JP5519628B2 - 航空機用の複合材継手 - Google Patents

Description

本発明は、積層複合材カバーと第２カバー（同様に複合材料から形成されても、されなくてもよい）との間の航空機用の継手に関する。また、本発明は、斯かる継手の製造方法及び斯かる継手における使用に適した複合材カバーの製造方法に関する。

ウイングスキン及びその他のカバーのような部材を含む航空機の構成部品は、次第に、例えば積層材のような複合材料から作られるようになっている。リーディングエッジカバー及びトレーリングエッジカバーとウイングスキンとの間の継手に沿って設置された継目板（butt-strap）を用いて、翼のリーディングエッジカバー及びトレーリングエッジカバーをウイングスキンに固定することが知られている。これら継目板は、カバーを所定位置に固定し、且つカバーのリーディングエッジ及びトレーリングエッジがウイングスキンの対応するトレーリングエッジ及びリーディングエッジに適切に整列されることを確実なものにする。

従来から、金属製の継目板１は、図１に断面で示されるように使用され且つ国際公開第２００７／０７１９０５号に記載されるように使用されている。この継目板は、一般的に翼の内部側に向いたウイングスキンの内側成形ライン（ＩＭＬ）面に取り付けられる。従来技術の継目板１は、２つの水平プレート部１ｂ、１ｃを連結する短い垂直部１ａを備えた段付きのＺ字状の外形を有する。この例において、プレート１ｂは、スキン２のリーディングエッジが垂直部１ａに対して当接するように、航空機のウイングスキン２のＩＭＬ面上に合わさる。このプレート１ｂは、スキン２の外側成型ライン（ＯＭＬ）面でスキン２内へと皿穴に埋められるように挿入されたボルト３で所定位置にボルト固定される。

プレート１ｃは、カバーのリーディングエッジに固定されるべく構造体に取り付けられる。例として、Ｄ字ノーズのリーディングエッジスキン４が、ウイングカバーのリーディングエッジ５に取り付けられた状態が示される（図２）。気流６による複合材スキン２の浸食を減らすために、Ｄ字ノーズのスキン４は、通常、スキン２のリーディングエッジ５から突き出るように十分厚いものが選択される。しかしながら、空力的な浸食はそれでもまだ発生し、また増された厚みは抗力を増加させることが分かる。空力的な浸食は、複合材料が使用された時に悪化することが多い。

また、従来技術の継目板は、鳥の衝突や同様の衝撃に損傷を受けやすい。図３は、継目板１によって取り付けられたリーディングエッジ構造（図示せず）への衝撃がどのようにボルト３に破壊的な力をもたらすかを概略的に示す。本発明は、上述した問題のうちの少なくともいくつかを改善しようとするものである。

本発明の第１の態様では、複数の層の積層体を具備する積層複合材カバーであって、実質的に全ての層がジョグルを形成すべく形作られ、各ジョグルは、第１部分と、層が該第１部分にほぼ平行に延在する第２部分と、層が第１部分及び第２部分に対して所定の角度で延在する第１部分と第２部分との間の傾斜部とを具備し、層の数が傾斜部の両側で実質的に同数である積層複合材カバーと、複合材カバーに部分的に重なり合う第２カバーと、両カバーが重なり合っている箇所において両カバーを共に保持するクランプまたは締結具とを具備する、航空機用の継手において、両カバーが滑らかな空気力学的表面を形成するように互いに実質的に整列された外側面を有する、航空機用の継手が提供される。

本発明の別の態様では、複合材カバーと第２カバーとの間の航空機用の継手の製造方法において、複数の層の積層体を具備する積層複合材カバーであって、実質的に全ての層がジョグルを形成すべく形作られ、各ジョグルは、第１部分と、層が該第１部分にほぼ平行に延在する第２部分と、層が第１部分及び第２部分に対して所定の角度で延在する第１部分と第２部分との間の傾斜部とを具備し、層の数が傾斜部の両側で実質的に同数である積層複合材カバーを提供することと、複合材カバーに第２カバーを部分的に重ね合わせることと、両カバーが重なり合っている箇所においてクランプまたは締結具で両カバーを共に保持することと、滑らかな空気力学的表面を形成するように両カバーの外側面を互いに実質的に整列させることとを含む、製造方法が提供される。

典型的には、傾斜部の少なくとも一部を覆う複合材カバーの外側面上にプロテクターが設けられる。プロテクターは、複合材料、ゴムまたはその他の適切な材料から形成されうる。

典型的には、プロテクターは、傾斜部の底端へ向かって相対的に厚くなり且つ傾斜部の頂端へ向かって相対的に薄くなるテーパー形状を有する。

第２カバーは、翼、水平尾翼、垂直尾翼、または、補助翼またはフラップ等の操縦翼面のような航空機構造のリーディングエッジカバーまたはトレーリングエッジカバーを具備しうる。この場合、複合材カバーは、典型的には翼ボックスのような主要な要素の上方スキンまたは下方スキンであり、且つ第２カバーからスパーの反対側に延在する。

或いは、第２カバーは、マンホールカバーを具備してもよい。この場合、複合材カバーは典型的には翼の下方スキンである。

プロテクターは、両カバーが重ね合わされた後に取り付けられうるが、より好ましくは該両カバーが重ね合わされる前に取り付けられる。

プロテクターは、接着層、該プロテクターと両カバーの一つとの同時硬化、これら方法の組み合わせ、またはその他の適切な方法によって取り付けられうる。

好ましくは、プロテクターは該プロテクターが傾斜部を覆う位置に取り付けられる前に、テーパー形状に予め形成される。

好ましくは、各傾斜部は第１カバーおよび第２カバーに対して１１．３°以下（１／５以下）の勾配となるような角度で延在する。例として、各傾斜部は、第１カバーおよび第２カバーに対して７．１°（１／８）または５．７°（１／１０）の勾配となる角度で延在してもよい。

本発明の別の態様では、複合材カバーの製造方法において、プロテクターをテーパー形状で予め形成することと、成形型上にプロテクターを設置することと、成形型上のプロテクター上に複合材料の積層体を載置することによって少なくとも複数の層の一つが傾斜部を形成することと、複合材料の積層体を硬化させることとを含む、製造方法が提供される。典型的には積層体の複数の層の各層には傾斜部が形成され、且つ各層は典型的にはカバーをＺ字状またはジョグル形状に形成する。

図１は、従来技術の継目板の構造を示す。 図２は、従来技術の継目板の構造を示す。 図３は、従来技術の継目板の構造を示す。 図４は、航空機の翼の前方スパーの斜視図である。 図５は、図４の翼における、ウイングスキンとリーディングエッジパネルとの間の継手の断面側面図である。 図６は、図４のウイングスキンを作成する方法を示す。 図７は、図６に示される方法によって製造されるウイングスキンの下側を示す。 図８は、ウイングスキンとリーディングエッジパネルとの間の別の継手の側面図である。 図９は、ゴム製のエッジプロテクターのみの側面図である。 図１０は、ウイングスキンとマンホールカバーとの間のジョグル継手を示す断面図である。

以下、添付の図面を参照して本発明の実施形態を説明する。
図４には、航空機の翼の前方スパーが示される。スパーは、ウェブ１０、上方フランジ１１、及び下方フランジ（図示せず）を具備する。スパーは、ウェブ１０がフランジ１１と交わる湾曲部（radius portion）１０ａを有する。積層複合材スキン１２が、上方フランジ１１に取り付けられ、且つ翼ボックス（翼の主要な構造要素）の上側境界を形成すべくスパーの後方に延在する。また、スキン１２は、図４に示されるように、僅かにスパーの前方に突き出る。
スキン１２は、図４に示されている外側面１３と、図７に示されている内側面１４とを有する。

図６には、製造中のスキン１２の詳細な構造が示されている。スキン１２は、下記の工程の順序で形成される。
・エッジプロテクター２２が、相対的に厚い端部から相対的に薄い縁部へと次第に細くなる楔形で予め形成される。エッジプロテクター２２は、単方向の押出複合材料、ゴムから、またはエポキシ樹脂を含侵したカーボンファイバーによって予め形成され、形作りすべく引き抜き成形されてもよい。好ましくは、エッジプロテクターは、カーボンファイバー及びエポキシ樹脂が混合され且つ所望の断面形状を備えたダイを通してローラーによって引き抜かれる引き抜き成形処理によって予め形成される。ダイはエポキシ樹脂を硬化、または部分的に硬化すべく加熱せしめられるので、エッジプロテクター２２がその形状を保持する。

・銅フィルム２０が、段部２９の設けられた成形面２８上に載置される。
・エッジプロテクター２２は、図示されるように、エッジプロテクター２２の厚い端部が銅フィルムの段部に接触した状態で、銅フィルム２０上に配置される。エッジプロテクター２２の傾斜面２３は成形型上に載置される前または後に一片のフィルム接着剤ＦＭ３００（図示せず）に取り付けられる。
・「プリプレグ」の第一層２４が、成形型上に載置され、フィルム接着剤に付着する。「プリプレグ」の第一層２４は、エポキシ樹脂マトリックスを含侵したカーボンファイバーの一方向の配列を有する。

・（スキン１２の内面を形成することになる）最終層２５が載置されるまで、「プレプレグ」材の積層体が、必要に応じて繊維の方向が積層体を横断して変化した状態で、成形型上に載置される。
・真空バッグ（図示せず）が、剥離フィルムのような他の要素と随意に組み合わせられて、最終層２５上に載置される。
・真空バッグと成形型との間の空間はオートクレーブ内で真空引きにされ、同時にオートクレーブはプリプレグ及びエッジプロテクター２２が完全に硬化されるようにエポキシ樹脂の硬化温度よりも高い温度に加熱される。
・図７に示されるように、真空バッグ等は除去され、硬化したスキン１２が残る。

積層体は、エッジプロテクター２２上の傾斜部と共に、Ｚ字状のいわゆる「ジョグル(joggle)」外形を形成する。積層体の複数の層のそれぞれはジョグルを形成すべく形作られ、各ジョグルは、第１部分と、層が第１部分とほぼ平行に延在する第２部分と、層が第１部分及び第２部分に対して所定の角度で延在する第１部分と第２部分との間の傾斜部とを具備する。例えば、積層体の内側の層の一つは、傾斜部４６の「頂端」で第１水平部分４５を（この場合の頂端及び底端は、図５に示される方向に対して定義される）、傾斜部４６の「底端」で第２水平部分４７を具備する。

傾斜部は、外層２４及び内層２５の双方に全ての内側の層と共に傾斜部２６、２７がそれぞれ形成されるように、積層体の全厚に亘って延在することに留意すべきである。（「アウターモールドライン」またはＯＭＬとして知られる）スキンの外側面１３の形状は、硬化処理中に外側面１３が成形型と係合するので、正確に調整される。

積層体の層の数は、傾斜部の両側で同数であることに留意すべきである。結果として、積層体の内部に、ポロシティの問題を引き起こしうる非連続の層がなくなる。

スキン１２は、スパーにボルト固定された後、図５の断面図で最も明瞭に示されるような重ね継手（lap joint）によってリーディングエッジパネル１５に結合される。パネル１５は同様の複合材料から形成されても、されなくてもよい。

パネル１５の内側面は、図５に示されるように、スキン１２の外側面１３に部分的に重ね合わされる。エッジプロテクター２２とパネル１５の外側面とスキン１２とは、図示されるように、気流に曝される実質的に連続的な空気力学的外面を共に形成する。その後、（ボルトのような）締結具が、スキン１２とパネル１５とが互いに重なり合っている箇所において、線３１に沿ってスキン及びパネル１５に貫通せしめられる。締結具は、検査または修理の目的で継手を解体できるように、取り外しが可能である。

エッジプロテクター２２は、傾斜部とパネル１５のトレーリングエッジ３０との間に配置され、傾斜部２６の下流側頂端でエッジ３２を（図５で指示される方向に流れる）気流によって運ばれる粒子による浸食から保護する。エッジプロテクター２２とパネル１５のトレーリングエッジ３０との間の隙間は、最終組立時にエアロフィラー（図示せず）を使用して埋められる。

カバー１２の内側面で、傾斜部の「頂端」３３が、スパー１１にできるだけ近く配置されるので、傾斜部は部分的にスパーの湾曲部１０ａに重なる（この場合の頂端と底端は、図５に示される方向に対して定義される）。これによって、カバー１２のエッジ３４がスパーの比較的近くに配置されることが可能となる。

図８及び図９は、エッジプロテクターの別の形態を示す。構造のほとんどの要素は図５に示すものと同一であり、同様な要素については同一の参照番号が用いられる。この場合、エッジプロテクターは、予め形成されたゴムから作られ、且つスキン１２とパネル１５との間のシールを形成する。エッジプロテクターは、傾斜部を覆うテーパー付きの楔形部４０と、図９で最も明瞭に示される、スキン１２とパネル１５との重なり合った部分間のシールを形成する尾部４１とを有する。この場合、エッジプロテクターは、パネル１５及びスキン１２が継手を形成すべく重ね合わされる前に、接着層（図示せず）によってパネル１５またはスキン１２に取り付けられうる。図８にはリブ４２も示されており、スキン１２及びパネル１５はリブ４２にボルト固定される。

好ましくは、ゴム製のエッジプロテクターは、スキン１２の代わりにパネル１５に予め取り付けられる。これによって、損傷または磨耗した場合に、主要な構造への影響なく部品を取り替えることができる。

図１０は、積層複合材スキン５０とマンホールカバー５４との間のジョグル継手を示す。複合材スキン５０は航空機の翼のボトムスキンであり、且つその内面上に一連のＴ字状断面のストリンガーを保持し、斯かるストリンガー５２の一つの一部が断面で示されている。

マンホールカバー５４が、挟持プレート５３によってスキン５０に挟持される。マンホールカバー５４及び挟持プレート５３は両方とも航空機の翼の下側から見るとほぼ楕円形である。スキン５０には、挟持プレート５３を受容する楕円形開口部が形成される。挟持プレート５３は、スキン５０の内面と係合する環状フランジ５５を有する。破線で示されるゴム製のシーリングガスケット５６が、フランジ５５とスキン５０との間の燃料密封シールを提供する。

マンホールカバー５４はその周辺部付近で、一連の締結具５７によって挟持プレート５３に結合される。締結具５７が締め付けられると、締結具は、二つの部品５３、５４間にスキン５０を挟持する。破線で示されるゴム製のシーリングガスケット５８が、マンホールカバー５４とスキン５０との間の燃料密封シールを提供する。テーパー付きフィラー５９が、ガスケット５８とスキン５０との間に提供される。

スキン５０には、図６に示されるように、スキン１２と同様の態様で、ジョグル状積層体が形成される。挟持プレート５３及び締結具５７は共に、部品５０、５４が重なり合っている箇所において部品５０、５４を共に保持するクランプ（挟持部）として作用する。締結具５７は、継手を解体できるように且つ翼の内部へのアクセスを提供するように取り外しが可能である。スキン５０とマンホールカバー５４とは、滑らかな空気力学的表面を形成するように、互いに実質的に整列された外側面を有する。

リーディングエッジパネル１５が一定の厚さを有する前記の実施形態と比較して、マンホールカバー５４の厚さは相対的に狭いエッジ６０に向かって細くなり、この細くなるテーパーはジョグルの傾斜部６１の角度に追従する。ガスケット５８がスキン５０の外側面及びマンホールカバー５４の外側面と面一に位置するように、スキン５０の外側には、ガスケット５８を収容し且つ段部６１を備えた環状凹部が設けられる。

ガスケット５８及びテーパー付きフィラー５９は共にエッジプロテクターとして作用し、気流によって運ばれる粒子による浸食からマンホールカバー５４のエッジ６０及びスキン５０を保護する。

本発明が、一つ以上の好ましい実施形態に関して上述されたが、添付の特許請求の範囲において定義された発明の範囲を逸脱することなく種々の変更または修正がなされうることが理解されるであろう。

Claims (7)

1. 積層複合材カバーと第２カバーとの間の航空機用の継手の製造方法において、
   複数の層の積層体を具備する積層複合材カバーであって、実質的に全ての層がジョグルを形成すべく形作られ、各ジョグルは、第１部分と、層が該第１部分にほぼ平行に延在する第２部分と、層が前記第１部分及び前記第２部分に対して所定の角度で延在する前記第１部分と前記第２部分との間の傾斜部とを具備し、層の数が前記傾斜部の両側で実質的に同数である、積層複合材カバーを提供することと、
   前記積層複合材カバーに第２カバーを部分的に重ね合わせることと、
   前記両カバーが重なり合っている箇所においてクランプまたは締結具で前記両カバーを共に保持することと、
   滑らかな空気力学的表面を形成するように前記両カバーの外側面を互いに実質的に整列させることと
   を含み、さらに、
   前記積層複合材カバー及び第２カバーが重ね合わされる前に、前記積層複合材カバー及び第２カバーの一方にプロテクターを取り付けることと、
   該プロテクターが前記積層複合材カバー及び第２カバーのうちの一方に取り付けられる前に、前記プロテクターをテーパー形状で予め形成することと
   を含む、製造方法。
2. 前記プロテクターが前記積層複合材カバーと同時に硬化せしめられる、請求項１に記載の製造方法。
3. 所望の断面形状を備えたダイを通して材料を引き抜きおよび／または押し出すことによって前記プロテクターを予め形成することをさらに含む、請求項１または２に記載の製造方法。
4. 積層複合材カバーの製造方法において、
   プロテクターをテーパー形状で予め形成するステップと、
   成形型上に前記プロテクターを設置するステップと、
   前記成形型上の前記プロテクター上に複合材料の積層体を載置するステップであって、実質的に全ての層がジョグルを形成すべく形作られ、各ジョグルは、第１部分と、層が該第１部分にほぼ平行に延在する第２部分と、層が前記第１部分及び前記第２部分に対して所定の角度で延在する前記第１部分と前記第２部分との間の傾斜部とを具備し、層の数が前記傾斜部の両側で実質的に同数である、ステップと、
   前記複合材料の積層体を硬化させるステップと
   を含む、製造方法。
5. 前記プロテクターが前記複合材料の積層体と同時に硬化される、請求項４に記載の製造方法。
6. 前記プロテクターが前記成形型上に設置される前に、前記プロテクターを少なくとも部分的に硬化させることをさらに含む、請求項４または５に記載の製造方法。
7. 前記プロテクターがテーパー状の断面形状を備えたダイを通して材料を引き抜きおよび／または押し出すことによって予め形成される、請求項４〜６のいずれか１項に記載の製造方法。

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