。 例示的な実施形態による複合構造体の断面図である。 例示的な実施形態による、複合構造体を製造するためのプロセスのフローチャートである。 例示的な実施形態による、複合構造体を製造するためのプロセスのフローチャートである。 例示的な実施形態による、複合構造体用のアレストメントファスナを取り付けるためのプロセスのフローチャートである。 例示的な実施形態による、航空機の製造及び保守の方法のブロック図である。 例示的な実施形態を実装可能な航空機のブロック図である。

例示的な実施形態においては、１つ以上の異なる事項が認識及び考慮されている。例えば、例示的な実施形態では、航空機の製造プロセスが、当該航空機で使用するための複合構造体の製造を含むということが、認識及び考慮されている。これらの複合構造体には、複雑なものもある。例えば、隔壁は、複合材パネルと、その両面に其々設けられた一組の補強材とによって構成される場合がある。一方の面に設けられた補強材は、他方の面に設けられた補強材に対して、垂直に延びる。この場合、現在用いられているいくつかの技術では、各部品をレイアップして個別に硬化した後に、部品どうしを繋ぎ合わせる必要がある。このようなプロセスでは、複数回のオートクレーブサイクル及び多くのファスナを用いることになり、多大な時間及び資源を要する場合がある。

また、例示的な実施形態では、現在用いられている手法では、複合部品が所望どおりに形成されない場合があるということが、認識及び考慮されている。例えば、パネルと補強材とが共硬化された場合、湾曲、層剥離、及び、その他の望ましくない影響が、重なり部分に見られる場合がある。重い補強材は、交差部分において沈む場合がある。換言すれば、補強材は、パネルの一方の面にわたって、滑らかで均一且つ平らには形成されない場合がある。構造上の不備ならびに加工上の制約によって、製造業者は、垂直な補強材を備える複合部品を共硬化する能力が制限される場合がある。

例示的な実施形態では、複合部品を航空機に設置する前に、当該複合部品を検査することが望ましいということも、認識及び考慮されている。例えば、非破壊検査を用いることにより、複合部品の表面及び表面下の欠陥を発見することができる。しかしながら、他の構造体との重なりが存在する領域では、非破壊検査が難しいか、あるいは不可能な場合がある。

従って、開示の実施形態は、互いに垂直の補強材を同じウェブに対して共硬化するための方法に関する。所定数の第１複合材料層を成形型上にレイアップすることにより、パネルを形成する。第１事前硬化複合材ストリップが、パネルの第１面に配置される。次に、所定数の第２複合材料層をパネルの第１面にレイアップすることにより、第１補強材を形成する。パネルと第１補強材との間に事前硬化ストリップが位置する。所定数の第３複合材料層を、パネルの第１面とは反対側の第２面にレイアップすることにより、第１補強材に対して垂直に延びる第２補強材を形成する。

所定数の異なる成形型を用いることにより、パネルのいずれの面においても、補強材の形状を維持することができる。所定数の第１複合材料層、所定数の第２複合材料層、及び、所定数の第３複合材料層を共硬化することにより、複合構造体を形成する。事前硬化ストリップは、複合材料層と共結合され、硬化中において、追加的な構造的支えとなる。硬化、トリム、及び検査を行った後に、検査が難しい領域である補強材の交差部分（すなわち非検査ゾーン）の各々に、アレストメントファスナ（arrestment fasteners）が取り付けられる。開示の方法によれば、複雑な複合材パネルを製造するのに必要な硬化サイクルの回数を、最小限に抑えることができる。

次に、図面を参照し、特に図１を参照すると、同図には、例示的な実施形態による航空機が示されている。本実施例において、航空機１００は、胴体１０６に取り付けられた翼１０２及び翼１０４を有する。

胴体１０６は、セクション１０８及びセクション１１０を有する。胴体１０６の外板１１２は、複合材料によって構成されている。後部隔壁１１４は、胴体１０６の部分１１６内において、セクション１０８をセクション１１０から隔てている。航空機１００のノーズ１２０には、前部圧力隔壁１１８が配置されている。

後部隔壁１１４及び前部圧力隔壁１１８は、いずれも複合材料によって形成されてよい。また、これらの構造体は、例えば、両面に補強材が設けられたパネルよって構成されており、両面の補強材は、互いに対して垂直に延びている。後部隔壁１１４及び前部圧力隔壁１１８は、本明細書に記載のプロセスを用いて形成することができる。

次に、図２を参照すると、同図には、例示的な実施形態による製造環境のブロック図が示されている。本実施例において、製造環境２００は、航空機２０４で使用するための複合構造体２０２が製造される環境の一例である。複合構造体２０２は、その後、航空機２０４に取り付けられうる。

複合構造体２０２は、所定数の異なる形態を取りうる。例えば、複合構造体２０２は、限定するものではないが、隔壁、パネル、コンパートメント、安定板、脚格納室、仕切り部材、外板、又は航空機２０４に使用される他の適当な構造体である。複合構造体２０２が隔壁である場合、複合構造体２０２は、後脚格納室隔壁、前脚格納室隔壁、ピボット隔壁、後部隔壁、前部圧力隔壁、又は他の種類の隔壁の形態を取りうる。

硬化される前は、複合構造体２０２は、アセンブリ２０６の形態を取る。アセンブリ２０６は、様々な成形型及び支持構造体上にレイアップされた複合材料層の積層体である。アセンブリ２０６は、所定数の第１複合材料層２０８、所定数の第２複合材料層２１０、及び、所定数の第３複合材料層２１２を含む。各複合材料層は、個々の実施形態によって、同じ種類の複合材料であってもよいし、異なる種類の複合材料であってもよい。

本明細書において、アイテムについて「所定数の」という場合、１つ又は複数のアイテムを意味する。従って、所定数の複合材料層とは、１つ又は複数の複合材料層を含む。

アセンブリ２０６は、成形型２１４及び複数のゴム製マンドレル２１６によって支持されている。複数のゴム製マンドレル２１６は、各補強材の各チャネル内に配置されている。複数のゴム製マンドレル２１６は、アセンブリ２０６内における補強材の形状を維持するために用いられる。アセンブリ２０６は、積層後、バッグに入れられて真空下に置かれ、オートクレーブ２１８内に配置されて硬化される。

本実施例において、硬化された複合構造体２０２は、パネル２２０、第１組の補強材２２２、第２組の補強材２２４、所定数の事前硬化ストリップ２２６、及び、ファスナ２２８を含む。所定数の第１複合材料層２０８、所定数の第２複合材料層２１０、及び、所定数の第３複合材料層２１２が其々レイアップされて、第１組の補強材２２２、パネル２２０、及び、第２組の補強材２２４が形成される。

パネル２２０は、複合構造体２０２のウェブを構成する。これらの実施例において、パネル２２０は、実質的に平坦である。

第１組の補強材２２２及び第２組の補強材２２４は、パネル２２０を構造的に支えるように構成された構造体である。第１組の補強材２２２は、パネル２２０の第１面２３０に関連付けられている。パネル２２０の第１面２３０は、アセンブリ２０６の成形型側に対応する。

第２組の補強材２２４は、パネル２２０の第２面２３２に関連付けられている。パネル２２０の第２面２３２は、アセンブリ２０６のバッグ側に対応する。第２組の補強材２２４は、第１組の補強材２２２に対して垂直に延びている。

第１組の補強材２２２及び第２組の補強材２２４の各補強材は、互いに同じ形状であってもよいし、異なる形状であってもよい。例えば、限定するものではないが、補強材のうちの任意の１つは、ハット型補強材、ブレード補強材、円形補強材、Ｊ型補強材、台形補強材、半円形補強材、矩形補強材、円形補強材、及び任意の他の適当な種類の補強材の形態をとりうる。本実施例において、第１組の補強材２２２は、第２組の補強材２２４と同様の形状を有する。

第１補強材２３４は、第１組の補強材２２２のうちの１つである。第１補強材２３４は、第１フランジ２３６及び第２フランジ２３８を有しており、これらのフランジは、其々が第１補強材２３４の長さ方向に沿って、互いに平行に、向かい合って延びている。第２補強材２４０は、第２組の補強材２２４のうちの１つである。第２補強材２４０は、第１フランジ２４２及び第２フランジ２４４を有しており、これらのフランジは、其々が第２補強材２４０の長さ方向に沿って、互いに平行に、向かい合って延びている。

本実施例において、所定数の事前硬化ストリップ２２６は、事前に硬化されるとともにトリムされた複合構造体である。所定数の事前硬化ストリップ２２６用の複合材料は、アセンブリ２０６に用いるのに適した複合材料の中から、任意のものを選択することができる。所定数の事前硬化ストリップ２２６の種類及び厚みは、個々の実施形態によって変更することができる。

所定数の事前硬化ストリップ２２６は、複合構造体２０２の所与の領域に所望のレベルの剛性をもたらすために、アセンブリ２０６内に配設されるように構成されている。所定数の事前硬化ストリップ２２６は、硬化中において、部品における異なる層を平坦にする役割も果たす。

所定数の事前硬化ストリップ２２６は、第２組の補強材２２４と、パネル２２０の第２面２３２との間に敷設されている。また、所定数の事前硬化ストリップ２２６は、第１組の補強材２２２と、パネル２２０の第１面２３０との間にも、敷設されている。換言すれば、所定数の事前硬化複合材ストリップは、アセンブリ２０６内の２つの未硬化部品の間に挟まれており、オートクレーブサイクルの際にこれらの部品と共接合される。

パネル２２０及び補強材２２２、２２４の所望の形状及び剛性を硬化中に維持するために、所定数の事前硬化ストリップ２２６が必ずしもパネル２２０の両面に必要というわけではない。ただし、所定数の事前硬化ストリップ２２６は、少なくともパネル２２０の片面には必要である。

第１事前硬化複合材ストリップ２４６は、第２補強材２４０と、パネル２２０の第２面２３２との間に敷設されている。第２事前硬化複合材ストリップ２４８は、第１補強材２３４と、パネル２２０の第１面２３０との間に敷設されている。第１事前硬化複合材ストリップ２４６及び第２事前硬化複合材ストリップ２４８は、硬化中にアセンブリ２０６に剛性をもたらし、第１補強材２３４と第２補強材２４０との交差部分２４９においてアセンブリ２０６が曲がるのを防止する。交差部分２４９とは、パネル２２０を間に挟んだ、第１補強材２３４と第２補強材２４０との幾何学的な重なり部分である。

本実施例において、第１事前硬化複合材ストリップ２４６及び第２事前硬化複合材ストリップ２４８は、互いに垂直な補強材どうしの重なり部分を覆う形状を有してよい。第１事前硬化複合材ストリップ２４６及び第２事前硬化複合材ストリップ２４８は、其々、第２補強材２４０及び第１補強材２３４の全長に渡って延びる。このように、第１事前硬化複合材ストリップ２４６は、第２補強材２４０と、パネル２２０の反対面に設けられた第１組の補強材２２２のうちの、第２補強材２４０と幾何学的に重なり、第２補強材２４０に対して垂直なすべての補強材との各交差部分に、支持力をもたらす。

他の実施例において、第１事前硬化複合材ストリップ２４６及び第２事前硬化複合材ストリップ２４８は、其々、第２補強材２４０及び第１補強材２３４の長さ方向に沿って延びていなくともよい。代わりに、事前硬化ストリップは、パネルの一方の面における第１補強材２３４と第２補強材が重なり合う交差ポイントのみにおいて、剛性をもたらすものであってもよい。換言すれば、事前硬化ストリップは、セグメント化することができる。これらのセグメントは、間隙をあけてもよいし、あるいは、隙間なく隣接配置してもよい。

所定数の事前硬化ストリップ２２６のうちの任意のものは、正方形、矩形、変則的形状、円形、又は他の適当な形状を有してよい。所定数の事前硬化ストリップ２２６は、複合材料で構成され、他の複合材料層と同時にレイアップされるため、所定数の事前硬化ストリップ２２６の追加によって、複合構造体２０２の重量、複雑さ、又はプロセス時間が大きく増えることはない。

接着剤層２５０は、所定数の事前硬化ストリップ２２６を、アセンブリ２０６内の周囲の構造体に接着する。図示の実施例において、第２補強材２４０と第１事前硬化複合材ストリップ２４６との間には、第１接着剤層２５２がある。第１事前硬化複合材ストリップ２４６とパネル２２０の第２面２３２との間には、第２接着剤層２５４がある。同様に、パネル２２０の第１面２３０と第２事前硬化複合材ストリップ２４８との間には、第３接着剤層２５６がある。第２事前硬化複合材ストリップ２４８と、第１補強材２３４との間には、第４接着剤層２５８がある。

アセンブリ２０６をオートクレーブ２１８内で硬化して硬化複合構造体２０２とした後、複合構造体２０２は、トリム及び検査を受ける。検査システム２５９は、複合構造体２０２を検査して、欠陥がないかを調べるように構成されている。例えば、検査システム２５９は、限定するものではないが、非破壊検査システムである。第１補強材２３４及び第２補強材２４０の交差部分２４９におけるパネル２２０の検査は、不可能な場合がある。従って、ファスナ２２８を取り付けることによって、そのような領域におけるパネル２２０の構造安定性を、選択された許容範囲内とする。本実施例では、ファスナ２２８を、アレストメントファスナと称する場合がある。

ファスナ２２８は、第１補強材２３４と第２補強材２４０との重なり部分における様々な箇所で、複合構造体２０２を貫通する。より具体的には、第１ファスナ２６０は、第２補強材２４０の第１フランジ２４２、第１接着剤層２５２、第１事前硬化複合材ストリップ２４６、第２接着剤層２５４、パネル２２０の第２面２３２、パネル２２０の第１面２３０、第３接着剤層２５６、第２事前硬化複合材ストリップ２４８、第４接着剤層２５８、そして、最後に、第１補強材２３４の第１フランジ２３６を貫通して取り付けられている。

同様に、第２ファスナ２６２は、第２補強材２４０の第１フランジ２４２、及び、構造体の残りの部分を貫通し、第１補強材２３４の第２フランジ２３８に到達するように取り付けられている。第３ファスナ２６４は、第２補強材２４０の第２フランジ２４４、構造体、及び、第１補強材２３４の第１フランジ２３６を貫通する。第４ファスナ２６６は、第２補強材２４０の第２フランジ２４４、次に、構造体、そして最後に、第１補強材２３４の第２フランジ２３８を貫通する。

ファスナ２２８は、第１補強材２３４、パネル２２０、及び、第２補強材２４０を、一括して交差部分２４９で固定し、これにより、パネル上における、交差するストリンガーによって網羅的な検査が妨げられる位置では、非破壊検査が行われないものの、プラスの効果が維持される。もちろん、他の実施例において、交差部分２４９に取り付けるファスナ２２８の数を、より多く又は少なくしてもよい。ファスナ２２８は、第１組の補強材２２２のうちの補強材と、第２組の補強材２２４のうちのこれに対して垂直な対応する補強材との各交差部分に設置される。

例示的な実施形態によれば、パネル２２０、第１組の補強材２２２、及び、第２組の補強材２２４を、１回のオートクレーブサイクルで硬化することができる。所定数の事前硬化ストリップ２２６を用いることによって、たわみなどの望ましくない欠陥が、補強材がパネル２２０を横切る部分で発生するのを防止することができる。パネル２２０は、硬化中に、実質的に平らな状態を維持することになる。アレストメントファスナ２２８を用いることによって、重なり部分における検査の必要性を、排除することができる。

本明細書に記載の例示的な実施形態は、複合構造体２０２の形成に要する製造時間及びコストを削減するものである。パネル２２０、第１組の補強材２２２、及び、第２組の補強材２２４のすべてが一度に形成されるので、部品に穿孔して部品どうしを連結する必要性が、大きくに低減する。再加工も、減らす、あるいは無くすことができる。

次に、図３を参照すると、同図には、例示的な実施形態による製造環境の斜視図が示されている。製造環境３００は、図２にブロック形式で示した製造環境２００を物理的に実現した例である。図１の航空機１００における部分１１６内の後部隔壁１１４を形成するために用いられるコンポーネントが示されている。

図示のように、アセンブリ３０２は、パネル３０４、第１組の補強材３０６、及び、第２組の補強材３０８を形成するためにレイアップされた複合材料層を含む。本実施例において、第２組の補強材３０８は、第１組の補強材３０６に対して垂直に延びている。パネル３０４は、第１面３１２及び第２面３１４を有する。

第２組の補強材３０８は、補強材３１５、補強材３１６、及び、補強材３１７を含む。補強材３１５は、マンドレル３１９にレイアップされた複合材料層３１８によって形成されている。補強材３１６は、マンドレル３２１にレイアップされた複合材料層３２０によって形成されている。補強材３１７は、マンドレル３２４にレイアップされた複合材料層３２２によって形成されている。本実施例において、第１補強材３１６は、フランジ３２６及びフランジ３２８を有する。

第１組の補強材３０６は、其々が複合材料層によって形成された補強材３３０、補強材３３２、及び、補強材３３４を含む。補強材３３０は、フランジ３３６及びフランジ３３８を有する。

パネル３０４の第２面３１４上の補強材３１６は、セクション３４０において、パネル３０４の第１面３１２上の補強材３３０と交差している。事前硬化ストリップ（同図には図示せず）が、硬化の前に、補強材３１６とパネル３０４の第２面３１４との間に配置される。同様に、補強材３１７と補強材３３０も、重なり合っている。これらの交差部分、ならびに、一方の面上の補強材が他方の面上の補強材と重なる他のあらゆるエリアに、事前硬化ストリップが配置される。

次に、図４Ａを参照すると、同図には、例示的な実施形態による、複合構造体を形成するために用いられるアセンブリの断面図が示されている。図３の線４−４に沿ったアセンブリ３０２の断面図が示されている。

事前硬化複合材ストリップ４００が、セクション３４０において、複合材料層３２０とパネル３０４の第２面３１４との間に配置されている。事前硬化複合材ストリップ４００は、接着剤層４０２によって、複合材料層３２０に接合されている。本実施例において、接着剤４０２は、事前硬化複合材ストリップ４００の全面を覆う。他の実施例において、接着剤４０２は、事前硬化複合材ストリップ４００における補強材フランジの部分のみを覆っていてもよい。事前硬化複合材ストリップ４００は、接着剤層４０４によって、パネル３０４に接合されている。

図示のように、事前硬化複合材ストリップ４０６が、セクション３４０において、複合材料層４０８とパネル３０４の第１面３１２との間に配置されている。事前硬化複合材ストリップ４０６は、接着剤層４１０によって、複合材料層４０８に接合されている。事前硬化複合材ストリップ４０６は、接着剤層４１２によって、パネル３０４に接合されている。

事前硬化複合材ストリップ４００及び事前硬化複合材ストリップ４０６はいずれも、図２にブロック形式で示した所定数の事前硬化ストリップ２２６のうちの１つを物理的に実現した例である。

図４Ｂは、例示的な実施形態による、形成された複合構造体の図３の線４−４に沿う断面図である。アセンブリ３０２は、既に硬化されており、マンドレル３２１は取り除かれている。同図に示すように、パネル３０４は、実質的に平らな状態を維持しており、補強材３３０に関連する成形型（マンドレル）はセクション３４０にたわみを発生させたりしていない。

次に図５を参照すると、同図には、例示的な実施形態による複合構造体を上から見た図が示されている。図５は、複合構造体５００を上から見た図である。複合構造体５００は、硬化後の第１組の補強材３０６、第２組の補強材３０８、及び、パネル３０４を表している。

本実施例において、セクション３４０は、非検査ゾーン又は「非スキャン」ゾーンを含みうる。ファスナ５０２は、複合構造体５００のセクション３４０に配置されている。具体的には、ファスナ５０４、ファスナ５０６、ファスナ５０８及びファスナ５１０は、補強材３１６のフランジが補強材３３０のフランジと重なり合う位置３１０に配置されている。これらのエリアにアレストメントファスナを取り付けることにより、検査が可能かどうかにかかわらず、所望のレベルの性能を実現することができる。

本実施例では、事前硬化ストリップ４０６を、補強材３１６の全長にわたって延びるものとして示しているが、他の実施例において、事前硬化ストリップ４０６をセグメント化して、補強材３１６と、パネル３０４の他方の面に設けられたこれに対し垂直な補強材との交差部分のみに、局所的に設けてもよい。

次に、図６を参照すると、同図には、例示的な実施形態による複合構造体の断面図が示されている。複合構造体６００は、図２にブロック形式で示した複合構造体２０２を物理的に実現した例である。図６は、バッグ側の補強材の別の構成を示している。

図示のように、複合構造体６００は、補強材６０２及び補強材６０４を含む。本実施例では、補強材６０２は、ブレード補強材である。補強材６０２は、補強材６０４に対して垂直の向きで配置されている。複合構造体６００は、図５に示した複合構造体５００と同様に形成される。

本実施例では、複合構造体６００に事前硬化複合材ストリップを１つだけ用いている。事前硬化複合材ストリップ６０６が、補強材６０２とパネル６１０の第１面６０８との間に、配置されている。事前硬化複合材ストリップ６０６は、両側を、其々接着剤層６１１及び接着剤層６１２によって挟まれている。補強材６０４は、パネル６１０の第２面６１３と共硬化されてこれに直接取り付けられており、これら２つの構造体の間には、事前硬化ストリップが無い。ファスナ６１４及びファスナ６１６は、補強材６０２のフランジを貫通して補強材６０４に到達している。

図１の航空機１００は、所定数の事前硬化ストリップ２２６を有する図２の複合構造体２０２を内蔵するプラットフォームの物理的な実施形態の一つにすぎない。実施形態の例を航空機に関して説明したが、実施形態は、他の種類のプラットフォームにも適用可能である。図２の複合構造体２０２は、互いに垂直な補強材を有する隔壁又は他のパネルが所望される任意のプラットフォームに用いることができる。プラットフォームは、例えば、モバイルプラットフォーム、静止プラットフォーム、陸上ベースの構造体、水上ベースの構造体、又は宇宙ベースの構造体であってよい。より具体的には、プラットフォームは、水上艦、戦車、人員運搬車、列車、宇宙船、宇宙ステーション、衛星、潜水艦、自動車、発電所、橋、ダム、家屋、製造施設、建物、又はその他の適当なプラットフォームであってよい。

図１及び図３〜図６に示した様々なコンポーネントは、図２に示したコンポーネントと組み合わせてもよいし、図２に示したコンポーネントと共に用いてもよいし、これらの両方であってもよい。また、図１及び図３〜６に示したコンポーネントのいくつかは、図２にブロック形式で示したコンポーネントをどのようにして物理的構造体として実現するかを示す具体例である。

図３〜図５に示したもの以外のアセンブリ３０２の他の構成も、実施することができるであろう。例えば、事前硬化複合材ストリップ４０６及びこれに関連付けられた接着剤層は、無くてもよい。他の実施例において、パネル３０４の片面又は両面のセクション３４０に、追加の事前硬化ストリップを用いてもよい。

次に図７を参照すると、同図には、例示的な実施形態による、複合構造体を製造するためのプロセスのフローチャートが示されている。図７に示したプロセスを用いて、図２にブロック形式で示した航空機２０４用の複合構造体２０２を形成することができる。

当該プロセスは、所定数の第１複合材料層を成形型上にレイアップすることにより、第１補強材を形成する（工程７００）ことにより始まる。次に、所定数の第２複合材料層をレイアップすることにより、パネルを形成する（工程７０２）。第１補強材は、パネルの第１面に関連付けられる。次に、第１事前硬化複合材ストリップを、パネルの第１面とは反対側の第２面に配置する（工程７０４）。

当該プロセスでは、次に、所定数の第３複合材料層をパネルの第２面にレイアップすることにより、第１補強材に対して垂直に延びる第２補強材を形成する（工程７０６）。第１補強材と第２補強材との交差部分において、第２補強材とパネルの第２面との間には、第１事前硬化複合材ストリップが配置されている。

次に、当該プロセスでは、所定数の第１複合材料層、所定数の第２複合材料層、及び、所定数の第３複合材料層を共硬化して、複合構造体を形成する（工程７０８）。

次に、硬化された複合構造体をトリム及び検査する（工程７１０）。当該プロセスでは、次に、第１補強材と第２補強材との交差部分にファスナを取り付け（工程７１２）、当該プロセスは終了する。

いくつかの実施例において、図７に示した工程を、本明細書で説明した順序とは異なる順序で行なってもよい。個々の実施形態によって工程を変更又は削除することにより、融通性がもたらされ、クリティカルなオフパス（off path）作業を可能にすることができる。

次に図８を参照すると、同図には、例示的な実施形態による、複合構造体を製造するためのプロセスのフローチャートが示されている。図８に示したプロセスを用いて、図７の工程７０４に示したように、アセンブリ内に第１事前硬化複合材ストリップを配置することができる。

当該プロセスは、第１事前硬化複合材ストリップの形状と、配置する位置を選択する（工程８００）ことにより始まる。当該プロセスでは、次に、第１事前硬化複合材ストリップとパネルの第２面との境界面に、第１接着剤層を塗布する(工程８０２）。次に、第１事前硬化複合材ストリップを、第１接着剤層の上に配置する（工程８０４）。

当該プロセスでは、次に、第１事前硬化複合材ストリップと第２補強材との境界面に、第２接着剤層を塗布する（工程８０６）。場合によっては、工程８０４と工程８０６は、逆の順序で行ってもよい。

当該プロセスでは、次に、第１事前硬化複合材ストリップを、第１補強材、第２補強材、及びパネルと共接合し（工程８０８）、当該プロセスは終了する。当該プロセスを、各補強材に対して繰り返すことにより、均一な硬化を実現するとともに、パネルの一方の面の補強材と、パネルの他方の面でこれに対して垂直に延びる対応する補強材との重なり部分における変形を、減少させることができる。追加の接着剤層を用いてもよい。パネルの第２面上における、第１補強材と第２補強材との交差部分に、第２事前硬化複合材ストリップを配置することができる。その配置及び共接合プロセスは、同様である。

次に、図９を参照すると、同図には、例示的な実施形態による、複合構造体用のアレストメントファスナを取り付けるプロセスのフローチャートが示されている。図９に示したプロセスは、図７に示した工程７１２において用いることができる。アレストメントファスナを追加することによって、アセンブリにおける検査が困難なエリアにおいて、所望のレベルの構造安定性を確保することができる。

当該プロセスは、第１補強材の第１フランジと第２補強材の第１フランジとの交差部分に、第１ファスナを取り付ける（工程９００）ことにより始まる。次に、第１補強材の第１フランジと第２補強材の第２フランジとの交差部分に、第２ファスナを取り付ける（工程９０２）。

当該プロセスでは、次に、第１補強材の第２フランジと第２補強材の第１フランジとの交差部分に、第３ファスナを取り付ける（工程９０４）。次に、第１補強材の第２フランジと第２補強材の第２フランジとの交差部分に、第４ファスナを取り付け（工程９０６）、当該プロセスは、終了する。

当該プロセスを、各補強材に対して繰り返すことにより、パネルの一方面の補強材と、パネルの他方の面でこれに対して垂直に延びる対応する補強材との重なり部分における構造安定性を、確保することができる。

図示された様々な実施形態のフローチャート及びブロック図は、例示的な実施形態における装置及び方法のいくつかの考えられる実施態様の構造、機能、及び動作を示すものである。この点に関し、フローチャート又はブロック図における各ブロックは、モジュール、セグメント、機能、及び／又は、処理もしくは工程の一部を表しうる。

本開示の例示的な実施形態は、図１０に示す航空機の製造及び保守方法１０００に関連させて、また、図１１に示す航空機１１００に関連させて、説明することができる。まず図１０を参照すると、同図には、例示的な実施形態による、航空機の製造及び保守方法のブロック図が示されている。生産開始前の工程として、航空機の製造及び保守方法１０００は、図１１に示す航空機１１００の仕様決定及び設計１００２並びに材料調達１００４を含みうる。

生産中は、図１１の航空機１１００の部品及び小組立品の製造１００６並びにシステム統合１００８が行われる。その後、図１１の航空機１１００は、認証及び納品１０１０を経て、就航１０１２に入る。顧客による就航期間１０１２において、図１１の航空機１１００は、定例の整備及び保守１０１４のスケジュールに組み込まれる。これは、改良、再構成、改修、及び他の整備又は保守を含みうる。

図２の複合構造体２０２及び複合構造体２０２内のコンポーネントは、部品及び小組立品の製造１００６の工程中に作製することができる。また、複合構造体２０２は、図１１の航空機１１００の改良、再構成、又は改修の一部として、定例の整備及び保守１０１４のために作製される部品に用いることもできる。

航空機の製造及び保守方法１０００の各工程は、システムインテグレータ、第三者、オペレータ、又はこれらの組み合わせによって実行又は実施することができる。これらの例において、オペレータは顧客であってもよい。なお、システムインテグレータは、限定するものではないが、航空機メーカ及び主要システム下請業者をいくつ含んでもよい。第三者は、限定するものではないが、売主、下請業者、供給業者をいくつ含んでもよい。オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス組織等であってもよい。

次に図１１を参照すると、同図には、例示的な実施形態を実行可能な航空機のブロック図が示されている。この例において、航空機１１００は、図１０に示した航空機の製造及び保守方法１０００によって製造され、複数のシステム１１０４及び内装１１０６を備えた機体１１０２を含みうる。システム１１０４は、例えば、推進系１１０８、電気系１１１０、油圧系１１１２、及び、環境系１１１４のうちの１つ以上を含む。また、他のシステムをいくつ含んでもよい。また、航空宇宙産業に用いた場合を例として説明したが、様々な例示的な実施形態は、例えば自動車産業などの他の産業に適用することもできる。

本明細書において具体的に例示された装置及び方法は、図１０に示す航空機の製造及び保守方法１０００における段階のうちの少なくとも１つにおいて、使用することができる。

一実施例において、図１０に示す部品及び小組立品の製造工程１００６において製造される部品又は小組立品は、図１０に示す航空機１１００の就航期間１０１２において製造される部品又は小組立品と同様に製造することができる。別の例として、１つ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又は、それらの組み合わせを、例えば図１０に示す部品及び小組立品の製造１００６及びシステム統合１００８などの製造工程中に用いることもできる。１つ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせを、図１０に示す航空機１１００の就航期間１０１２、整備及び保守期間１０１４、又はこれらの両方において用いてもよい。所定数の様々な例示的な実施形態を用いることにより、航空機１１００の組み立て速度を大きく速めたり、航空機１１００のコストを削減したり、あるいは、航空機１１００の組み立て速度を速めるとともに航空機１１００のコストを削減したりすることができる。

例示的な実施形態は、補強材とパネルとを共硬化して、航空機に使用するための複合構造体を形成する方法を提供する。パネルの一方の面に設けた補強材と他方の面に設けた補強材との重なり部分に事前硬化ストリップを用いることにより、製造業者は、所望のレベルの安定性を実現し、重なり部分の構造的一体性を確保するとともに、複雑な複合材部品の製造時間を短縮することができる。補強材を複合構造体のウェブに固定する必要性はもう無い。結果として、いくつかの製造プロセスを減らすかあるいは省略することができ、製造に要する時間及びコストを節減できるとともに、航空機に使用するための基準を満たす複合部品を、より迅速に生産することができる。

例示的な実施形態のいくつかの代替の実施形態において、ブロックで示した機能は、図面に記載した順序とは異なる順序で行われる場合もある。例えば、場合によっては、連続するものとして示されている２つのブロックを、その機能に応じて、実質的に同時に実行してもよいし、逆の順序で実行してもよい。また、フローチャート又はブロック図に示したブロックに対して、さらに他のブロックを追加してもよい。

様々な例示的な実施形態の説明は、例示及び説明のために提示したものであり、全てを網羅することや、開示した形態での実施に限定することを意図するものではない。多くの改変又は変形が、当業者には明らかであろう。さらに、例示的な実施形態は、他の望ましい実施形態とは異なる特徴をもたらす場合がある。選択した実施形態は、実施形態の原理及び実際の用途を最も的確に説明するために、且つ、想定した特定の用途に合わせて種々の改変を加えた様々な実施形態のための開示を当業者が理解できるようにするために、選択且つ記載したものである。

Claims (20)

1. 所定数の第１複合材料層をレイアップすることにより第１組の補強材を形成し、
   所定数の第２複合材料層をレイアップすることによりパネルを形成し、前記第１組の補強材は、前記パネルの第１面に関連付けられ、
   所定数の第３複合材料層を、前記パネルの前記第１面とは反対側の第２面にレイアップすることにより、第２組の補強材を形成し、前記第２組の補強材は、前記第１組の補強材に対して垂直に延び、
   前記所定数の第１複合材料層、前記所定数の第２複合材料層、及び、前記所定数の第３複合材料層を共硬化することにより、複合構造体を形成する、複合構造体の製造方法。
2. 前記第２組の補強材のうちの第１補強材と前記パネルの前記第２面との間に、第１事前硬化複合材ストリップを配置することと、
   前記第１事前硬化複合材ストリップを、前記第１所定数の複合材料層、前記第２所定数の複合材料層、及び、前記所定数の第３複合材料層と共接合することと、をさらに含む、請求項１に記載の方法。
3. 共接合の前に、前記第１事前硬化複合材ストリップと前記パネルの前記第２面との間に第１接着剤層を塗布することをさらに含む、請求項２に記載の方法。
4. 共接合の前に、前記第１事前硬化複合材ストリップと第２補強材との間に第２接着剤層を塗布することをさらに含む、請求項３に記載の方法。
5. 共硬化後に、前記第１補強材と前記第１組の補強材のうちの第２補強材との交差部分にファスナを取り付けることをさらに含み、前記ファスナは、前記交差部分を構造的に支持する、請求項２〜４のいずれかに記載の方法。
6. 前記ファスナを取り付けることは、
   前記第１補強材の第１フランジと前記第２補強材の第１フランジとの交差部分に、第１ファスナを取り付けることと、
   前記第１補強材の前記第１フランジと前記第２補強材の第２フランジとの交差部分に、第２ファスナを取り付けることと、
   前記第１補強材の第２フランジと前記第２補強材の前記第１フランジとの交差部分に、第３ファスナを取り付けることと、
   前記第１補強材の前記第２フランジと前記第２補強材の前記第２フランジとの交差部分に、第４ファスナを取り付けることと、を含む、請求項５に記載の方法。
7. 硬化された複合構造体を検査することをさらに含む、請求項６に記載の方法。
8. 前記第１組の補強材のうちの第２補強材と前記パネルの前記第１面との間に、第２事前硬化複合材ストリップを配置することと、
   前記第２事前硬化複合材ストリップを、前記所定数の第１複合材料層、前記所定数の第２複合材料層、及び、前記所定数の第３複合材料層と共接合することと、をさらに含む、請求項２〜７のいずれかに記載の方法。
9. 共接合の前に、前記第２事前硬化複合材ストリップと前記パネルの前記第１面との間に第３接着剤層を塗布することと、
   共接合の前に、前記第２事前硬化複合材ストリップと前記第１補強材との間に第４接着剤層を塗布することと、をさらに含む、請求項８に記載の方法。
10. 硬化中に所望の形状を維持すべく、ゴム製マンドレルを前記第２組の補強材の各チャネルに配置することをさらに含む、請求項２〜９のいずれかに記載の方法。
11. 第１面及び前記第１面の反対側の第２面を有するパネルと、
    前記パネルの前記第１面に関連付けられた第１組の補強材と、
    前記パネルの前記第２面に関連付けられており、前記第１組の補強材に対して垂直に延びる第２組の補強材と、
    前記パネル上における、前記第２組の補強材のうちの第１補強材と前記第１組の補強材のうちの第２補強材との交差部分に配置された所定数の事前硬化複合材ストリップとを含み、前記パネル、前記第１組の補強材、及び、前記第２組の補強材が共硬化されて複合構造体を形成している、航空機用の複合構造体。
12. 前記所定数の事前硬化複合材ストリップは、前記第２組の補強材のうちの前記第１補強材と、前記パネルの前記第２面との間に配置された第１事前硬化複合材ストリップを含む、請求項１１に記載の複合構造体。
13. 前記第１事前硬化複合材ストリップと前記第２補強材との間の第１接着剤層と、
    前記第１事前硬化複合材ストリップと前記パネルの前記第２面との間の第２接着剤層とをさらに含む、請求項１２に記載の複合構造体。
14. 前記所定数の事前硬化複合材ストリップは、前記第１組の補強材のうちの第２補強材と前記パネルの前記第１面との間に配置された第２事前硬化複合材ストリップをさらに含む、請求項１３に記載の複合構造体。
15. 前記第１補強材と前記第２補強材との交差部分に設けられたファスナをさらに含む、請求項１４に記載の複合構造体。
16. 前記第１補強材の第１フランジ及び前記第２補強材の第１フランジを貫通する第１ファスナと、
    前記第１補強材の前記第１フランジ及び前記第２補強材の第２フランジを貫通する第２ファスナと、
    前記第１補強材の第２フランジ及び前記第２補強材の前記第１フランジを貫通する第３ファスナと、
    前記第１補強材の前記第２フランジ及び前記第２補強材の前記第２フランジを貫通する第４ファスナと、をさらに含む、請求項１４又は１５に記載の複合構造体。
17. 所定数の第１複合材料層をレイアップすることにより第１補強材を形成し、
    所定数の第２複合材料層をレイアップすることによりパネルを形成し、前記第１補強材は、前記パネルの第１面に関連付けられ、
    前記パネルの第２面に第１事前硬化複合材ストリップを配置し、前記第２面は、前記第１面の反対側にあり、
    所定数の第３複合材料層を前記パネルの前記第２面にレイアップすることにより、前記第１補強材に対して垂直に延びる第２補強材を形成し、前記第１事前硬化複合材ストリップは、前記第２補強材と前記パネルの前記第２面との間における、前記第１補強材と前記第２補強材との交差部分に配置されており、
    前記所定数の第１複合材料層、前記所定数の第２複合材料層、及び、前記所定数の第３複合材料層を共硬化することにより、複合構造体を形成する、航空機用の複合構造体の製造方法。
18. 前記第１事前硬化複合材ストリップと前記パネルの前記第２面との間に第１接着剤層を塗布することと、
    前記第１事前硬化複合材ストリップと前記第２補強材との間に第２接着剤層を塗布することと、
    前記第１事前硬化複合材ストリップを、前記所定数の第１複合材料層、前記所定数の第２複合材料層、及び、前記所定数の第３複合材料層と共接合することと、をさらに含む、請求項１７に記載の方法。
19. 前記第１補強材と前記パネルの前記第１面との間に第２事前硬化複合材ストリップを配置することと、
    前記第２事前硬化複合材ストリップと前記パネルの前記第１面との境界面に第３接着剤層を塗布することと、
    前記第２事前硬化複合材ストリップと前記第１補強材との境界面に第４接着剤層を塗布することと、
    前記第２事前硬化複合材ストリップを、前記所定数の第１複合材料層、前記所定数の第２の複合材料層、及び、前記所定数の第３複合材料層と共接合することと、をさらに含む、請求項１８に記載の方法。
20. 共硬化後に、前記第１補強材と前記第２補強材との前記交差部分にファスナを取り付けることをさらに含む、請求項１７〜１９のいずれかに記載の方法。

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