JP6680465B2 - 航空機構造用の複合材料部品を製造する方法 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の構造の中に組み込まれることが意図されている、複合材料で作られた部品を製造するための方法に関する。

図１と図２は、それぞれに、航空機の胴体１０と、航空機の中央ウィングボックスの一部分との断面を示す。
図１に示されているように、胴体１０は、細長い全体形状である多数の構造部品を備える。これらの部品は、例えば、「ストリンガ（ｓｔｒｉｎｇｅｒ）」とも呼称される胴体の縦方向補強材１４と、床横材１６と、床レール１８と、床横材１６を胴体の外周フレーム２２に連結する「ポスト（ｐｏｓｔ）」とも呼称される床支持部材２０とから成る。
これらの様々な部品は、断面が通常Ｃ字形、Ｉ字形、Ｌ字形、Ｚ字形、又は、オメガ字形である、ガーダ（ｇｉｒｄｅｒ）の全体形状を有する。

図２が示すように、中央ウィングボックス１２は、管状の中央部分２６と、取り付けヨークをそれぞれに形成する端部部分２８とを各々が備える、構造リンクロッド２４を備える。
これらの様々な部品は、最初に金属又は炭素で作られた。

しかし、航空機の構造の質量を減少させるために、複合材料の使用が、より常套的になってきているので、低コストで、且つ、高い生産速度を可能にする形で、複合材料から上述の部品を生産することが望ましくなっている。
術語「複合材料」によって意味されているものは、硬化樹脂のようなバインダとして機能するマトリックスの中に埋め込まれている強化繊維に基づいている材料である。強化繊維は金属又は有機物であり得る。
上述した部品のような細長い形状の構造部品という特定の場合には、炭素繊維の非常に良好な機械的特性の故に、炭素繊維が使用されることが好ましい。
樹脂は、一般的に、例えばエポキシ樹脂類に属する、熱硬化性樹脂のような熱硬化性樹脂である。

例えば、図３は、プリプレグから又は樹脂の注入によって、複合材料で作られている既知のタイプの補強材３０を示す。
こうした方法は、それぞれに図３の平面Ａ−Ａ、Ｂ−Ｂ、Ｃ−Ｃ上の断面の形で補強材３０を示す図３ａ、３ｂ、３ｃによって示されている、その部品に沿って変化する可能性がある断面を有する部品の形成を可能にする。
一定で不変の断面を有する部品の形成の場合には、これらの部品は、引抜成形を使用しても生産されることが可能である。

しかし、これらの部品の特定の区域が補強される必要がある。こうした区域は、概して、その部品の端部の付近の区域、及び、場合によっては、これらの部品の中央部内の１つ又は複数の区域のような、航空機構造の他の要素にその部品を固定することに関与している区域である。

この理由から、金属補強要素２３が、補強されなければならないこれらの部品のこうした区域に取り付けられる。この金属補強要素２３は、概して、リベット留め又はボルト留めによって所定の位置に固定されるが、このことが、こうした部品の製造方法を複雑で且つ高コストなものにする。

同様に、図４が、複合材料の単一部品として作られている既知のタイプの構造リンクロッド２４を示す。
こうしたリンクロッドの端部部分２８が概して複雑な形状であるので、このようなリンクロッドの製造は、同様に、複雑で且つ高コストである方法を必要とする。

国際公開ＷＯ２０１１／１１７５４６

これらの問題点に対して単純で経済的で効果的な解決策を提供することが、本発明の注目すべき目的である。

この目的のために、本発明は、航空機構造のために、複合材料から細長い全体形状の部品を製造するための方法を提案するものであり、
この方法は、
重合可能な樹脂の中に埋め込まれている補強繊維を含む第１の複合材料の引抜成形された予成形物（ｐｒｅｆｏｒｍ）を形成し、この結果として、この得られた予成形物の樹脂が部分重合状態たらしめるステップと、
得られた補強材料の樹脂が部分重合状態にあるように、重合可能な樹脂の中に埋め込まれている補強繊維を含む第２の重合材料から少なくとも１つの補強要素を形成するステップと、その次に、
補強されなければならない予成形物の区域に対して前記少なくとも１つの補強要素を付加するステップと、その次に、
予成形物と前記少なくとも１つの補強要素とによって形成されているアセンブリに属する樹脂の重合を完了させるステップと、
このようにして、前記少なくとも１つの補強要素によって補強される少なくとも１つの部分を有する航空機構造のための複合材料の部品を得るステップと、
を含んでいる。

本発明は、このように、引抜成形によって形成されており且つ複合材料で作られている補強要素によって補強されている予成形物から、構造部品を形成することを提案するものであり、この補強要素は、共硬化（ｃｏｃｕｒｉｎｇ）によって予成形物に連結されている。
これによって理解されるべきことは、予成形物の樹脂の重合と前記少なくとも１つの補強要素の樹脂の重合とが、一緒に完了させられるということである。

標準的な術語としては、術語「予成形物」は、その最終的な形状を全体的に有するが、行われる可能性がある機械加工作業によってその厳密な形状が後で変更されることがある構造を意味する。すべての場合に、したがって、この予成形物は、全体的に、そのプロセスの終了時に得られる部品の形状を有する。
特に、予成形物の全体的な湾曲は、引抜成形を使用したこの予成形物の形成のステップの後に変更することができない。

さらに、「引抜成形を使用して形成された」と「引抜成形された予成形物を形成する」は、後述の説明においてより明らかになるような、フィラメントワインディング（ｆｉｌａｍｅｎｔ ｗｉｎｄｉｎｇ）方法を使用する場合におけるこの予成形物の発生可能な肥厚に関することを除いて、予成形物の断面を多かれ少なかれ相補する断面の成形型（ｄｉｅ）の中を通して、補強繊維を引っ張ることによって予成形物が得られるということを意味する。

したがって、概して、本発明は、引抜成形方法の単純性と低コスト性とから利益を得ることを可能にし、及び、これと同時に、共硬化方法によって補強要素とその部品の他の部分との間の最適な品質の接合を保証するものである。
さらに、この接合の品質が、従来の非破壊試験を使用して、特に、超音波を使用するタイプの非破壊試験を使用して、検査することができる。

本発明による方法は、特に、その部品の特定の区域をその部品の他の部分とは無関係に補強することを可能にする。

その部品は、好ましくは、胴体の縦方向補強材、又は、床の横材、又は、床レール、又は、床支持部材、又は、構造リンクロッドである。

さらに、予成形物が、部品の固定のための、且つ、前記少なくとも１つの補強要素が付与される補強されるべき前記区域を構成する、少なくとも１つの端部部分を有することが有利である。

さらに、好ましくは、この方法は、その部品の前記補強部分を通して少なくとも１つの穴を穿孔することにある後続のステップを含む。

その場合には、好ましくは、この方法は、その穴の中にケーブル又はダクト又は締結具を通すことにある後続のステップを含む。

代替案としては、この穴は、空いた状態のままにされ、且つ、その部品の質量を減少させるという単一の機能を有するだろう。

本発明の第１の好ましい実施態様では、前記少なくとも１つの補強要素は、平面状の形状を有し、及び、予成形物の平面状の部分に付加されている。

本発明の第２の好ましい実施態様では、予成形物は閉じた断面を有し、かつ、前記少なくとも１つの補強要素は、押込み結合によって、補強されるべき予成形物の前記区域に対して付加されている。

好ましくは、予成形物は管状の形状であり、及び、前記少なくとも１つの補強要素の少なくとも一部分が、予成形物と共に押込み結合されることが可能である管状の形状とされる。

好ましくは、前記少なくとも１つの補強要素は、管状の形状である２つの補強要素から成り、及び、前記補強要素は、固定境界面を形成することが好ましい予成形物の２つの互いに反対側に位置した端部部分の中に又はその上に、それぞれに押込み結合される。

好ましくは、引抜成形を使用する予成形物の形成が、フィラメントワインディングのステップを含む。

概して、この方法が、特に前記少なくとも１つの補強要素の区域内において、前記部品を機械加工することにある後続のステップを含むことが有利である。

好ましくは、予成形物と補強要素とのアセンブリの重合を完了させることにあるステップの前の、予成形物と補強要素との重合度が、１０％から５０％の間とされ、好ましくは２０％から３０％の間とされる。

好ましくは、前記少なくとも１つの補強要素も引抜成形を使用して形成される。

以下、添付図面を参照しながら、非限定的な具体例として示されている以下の説明を理解しすることによって、本発明がより適切に理解され、及び、本発明のさらなる詳細事項と利点と特徴とが明らかになるだろう。
既知のタイプの航空機胴体区画の概略的な斜視図である。 既知のタイプの航空機中央ウィングボックスの略部分斜視図である。 既知のタイプの航空機用補強材の略側面図である。 図３の平面Ａ−Ａにおける図３の補強材の略断面図である。 図３の平面Ｂ−Ｂにおける図３の補強材の略断面図である。 図３の平面Ｃ−Ｃにおける図３の補強材の略断面図である。 既知のタイプの航空機用構造リンクロッドの略側面図である。 本発明の第１の実施形態による航空機構造のための複合材料の部品を製造するための方法を実施するための引抜成形設備の略図である。 本発明の第１の実施形態による方法によって生産される航空機構造のための複合材料の部品の部分斜視略図である。 本発明の第２の実施形態による航空機構造のための複合材料の部品を製造するための方法を実現するための引抜成形設備の略図である。 本発明の第２の実施形態による方法の実施における、引抜成形によって生産される複合材料で作られている予成形物の略側面図である。 図８ａのＡ−Ａに沿って見た軸方向断面図である。 本発明の第２の実施形態による方法の実施における、補強要素を形成することが意図されており且つ引抜成形によって生産される、複合材料で作られている副次的なプロファイルの略側面図である。 図９ａのＢ−Ｂに沿って見た略軸方向断面図である。 本発明の第２の実施形態による方法の実施における、図９ａの副次的プロファイルを機械加工することによって得られる補強要素の略側面図である。 図１０ａのＣ−Ｃに沿って見た略軸方向断面図である。 本発明の第２の実施形態による方法の実施における、図８ａの予成形物と、図８ａの予成形物の一方の端部の中に押込み結合されている図１０ａの補強要素とによって形成されているアセンブリの略側面図である。 図１１ａのＤ−Ｄに沿って見た略軸方向断面図である。 本発明の第２の実施形態による方法の実施の完了時における、図ｌ１ａのアセンブリを機械加工することによって得られる部品の略側面図である。 図１２ａのＥ−Ｅに沿って見た略軸方向断面図である。 図８ａと同様に本発明の第２の実施形態による方法を示す図である。 図８ｂと同様に本発明の第２の実施形態による方法を示す図である。 図９ａと同様に本発明の第２の実施形態による方法を示す図である。 図９ａと同様に本発明の第２の実施形態による方法を示す図である。 図１０ａと同様に本発明の第２の実施形態による方法を示す図である。 図１０ｂと同様に本発明の第２の実施形態による方法を示す図である。 図１１ａと同様に本発明の第２の実施形態による方法を示す図である。 図１１ｂと同様に本発明の第２の実施形態による方法を示す図である。 図１２ａと同様に本発明の第２の実施形態による方法を示す図である。 図１２ｂと同様に本発明の第２の実施形態による方法を示す図である。 これらの図のすべてにおいて、同一の照合符号は同一であるか同様である要素を示す。

本発明による方法は、概ね航空機構造用の複合材料の部品の製造のためのものである。
特には、胴体の縦方向補強材、床の横材、床レール、床支持部材、又は、さらには構造リンクロッドのような、細長い全体形状の部品の製造に関する。

図５は、本発明の第１の実施形態による方法の実施を可能にする、それ自体としては既知のタイプである引抜成形設備５０を非常に概略的に示す。
この設備５０は、炭素繊維のような補強繊維のリールを支持するための支持ユニット５２と、含浸ユニット５４と、硬化ユニット５６と、牽引ユニット５８と、鋸引きユニット（ｓａｗｉｎｇ ｕｎｉｔ）６０とを備える。

本発明の第１の実施形態による方法は、先ず第１に、引抜成形設備５０を使用することによる、熱硬化性エポキシタイプの樹脂のような重合可能な樹脂の中に埋め込まれている補強材料を含む第１の複合材料からの予成形物の製造を含み、及び、したがって、得られる予成形物の樹脂は部分重合状態にある。

この目的のために、補強繊維６２は、その補強繊維が重合可能樹脂によって含浸される含浸ユニット５４の中に入るように、支持ユニット５２から漸進的に繰り出され、この後に、補強繊維は、樹脂で含浸された補強繊維が予成形物の断面を画定する成形型によって成形される硬化ユニット５６の中を通過して前進し続け、この硬化ユニット内では、好ましくは硬化ユニット５６を出て行く時に１０％から５０％の間の重合度を結果的に生じさせるようにその樹脂の部分的重合が行われ、この重合度は、２０％〜３０％であることが好ましい。
このプロセス全体を通じて、補強繊維が繰り出されることを可能にするその補強繊維に対する牽引が、牽引ユニット５８によって提供される。
最後に、鋸引きユニット６０が、予成形物が硬化ユニット５６を出て行く時に、所望の長さの予成形物６４が切断されることを可能にする。
このように形成された予成形物は、例えば、Ｃ字形、Ｉ字形、Ｌ字形、Ｚ字形、又は、オメガ字形の断面を有する。

上述した予成形物６４の形成の前に又は後に、又は、予成形物の形成に平行して、この方法は、得られた補強要素の各々の樹脂が同様に部分重合状態にあり、好ましくは同様に１０％から５０％の間の重合度の部分重合状態にあるように、重合可能な樹脂の中に埋め込まれている補強繊維を含む第２の複合材料で作られている１つ又は複数の補強要素又は補強パッチを形成することを含み、及び、この重合度も２０％から３０％の間であることが好ましい。

図示されている具体例では、補強要素は引抜成形設備５０又は類似の設備によって作られ、及び、第２の複合材料は第１の複合材料と同じであり、このことが、予成形物６４の繊維及び樹脂と補強要素の繊維及び樹脂とがそれぞれに同一の種類であるということを述べることを意味する。
例えば、補強要素は、後述の説明でより明瞭になるように、プレート又は円板の形状をとる。

この方法は、その次に、補強されるべき予成形物６４の区域に補強要素の各々を付加することを含む。
そうするために、約１Ｂａｒ以上の圧力が、当業者に既知の方法によって、例えば真空バッグ又は真空袋を使用して、予成形物６４上に各補強要素を保持するために各補強要素に加えられる。予成形物の表面のすべてが補強要素の各々と接触する時に、真空が発生させられることが好ましい。したがって、層間剥離又は空隙の出現の危険性が可能な限り低減させられることが可能である。
さらに、こうして形成された部品の最終的な幾何学的形状が金型によって提供されることが好ましい。

次に、このようにして得られたアセンブリは、好ましくは９５％以上の樹脂の重合度を得るように、予成形物６４と各々の補強要素とが形成されている材料の樹脂の重合を完了させるために、オートクレーブ又は炉の中に入れられる。
代替案としては、圧力下での樹脂の重合が、熱間成形プレス（ｈｏｔ ｆｏｒｍｉｎｇ ｐｒｅｓｓ）によって完了させられる、これにより、真空バッグ又はオートクレーブに対する依存を回避することを可能にする。

通常、予成形物６４と各々の補強要素との間の接合がこうして共硬化によって実現される。

図６は、上述の方法によって得られる部品の端部部分を示す。
図示されている具体例では、この部品は、実質的に互いに平行であり、且つ、その底部７２に対して実質的に直角であるウェブ７４によって互いに連結されている、２つの底部７２を備える、Ｉ字形の断面の床支持部材７０である。

この床支持部材７０の端部部分は、補強されるべきウェブ７４の２つの区域において、支持部材７０のウェブ７４上に重ねられており且つ共硬化によってウェブ７４に接着されている２つの補強要素７６、７８を備える。
したがって、この例では、補強要素と、補強されるべき区域とが、平面状の形状を有する。

一例を挙げると、この補強要素７６は長方形プレートの形状であり、一方、補強要素７８は円板の形状であり、及び、パイプ、ケーブル、パイプ、又は、ダクトの通過を可能にするために、又は、締結具（図６には示されていない）の通過のために、又は、単純に支持部材７０の質量を低減させるために、支持部材７０の中を貫通する穴８０を形成するように、ウェブ７４と共に、穿孔されている。
穴８０の端縁を補強するために必要とされる補強要素７４の質量は、実際には、穴８０の形成において取り除かれるウェブ７４の一部分の質量よりも著しく小さいだろう。

補強要素７６は、補強される必要があるそのウェブ７４の区域内のウェブ７４の厚さを増大させるために、図６に示されているように使用されることが可能である。
代替的には、補強要素７６は、例えば１つ又は複数の締結具（図６には示されていない）を通過させるための、１つ又は複数の穴を後で穿孔することが可能である。
したがって、補強要素７６は、特にピーニング力（ｐｅｅｎｉｎｇ ｆｏｒｃｅ）に関して、ウェブ７４の強度を向上させることを可能にする。

図７は、本発明の第２の実施形態による方法を実施するための、それ自体としては既知であるタイプの引抜成形設備９０を非常に概略的に示す。
この設備９０は、図３の引抜成形設備９０に全体的に類似しているが、少なくともフィラメントワインディングユニット９２をさらに備えるということにおいて、図３の引抜成形設備９０とは異なる。
図示されている例では、フィラメントワインディングユニット９２は、プレダイ（ｐｒｅ−ｄｉｅ）９３と含浸ユニット５４との間に配置されている。

したがって、設備９０は、「プルワインディング（ｐｕｌｌ ｗｉｎｄｉｎｇ）」と一般的に呼称されているフィラメントワインディングを伴う引抜成形方法を使用し、この方法では、支持ユニット５２が縦方向補強繊維６２を供給し、及び、この縦方向補強繊維６２がプレダイ９３の中を通過することが、例えば円形の断面のような閉じた断面の予成形物の形成を可能にし、これと同時に、フィラメントワインディングユニット９２が、縦方向補強繊維６２によって形成された予成形物の周囲に円周方向の補強繊維９４が巻き付けられることを可能にし、且つ、このようにして予成形物の厚さを増大せしめることを可能にする。

引抜成形設備９０を使用して実施される本発明の第２の実施形態による方法が、管状の全体形状を得る上で特に有利である。
例えば、図８ａから図１２ｂは、この方法を使用する構造リンクロッド９５の製造を図示している。
この方法は、まず第１に、引抜成形設備９０を使用する、重合可能な材料の中に埋め込まれている補強繊維を含む第１の複合材料の予成形物９６（図８ａ及び図８ｂ）の製造を含み、及び、この結果として、得られた予成形物の樹脂が部分重合状態である。

これを行うために、縦方向補強繊維６２は、支持ユニット５２から漸進的に繰り出され、及び、プレダイ９３の中を通過することによって管状アセンブリを形成し、及び、円周方向の補強繊維９４は、フィラメントワインディングユニット９２から漸進的に繰り出され、及び、上述した管状アセンブリの周りに巻き付けられ、
その次に、このアセンブリは、補強繊維６２、９４が中で重合可能樹脂で含浸される含浸ユニット５４の中に進入し、
その後、樹脂で含浸された補強繊維が硬化ユニット５６を通過して前進を続け、この硬化ユニット５６内では、成形型がそのアセンブリを成形するように、且つ、好ましくは硬化ユニット５６を出て行く時に１０％から５０％の間の、好ましくは２０％から３０％の間の、樹脂の重合度を結果的に生じさせるように、樹脂の部分重合が生じる。
このプロセス全体を通じて、補強繊維６２、９４が繰り出されることを可能にする補強繊維６２、９４に対する牽引が、牽引ユニット５８によって生じさせられる。
最後に、鋸引きユニット６０が、補強繊維が硬化ユニット５６から出て行く時に所望の長さの主プロファイル９６が切断されることを可能にする。

このようにして生産された予成形物９６は、図８ａと図８ｂに示されているように、例えば円形の断面を有する、管状の形状を有する。

上述した予成形物９６の形成の前に又はその形成後に、あるいは、この予成形物の形成に平行して、この方法は、得られた補強要素の各々の樹脂が同様に好ましくは同様に１０％から５０％の間の重合度の部分重合状態にあるように、重合可能な樹脂の中に埋め込まれている補強繊維を含む第２の複合材料の１つ又は複数の補強要素９８（図１０ａ及び図１０ｂ）を形成することを含み、及び、この重合度が２０％から３０％の間であることが好ましい。

図示されている具体例では、補強要素９８は、引抜成形設備９０又は類似の設備によって生産される副次的予成形物（図９ａ及び図９ｂ）から製造され、及び、第２の複合材料は第１の複合材料に類似しており、このことは、予成形物９６の繊維及び樹脂と補強要素９８の繊維及び樹脂とのそれぞれが同一の種類であると述べることを意味する。
さらに、この具体例では、補強要素９８の数が２つであり、及び、互いに類似しているが、この補強要素の一方だけが図面に示されている。

さらに明確に述べると、補強要素９８を形成することが意図されている副次的予成形物１００（図９ａ及び図９ｂ）が、予成形物９６と同一の仕方で製造されることが好ましい。
しかし、この副次的予成形物１００が予成形物９６の２つの互いに反対側に位置した端部部分１０２の形に後で一体的に押込み結合されることを可能にするように、この副次的予成形物１００は、予成形物９６の長さよりも短い長さと、予成形物９６の内側断面を実質的に相補する形状の外側断面とを有する。

補強要素９８の製造は、次いで、副次的予成形物１００の一方の軸方向端部１０６までその断面が広がる切頭円錐形部分１０４を各々の副次的予成形物１００の内側表面において形成する（図１０ｂ）ように、各々の副次的予成形物１００の内側表面を機械加工することを含む。図１０ａと図１０ｂは、このように、対応する副次的予成形物１００の機械加工後に得られる補強要素９８を示す。

この方法は、次いで、補強されるべき予成形物９６の区域に対して、各々の補強要素９８を付加することを含む。
さらに明確に述べると、この例において、図１１ａ及び図１１ｂに示されているように、この作業は、２つの補強要素９８を、予成形物９６の２つの互いに反対側に位置した端部部分１０２のそれぞれ１つの中に押込み結合することにある。
任意には、補強要素９８は、予成形物９６の中に予成形物９８を押込み結合することをより容易にするために、前もってその縦方向にスリットが入れられる。

その次に、補強要素の表面を予成形物９６の表面と接触した状態に保つために、およそ１ｂａｒ以上の圧力が、半径方向に外側に向かって各々の補強要素の内側表面に対して加えられる。
この圧力は、例えば、真空袋又は真空バッグによって加えられる。
予成形物９６が、その予成形物９６の外側表面に対して反対圧力が加えられることを可能にする嵌合円筒形形状の形で係合させられることが好ましい。
予成形物のすべての表面と各補強要素のすべての表面とが接触する時に、真空が生じさせられることが好ましい。
このようにして、層間剥離の危険性と空隙の発生の危険性とが可能な限り制限されることが可能である。

その次に、このようにして得られたアセンブリは、好ましくは９５％以上の樹脂の重合度を得るように、予成形物９６と各々の補強要素９８とを形成する材料の樹脂の重合を完了させるために、オートクレーブ又は炉の中に入れられる。
代替的には、圧力下での樹脂の重合の完了が、熱間成形プレスによって行われ、真空バッグ及びオートクレーブに対する依存を回避することを可能にするだろう。

通常、予成形物９６と各補強要素９８との間の接着は、こうして共硬化によって実現される。
図示されている具体例では、各補強要素９８の切頭円錐形部分１０４は、リンクロッド９５の内側表面内に不連続性が存在することを回避することを可能にする。

この方法は、次いで、任意には、機械加工ステップを含む。
構造リンクロッド９５の形成という特定の場合には、この機械加工は、特に、固定ヨーク１０８を形成するために、その部品の端部に関係する。
これを行うために、２つの縦方向スロット１１０が、構造リンクロッド９５のそれぞれの縦方向端部から機械加工され、及び、その次に、貫通穴が、縦方向スロット１１０の平面Ｅ−Ｅに対して実質的に直角の方向に、補強要素９８によって補強された端部部分１０２の中を貫通してリンクロッド内に穿孔される。

図１２ｂに示されているように、補強要素９８は、構造リンクロッド９５の端部部分１０２においてその構造リンクロッド９５の内側表面の付加的な厚さを生じさせる。

図１３ｂから図１７ｂは、上述した第２の実施形態による方法の代替案の形態、を使用する構造リンクロッド９５ａの形成を図示する。
この代替案の形態では、副次的予成形物１００ａ（図１４ａ及び図１４ｂ）は、予成形物９６の２つの互いに反対側に位置した端部部分１０２が後でそれぞれの副次的予成形物１００ａの中に押込み結合されることを可能にするように、予成形物９６（図１３ａ及び図１３ｂ）の外側断面を実質的に補完する形状の内側断面を有する。

さらに、副次的予成形物１００ａ（図１５ａ及び図１５ｂ）の軸方向端部１０６ａから拡大する断面の切頭円錐形部分１０４ａを、各々の副次的予成形物１００ａの外側表面内に形成するように、補強要素９８ａの機械加工が各々の副次的予成形物１００ａの外側表面上で行われる。

補強されるべき予成形物９６の区域に対して各々の補強要素９８ａを付加する作業は、次に、図１６ａ及び図１６ｂに示されているように、その２つの補強要素９８ａを、予成形物９６の２つの互いに反対側に位置した端部部分１０２のそれぞれ１つの上に押込み結合することを含む。任意には、補強要素９８ａは、予成形物９６上にその補強要素９８ａを押込み結合することをより容易にするために、事前にその補強要素の縦方向にスリットが入れられる。

この事例で使用される嵌合形態は、予成形物９６の内側の係合したマンドレルでよい。

この得られた部品は、例えば上述したリンクロッド９５の場合のように、スロット１１０ａを形成し且つヨーク１０８ａを形成するために、後で機械加工することができる。

この例では、補強要素９８ａが構造リンクロッド９５の外側表面上に付加的な厚さを生じさせるということに留意されたい。

その場合には、各々の補強要素９８ａの切頭円錐形部分１０４ａが、リンクロッド９５の外側表面内に不連続性が存在することを回避することを可能にする。

したがって、概して、本発明による方法は、比較的に複雑な形状を有する細長い全体形状の複合材料で作られている部品を、単純で且つ低コストの形で得ることを可能にする。

さらに、上述した方法では、多軸織物（ｍｕｌｔｉａｘｉｓ ｆａｂｒｉｃ）が補強繊維６２と重ね合わされるように、引抜成形設備の中を通して配置され且つ案内されるだろうということに留意されたい。
当業者には公知であるように、こうした織物は、補強繊維６２によって画定される縦方向に対して傾斜している幾つかの方向に方向配置されている織物を含む。

Claims (10)

1. 航空機構造用の部品（７０、９５，９５ａ）を複合材料から製造するための方法であって、
   重合可能な樹脂の中に埋め込まれている補強繊維（６２、９４）を含む第１の複合材料を引抜成形して予成形物（６４、９６）を、該予成形物の樹脂が部分重合状態であるように形成するステップと、
   前記予成形物（６４、９６）の形成とは別に、重合可能な樹脂の中に埋め込まれている補強繊維（６２、９４）を含む第２の複合材料から少なくとも１つの補強要素（７６、７８、９８、９８ａ）を、該補強要素の樹脂が部分重合状態であるように形成するステップと、
   その次に、
   補強される前記予成形物（６４、９６）の区域（７４、１０２）に対して前記少なくとも１つの補強要素を付加するステップであって、重合の完了の前に、補強される前記予成形物の前記区域に前記少なくとも１つの補強要素を保持するために、該補強要素に圧力が加えられる、ステップと、
   その次に、
   前記予成形物（６４、９６）と前記少なくとも１つの補強要素（７６、７８、９８、９８ａ）とのアセンブリの前記樹脂の重合を完了することによって、前記少なくとも１つの補強要素（７６、７８、９８、９８ａ）が前記予成形物（６４、９６）に直接取り付けるステップと、
   かくして、
   前記少なくとも１つの補強要素によって補強された少なくとも１つの部分を有する、航空機構造用の複合材料の部品（７０、９５，９５ａ）を得るステップと、を含み、
   前記部品は、胴体の縦方向補強材、床の横材、床レール、床支持部材、又は、構造リンクロッドのいずれかである、
   ことを特徴とする方法。
2. 前記予成形物は、前記部品の固定のために、前記少なくとも１つの補強要素（７６、７８、９８、９８ａ）が付加されて補強される、少なくとも１つの端部部分を有する、
   ことを特徴とする請求項１に記載の方法。
3. 前記部品の前記補強部分を貫通する少なくとも１つの穴（８０）を穿孔する後続のステップを含む、
   ことを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。
4. 前記穴（８０）の中をケーブル又はダクト又は締結具を通過させる後続のステップを含む、ことを特徴とする請求項３に記載の方法。
5. 前記少なくとも１つの補強要素（７６、７８）が平面状を成し、かつ、前記予成形物（６４）の平面状の部分（７４）に付加される、
   ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
6. 前記予成形物（９６）は閉じた断面を有し、かつ、前記少なくとも１つの補強要素（９８、９８ａ）は、押込み結合によって、前記予成形物（９６）の補強される区域（１０２）に付加される、
   ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
7. 前記予成形物（９６）は管状を成し、かつ、前記少なくとも１つの補強要素（９８，９８ａ）の少なくとも一部が、前記予成形物に一体に押込み結合されることが可能な管状の形状である、
   ことを特徴とする請求項６に記載の方法。
8. 前記少なくとも１つの補強要素（９８、９８ａ）は、管状形状の２つの補強要素を含み、前記補強要素は、固定用の面を形成する前記予成形物（９６）の２つの互いに反対側に位置した端部部分（１０２）の中、又は、上にそれぞれに押込み結合されている、
   ことを特徴とする請求項７に記載の方法。
9. 前記予成形物と前記補強要素とのアセンブリの重合を完了させるステップの以前の前記予成形物と前記補強要素との重合度が、１０％〜５０％である、
   ことを特徴とする請求項１から８のいずれか一項に記載の方法。
10. 前記少なくとも１つの補強要素（７６、７８、９８，９８ａ）は引抜成形を使用して形成される、ことを特徴とする請求項１から９のいずれか一項に記載の方法。

Images