JP5791741B2 - 航空機用の複合翼スラット - Google Patents

Description

発明の背景
発明の分野
本発明は、概して航空機用の構造部材に関し、特に、複合材料からなる翼スラットに関する。

関連技術の説明
大きな商用および軍用航空機の、特に低速運航中の揚力特性を向上させるために、スラットとして知られる高揚力補助装置が翼に備えられる。スラットは、前縁から外方に、格納位置から展開位置へ旋回または摺動するように翼の前縁に搭載される。典型的に前縁スラットは、航路を動かす直線もしくは回転アクチュエータ、またはスラットに取付けられたアームのいずれかを用いて、翼の前縁から下方かつ前方に動かされる。

スラットは、従来、金属−金属接合材を用いて金属および金属合金で製造されてきた。金属スラットはいくつか欠点を有し、稼動中のメンテナンス、衝撃による損傷および腐食の一因となる金属接合問題を含む。また、金属スラットは、個々に製造し組立てなければならない多くの金属部材から製造され、これによりスラットの製造が比較的高額となり、航空機に不要な重量が付加される。

したがって、部品数が少なく、より軽量な翼スラット構造が必要とされている。本発明は、この必要性を満たすことに向けられている。

発明の簡単な概要
発明の一局面によれば、航空機用の翼スラットは、上側予備硬化複合外板と、下側複合外板と、上側外板および下側外板の間に挟まれた中心ハニカムコア部分とを含む。概ねＣ形の断面を有する複合桁が、中心コア部分の前方端において、上側外板と下側外板との間に接合される。複数の複合補強材が下側外板の湾曲した前方部分に接合され、スラットの前縁を構成する複合機首外板が上側外板の前縁と下側外板の前縁とを接続する。

発明の別の局面によれば、航空機用の翼スラットは、上側複合外板と、中心楔形複合コアと、湾曲した前方端を有する下側複合外板と、複合コアの前方の上側外板および下側外板の間にある桁と、下側外板の湾曲した前方縁に接合された複合補強材とを含む。桁は、上側外板と、下側外板と、中心コア部分とに接合され、好ましくはハニカム材料を含む。補強材は、湾曲し、スラットの長さに沿って離間される。スラットの前縁を構成する複合機首外板は、上側外板の前縁と下側外板の前縁とを接続する。機首外板は、機首外板を支持し、かつ下側外板に当接する複数のリブによって補強される。

発明のさらに別の局面によれば、航空機用の複合翼スラットを製造するための方法が提供される。当該方法は、レイアップを形成するステップと、レイアップを圧縮するステップと、圧縮されたレイアップを硬化させるステップとを含む。レイアップは、上側複合外板をレイアップ用鋳型に配置することと、複合桁を鋳型において上側外板の一部分の上に配置することと、上側複合外板を下側外板および桁の組合わせの上にレイアップすることとによって形成される。レイアップステップは、予備形成された複合部材をレイアップ用鋳型に投入することによってスラットの中心コアを形成するステップも含み、その後、予備硬化された複合下側外板が、桁および中心コアの組合わせを覆うように鋳型に配置される。レイアップは、好ましくは減圧バッグ技術を用いて圧縮される。硬化後、スラットの前縁を構成する複合機首外板が、硬化されたレイアップ上に装着される。

発明のさらに別の局面によれば、複合翼スラットを製造するための方法が提供される。当該方法は、鋳型にレイアップを形成するステップを含み、レイアップは、上側複合外板と、中心コアと、下側複合外板とを有する。当該方法はさらに、減圧バッグ処理を用いてレイアップを圧縮するステップと、硬化されたレイアップ上に複合機首外板を装着するステップとを含む。レイアップ処理は、鋳型において上側外板の下に補強材を配置するステップを含む。複合機首外板は、複合材料をレイアップし、機首外板レイアップを圧縮し、機首外板レイアップを硬化させることによって形成される。

複合翼スラットは、従来の金属スラットと比較して軽量であり、少ない部材数で製造される点で有利である。一般的な製造方法を用いてスラットの部材をレイアップすることができ、金属−金属接合材が回避される。

発明のこれらおよび他の特徴、局面および利点は、添付の図面、説明および請求項を参照してより良く理解されるであろう。

本発明に係る複合スラットの斜視図である。 図１に示したスラットの、明確のために一部の部品を示さない拡大分解斜視図である。 図１に示したスラットの上側外板の斜視図である。 桁の斜視図である。 図４に示した桁の端面図である。 下側外板の斜視図である。 中心コアの斜視図である。 図１に示したスラットの製造部品に使用されるレイアップ用鋳型に配置されたレイアップの断面図である。 硬化され図８に示したレイアップ用鋳型から取出された後のレイアップの断面図である。 図８に示した鋳型から取出された後の硬化されたレイアップの一部分の断片斜視図である。 図８から図１０に示したレイアップを製造するためのステップの簡略化されたフローチャートである。 図１に示したスラットに使用されるリブの斜視図である。 図１に示したスラットに使用されるリブの斜視図である。 図１に示したスラットに使用されるリブの斜視図である。 図１に示したスラットの複合機首外板形成部の斜視図である。 図１２から図１４に示したリブの位置を示す、部分的に組立てられたスラットの斜視図である。 スラットの一端の、一部を断面で切断した拡大断片図である。

発明の詳細な説明
図面を参照し、本発明は概して、最小数の部材で複合材料から形成される航空機翼スラット２０に関する。複合構造および材料は、その軽量性、高い強度、高い剛性および優れた耐疲労性のために高性能用途において広く使用されている。ここで用いる限りにおいて
、「複合材料」とは、結合材によって互いに接合された異なる構成材料の組合わせを含む材料および構造を指し、最も一般的には、典型的にテープ、シートまたはマットの形態の繊維補強材、たとえばカーボンファイバと組合わせた、熱硬化樹脂マトリックスによって形成される。マットの複数プライは、エポキシプラスチック樹脂またはポリエステル樹脂などの結合材で含浸され、「レイアップ」に形成される。プライは、硬化された積層物の剛性を向上させるために、それぞれの配向方向が異なった角度で交互になるように配置される。プライを圧縮し硬化させるために、複数層部品レイアップに圧力および熱が加えられ、それによって剛構造を形成する。

スラット２０は概して、上側複合外板２２と、下側複合外板２４と、外板２２および２４の間に挟まれた中心コア部分２６とを含む。予備硬化された複合材料からなる桁２８がそれぞれ上側外板２２と下側外板２４との間に挟まれ、中心発泡コア２６の前縁に接合される。下側外板２４は、上側外板２２を越えて前方に延在し、後縁２４ｂにおいて終端する下方に湾曲した部分２４を含む。複合材料からなる複数の湾曲補強材３０が前後に延在し、下側外板２４の湾曲部分２４ａに接合される。より詳細に後述するように、複数の長手方向に離間されたリブ３２が下側外板２４の湾曲部分２４ａに固着され、複合機首外板片４０がリブ３２上に収容され、スラット２０の前縁を構成する。

上側外板２２は、たとえばエポキシ樹脂を予め含浸したカーボンファイバ生地からなる予備硬化複合構造を含み得る。一例では、０／４５／０／−４５／０配向で交互に配置された５枚のカーボンファイバ生地のプライで充分であることがわかった。５枚のカーボンファイバ生地の追加プライを含む「ダブラー」を上側外板２２の前方部分の下側に付加して、その強度および剛性を向上させてもよい。上側外板２２は、減圧バッグ法および硬化を含む通常のレイアップ技術を用いて製造される。上側外板２２の後縁は、所望の厚さおよびテーパ角度を有するように機械加工され得る。

下側外板２４をレイアップするのに使用される材料は、配向方向に対して複数の角度で配置されたエポキシ樹脂を予め含浸したカーボンファイバテープおよび生地を含み得る。プライ数は、外板２４の各領域における所望の剛性に依存して変動する。充分な一例では、外板２４の後縁付近では４枚のプライが充分であるとわかったが、下側外板２４の前方部分では１０枚のテープのプライの堆積が使用された。外板２４がリブ３２に接触するところに、４枚の追加プライからなるダブラーが付加された。

図４および図５に最もよく見られるように、桁２８は断面が概ねＣ形であり、下側脚２８ａと、中央脚２８ｂと、下側脚２８ａよりも幅広の上側脚２８ｃとを含む。桁２８は本質的にスラット２０の全長に延在し、エポキシ樹脂を予め含浸したカーボンファイバテープの複数プライを用いて、従来のレイアップ技術によって形成され得る。充分であるとわかっている一実施形態において、リブ３２と接触する領域では、２０枚のカーボンファイバテープのプライがファイバガラスプライと組合わされ、プライは配向方向に対して４５／０／０／−４５／９０／４５／０／０／−４５／０という交互配置に設置された。桁を構成するレイアップ材料は減圧バッグ処理されてプライを圧縮し、その後、圧縮されたレイアップが硬化される。

中心コア部分２６は断面が楔形であり、前縁２８ａから後縁２６ｂに先細りとなっている。中心コア部分２６は、市販されているＮ６３６ Ｋｅｖｌａｒ（登録商標）ハニカムまたはＮＯＭＥＸ（登録商標）のハニカムのいずれかのシートで形成され得る。ＮＯＭＥＸ（登録商標）はデュポン社から入手可能であり、Ｋｅｖｌａｒ（登録商標）に基づく紙の形態であるＮＯＭＥＸ（登録商標）紙を用いたハニカムに形成することができる。当初の紙ハニカムは通常、フェノール樹脂に浸漬されて、高い強度と非常に良好な耐火性とを示すハニカムコアを製造する。必要に応じて、形成されたコア２６を最終的な寸法に機械加工することができる。

機首外板４０は、テープ形態のファイバガラスおよびカーボンファイバプライを交互に配置した、樹脂を含浸した予備硬化積層を含み得る。スラット２０に除氷機能を与えるために、最も下の２枚のプライの間にヒータブランケット（図示せず）を介在させる。機首外板４９は、皿頭ボルト（図示せず）または同様の「目に見えない」締結具を用いてサブアセンブリ４５に取付けられ、サブアセンブリ４５上のナット板（図示せず）上に収容される。複合機首外板は、複合材料をレイアップし、複合材料を圧縮し、複合材料を硬化させることによって形成され得る。

次に特に図８および図１１を参照し、複合サブアセンブリ４５は、レイアップ用鋳型４２に材料を順次レイアップすることによって形成される。図１１のステップ４８から開始して、予備硬化された上側外板２２がまず鋳型４２に投入され、その後ステップ５０において、膜接着剤が外板２２の上側に塗布される。ステップ５２において、鋳型４２のマンドレル部分４７によって支持されるように、予備硬化された桁２８が鋳型４２に投入される。図８に見られるように、脚２８ｃの一部分は上側外板２２を覆いかつ接触し、脚２８ａは鋳型４２のマンドレル部分４７の上に位置する。ステップ５４において、予備形成された中心コア２６が適切な発泡接着剤とともに投入され、その後５６において膜接着剤が塗布される。ステップ５８において、複合材料のストライプが鋳型４２にレイアップされ、補強材３０を形成する。次に、ステップ６０において、下側外板２４が鋳型４２に投入され、それによって補強材３０、桁２８および中心コア２６の一方側を覆い、かつ接触する。レイアップとともに鋳型４２が減圧バッグ内に配置され、真空引きし、部材を互いに圧縮する。最後にステップ６２において、レイアップが硬化され、下側外板２４と補強材３０とが同時に硬化される。減圧バッグが除去され、最終サブアセンブリがトリミングされて穿孔され、必要に応じて締結具に必要な開口部を生成する。封止材（図示せず）が、上側外板２２と下側外板２４との間においてサブアセンブリ４５の端部に装着される。

リブ３２は、ねじ、リベットまたは他の締結具によって下側外板２４の前方部分に固着され、先述のとおり、機首外板４０は、同時硬化されたサブアセンブリ４５上に保持されているナット板（図示せず）に皿頭ボルトによって固着される。図９、図１０および図１７に最もよく見られるように、機首外板４０の上側後縁は、上側外板２２の前縁と桁２８の上側脚２８ａとによって規定されるノッチ６６内に収容される。ノッチ６６によって、機首外板４０および上側外板２２の外側面は、乱気流を減少させるために面一の連続面を構成する。末端のリブ３６（図１４および図１７）は、機首外板４０の外側端部を封止する。図１７に示すように、上側翼幅バルブ封止材６８および下側翼幅柔軟スカート６４がスラット２０の後方に取付けられ、通常飛行中にスラット２０が格納位置にあるとき、翼（図示せず）の固定された前縁に対して桁２０を封止するように機能する。

本発明を特定の実施形態に関して説明したが、当業者は他の変形例に想到するため、特定の実施形態は例示を目的とし、限定のためのものではないと理解される。 また、本願は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
上側複合外板（２２）と、
下側複合外板（２４）と、
前記上側外板および前記下側外板の間に挟まれた中心ハニカムコア部分（２６）とを備える、航空機用の翼スラット。
（態様２）
中心コア部分（２６）の前方端において、上側外板（２２）と下側外板（２４）との間に設けられた複合桁（２８）をさらに備える、態様１に記載の翼スラット。
（態様３）
桁（２８）は概ねＣ形の断面を有する、態様２に記載の翼スラット。
（態様４）
桁（２８）は、上側外板（２２）、中心コア部分（２６）および下側外板（２４）にそれぞれ接合される第１の脚（２８ｃ）と、第２の脚（２８ａ）と、第３の脚（２８ｂ）とを含む、態様２または３に記載の翼スラット。
（態様５）
下側外板（２４）に固着された複数の補強材（３０）をさらに備え、補強材はスラットの長さに沿って離間され、前後方向に延在する、態様１から４のいずれか１つに記載の翼スラット。
（態様６）
下側外板（２４）は湾曲した前方縁を含み、補強材（３０）は下側外板の湾曲した前方縁に接合される、態様１から５のいずれか１つに記載の翼スラット。
（態様７）
スラットの前縁を構成し、かつ上側外板（２２）の前方縁と下側外板（２４）の前方縁との間に延在する複合機首外板（４０）をさらに備える、態様１から６のいずれか１つに記載の翼スラット。
（態様８）
下側外板（２４）に当接し、かつ機首外板（４０）によって覆われた複数のリブ（３２）をさらに備える、態様１から７のいずれか１つに記載の複合スラット。
（態様９）
航空機用の複合翼スラットを製造する方法であって、
上側複合外板（２２）をレイアップ用鋳型（４２）に配置することと、
複合桁（２８）を鋳型において上側外板の一部分の上に配置することと、
下側外板（２４）および桁の組合わせの上に上側複合外板をレイアップすることとによってレイアップを形成するステップと、
レイアップを圧縮するステップと、
圧縮されたレイアップを硬化させるステップとを含む、方法。
（態様１０）
レイアップ形成ステップは、下側外板のレイアップの前に、予備硬化された複合コア（２６）を下側外板（２４）を覆うように鋳型に配置するステップをさらに含む、態様９に記載の方法。
（態様１１）
レイアップ形成ステップは、下側外板（２４）のレイアップの前に、複合補強材（３０）を鋳型（４２）に配置するステップを含む、態様９または１０に記載の方法。
（態様１２）
レイアップを形成するステップは、鋳型（４２）において下側外板（２４）の下に補強材（３０）を配置するステップを含む、態様９から１１のいずれか１つに記載の方法。
（態様１３）
複合材料をレイアップし、複合材料を圧縮し、複合材料を硬化させることによって複合機首外板（４０）を形成するステップをさらに含む、態様９から１２のいずれか１つに記載の方法。
（態様１４）
硬化ステップが完了する前にレイアップを圧縮するステップをさらに含む、態様９に記載の方法。

Claims (12)

1. 上側外板前方端を有する上側複合外板（２２）と、
   該上側外板前方端を越えて前方に延びる、下方に湾曲した前方縁を含む下側複合外板（２４）と、
   前記上側外板および前記下側外板の間に挟まれた中心ハニカムコア部分（２６）と、
   スラットの前縁を構成し、かつ上側外板（２２）の前方縁と下側外板（２４）の前方縁との間に延在する複合機首外板（４０）と、
   中心ハニカムコア部分（２６）の前方端において、上側外板（２２）と下側外板（２４）との間に設けられた複合桁（２８）と、を有し、
   前記複合桁は、上側前縁を含み、複合機首外板は、該複合桁の前縁を覆い、該前縁に固着された後縁を有する、航空機用の翼スラット。
2. 前記上側外板と中央ハニカムコア部分（２６）とは互いにテーパーしている、請求項１に記載の翼スラット。
3. 該複合桁（２８）は概ねＣ形の断面を有する、請求項１に記載の翼スラット。
4. 該複合桁（２８）は第１、第２及び第３の脚を含み、それぞれ前記上側外板、中央ハニカムコア部分（２６）及び下側外板に結合された、請求項１または３に記載の翼スラット。
5. 前記下側外板（２４）に固着された複数の補強材（３０）をさらに備え、補強材はスラットの長さに沿って離間され、前後方向に延在する、請求項１に記載の翼スラット。
6. 前記補強材（３０）は下側外板の湾曲した前方縁に接合される、請求項５に記載の翼スラット。
7. 上側外板前方端を有する上側複合外板（２２）と、
   中央ウェッジ形複合コアと、
   該上側外板前方端を越えて前方に延びる、下方に湾曲した前方縁を含む下側複合外板（２４）と、
   該上側及び下側外板との間にあり、該中央コアの前方に配置された桁（２８）と、
   該下側外板の湾曲した前方縁に結合された複合補強材（３０）と、
   スラットの前縁を構成し、かつ上側外板の前方縁と下側外板の前方縁との間に延在する複合機首外板（４０）と、を有し、
   前記桁は、上側前縁を含み、複合機首外板は、該桁の前縁を覆い、該前縁に固着された後縁を有する、航空機翼用の複合スラット。
8. 該桁は、前記上側外板、下側外板及び中央コアに結合された、請求項７に記載の複合スラット。
9. 前記中央コアは断面がウエッジ形である、請求項７に記載の複合スラット。
10. 前記補強材は湾曲して前記スラットの長さに沿って間隔が開けられた請求項７に記載の複合スラット。
11. 下側外板は、前記中央コアを越えて前方に延在し、前記補強材は中央コアの前記前方縁と下側外板の前方縁との間に配置された、請求項７に記載の複合スラット。
12. 前記下側外板に当接し、かつ前記機首外板によって覆われた複数のリブ（３２）をさらに備えた、請求項１または７に記載の複合スラット。

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