JP3212605B2 - 航空機の胴体用の積層パネル - Google Patents
航空機の胴体用の積層パネルInfo
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Description
【発明の詳細な説明】 発明の分野 本発明は、航空機の用途に適した金属−ポリマー−金
属積層パネルに関する。更に詳細には、本発明は、航空
機の胴体又は主翼又は尾翼の隣接したパネル間の接続部
の数を減らすため、このような積層パネルの重ね接ぎに
関する。
属積層パネルに関する。更に詳細には、本発明は、航空
機の胴体又は主翼又は尾翼の隣接したパネル間の接続部
の数を減らすため、このような積層パネルの重ね接ぎに
関する。
発明の背景 航空機用金属−ポリマー積層体は当該技術分野で周知
である。例えば、シジブ等の米国特許第4,489,123号及
び米国特許第4,500,589号には、芳香族ポリアミド繊維
で強化した積層体が開示されており、ボーゲルサン等の
米国特許第5,039,571号には、S2−ガラス繊維で強化し
た積層体が開示されている。これらの積層体は、全体と
して機械的性質が優れており、比重がアルミニウム合金
よりも小さいため、幾つかの航空機の用途で受入れられ
ている。更に、これらの積層体は、繊維強化ポリマー母
材複合材料よりも低い価格で入手できる。
である。例えば、シジブ等の米国特許第4,489,123号及
び米国特許第4,500,589号には、芳香族ポリアミド繊維
で強化した積層体が開示されており、ボーゲルサン等の
米国特許第5,039,571号には、S2−ガラス繊維で強化し
た積層体が開示されている。これらの積層体は、全体と
して機械的性質が優れており、比重がアルミニウム合金
よりも小さいため、幾つかの航空機の用途で受入れられ
ている。更に、これらの積層体は、繊維強化ポリマー母
材複合材料よりも低い価格で入手できる。
航空機用金属−ポリマー積層体は、現在は、約152cm
（60インチ）の最大幅に限定されている。この最大幅
は、航空機用積層体に必要とされる特定の合金、テンパ
ー、及び厚さにおいて、薄板金材料が現在の製造技術に
よって約152cm乃至165cm（60インチ乃至65インチ）の最
大幅に制限されるため、定められている。
（60インチ）の最大幅に限定されている。この最大幅
は、航空機用積層体に必要とされる特定の合金、テンパ
ー、及び厚さにおいて、薄板金材料が現在の製造技術に
よって約152cm乃至165cm（60インチ乃至65インチ）の最
大幅に制限されるため、定められている。
航空機の胴体の重量は、胴体の隣接したボディパネル
間の接続部の数と正比例して増大する。接続部の数は、
ボディパネルの幅と反比例する。従って、重ね接ぎ又は
他の方法で航空機のボディパネルの幅を大きくすると、
胴体の重量がこれと正比例して減少する。
間の接続部の数と正比例して増大する。接続部の数は、
ボディパネルの幅と反比例する。従って、重ね接ぎ又は
他の方法で航空機のボディパネルの幅を大きくすると、
胴体の重量がこれと正比例して減少する。
積層パネルの幅を大きくするために隣接したパネルを
重ね接ぎすることがどれ程望ましいかは容易に理解され
ようが、本発明以前には、パネルの機械的性質に悪影響
を及ぼすことなくこのようなパネルの幅を大きくする上
で満足のいく技術は開発されていなかった。
重ね接ぎすることがどれ程望ましいかは容易に理解され
ようが、本発明以前には、パネルの機械的性質に悪影響
を及ぼすことなくこのようなパネルの幅を大きくする上
で満足のいく技術は開発されていなかった。
本発明の主な目的は、重ね接ぎされた金属層でつくら
れた、十分な機械的性質を備えた航空機用金属−ポリマ
ー積層ボディパネルを提供することである。驚くべきこ
とに、本発明の重ね接ぎ積層体の残留強度は、重ね接ぎ
されていない積層体よりも大きい。
れた、十分な機械的性質を備えた航空機用金属−ポリマ
ー積層ボディパネルを提供することである。驚くべきこ
とに、本発明の重ね接ぎ積層体の残留強度は、重ね接ぎ
されていない積層体よりも大きい。
本発明のこれと関連した目的は、金属−ポリマー積層
ボディパネルでつくられており、重量が軽量化された、
胴体又は主翼又は尾翼のような航空機構造を提供するこ
とである。
ボディパネルでつくられており、重量が軽量化された、
胴体又は主翼又は尾翼のような航空機構造を提供するこ
とである。
本発明の別の目的は、金属−ポリマー積層ボディパネ
ルでつくられた、十分な機械的性質を持つ航空機構造を
提供することである。
ルでつくられた、十分な機械的性質を持つ航空機構造を
提供することである。
本発明の別の目的及び利点は、当業者には、以下の詳
細な説明から明らかになるであろう。
細な説明から明らかになるであろう。
発明の概要 本発明によれば、ほぼ長手方向に延びる複数の縦桁を
支持する複数のフレーム部材を有する航空機の胴体が提
供される。長手方向及び周方向に延びる複数のボディパ
ネルがフレームに好ましくはファスナで取り付けられて
いる。ファスナは、好ましい実施例では、リベットであ
る。本発明のボディパネルは、同様の技術によって、主
翼又は尾翼にも取り付けることができる。
支持する複数のフレーム部材を有する航空機の胴体が提
供される。長手方向及び周方向に延びる複数のボディパ
ネルがフレームに好ましくはファスナで取り付けられて
いる。ファスナは、好ましい実施例では、リベットであ
る。本発明のボディパネルは、同様の技術によって、主
翼又は尾翼にも取り付けることができる。
ボディパネルは、二つ又はそれ以上の金属層及びこれ
らの金属層の各々の間の接着剤層からなる金属−ポリマ
ー積層体である。積層体の隣接した金属層は、全体に横
方向に同延である。換言すると、これらの金属層は、パ
ネルを航空機のフレームに取り付けたとき、長手方向及
び周方向の両方向で同延である。積層体は、好ましく
は、全体に矩形であり、約２層乃至20層の金属層及び約
１層乃至19層の接着層を含む。金属層の厚さは、約1.5m
mであり、好ましくは1mm以下であり、更に好ましくは約
0.1mm乃至0.9mmであり、最も好ましくは約0.2mm乃至0.5
mmである。好ましい実施例では、金属層の厚さは、約0.
3mm（0.012インチ）である。
らの金属層の各々の間の接着剤層からなる金属−ポリマ
ー積層体である。積層体の隣接した金属層は、全体に横
方向に同延である。換言すると、これらの金属層は、パ
ネルを航空機のフレームに取り付けたとき、長手方向及
び周方向の両方向で同延である。積層体は、好ましく
は、全体に矩形であり、約２層乃至20層の金属層及び約
１層乃至19層の接着層を含む。金属層の厚さは、約1.5m
mであり、好ましくは1mm以下であり、更に好ましくは約
0.1mm乃至0.9mmであり、最も好ましくは約0.2mm乃至0.5
mmである。好ましい実施例では、金属層の厚さは、約0.
3mm（0.012インチ）である。
金属層は、引張り強さが0.20GPa以上の金属からつく
られているのがよい。適当な金属には、アルミニウム合
金、鋼合金、チタニウム合金、銅合金、マグネシウム合
金、及びアルミニウムを母材とした複合材料が含まれ
る。AA2000シリーズのアルミニウム−銅合金、AA7000シ
リーズのアルミニウム−亜鉛合金、及びAA6000シリーズ
のアルミニウム−マグネシウム−シリコン合金が好まし
い。幾つかの特に好ましい合金は、AA2024アルミニウム
−銅合金、AA7075アルミニウム−亜鉛合金、AA6013アル
ミニウム−マグネシウム−シリコン合金である。
られているのがよい。適当な金属には、アルミニウム合
金、鋼合金、チタニウム合金、銅合金、マグネシウム合
金、及びアルミニウムを母材とした複合材料が含まれ
る。AA2000シリーズのアルミニウム−銅合金、AA7000シ
リーズのアルミニウム−亜鉛合金、及びAA6000シリーズ
のアルミニウム−マグネシウム−シリコン合金が好まし
い。幾つかの特に好ましい合金は、AA2024アルミニウム
−銅合金、AA7075アルミニウム−亜鉛合金、AA6013アル
ミニウム−マグネシウム−シリコン合金である。
接着剤層は、エポキシ樹脂、不飽和ポリエステル、ビ
ニルエステル、フェノール樹脂、及び熱可塑性樹脂のよ
うな合成ポリマーからつくられている。エポキシ樹脂が
特に好ましい。
ニルエステル、フェノール樹脂、及び熱可塑性樹脂のよ
うな合成ポリマーからつくられている。エポキシ樹脂が
特に好ましい。
接着剤層の厚さは金属層と同じである。接着剤の厚さ
は、約1.5mmであり、好ましくは1mm以下であり、更に好
ましくは約0.1mm乃至0.9mmであり、最も好ましくは約0.
2mm乃至0.5mmである。好ましい実施例では、厚さが約0.
3mm（0.012インチ）の接着剤層が使用される。
は、約1.5mmであり、好ましくは1mm以下であり、更に好
ましくは約0.1mm乃至0.9mmであり、最も好ましくは約0.
2mm乃至0.5mmである。好ましい実施例では、厚さが約0.
3mm（0.012インチ）の接着剤層が使用される。
接着剤層は、好ましくは、ガラス、芳香族ポリアミド
（「アラミド」）、及びカーボンのような材料でできた
連続繊維で強化されている。好ましいガラス繊維は、Si
O2を約58重量％乃至69重量％、Al2O3を約18重量％乃至2
9重量％、MgOを７重量％乃至19重量％含むＳ−２ガラス
繊維又はＲ−ガラス繊維である。更に適当なガラス繊維
は、SiO2を約55重量％、Al2O3を約15重量％、CaOを約19
重量％、B2O3を約７重量％、MgOを約３重量％含む、Ｓ
−２ガラス繊維やＲ−ガラス繊維よりも安価なＥ−ガラ
ス繊維である。一つの適当なアラミド繊維は、ポリパラ
フェニレンテレフタラミドである。これらの繊維は、弾
性率が約60GPa乃至650GPaであり、破断点伸びが約0.2％
乃至８％である。これらの繊維は、好ましくは連続フィ
ラメントであり、各繊維の直径は約３μｍ乃至30μｍで
ある。
（「アラミド」）、及びカーボンのような材料でできた
連続繊維で強化されている。好ましいガラス繊維は、Si
O2を約58重量％乃至69重量％、Al2O3を約18重量％乃至2
9重量％、MgOを７重量％乃至19重量％含むＳ−２ガラス
繊維又はＲ−ガラス繊維である。更に適当なガラス繊維
は、SiO2を約55重量％、Al2O3を約15重量％、CaOを約19
重量％、B2O3を約７重量％、MgOを約３重量％含む、Ｓ
−２ガラス繊維やＲ−ガラス繊維よりも安価なＥ−ガラ
ス繊維である。一つの適当なアラミド繊維は、ポリパラ
フェニレンテレフタラミドである。これらの繊維は、弾
性率が約60GPa乃至650GPaであり、破断点伸びが約0.2％
乃至８％である。これらの繊維は、好ましくは連続フィ
ラメントであり、各繊維の直径は約３μｍ乃至30μｍで
ある。
好ましい積層体は、接着剤層内のＳ−２ガラス繊維で
強化されている。Ｓ−２ガラス繊維は、直径が約８μｍ
乃至12μｍであり、接着剤層の接着剤及び繊維の全容積
の約35％乃至75％を占める。
強化されている。Ｓ−２ガラス繊維は、直径が約８μｍ
乃至12μｍであり、接着剤層の接着剤及び繊維の全容積
の約35％乃至75％を占める。
本発明で使用されたのと同様の材料を含む重ね接ぎさ
れていない金属−ポリマー積層体は、シジブ等の米国特
許第4,489,123号及び米国特許第4,500,589号、及びボー
ゲルサン等の米国特許第4,992,323号及び米国特許第5,0
39,571号に開示されている。シジブ等の特許は、アルミ
ニウム合金シート、熱硬化性接着剤、及び芳香族ポリア
ミド繊維からなる積層体に関する。ボーゲルサン等の米
国特許第4,992,323号は、ポリアリーレート、ポリスル
ホン、ポリエーテルスルホン、ポリエーテルイミド、ポ
リフェニレンエーテル、ポリフェニレンスルフィド、ポ
リエーテル−エーテルケトン、、ポリエーテルケトン、
ポリエーテルケトン−ケトン、又は液晶ポリマーを含む
合成熱可塑性樹脂層を持つ積層体に関する。ボーゲルサ
ン等の米国特許第5,039,571号は、Ｓ−２ガラス繊維で
強化された金属−ポリマー積層体に関する。これらのシ
ジブ等の特許及びボーゲルサン等の特許について触れた
ことにより、これらの特許に開示されている内容は、本
発明と矛盾しない程度に本明細書中に組み入れたものと
する。
れていない金属−ポリマー積層体は、シジブ等の米国特
許第4,489,123号及び米国特許第4,500,589号、及びボー
ゲルサン等の米国特許第4,992,323号及び米国特許第5,0
39,571号に開示されている。シジブ等の特許は、アルミ
ニウム合金シート、熱硬化性接着剤、及び芳香族ポリア
ミド繊維からなる積層体に関する。ボーゲルサン等の米
国特許第4,992,323号は、ポリアリーレート、ポリスル
ホン、ポリエーテルスルホン、ポリエーテルイミド、ポ
リフェニレンエーテル、ポリフェニレンスルフィド、ポ
リエーテル−エーテルケトン、、ポリエーテルケトン、
ポリエーテルケトン−ケトン、又は液晶ポリマーを含む
合成熱可塑性樹脂層を持つ積層体に関する。ボーゲルサ
ン等の米国特許第5,039,571号は、Ｓ−２ガラス繊維で
強化された金属−ポリマー積層体に関する。これらのシ
ジブ等の特許及びボーゲルサン等の特許について触れた
ことにより、これらの特許に開示されている内容は、本
発明と矛盾しない程度に本明細書中に組み入れたものと
する。
胴体のボディパネルのうちの少なくとも一つの幅は、
約165cm（65インチ）以上である。更に好ましくは、パ
ネルの幅は少なくとも約300cm（118インチ）である。特
に好ましい実施例では、パネルの幅は約305cm（120イン
チ）である。本明細書中で使用されているように、
「幅」という用語は、パネルを航空機の胴体に取り付け
たときのパネルの長手方向寸法又は周方向寸法のいずれ
かに関する。
約165cm（65インチ）以上である。更に好ましくは、パ
ネルの幅は少なくとも約300cm（118インチ）である。特
に好ましい実施例では、パネルの幅は約305cm（120イン
チ）である。本明細書中で使用されているように、
「幅」という用語は、パネルを航空機の胴体に取り付け
たときのパネルの長手方向寸法又は周方向寸法のいずれ
かに関する。
積層体のアルミニウム合金製金属層の最大幅は、通常
は、約152.4cm（60インチ）である。ボディパネルの幅
をこれよりも大きくするため、金属層を区分をなして製
作する。金属層のうちの少なくとも一つは、第１区分、
この第１区分とほぼ共面の第２区分、及びこれらの区分
間の重ね接ぎ線を含む。
は、約152.4cm（60インチ）である。ボディパネルの幅
をこれよりも大きくするため、金属層を区分をなして製
作する。金属層のうちの少なくとも一つは、第１区分、
この第１区分とほぼ共面の第２区分、及びこれらの区分
間の重ね接ぎ線を含む。
本発明のボディパネルは、好ましくは、第１重ね接ぎ
線を間に有する第１及び第２の区分からなる第１金属
層、及び第２重ね接ぎ線（接合線）を間に有する第１及
び第２の区分からなる第２金属層を含む。第１及び第２
の重ね接ぎ線（接合線）は、好ましくは、ほぼ平行であ
り少なくとも数cmの所定の距離だけ間隔を隔てられてい
る。更に好ましくは、これらの平行な重ね接ぎ線（接合
線）は、少なくとも10cm又は20cm間隔を隔てられてい
る。
線を間に有する第１及び第２の区分からなる第１金属
層、及び第２重ね接ぎ線（接合線）を間に有する第１及
び第２の区分からなる第２金属層を含む。第１及び第２
の重ね接ぎ線（接合線）は、好ましくは、ほぼ平行であ
り少なくとも数cmの所定の距離だけ間隔を隔てられてい
る。更に好ましくは、これらの平行な重ね接ぎ線（接合
線）は、少なくとも10cm又は20cm間隔を隔てられてい
る。
第３重ね接ぎ線（接合線）で分けられた第１及び第２
の区分を有する第３金属層が第１金属層と第２金属層と
の間に設けられているのがよい。第３重ね接ぎ線（接合
線）は、第１及び第２の重ね接ぎ線（接合線）とほぼ平
行である場合には、第１及び第２の重ね接ぎ線（接合
線）の両方から少なくとも数cm間隔を隔てられており、
好ましくは、少なくとも10cm又は20cm間隔を隔てられて
いる。
の区分を有する第３金属層が第１金属層と第２金属層と
の間に設けられているのがよい。第３重ね接ぎ線（接合
線）は、第１及び第２の重ね接ぎ線（接合線）とほぼ平
行である場合には、第１及び第２の重ね接ぎ線（接合
線）の両方から少なくとも数cm間隔を隔てられており、
好ましくは、少なくとも10cm又は20cm間隔を隔てられて
いる。
接着剤層は、好ましくは、重ね接ぎ線（接合線）を橋
渡しするガラス繊維を含む。これらの繊維は、構造の荷
重状態に応じて一つの方向に差し向けられているか或い
は幾つかの異なる方向に対応して群をなしている。好ま
しくは、繊維の少なくとも約半分が、隣接した金属層の
重ね接ぎ線（接合線）と垂直に延びる。特に好ましい実
施例では、繊維の約半分が０゜方向（長手方向）に配向
されており、約半分が90゜方向（周方向）に配向されて
いる。変形例では、繊維の約三分の一が０゜方向に配向
されており、約三分の二が90゜方向に配向されている
か、或いは約三分の二が０゜方向に配向されており、約
三分の一が90゜方向に配向されているのがよい。
渡しするガラス繊維を含む。これらの繊維は、構造の荷
重状態に応じて一つの方向に差し向けられているか或い
は幾つかの異なる方向に対応して群をなしている。好ま
しくは、繊維の少なくとも約半分が、隣接した金属層の
重ね接ぎ線（接合線）と垂直に延びる。特に好ましい実
施例では、繊維の約半分が０゜方向（長手方向）に配向
されており、約半分が90゜方向（周方向）に配向されて
いる。変形例では、繊維の約三分の一が０゜方向に配向
されており、約三分の二が90゜方向に配向されている
か、或いは約三分の二が０゜方向に配向されており、約
三分の一が90゜方向に配向されているのがよい。
変形例では、第３金属層の第３重ね接ぎ線（接合線）
が胴体の長手方向軸線とほぼ平行に延び、他の重ね接ぎ
線（接合線）に対して横方向即ち垂直に延びているのが
よい。第３重ね接ぎ線（接合線）が長手方向に延びてい
る場合には、ボディパネルを第３重ね接ぎ線（接合線）
の両側に設けられたファスナでフレームの縦桁に結合し
なければならない。例えば、第３重ね接ぎ線（接合線）
を跨ぐベースを持つ縦桁は、第３層の第１区分をベース
に結合する第１通しファスナ及び第３層の第２区分をベ
ースに結合する第２通しファスナで、パネルに結合され
る。これらの通しファスナは、好ましくはリベットであ
る。
が胴体の長手方向軸線とほぼ平行に延び、他の重ね接ぎ
線（接合線）に対して横方向即ち垂直に延びているのが
よい。第３重ね接ぎ線（接合線）が長手方向に延びてい
る場合には、ボディパネルを第３重ね接ぎ線（接合線）
の両側に設けられたファスナでフレームの縦桁に結合し
なければならない。例えば、第３重ね接ぎ線（接合線）
を跨ぐベースを持つ縦桁は、第３層の第１区分をベース
に結合する第１通しファスナ及び第３層の第２区分をベ
ースに結合する第２通しファスナで、パネルに結合され
る。これらの通しファスナは、好ましくはリベットであ
る。
図面の簡単な説明 第１図は、本発明に従ってつくられた航空機の胴体の
概略分解斜視図である。
概略分解斜視図である。
第2A図、第2B図、及び第2C図は、本発明の重ね接ぎ積
層体を作るための金属層の平面図である。
層体を作るための金属層の平面図である。
第3A図、第4A図、及び第5A図は、本発明の変形例の重
ね接ぎ積層体の分解斜視図である。
ね接ぎ積層体の分解斜視図である。
第3B図、第4B図、及び第5B図は、第3A図、第4A図、及
び第5A図の夫々の積層体の組み立てた状態での斜視図で
ある。
び第5A図の夫々の積層体の組み立てた状態での斜視図で
ある。
第６図は、本発明の重ね接ぎ積層体の斜視図である。
第７図は、航空機の胴体の概略断面図である。
第８図及び第９図は、金属−ポリマー積層体の試験片
の斜視図である。
の斜視図である。
第10図は、第８図の積層体の疲労挙動を示すグラフで
ある。
ある。
第11図は、第９図の積層体の疲労挙動を示すグラフで
ある。
ある。
第12図は、図重ね接ぎ積層体及び重ね接ぎされていな
い積層体の残留強度のグラフである。
い積層体の残留強度のグラフである。
好ましい実施例の詳細な説明 第１図には、数枚の本発明のボディパネル即ちスキン
パネル20でできた胴体16を持つ航空機15が示してある。
航空機15は、周方向に延びるフレーム部材22及びこれら
のフレーム部材によって支持された長手方向に延びる縦
桁24を含むフレームを有する。ボディパネル20は、胴体
16の主軸線即ち長手方向軸線26から外方に間隔を隔てら
れている。
パネル20でできた胴体16を持つ航空機15が示してある。
航空機15は、周方向に延びるフレーム部材22及びこれら
のフレーム部材によって支持された長手方向に延びる縦
桁24を含むフレームを有する。ボディパネル20は、胴体
16の主軸線即ち長手方向軸線26から外方に間隔を隔てら
れている。
第１図に示す第１ボディパネル20aは、第１横方向継
目30に沿って第２ボディパネル20bと隣接する。同様
に、第２横方向継目31は、第１ボディパネル20aを第３
ボディパネル20cに結合する。更に、第４ボディパネル2
0dは、第１長手方向継目32に沿って第１ボディパネル20
aと結合し、第５ボディパネル20eは、第２長手方向継目
33に沿って第１ボディパネル20aと結合する。
目30に沿って第２ボディパネル20bと隣接する。同様
に、第２横方向継目31は、第１ボディパネル20aを第３
ボディパネル20cに結合する。更に、第４ボディパネル2
0dは、第１長手方向継目32に沿って第１ボディパネル20
aと結合し、第５ボディパネル20eは、第２長手方向継目
33に沿って第１ボディパネル20aと結合する。
本発明の重ね接ぎ積層体は、金属と繊維強化接着剤と
の交互の層でできている。第2A図、第2B図、及び第2C図
は、幾つかの金属層40、41、42の形体を示す。第2A図の
上金属層40は、第１重ね接ぎ線45で分かれた第１区分40
a及び第２区分40bからなる。第2C図の下金属層41は、第
２重ね接ぎ線46で分かれた第１区分41a及び第２区分41b
からなる。第2B図の中間金属層42は、第３重ね接ぎ線47
で分かれた第１区分42a及び第２区分42bからなる。
の交互の層でできている。第2A図、第2B図、及び第2C図
は、幾つかの金属層40、41、42の形体を示す。第2A図の
上金属層40は、第１重ね接ぎ線45で分かれた第１区分40
a及び第２区分40bからなる。第2C図の下金属層41は、第
２重ね接ぎ線46で分かれた第１区分41a及び第２区分41b
からなる。第2B図の中間金属層42は、第３重ね接ぎ線47
で分かれた第１区分42a及び第２区分42bからなる。
本発明による重ね接ぎ積層体20の幾つかの変形例を第
3A図、第3B図、第4A図、第4B図、第5A図、及び第5B図に
示す。これらの図に示す積層体は、全て、交互の金属層
50及び接着剤層51からなる。金属層50は、重ね接ぎ線5
5、56、57、58で分かれた区分からなる。金属層は、厚
さが0.3mm（0.012インチ）の2024−T3アルミニウム−銅
合金シートである。接着剤層は、S2ガラス繊維で強化し
たAF−163エポキシ樹脂を含む。繊維の約半分は０゜方
向（長手方向）に延びており、約半分は90゜方向（周方
向）に延びている。第６図は、交互の重ね接ぎ金属層50
及び接着剤層51からなる別の積層体20を示す。
3A図、第3B図、第4A図、第4B図、第5A図、及び第5B図に
示す。これらの図に示す積層体は、全て、交互の金属層
50及び接着剤層51からなる。金属層50は、重ね接ぎ線5
5、56、57、58で分かれた区分からなる。金属層は、厚
さが0.3mm（0.012インチ）の2024−T3アルミニウム−銅
合金シートである。接着剤層は、S2ガラス繊維で強化し
たAF−163エポキシ樹脂を含む。繊維の約半分は０゜方
向（長手方向）に延びており、約半分は90゜方向（周方
向）に延びている。第６図は、交互の重ね接ぎ金属層50
及び接着剤層51からなる別の積層体20を示す。
第７図には、本発明の重ね接ぎボディパネル20に取り
付けられた縦桁24が示してある。パネル20は、第１金属
層61、第２金属層62、及びこれらの層間の第３金属層63
を有する。パネル20は、繊維強化接着剤層64、65を更に
含む。
付けられた縦桁24が示してある。パネル20は、第１金属
層61、第２金属層62、及びこれらの層間の第３金属層63
を有する。パネル20は、繊維強化接着剤層64、65を更に
含む。
第３金属層63は、重ね接ぎ線70で分けられた区分63a
及び63bを含む。
及び63bを含む。
縦桁24は、第３重ね接ぎ線70の両側に位置決めされた
ベースの両横側54a、54bを貫通したリベット即ち通しフ
ァスナ71、72でパネル20に取り付けられている。
ベースの両横側54a、54bを貫通したリベット即ち通しフ
ァスナ71、72でパネル20に取り付けられている。
第８図は、疲労挙動について試験した重ね接ぎ積層体
80の試験片を示す。積層体80は、重ね接ぎ前金属層81、
重ね接ぎ後金属層82、及び重ね接ぎされていない中間金
属層83を含む。金属層81、82、83の各々は、厚さが0.3m
mの2024−T3アルミニウム−銅合金シートからなる。金
属層81、82、83は、長手方向寸法Ｌが300mmで横方向寸
法Ｔが100mmである。
80の試験片を示す。積層体80は、重ね接ぎ前金属層81、
重ね接ぎ後金属層82、及び重ね接ぎされていない中間金
属層83を含む。金属層81、82、83の各々は、厚さが0.3m
mの2024−T3アルミニウム−銅合金シートからなる。金
属層81、82、83は、長手方向寸法Ｌが300mmで横方向寸
法Ｔが100mmである。
金属層81、82、83間の接着剤層91、92は、S2ガラス繊
維で強化したエポキシ樹脂からなる。繊維の約半分は長
手方向（300mm方向）に延び、繊維の約半分は100mm方向
（横方向）に延びている。接着剤層91、92の厚さもまた
0.3mmである。
維で強化したエポキシ樹脂からなる。繊維の約半分は長
手方向（300mm方向）に延び、繊維の約半分は100mm方向
（横方向）に延びている。接着剤層91、92の厚さもまた
0.3mmである。
第９図は、五層の金属層81、82、83、84、85及び四層
の接着剤層91、92、93、94を持つことを除けば第８図に
示すのと同様の試験用積層体90を示す。
の接着剤層91、92、93、94を持つことを除けば第８図に
示すのと同様の試験用積層体90を示す。
重ね接ぎ積層体80、90の各々の前側即ち前壁81は、中
央区分81a及び横区分81b及び81cに分かれている。同様
に、後壁即ち後側82は、横区分82b、82cによって側方を
取り囲まれた中央区分82aに分かれている。重ね接ぎ中
央区分81a、82aの各々の幅は20mmである。横区分81b、8
1c、82b、82cの各々の幅は40mmである。
央区分81a及び横区分81b及び81cに分かれている。同様
に、後壁即ち後側82は、横区分82b、82cによって側方を
取り囲まれた中央区分82aに分かれている。重ね接ぎ中
央区分81a、82aの各々の幅は20mmである。横区分81b、8
1c、82b、82cの各々の幅は40mmである。
これらの積層体80、90の疲労挙動は、亀裂に似せた横
方向に延びる鋸目を中央区分81a、82aに入れることによ
って計測される。次いで、試験片に6MPa乃至120MPaの疲
労荷重を加え、亀裂の長さを疲労サイクルの数の関数と
して計測する。計測は、重ね接ぎ積層体及び重ね接ぎさ
れていない積層体の両方について行われる。
方向に延びる鋸目を中央区分81a、82aに入れることによ
って計測される。次いで、試験片に6MPa乃至120MPaの疲
労荷重を加え、亀裂の長さを疲労サイクルの数の関数と
して計測する。計測は、重ね接ぎ積層体及び重ね接ぎさ
れていない積層体の両方について行われる。
第８図の積層体80についての疲労試験の結果を第10図
に示す。第９図の積層体90の疲労挙動を第11図にプロッ
トする。
に示す。第９図の積層体90の疲労挙動を第11図にプロッ
トする。
幾つかの異なる試験片の疲労挙動を第10図及び第11図
にプロットする。プロットＡは、重ね接ぎされていない
積層体の平均値を表す。試験片Ｂ、Ｃ、Ｄ、及びＥは全
て重ね接ぎされている。重ね接ぎ積層体の中央区分の亀
裂の位置は以下の通りである。即ち、Ｂ−前側左、Ｃ−
前側右、Ｄ−後側左、及びＥ−後側右である。
にプロットする。プロットＡは、重ね接ぎされていない
積層体の平均値を表す。試験片Ｂ、Ｃ、Ｄ、及びＥは全
て重ね接ぎされている。重ね接ぎ積層体の中央区分の亀
裂の位置は以下の通りである。即ち、Ｂ−前側左、Ｃ−
前側右、Ｄ−後側左、及びＥ−後側右である。
第10図及び第11図に示す疲労挙動は、約20000疲労サ
イクルまでは重ね接ぎ積層体及び重ね接ぎされていない
積層体の両方についてほぼ同じである。しかしながら、
驚くべきことに、20000サイクルを越えた後、重ね接ぎ
積層体は、全て、重ね接ぎされていない試験片と比べて
の亀裂の成長が小さいということを示している。
イクルまでは重ね接ぎ積層体及び重ね接ぎされていない
積層体の両方についてほぼ同じである。しかしながら、
驚くべきことに、20000サイクルを越えた後、重ね接ぎ
積層体は、全て、重ね接ぎされていない試験片と比べて
の亀裂の成長が小さいということを示している。
更に、第８図及び第９図の重ね接ぎ積層体80、90の残
留強度は、重ね接ぎ積層体及び重ね接ぎされていない積
層体の両方について長手方向（300mm方向）での破損に
至る総応力を計測することによって試験される。試験結
果を第12図に示す。驚くべきことに、3/2積層体80の残
留強度は395.7MPaであり、重ね接ぎされていない積層体
については329.3MPaである。同様に、5/4積層体90の残
留強度は378.4MPaであり、重ね接ぎされていない5/4積
層体については345.6MPaである。
留強度は、重ね接ぎ積層体及び重ね接ぎされていない積
層体の両方について長手方向（300mm方向）での破損に
至る総応力を計測することによって試験される。試験結
果を第12図に示す。驚くべきことに、3/2積層体80の残
留強度は395.7MPaであり、重ね接ぎされていない積層体
については329.3MPaである。同様に、5/4積層体90の残
留強度は378.4MPaであり、重ね接ぎされていない5/4積
層体については345.6MPaである。
本発明は、原理的に、広幅（約165cm以上）のパネル
の製造に関するけれども、残留強度が高いという利点を
得るため、狭幅の重ね接ぎパネルを製造するのが望まし
い。本発明の重ね接ぎパネルの幅は、一般的には、少な
くとも約100cm（39インチ）であり、好ましくは、約250
cm乃至400cm（98インチ乃至157インチ）である。現在考
えられる最大幅は約800cm（315インチ）である。
の製造に関するけれども、残留強度が高いという利点を
得るため、狭幅の重ね接ぎパネルを製造するのが望まし
い。本発明の重ね接ぎパネルの幅は、一般的には、少な
くとも約100cm（39インチ）であり、好ましくは、約250
cm乃至400cm（98インチ乃至157インチ）である。現在考
えられる最大幅は約800cm（315インチ）である。
本発明の特に好ましい実施例の以上の詳細な説明は、
単に例示の目的で記載したものである。当業者は、以下
の請求の範囲の精神及び範囲から逸脱することなく多く
の変形及び変更を行うことができるということを理解す
るであろう。
単に例示の目的で記載したものである。当業者は、以下
の請求の範囲の精神及び範囲から逸脱することなく多く
の変形及び変更を行うことができるということを理解す
るであろう。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ Ｂ６４Ｆ 5/00 Ｂ６４Ｆ 5/00 Ｄ (72)発明者 ローブロックス，ジェラーダス，エイ チ．ジェー．ジェー. オランダ国エイチエス、デルフト、クル イフェルベグ、１、ストラクチュラル、 ラミネイツ、ビーブィ内 (72)発明者 グレイダヌス，フーベ，ブィ、ウィメル ズマ オランダ国エイチエス、デルフト、クル イフェルベグ、１、ストラクチュラル、 ラミネイツ、ビーブィ内 (72)発明者 オースト，ロブ，シー．ブイ. オランダ国エイチエス、デルフト、クル イフェルベグ、１、ストラクチュラル、 ラミネイツ、ビーブィ内 (72)発明者 グニンク，ヤン，ダブリユ. オランダ国エイチエス、デルフト、クル イフェルベグ、１、ストラクチュラル、 ラミネイツ、ビーブィ内 (56)参考文献 米国特許4909659（ＵＳ，Ａ) 米国特許3946127（ＵＳ，Ａ) 欧州特許出願公開56289（ＥＰ，Ａ１) 欧州特許出願公開312151（ＥＰ，Ａ １) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B32B 1/00 - 35/00 B64C 1/00 - 3/58 B64F 5/00
Claims (10)
- 【請求項１】積層パネルにおいて、少なくとも、 （ａ）第１区分と、該第１区分との間でほぼ共面を有す
る第２区分と、第１区分と第２区分との間の第１接合線
とを有する、厚さが1mm以下の第１金属層と、 （ｂ）第１区分と、該第１区分との間でほぼ共面を有す
る第２区分と、第１区分と第２区分との間の第２接合線
とを有し、該第２接合線が第１接合線から横方向に少な
くとも数cm間隔を隔てられている、厚さが1mm以下の第
２金属層と、（ｃ）第１金属層と第２金属層との間に設
けられ、繊維で強化されている接着剤層と、からなる積
層パネル。 - 【請求項２】前記第１及び第２の接合線はほぼ平行であ
る、請求項１に記載のパネル。 - 【請求項３】前記両金属層は、前記接合線の横方向両側
に第１及び第２の横縁部を有し、前記第１及び第２の横
縁部は少なくとも約165cmの所定の幅だけ間隔を隔てら
れている、請求項１に記載のパネル。 - 【請求項４】所定の長さ及び所定の幅を持つ矩形形状を
有し、接合線が長さ及び幅のうちの長い方とほぼ平行で
ある、請求項１に記載のパネル。 - 【請求項５】各金属層の厚さが約0.2mm乃至0.5mmであ
る、請求項１に記載のパネル。 - 【請求項６】前記繊維は、接着剤−繊維複合材の全容積
の約35vol.％乃至75vol.％を構成する、請求項１に記載
のパネル。 - 【請求項７】前記両金属層は、アルミニウム合金、鋼合
金、銅合金、亜鉛合金、チタニウム合金、マグネシウム
合金、アルミニウム合金を母材としたコンパウンドから
なる群から選択された１つ又はそれ以上の金属からつく
られている、請求項１に記載のパネル。 - 【請求項８】前記繊維は、Ｅ−ガラス、Ｒ−ガラス、S2
−ガラスあるいは他の種類のガラス、ポリパラフェニレ
ンテレフタラミド、あるいは他の種類のアラミド、及び
カーボンからなる群から選択された１つ又はそれ以上の
材料からつくられている、請求項１に記載のパネル。 - 【請求項９】少なくとも一部が請求項１による積層パネ
ルでできた航空機の胴体又は尾翼。 - 【請求項１０】少なくとも一部が請求項１による積層パ
ネルでできた航空機の主翼。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/910,938 US5429326A (en) | 1992-07-09 | 1992-07-09 | Spliced laminate for aircraft fuselage |
| US07/910,938 | 1992-07-09 | ||
| PCT/US1993/003750 WO1994001277A1 (en) | 1992-07-09 | 1993-04-20 | Spliced laminate for aircraft fuselage |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08502217A JPH08502217A (ja) | 1996-03-12 |
| JP3212605B2 true JP3212605B2 (ja) | 2001-09-25 |
Family
ID=25429531
Family Applications (1)
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