JP5628671B2 - 複合積層構造体 - Google Patents

Description

本発明は、複合積層構造体及びそのような構造体の衝撃損傷を示す方法に関する。特に、その構造体は航空機部品の一部である場合があるが、それに限らない。

多くの航空機部品は複合積層材料から作られている。例えば、航空機翼の縦通材、補強材、及び桁構造体は全て複合積層構造体状である。このような構造体は、それを取付けるべく設計された通りに取付けられた場合には強固だが、衝撃損傷に対しては脆弱であり、その結果、層間剥離が起きることもある。層間剥離が起きると、構造体は弱くなり、最終的には壊れる。特に脆弱なのは、衝撃の生じる複合積層構造体の端部（複合積層構造体の層が終端する箇所）であり、特に衝撃が端部に向かって生じる場合（すなわち、端部に垂直で構造体を形成する積層体の平面に平行な方向に衝撃があった場合）に弱い。

衝撃力の大部分が端部に向かう方向である場合、複合積層構造を有する積層体の層間の結合が衝撃によって損傷され、層間剥離を引き起こすか、或いは層間剥離の影響を強める。このような衝撃は、メンテナンス時、例えば、通常は露出していない複合積層構造体の端部表面が露出している時に、作業者が構造体上での作業時に工具を落とした結果起きることもある。また、別の場合では、例えば、作業者が構造体の上に座ったり、立ったり、或いは、構造体に直接又は工具やその他の道具で触ったりすることで、複合積層構造体が長年に亘って摩耗し、その結果損傷されることもある。例えば、航空機の作業をしている間に、作業者が工具や工具箱をこのような構造体の端部表面上に置くことは通常良く行われる。複合積層構造体の端部は、概して、少なくともメンテナンス中には、上述のような直接的な摩耗や直接的な衝撃に曝される。複合部の製造や組立のときにも、同様の衝撃を受ける危険が存在する。

航空機部品を設計する時には、航空機の複合積層構造体の強度及びその他の機械的特性に影響を及ぼす要因、例えば上述のような要因、が考慮される。そして、上述のような要因に対応するために、大抵は複合積層構造体を更に強固にすることが必要になり、その結果、寸法も重量も増えることになる。

積層複合体の端部を強化する公知の方法の一つは、例えば特許文献１に記載されるような端部保護部材を使うことである。別の解決法では、複合積層体の端部をロール成形端部、即ち、層を折り畳んで形成した端部、とする。しかし、これら周知の方法では、衝撃の証拠を充分に目に見える形で提供できないことが課題である。目に見える証拠が構造体には必要であろう。

米国特許出願公開第２００６／０２３４００７号明細書

本発明の第一態様は、端部を有する複合積層体と、端部に支えられ、衝撃時に破砕する樹脂からなる衝撃表示部とを有する構造体を提供する。
本発明の第二態様は、衝撃表示部を破砕することを含む、このような構造体の衝撃損傷表示方法を提供する。

破砕が起こるために、例えば亀裂、衝撃表示部からの１以上の破片の離脱等の、衝撃損傷の目に見える証拠が永久に残る。衝撃表示部は、このような衝撃損傷の目に見える証拠になるだけでなく、衝撃エネルギーの一部を吸収して、衝撃から保護する要素にもなる。

典型的には、衝撃表示部は、複合積層体を形成する材料より脆く、弱い樹脂からなる。例えば、複合積層体を形成する材料は強化材であり、衝撃表示部を形成する樹脂は、非強化材である。
典型的には、複合積層体は、エポキシ樹脂などの熱硬化性材料からなる。衝撃表示部を形成する材料は、同じ熱硬化性樹脂、或いは、同程度或いはより低い温度で硬化する樹脂である。
衝撃表示部は、長さが限定されているか、或いは端部の長さの少なくとも半分以上を占める細片であってもよい。

本発明の一実施例においては、複合積層体の複数の層は端部において終端する。別の例では、端部は、層を折り畳んで形成する、ロール成形端部である。
衝撃表示部は、共硬化、相互結合、又は二次結合によって端部に付着され得る。衝撃表示部が共硬化によって端部に付着される場合、衝撃表示部は複合積層体に（例えば、端部に樹脂を多く含む複合積層体を形成することにより）一体的に形成され得る。

一例では、ノズルから樹脂を押し出し、押し出された材料を硬化によって端部に相互結合して、衝撃表示部を端部に形成する。
別の例では、熱硬化性樹脂からなるビードを雌型に入れ、複合積層体の端部を雌型の中に挿入し、ビードと複合積層体とを加熱し、それにより複合積層体が硬化し、ビードは端部に共硬化される。
別の例では、複合積層体の各層は強化相と母材樹脂相を有し、複合積層体の端部を雌型に挿入し、端部と雌型の間に隙間を形成し、複合積層体を加熱し、それにより母材樹脂相が隙間へ流れ込んで、衝撃表示部を形成する。

ここで、本発明の実施例を、添付の図面を参照して説明する。
縦通材に衝撃表示部を適用する方法を示す斜視図 衝撃表示部を支える縦通材の端面図 縦通材を形成するための３つの段階の第１段階を示す図 縦通材を形成するための３つの段階の第２段階を示す図 縦通材を形成するための３つの段階の第３段階を示す図 衝撃表示部を支える別の縦通材の端面図 衝撃表示部を支える更に別の縦通材の端面図 衝撃表示部を支えるロール成形された縦通材の端面図 共硬化製造工程を行った場合の端面図 衝撃表示部を縦通材と一体的に形成する製造工程を行った場合の端面図

図１に示す縦通材１は、ブレード２と一組のフランジ３、４を有する。縦通材は、図３〜図５に示す工程で形成される。第一段階では、平面状装填体５ａが雄型形成具６上に配置される。装填体５は、シートを積み重ねて形成した積層構造体であり、各シートは熱硬化性エポキシ樹脂を含浸させた複数の単一方向性炭素繊維を含む。これらのシートは、従来から「プリプレグ（ｐｒｅｐｒｅｇ）」として知られている。図３では、個々のプリプレグシートを概略的に示すが、明瞭にするためにそれ以外の図面では個々のシートは示さない。

その後、図４にあるように装填体５ａを成形工具の上で変形させ、Ｕ字型に成形する。そして、Ｕ字型部５ｂを切断し、図５に示すような２つのＬ字型部５ｃ、５ｄを形成する。Ｌ字型部５ｃ、５ｄを、図２のように背面同士を合わせて配置する。Ｌ字型部５ｃ、５ｄの背面同士を合わせて配置した後に共硬化し、それにより縦通材は硬化し、Ｌ字型部は結合する。

縦通材１の長さ方向を０度、縦通材の高さ方向を９０度と定義する。縦通材の構造は、０度／±４５度／９０度の方向へ向けられた縦通材内の繊維の百分率を示す表記によって表される。典型的な縦通材のレイアップは、６０／３０／１０である。従って、繊維の６０パーセントは０度方向を向き、３０パーセントは±４５度方向を向き、１０パーセントは９０度方向を向いている。
縦通材は露出された上端部８を含み、図１に示すように、この部分には機械加工が施され、（硬化後に）密封される。

形状切断機１０が端部８に沿って動き、材料を切除して図２に示すような溝１１を形成する。清浄装置１２は、機械加工で生じる材料屑を取り除く。液体エポキシ樹脂をノズル１４から押し出して、溝にビードを形成する。仕上げ工具１５は、所望の形状のスロット１６を有し、工具１５をノズル１４の後方で端部に沿って動かし、ビード１３から余分な樹脂を取り除く。

尚、これらの工程は一列で行われ、それにより端部８が機械加工されるのと同時にビード１３が作られる。
その後、樹脂を硬化させ、それによりビードを端部８へ相互結合させて、図２に示すように衝撃表示部９を溝１１内に形成する。

機械加工工程を省いて、図６の８ａに示すように縦通材の上端部を平坦にしてもよい。図７に示す別の実施例では、図４に示す変形工程で、プリプレグの積層が互いに滑り、プリプレグのシートが終端するＬ字型部の端部８ｂが角をなす。よって、この場合、機械加工工程を別途設けなくても、溝が形成される。
図６及び図７の場合、縦通材と衝撃表示部９ａ、９ｂは、別々に硬化されるのではなく、共硬化される。

図８に、ロール成形縦通材を示す。これは、単一のプリプレグ積層体を折り曲げて、ロール成形端部８ｃを形成することによって作る。樹脂ビードを押し出し、それをロール成形端部８ｃに相互結合することにより、衝撃表示部９ｃをロール成形端部８ｃに付着する。

図９に示す別の製造工程では、未硬化エポキシ樹脂からなるビード２０を雌型２１に入れ、縦通材ブレード２を雌型の中に挿入し、型の組立体を加熱し、それにより縦通材とビード２０を共硬化によって互いに結合することによって、衝撃表示部を縦通材の端部に形成する。

図１０に示す更に別の製造工程では、縦通材ブレードを雌型２１に挿入し、端部８と雌型の隙間２２を形成し、縦通材を加熱し、それによりブレード内のエポキシ樹脂母材が隙間２２へ流れ込んで、衝撃表示部を縦通材に一体的に形成する。

上記の衝撃表示部は、衝撃時に破砕し、１以上の亀裂及び／又は１以上の破片が生じる材料で作られる。ＥＡ９３９４エポキシ樹脂は必要な破砕特性を有することが分かっているが、他の材料も考えられる。例えば、ビードを硬化するために加熱する必要がないように、樹脂は室温で硬化するものであってもよい。

尚、衝撃表示部は、複合積層体を形成する材料よりも、脆く、弱い樹脂で作られる。例えば、非強化ＥＡ９３９４樹脂は、複合積層体を形成する炭素繊維強化プリプレグよりも脆く、弱い。また、各衝撃表示部は曲線状の凸状外面を有し、衝撃表示部の厚さは端部の幅を横断する方向に変化する。このことで、多くの利点がある。
− 平坦な細片であるよりも、破砕しやすい。
− 破砕後、１以上の破片が離脱しやすい。
− 破砕後の亀裂や穴が側面から目に付きやすい。

本発明を１以上の好ましい実施例を参照して記載したが、添付する特許請求の範囲に記載する発明の範囲を逸脱しない限り、各種の変更又は修正を行い得るものである。

Claims (19)

1. 端部を有する複合積層体と、端部に支えられ、衝撃時に破砕する樹脂からなる衝撃表示部とを有する、ことを特徴とする航空機用構造体。
2. 衝撃表示部は、複合積層体を形成する材料よりも脆く、弱い樹脂からなる、ことを特徴とする請求項１に記載の航空機用構造体。
3. 衝撃表示部はエポキシ樹脂からなる、ことを特徴とする請求項１または２に記載の航空機用構造体。
4. 樹脂は非強化樹脂である、ことを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の航空機用構造体。
5. 樹脂は１００℃未満、好ましくは５０℃未満の温度で硬化する熱硬化性樹脂である、ことを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機用構造体。
6. 積層航空機用構造体は第一温度で硬化する熱硬化性材料からなり、樹脂は第一温度より低い第二温度で硬化する熱硬化性材料からなる、ことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機用構造体。
7. 衝撃表示部は端部の溝内に配置される、ことを特徴とする請求項１に記載の航空機用構造体。
8. 衝撃表示部の厚さは、端部の幅を横断する方向に変化する、ことを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機用構造体。
9. 衝撃表示部の外面が凸状である、ことを特徴とする請求項８に記載の航空機用構造体。
10. 衝撃表示部は端部の長さの少なくとも半分以上を占める細片である、ことを特徴とする請求項１から９いずれか１項に記載の航空機用構造体。
11. 複合積層体の複数の層は、端部で終端している、ことを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の航空機用構造体。
12. 端部は、積層構造体を折り畳んだ層で形成されるロール成形端部である、ことを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の航空機用構造体。
13. 請求項１に記載の航空機用構造体を有する航空機部品。
14. 衝撃表示部を破砕することを含む、請求項１に記載の航空機用構造体の衝撃損傷表示方法。
15. 衝撃表示部から１以上の破片を離脱することを更に含む、請求項１４に記載の方法。
16. ノズルから樹脂を押し出して端部に衝撃表示部を形成することを含む、請求項１から１２のいずれか１項に記載の航空機用構造体の製造方法。
17. 衝撃表示部を端部に共硬化することを含む、請求項１から１２のいずれか１項に記載の航空機用構造体の製造方法。
18. 熱硬化性樹脂からなるビードを雌型に入れ、複合積層体の端部を雌型の中に挿入し、ビードと複合積層体とを加熱し、それにより複合積層体が硬化し、ビードは端部に共硬化される、請求項１７に記載の航空機用構造体の製造方法。
19. 複合積層体の各層は強化相と母材樹脂相を有し、複合積層体の端部を雌型に挿入し、端部と雌型の間に隙間を形成し、複合積層体を加熱し、それにより母材樹脂相が隙間へ流れ込んで、衝撃表示部を形成する、請求項１から１２のいずれか１項に記載の航空機用構造体の製造方法。

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