JP4187878B2 - 航空機の複合材翼およびその製造方法 - Google Patents
航空機の複合材翼およびその製造方法 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4187878B2 JP4187878B2 JP20445199A JP20445199A JP4187878B2 JP 4187878 B2 JP4187878 B2 JP 4187878B2 JP 20445199 A JP20445199 A JP 20445199A JP 20445199 A JP20445199 A JP 20445199A JP 4187878 B2 JP4187878 B2 JP 4187878B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- outer plate
- girders
- aircraft
- lower outer
- wing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の機体構造等に適用される複合材翼およびその製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の航空機の複合材翼は、下側外板と上側外板と桁と小骨とを組み立て治具により組み立て、下側外板と上側外板と桁と小骨とをファスナ手段により結合して構成されるか、片面の外板と桁と小骨を複合材一体成形品とし、この複合材一体成形品に他面の外板をファスナ手段により結合することで構成されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
各部材をファスナ結合した航空機の複合材翼は、部品点数が多くなるため、全体重量が重くなるとともに、組立てに特別な組み立て治具を必要とするため、コスト高になってしまう。
【０００４】
片面のみを複合材一体成形品とした航空機の複合材翼は、従来の構造コンセプトをそのままで一体化しているので、治具、成形プロセスが複雑になり、コスト高になってしまう。
【０００５】
本発明は上記した点に鑑みてなされたもので、翼構造を一体成形可能な形状に構成することで、部品点数と組立て工数が大幅に削減でき、低コスト化を可能にする複合材翼およびその製造方法を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明の航空機の複合材翼は、上下外板と、上下外板間に配置された複数の中間桁とを備え、中間桁は上下外板の基端から先端方向に端部まで延び、中間桁は上下外板と一体成形若しくは上下外板に接着接合され、複数の中間桁を横断的に貫通する開口部が設けられ、これらの開口部に通した補強材が上下外板および中間桁に結合されていることを特徴とする。
【０００７】
本発明の航空機の複合材翼の製造方法は、上下外板と上下外板の間に外板の基端から先端方向に延びるように並列配置された複数の中間桁とを有する航空機の複合材翼の製造方法において、中間桁にその長手方向に略直角に貫通孔を設け、複数の中間桁を一方の外板の上に貫通孔が連続するように配置し、複数の中間桁の上に他方の外板を配置し、中間桁と外板を一体成形若しくは接着接合し、補強材を中間桁の貫通孔に通して中間桁と外板に結合することで構成される。
【０００８】
【発明の実施の形態】
以下本発明の実施の形態を図面を参照して説明する。
図１は本発明による複合材翼を航空機の主翼に適用した例を示す分解斜視図であり、航空機の主翼１は、上側外板２と、下側外板３と、上側外板２と下側外板３の間に配置された複数の中間桁４を有する。上側外板２と下側外板３と中間桁４は、それぞれ繊維強化樹脂複合材により作られている。上側外板２と下側外板３と中間桁４は、加熱加圧処理されて一体型ボックス構造を構成する。
【０００９】
航空機の主翼１は、図１においては、５つの中間桁４が前後方向に接して翼根から翼端方向に連続して延びるように並列配置され、そのうちの何本かの中間桁４は翼端まで至っている。各中間桁４を先細り形状にすれば、すべての中間桁４を翼根から翼端まで連続して延びるように並列配置される。
【００１０】
成形された一体型ボックス構造は、その前端およひ後端をトリミング処理され、前端に前桁５が通常のファスナ結合により取り付けられ、後端に後桁６が通常のファスナ結合により取り付けられる。
【００１１】
また、主翼１の長手方向所定位置には、上下２つに分割された部品７ａ，７ｂから構成される複数の補強材の小骨７が配置されている。各小骨７は、図２に示すように、上側外板２と下側外板３と中間桁４に結合され、主翼としての構造強度と剛性を確保するようにしている。小骨７は、この例では上下に２分割されて予成形され、中間桁４の開口から翼の内部へ挿入される。
【００１２】
つぎに、複合材翼の製造方法について説明する。
【００１３】
まず、プリプレグを用いる熱硬化型複合材積層法について説明する。
【００１４】
複合材翼を成形するには、中間桁４より長さが長い厚さ約３ｍｍのシリコンゴムの中空バッグ（ブラダーバッグ）１１を、図３に示す芯金１０に外装し、中空バッグ１１に離型剤を塗布し、その後、樹脂を含浸したプリプレグを、ファイバープレースメント自動積層装置により芯金１０に外装された中空バッグ１１の外面に両側面に小骨を通すための切欠き１３および開口１４を形成するように積層する。この際、プリプレグは、ファイバープレースメント自動積層装置によりスパン方向の断面変化に関係なく積層角度が制御され、切欠き１３および開口１４でプリプレグが切断されて積層される。プリプレグの積層後、芯金１０が抜かれ、プリプレグ積層体１２に形成される切欠き１３および開口１４は閉鎖プラグ１３ａ，１４ａによりふさがれる。このようにして、中間桁用プリプレグ１２が用意される。
【００１５】
つぎに、下側外板用プリプレグ２１を、図４に示すように、下型２２の上に積層し、その上にプリプレグを積層した中空バッグ１１を複数個並列配置し、その上に上側外板用プリプレグ２５を積層し、これらの周囲に上下面を外板形状に沿わせたサイドブロック２３，２３と端部形状を保持するフェアリングバー２４を配置し、さらに、上側外板用プリプレグ２５の上に下面を翼面形状に合わせたカウルプレート２６を配置する。
【００１６】
つぎに、図５に示すように、中空バッグ１１の中空端部を開口させた真空バッグ２７を、下側外板用プリプレグ２１、中空バッグ１１に積層された中間桁用プリプレグ１２、上側外板用プリプレグ２５、カウルプレート２６およびフェアリングバー２４を覆うように配し、下型２２および中空バッグ１１との間をシーラント２８，３０で密封する。
【００１７】
つぎに、真空バッグ２７の内部を真空引きし、下側外板用プリプレグ２１、中間桁用プリプレグ１２および上側外板用プリプレグ２５を加圧加熱する。この加圧加熱により、下側外板用プリプレグ２１と中間桁用プリプレグ１２と上側外板用プリプレグ２５は、複合材翼の主要部をなす一体型ボックス構造に一体成形される。
【００１８】
つぎに、下型２２からフェアリングバー２４を取り外し、一体型ボックス構造からサイドブロック２３と中空バッグ１１を取り外し、中間桁４の切欠き１３および開口１４から閉鎖プラグ１３ａ，１４ａを取り外す。
【００１９】
つぎに、上下２つに分割されて成形された部品７ａ，７ｂから構成される小骨７を、一体型ボックス構造の一側に位置する中間桁４から他側に位置する中間桁４まで切欠き１３および開口１４を通して挿入し、各小骨７を上側外板２と下側外板３と中間桁４に通常のファスナ手段を用いて結合する。
【００２０】
最後に、小骨７を取り付けた一体型ボックス構造の前端および後端をトリミング処理し、一体型ボックス構造のトリミング処理された前端および後端に前桁５および後桁６を通常のファスナ手段により取り付ける。これにより、複合材翼が完成する。
【００２１】
上記複合材翼の成形方法によれば、一体型ボックス構造にファスナ結合した小骨で複合材翼を構成するので、従来のものに比べて、成形時間の減少とボックス構造の軽量化と部品点数の削減による低コスト化が図れる。
【００２２】
つぎに、一体型ボックス構造の熱硬化型複合材樹脂含浸法を用いた成形方法を図６および図７を用いて説明する。
【００２３】
図６に示すように、鉄合金またはＣＦＲＰのブロックからなる積層治具１１ａに、多数のフィラメントからなるロービング１２ａを巻き付けて積層し、積層したロービング１２ａの一部を切断して小骨を通すための切欠き１３や開口１４を形成し、切欠き１３や開口１４をシリコンゴムプレートもしくはアルミ合金プレートにより塞ぐ。積層治具１１ａは、成型品を成形後に抜き取り易くするために、長手方向に斜めに分割されている。
【００２４】
つぎに、図７に示すように、下型３１の上に下側外板を補強するためのファブリック３４を積層し、その上にロービング１２ａを積層した中空バッグ１１を複数個並列配置し、その上に上側外板を補強するためのファブリック３５を積層し、その上に上型３２を配置する。上型３２と下型３１は密封空間を形成するようにされ、締結具３３により結合される。下型３１に密封空間に通じるパイプ３６が弁３７を介して接続され、上型３２に密封空間に通じるパイプ３８が弁３９を介して接続される。
【００２５】
つぎに、上型３２と下型３１との間に形成される密封空間を真空引きし、熱硬化樹脂を真空状態の密封空間に注入する。密封空間の真空引きは、上型３２に接続されたパイプ３８により行われ、密封空間への熱硬化樹脂の注入は、下型３１に接続されたパイプ３６により行われる。上型３２に接続されたパイプ３８からの真空引きは、下型３１に接続されたパイプ３６から注入される熱硬化樹脂が上型３２に接続されたパイプ３８からでてくるまで行なわれ、上型３２に接続されたパイプ３８から熱硬化樹脂が吸引されたら、パイプ３８に設けられた弁３９を閉じ、下型３１に接続されたパイプ３６から熱硬化樹脂を加圧注入する。
【００２６】
つぎに、型内に注入された熱硬化樹脂を加圧加熱し、複合材翼の主要部をなす一体型ボックス構造を一体成形する。
【００２７】
つぎに、一体型ボックス構造から上型３２と下型３１と積層治具１１ａを取り外し、中間桁の開口からシリコンゴムプレートもしくはアルミ合金プレートを取り外し、上下２つに分割された部品７ａ，７ｂから構成される複数の小骨７を、一体型ボックス構造の一側に位置する中間桁から他側に位置する中間桁まで中間桁の開口を通して挿入し、各小骨７を上側外板２と下側外板３と中間桁４に通常のファスナ手段により結合する。
【００２８】
最後に、小骨７を取り付けた一体型ボックス構造は、前端および後端がトリミング処理され、前桁および後桁が通常のファスナ結合により取り付けられる。これにより、複合材翼が完成される。
【００２９】
ＣＯ−ＢＯＮＤ成形法を用いた複合材翼の成形方法は、加熱硬化させて成形した部材と未硬化の複合材とを接着剤を用いて接合するものである。
【００３０】
この成形方法では、外板は予め成形しておく。外板の成形は、熱硬化型複合材積層法あるいは熱硬化型複合材樹脂含浸法のいずれかによってもよい。中間桁の部分は、熱硬化型複合材積層法による翼製造方法で説明したように中空バッグにプリプレグを積層し、下型の上に置かれた外板の上に接着剤を介して配置する。この上に、接着剤を介して予め成形されたもう一つの外板を置き、熱硬化型複合材積層法による前記の翼製造方法と同様にして加圧し加熱硬化させる。
【００３１】
この場合の外板の形状として、図８に示すように、中間桁４，４同士が接して形成され上側外板２と下側外板３とを繋ぐ縦壁の部分に、中間桁４に挟まれて縦壁の一分を形成するリブ４０を形成しておくことができる。リブ４０を有する外板を形成するには、上面が翼表面形状に沿い端部に矩形状の切欠きを有する分割された複数の型に順次プリプレグを積層し、これらの型を結合した後、積層されたプリプレグにさらにプリプレグを積層し、この上に下面が翼表面形状をした上型を載せ、加圧し加熱することで行われる。
【００３２】
また、この場合、中空バッグ１１に積層されるプリプレグ１２は、適度な積層長さで切断され、たとえば略半周毎に切断され、切断部が重なったり切断部が隣接しないように積層する。このような積層方法を採ることにより、成形時の加圧力により中空バッグ１１が膨らみ、積層されたプリプレグ１２が押圧され外板２，３に十分に馴染ませて接着することができる。また、中間桁同士も十分に加圧されて接合できる。
【００３３】
上記のように予め外板２，３にリブ４０を設けることで、成形後に外板単独で非破壊検査を行うことができ、強度が要求される翼表面近傍部の非破壊検査が容易となる。また、リブにより外板の剛性が増して成形時に外板を移動させる際にも支持部の選択の幅が広がり作業性がよくなる。
【００３４】
さらに、各部材を予め成形しておき、接着剤を介して接合することでも、本発明に係る複合材翼は製造できる。この方法は二次接着法と称され、外板とそれぞれの中間桁は別個に製作された後、接着剤により接合される。
【００３５】
外板とそれぞれの中間桁は別個に熱硬化型複合材積層法あるいは熱硬化型複合材樹脂含浸法によって成形された後、型から取り出されて整形加工される。この方法によれば、中間桁は硬化成形後に加工により開口部あるいは切欠き部を形成することができる。
【００３６】
別個に製作された外板と中間桁は、下型の上に一方の外板が置かれ、その上に中間桁が配置され、中間桁の上に他方の外板が置かれる。そして、接着される部位に接着剤が介装され、接着部を押圧するように加圧し加熱処理される。
【００３７】
【発明の効果】
本発明の複合材翼およびその製造方法は、上下外板と上下外板の間に外板の基端から先端方向に延びるように並列配置された複数の中間桁とを有する複合材翼において、中間桁にその長手方向に略直角に貫通孔を設け、複数の中間桁を一方の外板の上に貫通孔が連続するように配置し、複数の中間桁の上に他方の外板を配置し、中間桁と外板を一体成形若しくは接着接合し、補強材を中間桁の貫通孔に通して中間桁と外板に結合するので、部品点数を大幅に削減することができるばかりでなく、補強材を簡単に配置することが可能となり、複合材翼の構造強度と剛性を確保することができるとともに製作工数を大幅に削減することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明による複合材翼を航空機の主翼に適用した例を示す分解斜視図。
【図２】 図１に示す主翼の拡大断面図。
【図３】 本発明による複合材翼の中間桁の積層装置を示す図。
【図４】 本発明による複合材翼の製造装置を示す図。
【図５】 図４のＡ−Ａ線に沿った断面図。
【図６】 本発明による複合材翼の中間桁の他の積層装置を示す図。
【図７】 本発明による複合材翼の他の製造装置を示す図。
【図８】 本発明による複合材翼の他の製造装置を示す図。
【図９】 図８のＡ部分の拡大図。
【符号の説明】
１ 航空機の主翼
２ 上側外板
３ 下側外板
４ 中間桁
５ 前桁
６ 後桁
７ 小骨
１１ 中空バッグ
１２ 中間桁用プリプレグ
１３ 切欠き
１４ 開口
２１ 下側外板用プリプレグ
２２ 下型
２５ 上側外板用プリプレグ
２６ カウルプレート
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の機体構造等に適用される複合材翼およびその製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の航空機の複合材翼は、下側外板と上側外板と桁と小骨とを組み立て治具により組み立て、下側外板と上側外板と桁と小骨とをファスナ手段により結合して構成されるか、片面の外板と桁と小骨を複合材一体成形品とし、この複合材一体成形品に他面の外板をファスナ手段により結合することで構成されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
各部材をファスナ結合した航空機の複合材翼は、部品点数が多くなるため、全体重量が重くなるとともに、組立てに特別な組み立て治具を必要とするため、コスト高になってしまう。
【０００４】
片面のみを複合材一体成形品とした航空機の複合材翼は、従来の構造コンセプトをそのままで一体化しているので、治具、成形プロセスが複雑になり、コスト高になってしまう。
【０００５】
本発明は上記した点に鑑みてなされたもので、翼構造を一体成形可能な形状に構成することで、部品点数と組立て工数が大幅に削減でき、低コスト化を可能にする複合材翼およびその製造方法を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明の航空機の複合材翼は、上下外板と、上下外板間に配置された複数の中間桁とを備え、中間桁は上下外板の基端から先端方向に端部まで延び、中間桁は上下外板と一体成形若しくは上下外板に接着接合され、複数の中間桁を横断的に貫通する開口部が設けられ、これらの開口部に通した補強材が上下外板および中間桁に結合されていることを特徴とする。
【０００７】
本発明の航空機の複合材翼の製造方法は、上下外板と上下外板の間に外板の基端から先端方向に延びるように並列配置された複数の中間桁とを有する航空機の複合材翼の製造方法において、中間桁にその長手方向に略直角に貫通孔を設け、複数の中間桁を一方の外板の上に貫通孔が連続するように配置し、複数の中間桁の上に他方の外板を配置し、中間桁と外板を一体成形若しくは接着接合し、補強材を中間桁の貫通孔に通して中間桁と外板に結合することで構成される。
【０００８】
【発明の実施の形態】
以下本発明の実施の形態を図面を参照して説明する。
図１は本発明による複合材翼を航空機の主翼に適用した例を示す分解斜視図であり、航空機の主翼１は、上側外板２と、下側外板３と、上側外板２と下側外板３の間に配置された複数の中間桁４を有する。上側外板２と下側外板３と中間桁４は、それぞれ繊維強化樹脂複合材により作られている。上側外板２と下側外板３と中間桁４は、加熱加圧処理されて一体型ボックス構造を構成する。
【０００９】
航空機の主翼１は、図１においては、５つの中間桁４が前後方向に接して翼根から翼端方向に連続して延びるように並列配置され、そのうちの何本かの中間桁４は翼端まで至っている。各中間桁４を先細り形状にすれば、すべての中間桁４を翼根から翼端まで連続して延びるように並列配置される。
【００１０】
成形された一体型ボックス構造は、その前端およひ後端をトリミング処理され、前端に前桁５が通常のファスナ結合により取り付けられ、後端に後桁６が通常のファスナ結合により取り付けられる。
【００１１】
また、主翼１の長手方向所定位置には、上下２つに分割された部品７ａ，７ｂから構成される複数の補強材の小骨７が配置されている。各小骨７は、図２に示すように、上側外板２と下側外板３と中間桁４に結合され、主翼としての構造強度と剛性を確保するようにしている。小骨７は、この例では上下に２分割されて予成形され、中間桁４の開口から翼の内部へ挿入される。
【００１２】
つぎに、複合材翼の製造方法について説明する。
【００１３】
まず、プリプレグを用いる熱硬化型複合材積層法について説明する。
【００１４】
複合材翼を成形するには、中間桁４より長さが長い厚さ約３ｍｍのシリコンゴムの中空バッグ（ブラダーバッグ）１１を、図３に示す芯金１０に外装し、中空バッグ１１に離型剤を塗布し、その後、樹脂を含浸したプリプレグを、ファイバープレースメント自動積層装置により芯金１０に外装された中空バッグ１１の外面に両側面に小骨を通すための切欠き１３および開口１４を形成するように積層する。この際、プリプレグは、ファイバープレースメント自動積層装置によりスパン方向の断面変化に関係なく積層角度が制御され、切欠き１３および開口１４でプリプレグが切断されて積層される。プリプレグの積層後、芯金１０が抜かれ、プリプレグ積層体１２に形成される切欠き１３および開口１４は閉鎖プラグ１３ａ，１４ａによりふさがれる。このようにして、中間桁用プリプレグ１２が用意される。
【００１５】
つぎに、下側外板用プリプレグ２１を、図４に示すように、下型２２の上に積層し、その上にプリプレグを積層した中空バッグ１１を複数個並列配置し、その上に上側外板用プリプレグ２５を積層し、これらの周囲に上下面を外板形状に沿わせたサイドブロック２３，２３と端部形状を保持するフェアリングバー２４を配置し、さらに、上側外板用プリプレグ２５の上に下面を翼面形状に合わせたカウルプレート２６を配置する。
【００１６】
つぎに、図５に示すように、中空バッグ１１の中空端部を開口させた真空バッグ２７を、下側外板用プリプレグ２１、中空バッグ１１に積層された中間桁用プリプレグ１２、上側外板用プリプレグ２５、カウルプレート２６およびフェアリングバー２４を覆うように配し、下型２２および中空バッグ１１との間をシーラント２８，３０で密封する。
【００１７】
つぎに、真空バッグ２７の内部を真空引きし、下側外板用プリプレグ２１、中間桁用プリプレグ１２および上側外板用プリプレグ２５を加圧加熱する。この加圧加熱により、下側外板用プリプレグ２１と中間桁用プリプレグ１２と上側外板用プリプレグ２５は、複合材翼の主要部をなす一体型ボックス構造に一体成形される。
【００１８】
つぎに、下型２２からフェアリングバー２４を取り外し、一体型ボックス構造からサイドブロック２３と中空バッグ１１を取り外し、中間桁４の切欠き１３および開口１４から閉鎖プラグ１３ａ，１４ａを取り外す。
【００１９】
つぎに、上下２つに分割されて成形された部品７ａ，７ｂから構成される小骨７を、一体型ボックス構造の一側に位置する中間桁４から他側に位置する中間桁４まで切欠き１３および開口１４を通して挿入し、各小骨７を上側外板２と下側外板３と中間桁４に通常のファスナ手段を用いて結合する。
【００２０】
最後に、小骨７を取り付けた一体型ボックス構造の前端および後端をトリミング処理し、一体型ボックス構造のトリミング処理された前端および後端に前桁５および後桁６を通常のファスナ手段により取り付ける。これにより、複合材翼が完成する。
【００２１】
上記複合材翼の成形方法によれば、一体型ボックス構造にファスナ結合した小骨で複合材翼を構成するので、従来のものに比べて、成形時間の減少とボックス構造の軽量化と部品点数の削減による低コスト化が図れる。
【００２２】
つぎに、一体型ボックス構造の熱硬化型複合材樹脂含浸法を用いた成形方法を図６および図７を用いて説明する。
【００２３】
図６に示すように、鉄合金またはＣＦＲＰのブロックからなる積層治具１１ａに、多数のフィラメントからなるロービング１２ａを巻き付けて積層し、積層したロービング１２ａの一部を切断して小骨を通すための切欠き１３や開口１４を形成し、切欠き１３や開口１４をシリコンゴムプレートもしくはアルミ合金プレートにより塞ぐ。積層治具１１ａは、成型品を成形後に抜き取り易くするために、長手方向に斜めに分割されている。
【００２４】
つぎに、図７に示すように、下型３１の上に下側外板を補強するためのファブリック３４を積層し、その上にロービング１２ａを積層した中空バッグ１１を複数個並列配置し、その上に上側外板を補強するためのファブリック３５を積層し、その上に上型３２を配置する。上型３２と下型３１は密封空間を形成するようにされ、締結具３３により結合される。下型３１に密封空間に通じるパイプ３６が弁３７を介して接続され、上型３２に密封空間に通じるパイプ３８が弁３９を介して接続される。
【００２５】
つぎに、上型３２と下型３１との間に形成される密封空間を真空引きし、熱硬化樹脂を真空状態の密封空間に注入する。密封空間の真空引きは、上型３２に接続されたパイプ３８により行われ、密封空間への熱硬化樹脂の注入は、下型３１に接続されたパイプ３６により行われる。上型３２に接続されたパイプ３８からの真空引きは、下型３１に接続されたパイプ３６から注入される熱硬化樹脂が上型３２に接続されたパイプ３８からでてくるまで行なわれ、上型３２に接続されたパイプ３８から熱硬化樹脂が吸引されたら、パイプ３８に設けられた弁３９を閉じ、下型３１に接続されたパイプ３６から熱硬化樹脂を加圧注入する。
【００２６】
つぎに、型内に注入された熱硬化樹脂を加圧加熱し、複合材翼の主要部をなす一体型ボックス構造を一体成形する。
【００２７】
つぎに、一体型ボックス構造から上型３２と下型３１と積層治具１１ａを取り外し、中間桁の開口からシリコンゴムプレートもしくはアルミ合金プレートを取り外し、上下２つに分割された部品７ａ，７ｂから構成される複数の小骨７を、一体型ボックス構造の一側に位置する中間桁から他側に位置する中間桁まで中間桁の開口を通して挿入し、各小骨７を上側外板２と下側外板３と中間桁４に通常のファスナ手段により結合する。
【００２８】
最後に、小骨７を取り付けた一体型ボックス構造は、前端および後端がトリミング処理され、前桁および後桁が通常のファスナ結合により取り付けられる。これにより、複合材翼が完成される。
【００２９】
ＣＯ−ＢＯＮＤ成形法を用いた複合材翼の成形方法は、加熱硬化させて成形した部材と未硬化の複合材とを接着剤を用いて接合するものである。
【００３０】
この成形方法では、外板は予め成形しておく。外板の成形は、熱硬化型複合材積層法あるいは熱硬化型複合材樹脂含浸法のいずれかによってもよい。中間桁の部分は、熱硬化型複合材積層法による翼製造方法で説明したように中空バッグにプリプレグを積層し、下型の上に置かれた外板の上に接着剤を介して配置する。この上に、接着剤を介して予め成形されたもう一つの外板を置き、熱硬化型複合材積層法による前記の翼製造方法と同様にして加圧し加熱硬化させる。
【００３１】
この場合の外板の形状として、図８に示すように、中間桁４，４同士が接して形成され上側外板２と下側外板３とを繋ぐ縦壁の部分に、中間桁４に挟まれて縦壁の一分を形成するリブ４０を形成しておくことができる。リブ４０を有する外板を形成するには、上面が翼表面形状に沿い端部に矩形状の切欠きを有する分割された複数の型に順次プリプレグを積層し、これらの型を結合した後、積層されたプリプレグにさらにプリプレグを積層し、この上に下面が翼表面形状をした上型を載せ、加圧し加熱することで行われる。
【００３２】
また、この場合、中空バッグ１１に積層されるプリプレグ１２は、適度な積層長さで切断され、たとえば略半周毎に切断され、切断部が重なったり切断部が隣接しないように積層する。このような積層方法を採ることにより、成形時の加圧力により中空バッグ１１が膨らみ、積層されたプリプレグ１２が押圧され外板２，３に十分に馴染ませて接着することができる。また、中間桁同士も十分に加圧されて接合できる。
【００３３】
上記のように予め外板２，３にリブ４０を設けることで、成形後に外板単独で非破壊検査を行うことができ、強度が要求される翼表面近傍部の非破壊検査が容易となる。また、リブにより外板の剛性が増して成形時に外板を移動させる際にも支持部の選択の幅が広がり作業性がよくなる。
【００３４】
さらに、各部材を予め成形しておき、接着剤を介して接合することでも、本発明に係る複合材翼は製造できる。この方法は二次接着法と称され、外板とそれぞれの中間桁は別個に製作された後、接着剤により接合される。
【００３５】
外板とそれぞれの中間桁は別個に熱硬化型複合材積層法あるいは熱硬化型複合材樹脂含浸法によって成形された後、型から取り出されて整形加工される。この方法によれば、中間桁は硬化成形後に加工により開口部あるいは切欠き部を形成することができる。
【００３６】
別個に製作された外板と中間桁は、下型の上に一方の外板が置かれ、その上に中間桁が配置され、中間桁の上に他方の外板が置かれる。そして、接着される部位に接着剤が介装され、接着部を押圧するように加圧し加熱処理される。
【００３７】
【発明の効果】
本発明の複合材翼およびその製造方法は、上下外板と上下外板の間に外板の基端から先端方向に延びるように並列配置された複数の中間桁とを有する複合材翼において、中間桁にその長手方向に略直角に貫通孔を設け、複数の中間桁を一方の外板の上に貫通孔が連続するように配置し、複数の中間桁の上に他方の外板を配置し、中間桁と外板を一体成形若しくは接着接合し、補強材を中間桁の貫通孔に通して中間桁と外板に結合するので、部品点数を大幅に削減することができるばかりでなく、補強材を簡単に配置することが可能となり、複合材翼の構造強度と剛性を確保することができるとともに製作工数を大幅に削減することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明による複合材翼を航空機の主翼に適用した例を示す分解斜視図。
【図２】 図１に示す主翼の拡大断面図。
【図３】 本発明による複合材翼の中間桁の積層装置を示す図。
【図４】 本発明による複合材翼の製造装置を示す図。
【図５】 図４のＡ−Ａ線に沿った断面図。
【図６】 本発明による複合材翼の中間桁の他の積層装置を示す図。
【図７】 本発明による複合材翼の他の製造装置を示す図。
【図８】 本発明による複合材翼の他の製造装置を示す図。
【図９】 図８のＡ部分の拡大図。
【符号の説明】
１ 航空機の主翼
２ 上側外板
３ 下側外板
４ 中間桁
５ 前桁
６ 後桁
７ 小骨
１１ 中空バッグ
１２ 中間桁用プリプレグ
１３ 切欠き
１４ 開口
２１ 下側外板用プリプレグ
２２ 下型
２５ 上側外板用プリプレグ
２６ カウルプレート
Claims (6)
- 上下外板と、上下外板間に配置された複数の中間桁とを備え、中間桁は上下外板の基端から先端方向に端部まで延び、中間桁は上下外板と一体成形若しくは上下外板に接着接合され、複数の中間桁を横断的に貫通する開口部が設けられ、これらの開口部に通した補強材が上下外板および中間桁に結合されていることを特徴とする航空機の複合材翼。
- 中間桁を挟んで外板の基端から先端まで延びる２本の桁が上下外板に結合されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機の複合材翼。
- 複合材翼構造が航空機の主翼であり、中間桁が翼根から翼端方向に延びていることを特徴とする請求項１または２に記載の航空機の複合材翼。
- 上下外板と上下外板の間に外板の基端から先端方向に延びるように並列配置された複数の中間桁とを有する航空機の複合材翼の製造方法において、中間桁にその長手方向に略直角に貫通孔を設け、複数の中間桁を一方の外板の上に貫通孔が連続するように配置し、複数の中間桁の上に他方の外板を配置し、中間桁と外板を一体成形若しくは接着接合し、補強材を中間桁の貫通孔に通して中間桁と外板に結合することを特徴とする航空機の複合材翼の製造方法。
- 中間桁の貫通孔は、中空の耐熱性ゴムバッグにプリプレグの積層を断続して行なうことで積層されない部分を形成し、積層されない部分を閉鎖部材で塞ぎ、加熱硬化し、硬化後に閉鎖部材を除去して形成されることを特徴とする請求項４に記載の航空機の複合材翼の製造方法。
- 中間桁の貫通孔は、積層治具にロービングを積層し、積層されたロービングを部分的に切断除去し、切断除去された部分を閉鎖部材で塞いで樹脂を含浸させ、含浸させた樹脂の硬化後に閉鎖部材を除去することで形成されることを特徴とする請求項４に記載の航空機の複合材翼の製造方法。
Priority Applications (9)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20445199A JP4187878B2 (ja) | 1999-07-19 | 1999-07-19 | 航空機の複合材翼およびその製造方法 |
| US09/616,399 US6513757B1 (en) | 1999-07-19 | 2000-07-14 | Wing of composite material and method of fabricating the same |
| DE60020456T DE60020456T2 (de) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Flügelstruktur aus Verbundfaserwerkstoff und Verfahren zu dessen Herstellung |
| DE60044407T DE60044407D1 (de) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Flügelstruktur aus Verbundfaserwerkstoff und Verfahren zu dessen Herstellung |
| EP05075969A EP1555204B1 (en) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Wing of composite material and method of fabricating the same |
| EP07107237A EP1806285B1 (en) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Wing of composite material and method of fabricating the same |
| DE60036234T DE60036234T2 (de) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Flügelstruktur aus Verbundfaserwerkstoff und Verfahren zu dessen Herstellung |
| EP00306116A EP1070661B8 (en) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Wing of composite material and method of fabricating the same |
| US10/227,032 US6561459B2 (en) | 1999-07-19 | 2002-08-22 | Method of fabricating a wing of composite material |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20445199A JP4187878B2 (ja) | 1999-07-19 | 1999-07-19 | 航空機の複合材翼およびその製造方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001030997A JP2001030997A (ja) | 2001-02-06 |
| JP4187878B2 true JP4187878B2 (ja) | 2008-11-26 |
Family
ID=16490757
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP20445199A Expired - Fee Related JP4187878B2 (ja) | 1999-07-19 | 1999-07-19 | 航空機の複合材翼およびその製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4187878B2 (ja) |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4713778B2 (ja) * | 2001-07-24 | 2011-06-29 | 富士重工業株式会社 | 翼構造およびその製造方法 |
| JP2004276355A (ja) * | 2003-03-14 | 2004-10-07 | Toray Ind Inc | プリフォームおよびそのプリフォームを用いた繊維強化樹脂複合体の製造方法 |
| JP4928115B2 (ja) * | 2005-11-08 | 2012-05-09 | 富士重工業株式会社 | 成形方法及び成形治具 |
| GB0616121D0 (en) * | 2006-08-14 | 2006-09-20 | Airbus Uk Ltd | Moulding tool and method of manufacturing a part |
| GB0712552D0 (en) * | 2007-06-29 | 2007-08-08 | Airbus Uk Ltd | Elongate composite structural members and improvements therein |
| EP2487106B1 (en) | 2009-10-08 | 2018-07-25 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Composite material structure, as well as aircraft wing and fuselage provided therewith |
| JP5430424B2 (ja) * | 2010-01-28 | 2014-02-26 | 本田技研工業株式会社 | 航空機翼構造の成形方法 |
| JP5808111B2 (ja) | 2011-02-04 | 2015-11-10 | 三菱重工業株式会社 | 航空機用複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体 |
| JP5808112B2 (ja) | 2011-02-04 | 2015-11-10 | 三菱重工業株式会社 | 複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼 |
| JP5851699B2 (ja) * | 2011-02-10 | 2016-02-03 | 三菱重工業株式会社 | 大型構造物の組み立てに用いる組立治具 |
| JP2014019024A (ja) * | 2012-07-17 | 2014-02-03 | Fuji Heavy Ind Ltd | 複合材の成形治具及び複合材の成形方法 |
| US9333713B2 (en) * | 2012-10-04 | 2016-05-10 | The Boeing Company | Method for co-curing composite skins and stiffeners in an autoclave |
| US9527575B2 (en) * | 2012-11-26 | 2016-12-27 | The Boeing Company | Multi-box wing spar and skin |
| US9205634B2 (en) * | 2013-05-16 | 2015-12-08 | The Boeing Company | Composite structure and method |
| US9751256B2 (en) * | 2014-01-20 | 2017-09-05 | Lockheed Martin Corporation | Joint molding apparatus |
| JP6310025B2 (ja) * | 2016-09-13 | 2018-04-11 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 複合材の成形治具及び複合材の成形方法 |
| US11247429B2 (en) * | 2018-05-10 | 2022-02-15 | Raytheon Company | Bonding assembly system including timed bladder system |
-
1999
- 1999-07-19 JP JP20445199A patent/JP4187878B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2001030997A (ja) | 2001-02-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4187878B2 (ja) | 航空機の複合材翼およびその製造方法 | |
| EP1806285B1 (en) | Wing of composite material and method of fabricating the same | |
| JP7020333B2 (ja) | 車両構成部材及びその製造方法 | |
| JP4416900B2 (ja) | 複合材パネルおよびその製造方法 | |
| JP4574086B2 (ja) | 複合材翼の製造方法および複合材翼 | |
| KR101837217B1 (ko) | 일체화된 보강부재를 갖는 복합 구조물 그 제조 방법 | |
| JP4318381B2 (ja) | 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体 | |
| US6306239B1 (en) | Method of fabricating a stringer-stiffened shell structure using fiber reinforced composites | |
| US6050523A (en) | Leading edge construction for an aerodynamic surface and method of making the same | |
| EP1459873B1 (en) | Molding process for producing unified composite structures | |
| JP3839476B2 (ja) | 翼構造体の製造方法及び製造装置 | |
| US7097731B2 (en) | Method of manufacturing a hollow section, grid stiffened panel | |
| JP4191343B2 (ja) | ハニカムサンドイッチパネルの製造方法 | |
| EP0976650A2 (en) | Composite aircraft structures and their fabrication methods | |
| JPH07187085A (ja) | 繊維強化複合パネル構造およびその製造方法 | |
| JP5550370B2 (ja) | 航空機翼構造の製造方法 | |
| JP2004203210A (ja) | 翼の製造方法 | |
| JPH03248997A (ja) | 航空機の胴体構造およびその成形方法 | |
| JP4545339B2 (ja) | 複合材翼およびその製造方法 | |
| JPH1199993A (ja) | 複合材翼構造およびその製造方法 | |
| US8192574B1 (en) | Process for bonding a vented hollow component | |
| JP4338838B2 (ja) | 複合材翼の一体成形方法 | |
| EP1595787A1 (en) | Method for fabricating a composite material control surface for an aircraft. | |
| GB2119303A (en) | Mould | |
| JPH07172395A (ja) | 航空機のインテグラルタンク |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20060630 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20071018 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20071116 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20080115 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20080530 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20080728 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20080812 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20080910 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110919 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120919 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130919 Year of fee payment: 5 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |