JP5938042B2 - 複合材製の航空機ジョイント - Google Patents

Description

本開示は概して、航空機に関するものであり、特に航空機内の構造物に関するものである。更に具体的には、本開示は、航空機内の複合材ジョイントに関するものである。

航空機は、設計され、そして製造される際の複合材料の占める割合が益々大きくなっている。幾つかの航空機では、これらの航空機の主要構造部材の５０パーセント超が複合材料で製造されるようになっている。複合材料は、航空機の重量を低減するために航空機内に使用される。重量をこのように低減すると、例えばこれらには限定されないが、積載物の可搬量、及び燃料効率のような性能指数が向上する。更に、複合材料によって、航空機内の種々のコンポーネントの耐用年数を長期化させることができる。

複合材料は、２種類以上の異なる成分を組み合わせることにより形成される頑丈な軽量材料である。例えば、複合材料は、繊維及び樹脂を含むことができる。繊維は、基材または母材の形態とすることができる。例えば、繊維は織布の形態を採ることができる。樹脂は基材の強化材を形成することができる。繊維及び樹脂を混合し、そして硬化させて複合材料を形成することができる。

更に、複合材料を使用することにより、航空機の一部を、より大きな部材またはセクションとして形成することができる。例えば、航空機の胴体は円筒体セクションとして形成することができ、これらの円筒体セクションを繋ぎ合わせて航空機の胴体を形成することができる。航空機の一部を形成するために繋ぎ合わせることができるセクションの他の例として、これらには限定されないが、翼を形成するために接合される翼セクション、及び安定板を形成するために接合される安定板セクションを挙げることができる。

ジョイントが複合材料を使用して形成される箇所では、幾つかのジョイントは他のジョイントよりも、大きな荷重を支える必要がある。例えば、翼を胴体に取り付けることにより形成されるジョイントは、より大きな荷重を支える必要があるジョイントの例である。

複合材料は通常、ジョイントが、複合材構造物を互いにファスナーを使用して接合することにより形成される場合に、より低い強度を有する。その結果、これらの種類のジョイントにおける複合材料は通常、他の箇所におけるよりも厚い。構造物がより厚い場合、ファスナーのサイズ及び重量を大きくして、ジョイントを形成するための必要条件を満たす必要がある。

複合材料の厚さを厚くすることは、構造物全体を通じて望ましくない。例えば、外板パネルが複合材料により形成される場合、胴体のジョイントの所望の厚さを確保するために外板パネル全体の厚さを厚くすることは望ましくない。外板パネル全体の厚さが厚くなると、航空機の重量が重くなる虞があり、そして／または性能が低下する虞がある。

従って、上に説明した問題だけでなく、起こり得る他の問題のうちの少なくとも幾つかの問題を考慮に入れた方法及び装置を有することができれば有利である。

１つの有利な実施形態では、装置は、翼に用いる複合材料からなる第１の任意の数の層と、前記翼に用いる前記複合材料からなる第２の任意の数の層と、そして前記翼内の前記第１の任意の数の層と前記第２の任意の数の層との間に位置する金属層と、を備える。前記金属層は、第１厚さを、任意の数のファスナーを受け入れるように構成される第１領域に有し、そして第２厚さを第２領域に有する。

別の有利な実施形態では、装置は、第１構造物に対応する任意の数の複合材料層と、そして前記任意の数の複合材料層に前記第１構造物の一部として接合される金属層と、を備える。前記任意の数の複合材料層は、第２構造物に取り付けられるように構成される前記第１構造物のエッジにまで延在する。前記金属層は、第１厚さを、任意の数のファスナーを第１領域に受け入れるように構成される第１領域に有する。前記金属層は、第２厚さを第２領域に有する。

更に別の有利な実施形態では、航空機の翼を製造する方法が提供される。前記翼に用いる複合材料からなる第１の任意の数の層を積層する。金属層を、前記複合材料からなる前記第１の任意の数の層の上に載置する。前記金属層は、第１厚さを、任意の数のファスナーを受け入れるように構成される第１領域に有し、そして第２厚さを第２領域に有する。第１接着剤層は、前記金属層の第１面に設けられる。第２接着剤層は、前記金属層の第２面に設けられる。前記翼に用いる前記複合材料からなる第２の任意の数の層を前記金属層の上に積層する。前記複合材料からなる前記第１の任意の数の層、前記金属層、及び前記複合材料からなる第２の任意の数の層を一括して接合する。

特徴、機能、及び利点は、本開示の種々の実施形態において個別に実現することができる、または更に他の実施形態において組み合わせることができ、更なる詳細は、次の説明及び以下の図面を参照することにより理解することができる。

有利な実施形態に固有と考えられる新規の特徴は、添付の請求項に示される。しかしながら、有利な実施形態だけでなく、これらの実施形態の好適な使用形態、更に別の目的、及び利点は、本開示の有利な実施形態に関する以下の詳細な説明を参照し、添付の図面と併せて一読することにより、最も深く理解される。

図１は、有利な実施形態による航空機製造及び整備方法の図である。 図２は、有利な実施形態を実現することができる航空機の図である。 図３は、有利な実施形態によるジョイント環境の図である。 図４は、有利な実施形態による航空機の図である。 図５は、有利な実施形態による航空機の翼と胴体との間に形成されるジョイントの一部の露出断面の透視図である。 図６は、有利な実施形態によるジョイントの一部を断面から見た図である。 図７は、有利な実施形態によるジョイントの一部を断面から見た図である。 図８は、有利な実施形態による構造物を断面から見た図である。 図９は、有利な実施形態による航空機の翼を製造するプロセスのフローチャートの図である。 図１０は、有利な実施形態によるジョイントを形成するプロセスのフローチャートの図である。

これらの図面を更に詳細に参照するに、本開示の種々の実施形態は、図１に示す航空機製造及び整備方法１００、及び図２に示す航空機２００に関連して記載することができる。まず、図１を参照するに、航空機製造及び整備方法の図が、有利な実施形態に従って描かれている。製造前段階では、航空機製造及び整備方法１００において、図２の航空機２００の仕様及び設計１０２、及び材料の調達１０４を行なうことができる。

製造段階では、図２の航空機２００のコンポーネント及びサブアセンブリの製造１０６、及びシステムインテグレーション１０８が行なわれる。その後、図２の航空機２００は、認可及び納品１１０を経て、運航１１２に供される。顧客により運航１１２される間、図２の航空機１０００は、定期的な整備及び保守１１４（改造、再構成、改修、及びその他の整備又は保守を含みうる）を受ける。

航空機製造及び整備方法１００の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者、及び／又はオペレータによって実施又は実行されることがある。これらの実施例では、オペレータは顧客であってもよい。本明細書の目的のために、システムインテグレータは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであってもよい。

次に、図２を参照するに、有利な実施形態を実現することができる航空機の図が描かれている。この例では、航空機２００は、図１の航空機製造及び整備方法１００によって製造されたものであり、複数のシステム２０４及び内装２０６を有する機体２０２を含みうる。システム２０４の例として、推進システム２０８、電気システム２１０、油圧システム２１２、及び環境システム２１４のうちの一又は複数を挙げることができる。任意の数の他のシステムを含めてもよい。

これらの例示的な実施例では、機体２０２は構造物２１６で形成することができる。構造物２１６は、ジョイント２１８で一括して結合することができる。これらの例示的な実施例では、構造物２１６は、例えばこれらには限定されないが、外板パネル、主翼ボックス、安定板、スパー（桁）、リブ、及び機体２０２の他の適切な種類の構造物を含むことができる。航空宇宙産業の例を示しているが、種々の有利な実施形態は、自動車産業のような他の産業に適用することができる。

本明細書で具現化した装置及び方法は、図１の航空機の製造及び保守方法１００の少なくとも１つの段階で使用可能である。
本明細書において、列挙されたアイテムと共に使用する「〜のうちの少なくとも１つの」という表現は、列挙されたアイテムのうちの一又は複数からなる様々な組み合わせが使用可能であり、且つ列挙された各アイテムが１つだけあればよいことを意味する。
例えば、「アイテムＡ、アイテムＢ、及びアイテムＣのうちの少なくとも１つ」は、例えば、限定しないが、「アイテムＡ」、又は「アイテムＡとアイテムＢ」を含む。この例は、「アイテムＡとアイテムＢとアイテムＣ」、又は「アイテムＢとアイテムＣ」も含む。

１つの例示的な実施例では、図1のコンポーネント及びサブアセンブリの製造1０６において製造されるコンポーネント又はサブアセンブリは、図1で航空機２００の運航中1１２に製造されるコンポーネント又はサブアセンブリと同様の方法で作製又は製造される。

さらに別の実施例では、任意の数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせは、図１のコンポーネント及びサブアセンブリの製造１０６並びにシステムインテグレーション１０８などの製造段階で利用可能である。アイテムを参照する際に使用している「任意の数の」は、一又は複数のアイテムを意味する。例えば、任意の数の装置の実施形態は一又は複数の装置の実施形態を意味する。任意の数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせは、図１で航空機２００が運行中１１２及び／又は整備及び保守１１４の段階で利用可能である。任意の数の種々の有利な実施形態の利用により、航空機２００の組立てを実質的に効率化すること、及び／又はコストを削減することができる。

種々の有利な実施形態は、任意の数の様々な検討事項を認識して考慮している。例えば、種々の有利な実施形態では、より厚い複合材料をジョイントの位置で使用することができるが、これらのより厚いジョイントによって、予測荷重に変化が生じるおそれがあり、そして力が加わって、より大きな直径のファスナー、より強度の高いファスナー、より重いファスナー、及び／又は他の種類のファスナーの使用が必要となってしまう。

例えば、ジョイントの肉厚が厚くなると、ジョイントに使用されるファスナーの長さも長くなる可能性がある。更に、或る箇所では、ファスナーの長さを長くするためには、ファスナーをより太くして、荷重がジョイントに加わるときのファスナーの曲がりを防止する必要がある。

種々の有利な実施形態では更に、より大きな直径のファスナーを使用すると多くの場合、ジョイント部品のサイズが大きくなることを認識し、そして考慮に入れる。これらのサイズの増大は、エッジマージン及びファスナー間隔要求により生じる。エッジマージンとは、ファスナー穴の中心から当該部品のエッジまでの距離である。当該エッジマージンは、荷重を受けている状態の当該部品のエッジを介してファスナーに引っ張られるのを防止するために必要な距離である。必要な距離は、ファスナーの直径とともに長くなり、これによって今度は、当該部品のサイズが大きくなる。更に、幾つかの場合では、ジョイントは、より大きなファスナーまたはより大きな部品群に対応する箇所における余裕が不十分である場合に実用的ではなくなる虞がある。

種々の有利な実施形態では、この状況から、ジョイント群に対する厚さ要求、またはサイズ要求を満たす、より重い材料を使用することになることを認識して考慮している。例えば、金属をジョイントに使用することができる。しかしながら、金属の使用は、当該部品の残りの領域における複合材料の使用を排除することがある。例えば、金属を外板パネルに使用すると、当該外板パネルの残りの部分における複合材料の使用が排除されてしまう。その結果、航空機は所望の重量よりも重くなってしまう。

従って、種々の有利な実施形態は、第１構造物に対応する任意の数の複合材料層と、任意の数の複合材料層に接合される金属層と、を備える装置を提供する。任意の数の複合材料層は、第２構造物に取り付けられるように構成される第１構造物のエッジにまで延在している。金属層は第１厚さを、任意の数のファスナーを第１領域に受け入れるように構成される第１領域に有する。金属層は、第２厚さを第２領域に有する。

次に、図３を参照するに、ジョイント環境の図が有利な実施形態に従って描かれている。ジョイント環境３００は、例えば図２の航空機２００のジョイント２１８のような航空機のジョイントを配設するために使用することができる環境の一例である。

この例示的な実施例では、ジョイント３０２は、第１構造物３０４と第２構造物３０６との間に形成することができる。ジョイント３０２はこれらの例示的な実施例では、第１構造物３０４及び第２構造物３０６が互いに接続される箇所に形成される。図示のように、ファスナー３０８を用いて、第１構造物３０４と第２構造物３０６とを互いに連結してジョイント３０２を形成する。

この例示的な実施例では、第１構造物３０４は第１航空機構造物３１２であり、そして第２構造物３０６は第２航空機構造物３１４である。具体的には、第１航空機構造物３１２は、航空機３２０の翼３１８の外板パネル３１６である。更に、第２航空機構造物３１４は、航空機３２０の胴体３２４の主翼ボックス３２２である。

外板パネル３１６は、複合材料３１０からなる任意の数の層３２６と、そして金属層３２８と、を備える。金属層３２８は、任意の数の層３２６に取り付けられる。更に詳細には、金属層３２８は、任意の数の層３２６に接合される。これらの例では、当該接合は、接着剤３３０を使用して形成される化学的接合とすることができる。

この例示的な実施例では、金属層３２８は、第１面３３２と、そして第２面３３４と、を有する。第１面３３２は第２面３３４の反対側にある。別の表現をすると、第１面３３２及び第２面３３４は、互いに略平行である。

これらの例示的な実施例では、任意の数の層３２６及び金属層３２８はエッジ３３６を有する。エッジ３３６は、ファスナー３０８の中の任意の数のファスナー３３８を受け入れるように構成される。更に、エッジ３３６は、第２航空機構造物３１４に取り付けられるように構成される。例えば、エッジ３３６はこの例では、外板パネル３１６のエッジであり、そして胴体３２４の主翼ボックス３２２に取り付けられるように構成される。

これらの図示の例では、金属層３２８は、第１厚さ３４０を第１領域３４２に有する。第１領域３４２は、ほぼエッジ３３６に位置する。第１領域３４２は、任意の数のファスナー３３８を受け入れるように構成される。

更に、金属層３２８は、第２厚さ３４４を第２領域３４６に有する。第２領域３４６は、これらの例では、エッジ３３６から離れて位置する。第２領域３４６は、これらの例では、任意の数のファスナー３３８を受け入れるように構成されていない領域である。

金属層３２８及び任意の数の層３２６は、任意の数の種々の方法で配置することができる。例えば、任意の数の層３２６は、第１の任意の数の層３４８と、そして第２の任意の数の層３５０と、を含むことができる。第１の任意の数の層３４８は、金属層３２８の第１面３３２の方に位置させることができるのに対し、第２の任意の数の層３５０は、金属層３２８の第２面３３４の方に位置させることができる。

これらの例示的な実施例では、第１の任意の数の層３４８は、金属層３２８の第１面３３２に、接着剤３３０からなる第１層３５２を使用して接合させることができる。第２の任意の数の層３５０は、金属層３２８の第２面３３４に、接着剤３３０からなる第２層３５４を使用して接合させることができる。幾つかの例示的な実施例では、第１の任意の数の層３４８のみを設けることができ、かつ金属層３２８の第１面３３２の方に位置させることができる。

これらの例示的な実施例では、複合材料３１０からなる任意の数の層３２６は、第１航空機構造物３１２を組み立てるために望ましい任意の方法で形成することができる。例えば、任意の数の層３２６の中の種々の層は、特定の実施形態によって異なるが、他の層に対して異なる角度または向きを有することができる。更に、任意の数の層３２６に使用される樹脂及び他の材料も、特定の実施形態によって異なるが、変えることができる。

これらの例示的な実施例では、金属層３２８は材料３５６により構成される。材料３５６は、特定の実施形態によって異なるが、変えることができる。例えば、材料３５６は、チタン、スチール、金属合金、及び／又は他の適切な種類の金属のうちの１つとして選択することができる。

これらの例示的な実施例では、金属層３２８は更に、第１厚さ３４０及び第２厚さ３４４の他に、幅３５８及び長さ３６０を有する。これらの例示的な実施例では、第１厚さ３４０は、第２厚さ３４４よりも大きい値である。

金属層３２８は第１厚さ３４０から第２厚さ３４４に、任意の数の種々の態様で移行することができる。例えば、金属層３２８は第１厚さ３４０から第２厚さ３４４まで次第に先を細くすることができる。他の例示的な実施例では、金属層３２８は第１厚さ３４０から第２厚さ３４４への階段形状３６２に移行することができる。勿論、特定の実施形態によって異なるが、他の種類の移行を選択することができる。

これらの例示的な実施例では、第１航空機構造物３１２内の任意の数の層３２６は、第１荷重３６４を支えるように構成される。金属層３２８、及び複合材料３１０からなる任意の数の層３２６は、第２荷重３６６を支えるように構成される。第１荷重３６４はこれらの例では、第２荷重３６６よりも小さい。第１荷重３６４は、これらの構造物を使用している間に第１航空機構造物３１２によってジョイント３０２で支えると予測される略最大の荷重である。

第２荷重３６６は、最大荷重よりも大きくなるように選択される。その結果、第２荷重３６６が安全率となる。例えば、第２荷重３６６はこれらの例では、第１荷重３６４の約１５０パーセントとすることができる。このように、第１航空機構造物３１２によって支える荷重が、最大予測荷重である第１荷重３６４を上回る場合、ジョイント３０２の強度性能が低下する可能性は低くなる。別の表現をすると、ジョイント３０２は、第２荷重３６６を最大とする荷重を支えることにより、ジョイント３０２の強度性能が低下する可能性を低くするように構成される。

図３のジョイント環境３００は、種々の有利な実施形態を実装可能な方式に対する物理的又は構造的な限定であることを意図していない。図示されたコンポーネントに加えて及び／又は代えて、他のコンポーネントを使用することができる。一部の有利な実施形態では幾つかのコンポーネントは不要である。また、ブロックは、幾つかの機能的なコンポーネントを示すために提示されている。種々の有利な実施形態において実装されるとき、これらのブロックの一又は複数は、異なるブロックに合成及び／又は分割することができる。

例えば、幾つかの有利な実施形態では、金属層３２８は、異なるセクションをエッジ３３６に沿って有することができる。更に他の有利な実施形態では、更に任意の数の付加的な金属層を、金属層３２８の他に設けることができる。これらの他の金属層は、複合材料３１０からなる任意の数の層３２６の中の他の層と混在させることができる。

更に他の例示的な実施例では、ジョイント３０２は、航空機３２０以外の他のプラットフォームにおいて用いることができる。例えば、ジョイント３０２は、可動プラットフォーム、固定プラットフォーム、陸上構造物、水上構造物、宇宙構造物、及び／又は他の何らかの適切な物体のうちの１つとして選択されるプラットフォームにおいて用いることができる。更に具体的には、種々の有利な実施形態は、例えば限定しないが、潜水艦、バス、人員運搬車、戦車、列車、自動車、宇宙船、宇宙ステーション、衛星、水上艦、発電所、ダム、橋梁、製造施設、建造物、及び／又は他の何らかの適切な物体に適用することができる。

別の例として、第１構造物３０４内の金属層３２８の代わりに、金属以外の種類の材料により構成される別の層を用いることができる。当該材料は、第１の任意の数の層３４８、及び／又は第２の任意の数の層３５０に含まれる材料よりも大きい強度を有するように選択することができる。例えば、金属層３２８に含まれる金属の代わりに使用される材料は、例えば限定しないが、複合材料、セラミック、プラスチック、及び／又は任意の適切な材料からなる任意の数の層とすることができる。これらの他の材料は、第１厚さ３４０から第２厚さ３４４に変化する可変の厚さを有することができる。

更に、金属層３２８の第１厚さ３４０が、エッジ３３６で設定される、またはエッジ３３６の近傍で設定されるものとして記述され、そして第２厚さ３４４に、エッジ３３６から離れた位置で変化するが、金属層３２８の第１厚さは、エッジ３３６から離れた位置に設定してもよい。例えば、第１厚さ３４０は、第２構造物３０６を第１構造物３０４に取り付ける任意の箇所に設定してもよい。例えば、第１厚さ３４０は、第１構造物３０４内の金属層３２８の中央に、または中心に設定してもよい。１つの例示的な実施例では、第１構造物３０４がパネルである場合、第１厚さ３４０は、モニュメントの形態の第２構造物３０６を取り付ける予定のパネルの中央に設定してもよい。

この構成を利用して、第１構造物３０４を第２構造物３０６に、第１厚さ３４０が設定される箇所で取り付けることができる。例えば、第１厚さ３４０は、任意の数のファスナーを用いて第１構造物３０４を第２構造物３０６に締結する任意の箇所に設定することができる。第１構造物３０４は、例えばパネル、フロア、壁、または他の適切な構造物とすることができる。第２構造物３０６は、モニュメント、ドア、または他の或る適切な構造物とすることができる。

次に、図４を参照するに、航空機の図が、有利な実施形態に従って描かれている。航空機４００は、図２の航空機２００の１つの実施形態の一例である。更に、航空機４００は、図２のジョイント群２１８、具体的には、図３のジョイント３０２を形成することができる航空機である。この例示的な実施例では、航空機４００は、胴体４０６に取り付けられる翼４０２及び４０４を有する。航空機４００は、翼に取り付けられたエンジン４０８と、翼に取り付けられたエンジン４１０と、そして尾翼４１２と、を含む。

次に、図５を参照するに、航空機の翼と胴体との間に形成されるジョイントの一部の露出断面を擬似的に示した図が、有利な実施形態に従って描かれている。この例示的な実施例では、翼４０４を胴体４０６に取り付けることにより形成されるジョイントの一部の露出断面を擬似的に示した図は、図４の切断線５−５に沿って描かれている。

図示のように、ジョイント５００はこの例では、翼４０４を胴体４０６に取り付けることにより形成される。具体的には、翼４０４の外板パネル５０２は、胴体４０６の主翼ボックス５０５のリブ５０３に、外板パネル５０２のエッジ５０４で接続される。外板パネル５０２は、この例示的な実施例では、複合材料により構成される。更に、外板パネル５０２は、複合材料からなる任意の数の層５０６、及び金属層５０８により構成される。

この例示的な実施例では、金属層５０８はチタンにより構成される。金属層５０８は、チタン製部材５１０及びチタン製部材５１２を含む。図示のように、金属層５０８からなる部材５１０の第１領域５１４は、ファスナー５１６，５１８，５２０，及び５２２を受け入れるように構成される。金属層５０８からなる部材５１０の第２領域５２４はこの例では、ファスナー群を受け入れるように構成されていない。

更に、金属層５０８からなる部材５１２の第１領域５２６は、ファスナー５２８，５３０，５３２，及び５３４を受け入れるように構成される。金属層５０８からなる部材５１２の第２領域５３６はこの例では、ファスナー群を受け入れるように構成されていない。ファスナー５１６，５１８，５２０，５２２，５２８，５３０，５３２，及び５３４は、外板パネル５０２に取り付けられてジョイント５００を形成する。

この図示の例では、任意の数の層５０６に金属層５０８を含めた構成とすることにより、ジョイント５００は、金属層５０８を含まない任意の数の複合材料層５０６の構成と比較して、軸５３８に沿った方向のより大きな荷重を支えることができる。

次に、図６を参照するに、ジョイントの一部を断面から見た図が、有利な実施形態に従って描かれている。この例示的な実施例では、図５のジョイント５００の断面図は、図５の切断線６−６に沿って描かれている。

この例に示すように、外板パネル５０２は、図４及び５の胴体４０６のリブ５０３に取り付けられる。この例示的な実施例では、金属層５０８を、複合材料からなる任意の数の層５０６の間に配置する。具体的には、金属層５０８を、複合材料からなる第１の任意の数の層６００と複合材料からなる第２の任意の数の層６０２との間に配置する。

この例示的な実施例では、金属層５０８からなる部材５１０の第１領域５１４は、ファスナー５１６及びファスナー５１８を受け入れるように構成される第１厚さを有する。金属層５０８からなる部材５１０の第２領域５２４は、これらのファスナーを受け入れるように構成されていない第２厚さを有する。第１厚さは、第２厚さよりも大きい値を有する。この例に示すように、第１領域５１４の第１厚さは、第２領域５２４の第２厚さへの階段形状６０４に変化する。

次に、図７を参照するに、ジョイントの一部を断面から見た図が、有利な実施形態に従って描かれている。この例示的な実施例では、図６に描かれるジョイント５００の断面図は、金属層５０８からなる部材５１０の第２領域５２４が先細り形状７００を有するものとして図７に示されている。図示のように、第１領域５１４の第１厚さは、先細り形状７００を有する第２領域５２４の第２厚さまで徐々に細くなるように処理される。

これらの例示的な実施例では、金属層５０８からなる部材５１０の厚さが徐々に、図７の先細り形状７００に、そして図６の階段形状６０４に薄くなることにより、第１領域５１４の第１厚さが、第２領域５２４の第２厚さに、このように徐々に薄くなることなく変化する構成の部材５１０を製造するのと比較すると、外板パネル５０２を更に容易に製造することができる。

更に、図７の先細り形状７００、及び図６の階段形状６０４を用いることにより、金属層５０８によって支える荷重を、複合材料からなる任意の数の層５０６に徐々に移行することができる。

次に、図８を参照するに、構造物を断面から見た図が、有利な実施形態に従って描かれている。この例示的な実施例では、構造物８００は外板パネル８０２である。外板パネル８０２は、第１の任意の数の層８０４、第２の任意の数の層８０６、及び金属層８０８により構成される。

第１の任意の数の層８０４及び第２の任意の数の層８０６はこの例では、複合材料により構成される。金属層８０８はチタンにより構成される。図示のように、金属層８０８は、第１領域８１０及び第２領域８１２を有する。第１領域８１０は、第２領域８１２の厚さよりも大きい値の厚さを有し、そしてファスナー８１６を受け入れるように構成される。更に、第１領域８１０の厚さはこの例では、第２領域８１２の厚さへの階段形状８１４に変化する。

図示のように、第１の任意の数の層８０４はエッジ８１８を有する。金属層８０８は、この例示的な実施例では、エッジ８１８を超えて延びるタブ８２０を有する。タブ８２０を利用して、金属層８０８によって支えることができる荷重を試験することができる。このように、金属層８０８を試験して、金属層８０８が第２の任意の数の層８０６に接合されている間に金属層８０８が選択荷重を支えることができる状態を確保することができる。選択荷重は、構造物８００の耐用年数中に発生すると予測される最大荷重よりも小さい荷重である。

次に、図９を参照するに、航空機の翼を製造するプロセスのフローチャートの図が、有利な実施形態に従って描かれている。図９に示すプロセスは、例えば図３の航空機３２０の翼３１８を製造するために実施することができる。具体的には、このプロセスは、図３の航空機３２０の翼３１８の外板パネル３１６を製造するために実施することができる。

当該プロセスは、第１の任意の数の外板パネル用複合材料層を積層させる（操作９００）ことにより始まる。操作９００では、第１の任意の数の複合材料層は、航空機の翼の外板パネルの賦形型に積層することができる。更に、操作９００は、複合材料を積層させる現在利用可能な任意の処理を用いて実行することができる。

次に、当該プロセスでは、第１の任意の数の複合材料層の上に金属層を載置する（操作９０２）。金属層は、第１厚さを、翼のエッジの第１領域に有し、そして第２厚さを第２領域に有する。更に、第１厚さを第２厚さに、先細り形状及び階段形状のうちの一方の形状を利用して変化させる。翼のエッジの第１領域は、任意の数のファスナーを受け入れるように構成される。第２領域は、任意の数のファスナーを受け入れるように構成されていない。

この例示的な実施例では、金属層は、金属層の第１面に塗布される第１接着剤層と、金属層の第２面に塗布される第２接着剤層と、を有する。操作９０２では、複合材料からなる第１の任意の数の層の上に金属層を載置することにより、金属層の第１面の第１接着剤層が、第１の任意の数の複合材料層と接触するようにする。

他の例示的な実施例では、第１接着剤層を第１の任意の数の複合材料層に、操作９０２を実行する前に塗布することができる。更に、幾つかの例示的な実施例では、第２接着剤層を金属層に、操作９０２を実行した後に塗布することができる。

次に、当該プロセスでは、外板パネルに用いる第２の任意の数の複合材料層を、金属層の上に積層する（操作９０４）。この例示的な実施例では、操作９０４において、金属層の第２面の第２接着剤層を第２の任意の数の複合材料層と接触させる。

その後、当該プロセスでは、第１の任意の数の複合材料層、金属層、及び第２の任意の数の複合材料層を一括して接合し（操作９０６）、当該プロセスはその後、終了する。操作９０６は、第１の任意の数の複合材料層、金属層、及び第２の任意の数の複合材料層を一括して硬化させることにより実行することができる。

例えば、異なる層は、これらの層を、オーブン、オートクレーブ、または他の或る適切な加熱装置のうちの少なくとも１つの装置内で加熱することにより硬化させることができる。勿論、材料を硬化させる現在利用可能な任意のプロセスを用いて操作９０６を実行してもよい。

次に、図１０を参照するに、ジョイントを形成するプロセスのフローチャートの図が、有利な実施形態に従って描かれている。図１０に示すプロセスを実施して、図３のジョイント３０２を外板パネル３１６と主翼ボックス３２２との間に形成することができる。

当該プロセスは、航空機の翼の外板パネルを、航空機の胴体の主翼ボックスに対して位置決めする（操作１０００）ことにより始まる。外板パネルは、任意の数の複合材料層、及び任意の数の複合材料層に接合される金属層により構成される。金属層は第１厚さを、任意の数のファスナーを受け入れるように構成される第１領域に有し、そして第２厚さを、任意の数のファスナーを受け入れるように構成されていない第２領域に有する。

次に、当該プロセスでは、任意の数のファスナーを、外板パネルのうち、金属層の第１領域を含む部分に取り付け（操作１００２）、当該プロセスはその後、終了する。操作１００２では、任意の数のファスナーを取り付けることにより、ジョイントを外板パネルと主翼ボックスとの間に形成する。

図示されている種々の実施形態におけるフローチャート及びブロック図は、種々の有利な実施形態における装置及び方法の数通りの実施形態の構造、機能、及び動作を示している。この点に関して、これらのフローチャートまたはブロック図における各ブロックは、モジュール、セグメント、機能、及び／又は操作またはステップの一部を表わすことができる。幾つかの別の実施形態では、ブロックに記述される機能または機能群は、これらの図に記述される順番とは異なる順番で実行することができる。例えば、幾つかの場合では、連続して示される２つのブロックは、略同時に実行することができる、またはこれらのブロックを、搭載される機能によって異なるが、逆の順番で実行することができる場合がある。また、フローチャートまたはブロック図における図示のブロックの他に、他のブロックを追加することができる。

例えば、幾つかの例示的な実施例では、操作９０６における第１の任意の数の複合材料層及び金属層の接合は、操作９０４において第２の任意の数の複合材料層を積層させる前に行なってもよい。これらの種類の例では、金属層を第２の任意の数の複合材料層に接合させる操作が次に、第２の任意の数の層を金属層の上に積層した後に個別に行なわれる。

従って、種々の有利な実施形態は、第１航空機構造物に対応する任意の数の複合材料層と、そして任意の数の複合材料層に接合される金属層と、を備える装置を提供する。金属層及び任意の数の複合材料層は、第２航空機構造物に取り付けられるように構成されるエッジを有する。金属層は、第１厚さを、第１航空機構造物のエッジの第１領域に有し、そして任意の数のファスナーを第１領域に受け入れるように構成される。金属層は、第２厚さを、任意の数のファスナーを受け入れるように構成されていない第２領域に有する。

種々の有利な実施形態は、ジョイントを第１構造物と第２構造物との間に形成する方法及び装置を提供し、この場合、当該ジョイントは、第１構造物に取り付けられるファスナーにより形成される。当該ジョイントは、第１構造物の耐用年数中に予測される最大荷重よりも大きい荷重を、任意の数の複合材料層と、そして任意の数の複合材料層の間に接合され、かつ配置される金属層と、を用いることにより支える能力を有することができる。

種々の有利な実施形態の説明を提示して、例示及び記述を行なってきたが、当該説明を網羅的に記載しようとするものではない、または開示される構成の実施形態に限定しようとするものではない。多くの変形及び変更が存在することはこの技術分野の当業者には明らかである。更に、種々の有利な実施形態は、他の有利な実施形態とは異なる利点を提供することができる。選択される実施形態または実施形態群は、これらの実施形態の原理、実際の用途を最も分かり易く説明するために、そしてこの技術分野の他の当業者が、想定される特定の使用に適合するように種々の変更が為される種々の実施形態に関する開示を理解することができるように選択され、そして記載されている。

Claims (12)

1. 翼（３１８）に用いる複合材料からなる第１の任意の数の層（６００）と、
   前記翼（３１８）に用いる前記複合材料からなる第２の任意の数の層（６０２）と、
   前記翼（３１８）内の前記第１の任意の数の層（６００）と前記第２の任意の数の層（６０２）との間に位置するひとつの金属層（５０８）と、を備え、前記金属層（５０８）は、第１厚さを、任意の数のファスナー（３０８）を受け入れるように構成される第１領域に有し、第１厚さよりも小さい第２厚さを第２領域に有する、
   装置。
2. 前記第２領域は、前記金属層（５０８）によって支える荷重を、前記第２領域の前記第１の任意の数の層（６００）及び前記第２の任意の数の層（６０２）に伝達するように構成される、請求項１に記載の装置。
3. 前記金属層（５０８）は、前記第１厚さから前記第２厚さに先細りする厚さの変化、及び前記第１厚さから前記第２厚さへの階段形状に変化する厚さの変化のうちの少なくとも１つの厚さの変化を有する、請求項１又は２に記載の装置。
4. 前記第１の任意の数の層（６００）、前記第２の任意の数の層（６０２）、及び前記金属層（５０８）は、航空機の胴体に取り付けられるように構成される前記翼（３１８）のエッジにまで延在し、前記任意の数のファスナー（３０８）を受け入れるように構成される前記金属層（５０８）の前記第１領域は、前記翼（３１８）の前記エッジに位置する、請求項１乃至３の何れかに一項に記載の装置。
5. 前記金属層（５０８）の構成部分は、前記第１の任意の数の層（６００）及び前記第２の任意の数の層（６０２）のエッジを超えて延在し、前記金属層（５０８）の前記構成部分は、前記金属層（５０８）を、航空機の飛行中に予測される最大荷重よりも小さい選択荷重で試験するために使用されるように構成される、請求項１乃至４の何れかに一項に記載の装置。
6. 前記金属層（５０８）は、前記第１の任意の数の層（６００）及び前記第２の任意の数の層（６０２）に接合される、請求項１乃至５の何れか一項に記載の装置。
7. 前記金属層（５０８）は、第１面と、前記第１面とは反対側の第２面と、を有し、前記装置は更に：
   前記金属層（５０８）の前記第１面に設けられる第１接着剤層であって、前記第１の任意の数の層（６００）が前記第１接着剤層の上に位置する、前記第１接着剤層と、
   前記金属層（５０８）の前記第２面に設けられる第２接着剤層であって、前記第２の任意の数の層（６０２）が前記第２接着剤層の上に位置する、前記第２接着剤層と、を備える、請求項１乃至６の何れか一項に記載の装置。
8. 航空機の翼（３１８）を製造する方法であって、該方法は：
   前記翼（３１８）に用いる複合材料からなる第１の任意の数の層（６００）を積層する工程と、
   ひとつの金属層（５０８）を、前記複合材料からなる前記第１の任意の数の層（６００）の上に載置する工程であって、前記金属層（５０８）が、第１厚さを、任意の数のファスナー（３０８）を受け入れるように構成される第１領域に有し、第１厚さよりも小さい第２厚さを第２領域に有し、第１接着剤層が、前記金属層（５０８）の第１面に設けられ、かつ第２接着剤層が、前記金属層（５０８）の第２面に設けられる、前記載置する工程と、
   前記翼（３１８）に用いる前記複合材料からなる第２の任意の数の層（６０２）を前記金属層（５０８）の上に積層する工程と、
   前記複合材料からなる前記第１の任意の数の層（６００）、前記金属層（５０８）、及び前記複合材料からなる第２の任意の数の層（６０２）を一括して接合する工程と、
   を含む、方法。
9. 更に：
   前記金属層（５０８）を、前記複合材料からなる前記第１の任意の数の層（６００）の上に載置する前に、前記第１接着剤層を前記金属層（５０８）の前記第１面に塗布する工程と、
   前記第２接着剤層を前記金属層（５０８）の前記第２面に塗布する工程と、
   を含む、請求項８に記載の方法。
10. 前記複合材料からなる前記第１の任意の数の層（６００）、前記金属層（５０８）、及び前記複合材料からなる第２の任意の数の層（６０２）を接合する前記工程は：
    前記複合材料からなる前記第１の任意の数の層（６００）、前記金属層（５０８）、及び前記複合材料からなる前記第２の任意の数の層（６０２）を硬化させる工程を含む、請求項８又は９に記載の方法。
11. 前記金属層（５０８）は厚さを、前記第１厚さから前記第２厚さに先細り加工する操作、及び前記第１厚さから前記第２厚さへの階段形状に変化させる操作のうちの少なくとも１つの操作により変化させる、請求項８乃至１０の何れか一項に記載の方法。
12. 前記第１の任意の数の層（６００）、前記第２の任意の数の層（６０２）、及び前記金属層（５０８）は、前記航空機の飛行中に予測される最大荷重よりも大きい荷重を支えるように構成される、請求項８乃至１１の何れか一項に記載の方法。

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