JPH0971298A - 航空機の前縁構造及びその製造方法 - Google Patents
航空機の前縁構造及びその製造方法Info
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- JPH0971298A JPH0971298A JP22822295A JP22822295A JPH0971298A JP H0971298 A JPH0971298 A JP H0971298A JP 22822295 A JP22822295 A JP 22822295A JP 22822295 A JP22822295 A JP 22822295A JP H0971298 A JPH0971298 A JP H0971298A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 強化繊維樹脂を用いた航空機の前縁の防氷二
重壁構造において、外皮と内皮等を強固に接合し、しか
も製造が簡単でコストの安い製造法を提供する。 【解決手段】 前縁スキンツール型１０に外皮となる未
硬化状態のアウタースキンプリプレグ１１を位置決め
し、この内側面上に櫛歯状のシリコーンブロック１３を
位置決めした後、この上に内皮となるインナースキンプ
リプレグ１２を位置決めし、シリコーンブロック１３の
歯溝内にインナースキンプリプレグ１２の一部を入れ込
んで整流フィン部１２ａを成形する。その後、この上を
真空バッグで覆って内部を真空引きし、これを加熱・加
圧して、整流フィン部１２ａを介して各プリプレグ１
１、１２を一体に接合硬化させる。その後、シリコーン
ブロック１３を引き出して、内皮２の平坦部２ｂに別成
形した隔壁３を接合する。
重壁構造において、外皮と内皮等を強固に接合し、しか
も製造が簡単でコストの安い製造法を提供する。 【解決手段】 前縁スキンツール型１０に外皮となる未
硬化状態のアウタースキンプリプレグ１１を位置決め
し、この内側面上に櫛歯状のシリコーンブロック１３を
位置決めした後、この上に内皮となるインナースキンプ
リプレグ１２を位置決めし、シリコーンブロック１３の
歯溝内にインナースキンプリプレグ１２の一部を入れ込
んで整流フィン部１２ａを成形する。その後、この上を
真空バッグで覆って内部を真空引きし、これを加熱・加
圧して、整流フィン部１２ａを介して各プリプレグ１
１、１２を一体に接合硬化させる。その後、シリコーン
ブロック１３を引き出して、内皮２の平坦部２ｂに別成
形した隔壁３を接合する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、例えば航空機の主
翼、尾翼、エンジンカウル・インレット部等の前縁部に
採用される強化繊維樹脂の防氷構造に関する。
翼、尾翼、エンジンカウル・インレット部等の前縁部に
採用される強化繊維樹脂の防氷構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、航空機の主翼、尾翼、エンジンカ
ウル・インレット部、昇降舵、方向舵のホーンバランス
先端部等の前縁には、エンジンコンプレッサ等から高温
のブリードエアを導いて前縁部の内部空間室に流通させ
るような防氷構造が採用される。このような前縁構造と
して、例えば米国特許５，０１１，０９８号とか、米国
Reg.Number：Ｈ６４８とか、米国特許４，７３８，４１
６号とか、特開昭６１−９４８９８号のような技術が知
られている。そして、米国特許５，０１１，０９８号の
場合は、前縁部の構造として、外皮の裏側に内皮と隔壁
を取り付けて暖気室を形成するとともに、内皮の断面形
状を凹凸部が繰り返される凹凸状にして複数の整流壁
（凸部）で仕切られる複数の暖気通路（凹部）を形成す
るようにしている。
ウル・インレット部、昇降舵、方向舵のホーンバランス
先端部等の前縁には、エンジンコンプレッサ等から高温
のブリードエアを導いて前縁部の内部空間室に流通させ
るような防氷構造が採用される。このような前縁構造と
して、例えば米国特許５，０１１，０９８号とか、米国
Reg.Number：Ｈ６４８とか、米国特許４，７３８，４１
６号とか、特開昭６１−９４８９８号のような技術が知
られている。そして、米国特許５，０１１，０９８号の
場合は、前縁部の構造として、外皮の裏側に内皮と隔壁
を取り付けて暖気室を形成するとともに、内皮の断面形
状を凹凸部が繰り返される凹凸状にして複数の整流壁
（凸部）で仕切られる複数の暖気通路（凹部）を形成す
るようにしている。
【０００３】また、米国Reg.Number：Ｈ６４８の場合
は、例えばエンジンカウル・インレット部の前縁構造に
関し、外皮の内部に、隔壁を結合せしめたフランジ部品
を結合し、このフランジ部品の一部に暖気通路となる波
形部を形成するようにしている。また、米国特許４，７
３８，４１６号、及び特開昭６１−９４８９８号の場合
も、外皮の前縁内部に暖気室を形成し、この暖気室に導
いた暖気を外皮の裏面に沿って流動させるような技術を
開示している。
は、例えばエンジンカウル・インレット部の前縁構造に
関し、外皮の内部に、隔壁を結合せしめたフランジ部品
を結合し、このフランジ部品の一部に暖気通路となる波
形部を形成するようにしている。また、米国特許４，７
３８，４１６号、及び特開昭６１−９４８９８号の場合
も、外皮の前縁内部に暖気室を形成し、この暖気室に導
いた暖気を外皮の裏面に沿って流動させるような技術を
開示している。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】ところが、上記のよう
な前縁部の防氷構造において、外皮の裏側に内皮と隔壁
を固着して暖気室を形成する際、例えば外皮と内皮と隔
壁がアルミ合金等の金属素材であるような場合には、内
皮等を結合するためのリベット等の結合部品が外皮の外
側表面に露出し、前縁部の外表面に沿って流れる空気抵
抗が増えるため、空気抵抗を一層減らして空力特性の向
上を図ることが望まれるところである。またリベット等
の結合部品は重量増加を招くため、部品削減による重量
の軽減が望まれるところである。また、前縁防氷部に高
温の暖気を流通させた際に外皮が熱変形すると前縁部の
気流が乱れるため熱的強度の高い構造が望まれるところ
である。更に、結合部品用の貫通孔等を無くし、耐クラ
ック破壊、耐腐食性等の特性を向上させることが望まれ
るところである。
な前縁部の防氷構造において、外皮の裏側に内皮と隔壁
を固着して暖気室を形成する際、例えば外皮と内皮と隔
壁がアルミ合金等の金属素材であるような場合には、内
皮等を結合するためのリベット等の結合部品が外皮の外
側表面に露出し、前縁部の外表面に沿って流れる空気抵
抗が増えるため、空気抵抗を一層減らして空力特性の向
上を図ることが望まれるところである。またリベット等
の結合部品は重量増加を招くため、部品削減による重量
の軽減が望まれるところである。また、前縁防氷部に高
温の暖気を流通させた際に外皮が熱変形すると前縁部の
気流が乱れるため熱的強度の高い構造が望まれるところ
である。更に、結合部品用の貫通孔等を無くし、耐クラ
ック破壊、耐腐食性等の特性を向上させることが望まれ
るところである。
【０００５】そこで、前縁部を強化繊維樹脂で成形すれ
ば、結合部材が外皮表面に露出するような問題はなくな
り、空気抵抗も少なくなるばかりでなく、熱膨張係数も
小さいため（例えばアルミ合金の熱膨張係数は２３であ
るに対して、ＣＲＦＰは３〜５）熱的強度も高くなって
好都合であるが、例えば強化繊維樹脂の外皮と内皮等を
夫々別個に形成して接着剤等で接合して一体化するよう
な方法は、夫々別個の成形型が必要であり、費用と手間
がかかるという問題があった。また、接合部の一部を接
着する代りにシールするようにしても、シール作業の手
間がかかり、シール剤によって重量増加を招くという問
題があった。そこで、強化繊維樹脂を用いた航空機の前
縁構造において、外皮と内皮等を強固に接合し、しかも
製造が簡単で低コストの製造方法が望まれていた。
ば、結合部材が外皮表面に露出するような問題はなくな
り、空気抵抗も少なくなるばかりでなく、熱膨張係数も
小さいため（例えばアルミ合金の熱膨張係数は２３であ
るに対して、ＣＲＦＰは３〜５）熱的強度も高くなって
好都合であるが、例えば強化繊維樹脂の外皮と内皮等を
夫々別個に形成して接着剤等で接合して一体化するよう
な方法は、夫々別個の成形型が必要であり、費用と手間
がかかるという問題があった。また、接合部の一部を接
着する代りにシールするようにしても、シール作業の手
間がかかり、シール剤によって重量増加を招くという問
題があった。そこで、強化繊維樹脂を用いた航空機の前
縁構造において、外皮と内皮等を強固に接合し、しかも
製造が簡単で低コストの製造方法が望まれていた。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
本発明は、請求項１において、外皮と内皮と隔壁で囲ま
れる前縁部の内部空間を暖気室として形成し、この暖気
室に複数の整流壁で仕切られる複数の暖気通路を形成す
るようにした航空機の前縁構造において、外皮と内皮
は、整流壁を介して強化繊維樹脂を一体に接合硬化させ
て成形するようにした。そして、このように強化繊維樹
脂の外皮と内皮とを一体に接合硬化させることで、外皮
と内皮の接合部は自己接着力により強固に接合され、接
合部の信頼性が向上する。また、シール剤を使用しなく
ても外皮と内皮の二重壁の気密性が確保され、シール剤
による重量増加を招かない。
本発明は、請求項１において、外皮と内皮と隔壁で囲ま
れる前縁部の内部空間を暖気室として形成し、この暖気
室に複数の整流壁で仕切られる複数の暖気通路を形成す
るようにした航空機の前縁構造において、外皮と内皮
は、整流壁を介して強化繊維樹脂を一体に接合硬化させ
て成形するようにした。そして、このように強化繊維樹
脂の外皮と内皮とを一体に接合硬化させることで、外皮
と内皮の接合部は自己接着力により強固に接合され、接
合部の信頼性が向上する。また、シール剤を使用しなく
ても外皮と内皮の二重壁の気密性が確保され、シール剤
による重量増加を招かない。
【０００７】また、請求項２では、外皮と内皮と隔壁で
囲まれる前縁部の内部空間を暖気室として形成し、この
暖気室に複数の整流壁で仕切られる複数の暖気通路を形
成するようにした航空機の前縁部の製造方法において、
前縁部の形状を模した工具に外皮となる未硬化状態の強
化繊維樹脂製の第１積層体を位置決めし、この第１積層
体の内側面上に暖気通路と整流壁を形成するための櫛歯
状の形状保持具を位置決めするとともに、この形状保持
具の上に内皮となる未硬化状態の強化繊維樹脂製の第２
積層体を位置決めし、形状保持具の歯溝内に第２積層体
を入れ込んで整流壁となる部分を成形した後、この上を
真空バッグで覆って内部を真空引きするようにした。そ
して、これを加熱・加圧し整流壁を介して第１積層体と
第２積層体を一体に接合硬化させ、形状保持具を引き出
した後、形状保持具の歯のない付根部で成形された第２
積層体の平坦部に隔壁を接合するようにした。そして、
請求項３では、請求項２記載の航空機の前縁部の製造方
法において、櫛歯状の形状保持具を、歯のない付根部と
歯のある歯形部とに分離するようにした。
囲まれる前縁部の内部空間を暖気室として形成し、この
暖気室に複数の整流壁で仕切られる複数の暖気通路を形
成するようにした航空機の前縁部の製造方法において、
前縁部の形状を模した工具に外皮となる未硬化状態の強
化繊維樹脂製の第１積層体を位置決めし、この第１積層
体の内側面上に暖気通路と整流壁を形成するための櫛歯
状の形状保持具を位置決めするとともに、この形状保持
具の上に内皮となる未硬化状態の強化繊維樹脂製の第２
積層体を位置決めし、形状保持具の歯溝内に第２積層体
を入れ込んで整流壁となる部分を成形した後、この上を
真空バッグで覆って内部を真空引きするようにした。そ
して、これを加熱・加圧し整流壁を介して第１積層体と
第２積層体を一体に接合硬化させ、形状保持具を引き出
した後、形状保持具の歯のない付根部で成形された第２
積層体の平坦部に隔壁を接合するようにした。そして、
請求項３では、請求項２記載の航空機の前縁部の製造方
法において、櫛歯状の形状保持具を、歯のない付根部と
歯のある歯形部とに分離するようにした。
【０００８】そして、請求項２のように、第１積層体と
第２積層体との中間部に挟み込んだ形状保持具の歯溝内
に第２積層体の一部を入れ込んで整流壁となる部分を成
形し、真空引きによって整流壁の先端を第１積層体に密
着状に当接させ、これを加熱・加圧すれば整流壁と外皮
（第１積層体）が一体に接合硬化する。そしてこの後、
櫛歯状の形状保持具の歯のない部分で成形した内皮（第
２積層体）の平坦部に隔壁を接合して暖気室を形成すれ
ば、暖気室の気密性を確保するため隔壁の接合部を凹凸
状にする必要がなく、単に平坦にすれば良いため成形容
易である。また請求項３のように形状保持具を歯形部と
付根部に分離すれば、第１、第２積層体が硬化した後、
形状保持具を引き出す際に原形を保ったまま引き出すこ
とが出来、その後何回も繰り返して使用出来る。これに
対して分離しない場合は形状保持具を破損させながらで
ないと引き出すことが出来ない。
第２積層体との中間部に挟み込んだ形状保持具の歯溝内
に第２積層体の一部を入れ込んで整流壁となる部分を成
形し、真空引きによって整流壁の先端を第１積層体に密
着状に当接させ、これを加熱・加圧すれば整流壁と外皮
（第１積層体）が一体に接合硬化する。そしてこの後、
櫛歯状の形状保持具の歯のない部分で成形した内皮（第
２積層体）の平坦部に隔壁を接合して暖気室を形成すれ
ば、暖気室の気密性を確保するため隔壁の接合部を凹凸
状にする必要がなく、単に平坦にすれば良いため成形容
易である。また請求項３のように形状保持具を歯形部と
付根部に分離すれば、第１、第２積層体が硬化した後、
形状保持具を引き出す際に原形を保ったまま引き出すこ
とが出来、その後何回も繰り返して使用出来る。これに
対して分離しない場合は形状保持具を破損させながらで
ないと引き出すことが出来ない。
【０００９】また、請求項４では、外皮と内皮と隔壁で
囲まれる前縁部の内部空間を暖気室として形成し、この
暖気室に複数の整流壁で仕切られる複数の暖気通路を形
成するようにした航空機の前縁部の製造方法において、
前縁部の形状を模した工具に外皮となる未硬化状態の強
化繊維樹脂製の第１積層体を位置決めし、この第１積層
体の内側面上に前記暖気通路を形成するための形状保持
具と、この形状保持具の端部に嵌め込まれた断面コの字
型の未硬化状態の強化繊維樹脂の整流壁を複数並べて位
置決めするとともに、この形状保持具の上に内皮となる
未硬化状態の強化繊維樹脂製の第２積層体を位置決めす
るようにした。そして、この上を真空バッグで覆って内
部を真空引きし加熱・加圧することで前記整流壁を介し
て第１積層体と第２積層体を一体に接合硬化させ、次い
で形状保持具を引き出し、第２積層体の所定部に隔壁を
接合するようにした。
囲まれる前縁部の内部空間を暖気室として形成し、この
暖気室に複数の整流壁で仕切られる複数の暖気通路を形
成するようにした航空機の前縁部の製造方法において、
前縁部の形状を模した工具に外皮となる未硬化状態の強
化繊維樹脂製の第１積層体を位置決めし、この第１積層
体の内側面上に前記暖気通路を形成するための形状保持
具と、この形状保持具の端部に嵌め込まれた断面コの字
型の未硬化状態の強化繊維樹脂の整流壁を複数並べて位
置決めするとともに、この形状保持具の上に内皮となる
未硬化状態の強化繊維樹脂製の第２積層体を位置決めす
るようにした。そして、この上を真空バッグで覆って内
部を真空引きし加熱・加圧することで前記整流壁を介し
て第１積層体と第２積層体を一体に接合硬化させ、次い
で形状保持具を引き出し、第２積層体の所定部に隔壁を
接合するようにした。
【００１０】そしてこのように、断面コの字型の強化繊
維樹脂の整流壁を端部に嵌め込んだ形状保持具を第１積
層体と第２積層体の間に挟み込み、真空バッグで真空引
きすることで、整流壁と第１積層体及び第２積層体を密
着状に当接させ、加圧・加熱すれば外皮（第１積層体）
と内皮（第２積層体）が整流壁を介して一体に接合硬化
する。
維樹脂の整流壁を端部に嵌め込んだ形状保持具を第１積
層体と第２積層体の間に挟み込み、真空バッグで真空引
きすることで、整流壁と第１積層体及び第２積層体を密
着状に当接させ、加圧・加熱すれば外皮（第１積層体）
と内皮（第２積層体）が整流壁を介して一体に接合硬化
する。
【００１１】また、請求項５では、形状保持具をシリコ
ーンゴムとするが、このシリコーンゴムは、シロキサン
結合の繰り返し（Ｓi-o）nを主鎖とし、側鎖にアルキ
ル、アリール基等を持つ重合体であり、耐熱性に優れ、
硬化した積層体との離脱性も良好な弾性体である。そし
て、このシリコーンゴムは引張ると幅方向の寸法が縮
み、抜き勾配がなくても硬化した積層体から抜け出るこ
とが出来る。
ーンゴムとするが、このシリコーンゴムは、シロキサン
結合の繰り返し（Ｓi-o）nを主鎖とし、側鎖にアルキ
ル、アリール基等を持つ重合体であり、耐熱性に優れ、
硬化した積層体との離脱性も良好な弾性体である。そし
て、このシリコーンゴムは引張ると幅方向の寸法が縮
み、抜き勾配がなくても硬化した積層体から抜け出るこ
とが出来る。
【００１２】
【発明の実施の形態】本発明の実施の形態の一例につい
て添付した図面に基づき説明する。ここで図１は本発明
の航空機の前縁構造の第１例を示す斜視図、図２は同断
面図、図３乃至図６は同第１例の前縁部の製造方法を示
す工程図である。航空機の主翼等の前縁部には氷等が付
着するのを防止するための防氷構造が採用され、この防
氷構造は、例えばエンジンコンプレッサー等から引出さ
れた温度の高いブリードエアを、外皮で囲まれる前縁部
の内部空間部に導き、外皮の裏側に沿って流動させるこ
とで外皮の表面温度を高め前縁部表面に氷等が付着する
のを防止するようにしている。
て添付した図面に基づき説明する。ここで図１は本発明
の航空機の前縁構造の第１例を示す斜視図、図２は同断
面図、図３乃至図６は同第１例の前縁部の製造方法を示
す工程図である。航空機の主翼等の前縁部には氷等が付
着するのを防止するための防氷構造が採用され、この防
氷構造は、例えばエンジンコンプレッサー等から引出さ
れた温度の高いブリードエアを、外皮で囲まれる前縁部
の内部空間部に導き、外皮の裏側に沿って流動させるこ
とで外皮の表面温度を高め前縁部表面に氷等が付着する
のを防止するようにしている。
【００１３】そして、本発明の航空機の前縁構造は、機
体の前縁部をビスマレイミド変性樹脂／炭素繊維複合材
からなる強化繊維樹脂にて成形しており、その形態の第
１例は、図１、図２に示すように、上記強化繊維樹脂か
らなる外皮１の内側に同強化繊維樹脂からなる内皮２と
前方隔壁３が設けられ、この外皮１、内皮２、前方隔壁
３によって暖気室４が区画形成されている。また、内皮
２の後方には後方隔壁５が設けられ、この後方隔壁５と
前方隔壁３によって暖気排出室６を区画形成するととも
に、この後方隔壁５の後方の室を温度緩衝室７として区
画し、この後方の温度緩衝室７内に外気を導入して翼の
後方部に内装したインテグラルタンク等の過熱を防止す
るようにしている。
体の前縁部をビスマレイミド変性樹脂／炭素繊維複合材
からなる強化繊維樹脂にて成形しており、その形態の第
１例は、図１、図２に示すように、上記強化繊維樹脂か
らなる外皮１の内側に同強化繊維樹脂からなる内皮２と
前方隔壁３が設けられ、この外皮１、内皮２、前方隔壁
３によって暖気室４が区画形成されている。また、内皮
２の後方には後方隔壁５が設けられ、この後方隔壁５と
前方隔壁３によって暖気排出室６を区画形成するととも
に、この後方隔壁５の後方の室を温度緩衝室７として区
画し、この後方の温度緩衝室７内に外気を導入して翼の
後方部に内装したインテグラルタンク等の過熱を防止す
るようにしている。
【００１４】前記暖気室４は、図２に示すように、前方
隔壁３を境にして前方の暖気噴出部４ａと後方の暖気通
路部４ｂに分けられ、前記暖気噴出部４ａ内には、ブリ
ードエアを流通させるピッコロチューブ８が収容され、
このピッコロチューブ８には多数のエア噴出口８ａ（図
１）が設けられている。また、前記内皮２には、複数の
整流フィンＦ、…が突設されたフィン形成部２ａと、外
皮１と所定間隔を保持した平坦部２ｂが設けられ、前記
整流フィンＦ、…は内皮２を翼幅方向に所定間隔置きに
暖気通路部４ｂ内に突出させて形成されている。そし
て、この整流フィンＦ、…の先端部が外皮１に対して一
体に接合硬化されるとともに、暖気通路部４ｂの空間部
を複数の暖気通路Ｔ、…に仕切っている。そして、前記
前方隔壁３は、内皮２の平坦部２ｂに接着して固定され
ている。
隔壁３を境にして前方の暖気噴出部４ａと後方の暖気通
路部４ｂに分けられ、前記暖気噴出部４ａ内には、ブリ
ードエアを流通させるピッコロチューブ８が収容され、
このピッコロチューブ８には多数のエア噴出口８ａ（図
１）が設けられている。また、前記内皮２には、複数の
整流フィンＦ、…が突設されたフィン形成部２ａと、外
皮１と所定間隔を保持した平坦部２ｂが設けられ、前記
整流フィンＦ、…は内皮２を翼幅方向に所定間隔置きに
暖気通路部４ｂ内に突出させて形成されている。そし
て、この整流フィンＦ、…の先端部が外皮１に対して一
体に接合硬化されるとともに、暖気通路部４ｂの空間部
を複数の暖気通路Ｔ、…に仕切っている。そして、前記
前方隔壁３は、内皮２の平坦部２ｂに接着して固定され
ている。
【００１５】そして、ピッコロチューブ８のエア噴出口
８ａから噴出した高温のブリードエアは、暖気噴出部４
ａから暖気通路部４ｂの暖気通路Ｔ、…を流動し、暖気
排出室６に入った後、翼端の排出口から大気に放出され
る。そしてこのように前縁部の外皮１の内面に沿って高
温のブリードエアを流動させることで、翼前面に氷等が
付着するのを防止する。
８ａから噴出した高温のブリードエアは、暖気噴出部４
ａから暖気通路部４ｂの暖気通路Ｔ、…を流動し、暖気
排出室６に入った後、翼端の排出口から大気に放出され
る。そしてこのように前縁部の外皮１の内面に沿って高
温のブリードエアを流動させることで、翼前面に氷等が
付着するのを防止する。
【００１６】以上のような前縁構造の製造法について図
３に基づき説明する。まず、図３（Ａ）に示すように、
前縁部の形状を模した前縁スキンツール型１０に対し、
例えば炭素繊維にビスマレイシド変性樹脂を含浸させた
複合中間材料を積層した第１積層体としてのシート状の
アウタースキンプリプレグ１１を位置決めする。このア
ウタースキンプリプレグ１１は、予め所定のサイズにセ
ットされて適当な粘着性と柔らかさ、なじみやすさが与
えられており、前縁スキンツール型１０に押し付けるこ
とで型面に粘着し、型面形状に倣って成形される。
３に基づき説明する。まず、図３（Ａ）に示すように、
前縁部の形状を模した前縁スキンツール型１０に対し、
例えば炭素繊維にビスマレイシド変性樹脂を含浸させた
複合中間材料を積層した第１積層体としてのシート状の
アウタースキンプリプレグ１１を位置決めする。このア
ウタースキンプリプレグ１１は、予め所定のサイズにセ
ットされて適当な粘着性と柔らかさ、なじみやすさが与
えられており、前縁スキンツール型１０に押し付けるこ
とで型面に粘着し、型面形状に倣って成形される。
【００１７】次いで、図３（Ｂ）に示すように、このア
ウタースキンプリプレグ１１の上下傾斜面に、形状保持
具としての２枚のシリコーンゴム製のシリコーンブロッ
ク１３、１３を位置決めする。このシリコーンブロック
１３は櫛歯状をしており、歯のある歯形部１３ａがそれ
ぞれ外側になり、歯のない付根部１３ｂがそれぞれ内側
になるような姿勢でアウタースキンプリプレグ１１上に
片面側が押し付けられるとその位置に粘着する。尚、本
実施例ではシリコーンブロック１３は破線で示す位置で
歯形部１３ａと付根部１３ｂに分離されている。
ウタースキンプリプレグ１１の上下傾斜面に、形状保持
具としての２枚のシリコーンゴム製のシリコーンブロッ
ク１３、１３を位置決めする。このシリコーンブロック
１３は櫛歯状をしており、歯のある歯形部１３ａがそれ
ぞれ外側になり、歯のない付根部１３ｂがそれぞれ内側
になるような姿勢でアウタースキンプリプレグ１１上に
片面側が押し付けられるとその位置に粘着する。尚、本
実施例ではシリコーンブロック１３は破線で示す位置で
歯形部１３ａと付根部１３ｂに分離されている。
【００１８】次に、図３（Ｃ）に示すように、各シリコ
ーンブロック１３、１３の上面に第２積層体としての２
枚のインナースキンプリプレグ１２、１２が位置決めさ
れる。このインナースキンプリプレグ１２もアウタース
キンプリプレグ１１と同じ炭素繊維にビスマレイシド変
性樹脂を含浸させた複合中間材料の積層体であり、適当
な粘着性と柔らかさ、なじみやすさが与えられるととも
に、その幅は、シリコーンブロック１３の幅とほぼ同一
幅か或いはそれより幅狭にしている。そしてこれを上か
ら押え付けることでシリコーンブロック１３上に粘着さ
せる。
ーンブロック１３、１３の上面に第２積層体としての２
枚のインナースキンプリプレグ１２、１２が位置決めさ
れる。このインナースキンプリプレグ１２もアウタース
キンプリプレグ１１と同じ炭素繊維にビスマレイシド変
性樹脂を含浸させた複合中間材料の積層体であり、適当
な粘着性と柔らかさ、なじみやすさが与えられるととも
に、その幅は、シリコーンブロック１３の幅とほぼ同一
幅か或いはそれより幅狭にしている。そしてこれを上か
ら押え付けることでシリコーンブロック１３上に粘着さ
せる。
【００１９】こうしてアウタースキンプリプレグ１１、
シリコーンブロック１３、インナースキンプリプレグ１
２が積層されると、図４に示すように、シリコーンブロ
ック１３の歯溝とほぼ同形状の複数のシリコーンブロッ
ク１４、…をインナースキンプリプレグ１２上から歯溝
内に嵌合させ、インナースキンプリプレグ１２の一部を
歯溝内に入れ込む。そして、この入れ込んで形成された
凸部を整流フィン部１２ａ、…として形成する。次にこ
の上から全体を真空バッグ１７で覆い、この真空バッグ
１７内を減圧する。すると、積層されたプリプレグ１
１、１２の内部の空気が脱気され、前縁ツール型１０に
対しても正確になじみ、しかも整流フィン部１２ａ、…
とアウタースキンプリプレグ１１が密着する。
シリコーンブロック１３、インナースキンプリプレグ１
２が積層されると、図４に示すように、シリコーンブロ
ック１３の歯溝とほぼ同形状の複数のシリコーンブロッ
ク１４、…をインナースキンプリプレグ１２上から歯溝
内に嵌合させ、インナースキンプリプレグ１２の一部を
歯溝内に入れ込む。そして、この入れ込んで形成された
凸部を整流フィン部１２ａ、…として形成する。次にこ
の上から全体を真空バッグ１７で覆い、この真空バッグ
１７内を減圧する。すると、積層されたプリプレグ１
１、１２の内部の空気が脱気され、前縁ツール型１０に
対しても正確になじみ、しかも整流フィン部１２ａ、…
とアウタースキンプリプレグ１１が密着する。
【００２０】そして、前縁ツール型１０ごとオートクレ
ーブに入れて、所定の加熱・加圧パターンで加熱・加圧
を行うことによって硬化させる。すると、アウタースキ
ンプリプレグ１１は硬化して外皮１なり、インナースキ
ンプリプレグ１２は硬化して内皮２となり、整流フィン
部１２ａ、…は硬化して整流フィンＦ、…になるととも
に、これら外皮１と内皮２は整流フィンＦ、…を介して
一体に接合硬化する。そして、整流フィンＦ、…と外皮
１の接合部は自己接着力によって強固に接合する。その
後、シリコーンブロック１４、１３を取り除くが、外皮
１と内皮２で挟まれるシリコーンブロック１３は、予め
破線に示す位置で付根部１３ｂと歯形部１３ａに分離し
ておけば、歯形部１３ａは外側に向けて引き出し、付根
部１３ｂは内側に向けて引き出せば原形を保ったまま引
き出すことが出来る。また、シリコーンブロック１３は
引張れば幅方向の寸法が縮まるという性質を有するた
め、抜き勾配がなくても容易に引き出すことが出来る。
ーブに入れて、所定の加熱・加圧パターンで加熱・加圧
を行うことによって硬化させる。すると、アウタースキ
ンプリプレグ１１は硬化して外皮１なり、インナースキ
ンプリプレグ１２は硬化して内皮２となり、整流フィン
部１２ａ、…は硬化して整流フィンＦ、…になるととも
に、これら外皮１と内皮２は整流フィンＦ、…を介して
一体に接合硬化する。そして、整流フィンＦ、…と外皮
１の接合部は自己接着力によって強固に接合する。その
後、シリコーンブロック１４、１３を取り除くが、外皮
１と内皮２で挟まれるシリコーンブロック１３は、予め
破線に示す位置で付根部１３ｂと歯形部１３ａに分離し
ておけば、歯形部１３ａは外側に向けて引き出し、付根
部１３ｂは内側に向けて引き出せば原形を保ったまま引
き出すことが出来る。また、シリコーンブロック１３は
引張れば幅方向の寸法が縮まるという性質を有するた
め、抜き勾配がなくても容易に引き出すことが出来る。
【００２１】そして、シリコーンブロックを抜出した部
分は暖気通路Ｔ、…となり、また、シリコーンブロック
１３の付根部１３ｂに対応する部分の内皮２には平坦部
２ｂが成形されるが、図５に示すように、この平坦部２
ｂに前方隔壁３が接着等にて固着される。すなわち、こ
の前方隔壁３は予め別工程で成形硬化させられた複合材
料であり、例えば両端部で内皮２に固着されるリブ１
５、１５にも固着される。そして、このように前方隔壁
３を平坦部２ｂに固着することで、前方隔壁３の接合部
を単純な平坦面にすればよく製作容易である。
分は暖気通路Ｔ、…となり、また、シリコーンブロック
１３の付根部１３ｂに対応する部分の内皮２には平坦部
２ｂが成形されるが、図５に示すように、この平坦部２
ｂに前方隔壁３が接着等にて固着される。すなわち、こ
の前方隔壁３は予め別工程で成形硬化させられた複合材
料であり、例えば両端部で内皮２に固着されるリブ１
５、１５にも固着される。そして、このように前方隔壁
３を平坦部２ｂに固着することで、前方隔壁３の接合部
を単純な平坦面にすればよく製作容易である。
【００２２】以上のような製造法において、図６に示す
ように、外皮１と内皮２は整流フィンＦ、…を介して強
固に接合され、二重壁の気密性が確保されるとともに、
シール剤等が不要なため重量増加を招かない。しかも内
皮２の成形型が不要なため安価である。
ように、外皮１と内皮２は整流フィンＦ、…を介して強
固に接合され、二重壁の気密性が確保されるとともに、
シール剤等が不要なため重量増加を招かない。しかも内
皮２の成形型が不要なため安価である。
【００２３】次に本発明の航空機の前縁部の製造方法の
第２例について図７乃至図１１に基づき説明する。図７
（Ａ）に示すように、前縁部の形状を模した前縁スキン
ツール型１０に対し、所定のサイズにカットされた第１
積層体としてのアウタースキンプリプレグ１１を位置決
めしセットする。次いで図７（Ｂ）に示すように、この
アウタースキンプリプレグ１１の上下傾斜面に、形状保
持具としての矩形状のシリコーンブロック１３、…と断
面コの字状の整流フィンプリプレグ１６、…を順次並べ
て位置決めする。この際、１枚のシリコーンブロック１
３の片側端部には、断面コの字状の整流フィンプリプレ
グ１６が１つづつ嵌め込まれており、この整流フィンプ
リプレグ１６が嵌め込まれたシリコーンブロック１３を
長手方向に沿って並べてゆき、上下面に２列にセットす
る。
第２例について図７乃至図１１に基づき説明する。図７
（Ａ）に示すように、前縁部の形状を模した前縁スキン
ツール型１０に対し、所定のサイズにカットされた第１
積層体としてのアウタースキンプリプレグ１１を位置決
めしセットする。次いで図７（Ｂ）に示すように、この
アウタースキンプリプレグ１１の上下傾斜面に、形状保
持具としての矩形状のシリコーンブロック１３、…と断
面コの字状の整流フィンプリプレグ１６、…を順次並べ
て位置決めする。この際、１枚のシリコーンブロック１
３の片側端部には、断面コの字状の整流フィンプリプレ
グ１６が１つづつ嵌め込まれており、この整流フィンプ
リプレグ１６が嵌め込まれたシリコーンブロック１３を
長手方向に沿って並べてゆき、上下面に２列にセットす
る。
【００２４】次に、図７（Ｃ）に示すように、上下面２
列のシリコーンブロック１３、１３の上から第２積層体
としての２枚のインナースキンプリプレグ１２、１２を
位置決めする。このインナースキンプリプレグ１２の幅
は、シリコーンブロック１３の幅からはみ出すことのな
いような幅とし、上から押え付けてシリコーンブロック
１３と整流フィンプリプレグ１６上に粘着させる。
列のシリコーンブロック１３、１３の上から第２積層体
としての２枚のインナースキンプリプレグ１２、１２を
位置決めする。このインナースキンプリプレグ１２の幅
は、シリコーンブロック１３の幅からはみ出すことのな
いような幅とし、上から押え付けてシリコーンブロック
１３と整流フィンプリプレグ１６上に粘着させる。
【００２５】次いで、図８にも示すように、全体を真空
バッグ１７で覆い、この真空バッグ１７内を減圧する
と、各プリプレグ１１、１２、１６内の空気が脱気さ
れ、アウタースキンプリプレグ１１と整流フィンプリプ
レグ１６の当接面、及びインナースキンプリプレグ１２
と整流フィンプリプレグ１６の当接面は密着する。そし
て、各プリプレグ内の前縁ツール型１０ごとオートクレ
ーブに入れて、加熱・加圧を行えば、アウタースキンプ
リプレグ１１は硬化して外皮１となり、インナースキン
プリプレグ１２は硬化して内皮２となり、整流フィンプ
リプレグ１６、…は硬化して整流フィンＦ、…となり、
これら外皮１と内皮２は整流フィンＦ、…を介して一体
に接合硬化する。しかも外皮１と整流フィンＦ、…、及
び内皮２と整流フィンＦ、…の接合部は自己接着力によ
って強固に接合する。
バッグ１７で覆い、この真空バッグ１７内を減圧する
と、各プリプレグ１１、１２、１６内の空気が脱気さ
れ、アウタースキンプリプレグ１１と整流フィンプリプ
レグ１６の当接面、及びインナースキンプリプレグ１２
と整流フィンプリプレグ１６の当接面は密着する。そし
て、各プリプレグ内の前縁ツール型１０ごとオートクレ
ーブに入れて、加熱・加圧を行えば、アウタースキンプ
リプレグ１１は硬化して外皮１となり、インナースキン
プリプレグ１２は硬化して内皮２となり、整流フィンプ
リプレグ１６、…は硬化して整流フィンＦ、…となり、
これら外皮１と内皮２は整流フィンＦ、…を介して一体
に接合硬化する。しかも外皮１と整流フィンＦ、…、及
び内皮２と整流フィンＦ、…の接合部は自己接着力によ
って強固に接合する。
【００２６】その後、シリコーンブロック１３を取り除
くが、この際、シリコーンブロック１３は外側方向に向
けて引張れば幅方向に縮んで原形を保ったまま円滑に引
き出すことが出来る。そして、図１０に示すように、こ
のシリコーンブロック１３を抜き出した箇所が暖気通路
Ｔ、…として形成される。その後、図９に示すように、
内皮２の所定位置に予め別成形された複合材からなる前
方隔壁３が接着等にて固着され、両端部が内皮２に固着
されるリブ１５、１５によって支持される。
くが、この際、シリコーンブロック１３は外側方向に向
けて引張れば幅方向に縮んで原形を保ったまま円滑に引
き出すことが出来る。そして、図１０に示すように、こ
のシリコーンブロック１３を抜き出した箇所が暖気通路
Ｔ、…として形成される。その後、図９に示すように、
内皮２の所定位置に予め別成形された複合材からなる前
方隔壁３が接着等にて固着され、両端部が内皮２に固着
されるリブ１５、１５によって支持される。
【００２７】そして、このように製造された前縁構造は
図１１の通りであり、前記第１例の場合と同様、外皮１
と内皮２は整流フィンＦ、…を介して強固に接合されて
いるため、二重壁の気密性が確保されるとともに、接合
部の信頼性を高くすることが出来る。しかもシール剤等
が不要なため重量増加を招かず、内皮２を成形するため
の成形型が不要なため安価である。
図１１の通りであり、前記第１例の場合と同様、外皮１
と内皮２は整流フィンＦ、…を介して強固に接合されて
いるため、二重壁の気密性が確保されるとともに、接合
部の信頼性を高くすることが出来る。しかもシール剤等
が不要なため重量増加を招かず、内皮２を成形するため
の成形型が不要なため安価である。
【００２８】因みに、本実施形態で複合材樹脂としてビ
スマレイミド変性樹脂を採用した理由は、吹き付けられ
るブリードエアの温度が１８０℃前後であるのに対し
て、この高温下での物性を満足する複合材樹脂として、
ビスマレイミド変性樹脂（硬化温度１８０〜１９０℃）
とポリイミド系樹脂（硬化温度３７０〜４００℃）が考
えられ、このうちポリイミド系樹脂は、繊維と樹脂が別
々にしか入手出来ないのに対して、ビスマレイミド変性
樹脂はプリプレグ状態で入手可能で、且つ硬化温度がポ
リイミド系樹脂より低いため設備コストがより安価に済
むからである。勿論、実施の形態に限定されるものでは
ない。また、適用箇所も主翼に限定されるものではな
く、その他、エンジンカウル・インレット部の前縁部、
エンジン・サポートアーム部の先端部、水平・垂直尾翼
前縁部、昇降舵、方向舵ホーンバランス先端部等にも適
用可能である。
スマレイミド変性樹脂を採用した理由は、吹き付けられ
るブリードエアの温度が１８０℃前後であるのに対し
て、この高温下での物性を満足する複合材樹脂として、
ビスマレイミド変性樹脂（硬化温度１８０〜１９０℃）
とポリイミド系樹脂（硬化温度３７０〜４００℃）が考
えられ、このうちポリイミド系樹脂は、繊維と樹脂が別
々にしか入手出来ないのに対して、ビスマレイミド変性
樹脂はプリプレグ状態で入手可能で、且つ硬化温度がポ
リイミド系樹脂より低いため設備コストがより安価に済
むからである。勿論、実施の形態に限定されるものでは
ない。また、適用箇所も主翼に限定されるものではな
く、その他、エンジンカウル・インレット部の前縁部、
エンジン・サポートアーム部の先端部、水平・垂直尾翼
前縁部、昇降舵、方向舵ホーンバランス先端部等にも適
用可能である。
【００２９】
【発明の効果】以上のように本発明の航空機の前縁構造
は、請求項１のように、外皮と内皮と隔壁で囲まれる前
縁部の内部空間を暖気室として形成し、この暖気室に複
数の整流壁で仕切られる複数の暖気通路を形成するよう
にした航空機の前縁構造において、外皮と内皮を、整流
壁を介して強化繊維樹脂を一体に接合硬化させて成形す
るようにしたため、外皮と内皮の接合部は自己接着力に
より強固に接合され、接合部の信頼性が向上する。ま
た、シール剤を使用しなくても二重壁の気密性が確保さ
れるため、シール剤による重量増加を招かない。
は、請求項１のように、外皮と内皮と隔壁で囲まれる前
縁部の内部空間を暖気室として形成し、この暖気室に複
数の整流壁で仕切られる複数の暖気通路を形成するよう
にした航空機の前縁構造において、外皮と内皮を、整流
壁を介して強化繊維樹脂を一体に接合硬化させて成形す
るようにしたため、外皮と内皮の接合部は自己接着力に
より強固に接合され、接合部の信頼性が向上する。ま
た、シール剤を使用しなくても二重壁の気密性が確保さ
れるため、シール剤による重量増加を招かない。
【００３０】また、その製造法においては、請求項２の
ように、第１積層体と第２積層体の間に櫛歯状の形状保
持具を挟み込み、形状保持具の歯溝内に第２積層体を入
れ込んで整流壁となる部分を成形した後、この整流壁と
なる部分の先端を第１積層体に密着させて接合硬化させ
るようにすれば、各パーツごと成形して組み立てる方式
に較べて、内皮を成形するための成形型が不必要であ
り、しかも容易に且つ安価に製造出来る。この際、請求
項３のように、形状保持具を歯のない付根部と歯のある
歯形部に分離すれば、硬化後引き出す際に原形を保った
まま引き出すことが出来、繰り返して何回も使用出来
る。
ように、第１積層体と第２積層体の間に櫛歯状の形状保
持具を挟み込み、形状保持具の歯溝内に第２積層体を入
れ込んで整流壁となる部分を成形した後、この整流壁と
なる部分の先端を第１積層体に密着させて接合硬化させ
るようにすれば、各パーツごと成形して組み立てる方式
に較べて、内皮を成形するための成形型が不必要であ
り、しかも容易に且つ安価に製造出来る。この際、請求
項３のように、形状保持具を歯のない付根部と歯のある
歯形部に分離すれば、硬化後引き出す際に原形を保った
まま引き出すことが出来、繰り返して何回も使用出来
る。
【００３１】また、請求項４のように、形状保持具の端
部にコの字状の整流壁を嵌め込んだものを並べて第１積
層体と第２積層体の中間部に挟み込むようにしても、外
皮と内皮が整流壁を介して一体に接合硬化され、接合部
の信頼性をあげることが出来る。また、請求項５のよう
に、形状保持具をシリコーンゴムとすれば、引張って抜
き出す際に幅方向の寸法が縮み、抜き勾配がなくても硬
化した積層体から抜き出すことが出来、作業性が良い。
部にコの字状の整流壁を嵌め込んだものを並べて第１積
層体と第２積層体の中間部に挟み込むようにしても、外
皮と内皮が整流壁を介して一体に接合硬化され、接合部
の信頼性をあげることが出来る。また、請求項５のよう
に、形状保持具をシリコーンゴムとすれば、引張って抜
き出す際に幅方向の寸法が縮み、抜き勾配がなくても硬
化した積層体から抜き出すことが出来、作業性が良い。
【図１】本発明の航空機の前縁構造の第１例を示す斜視
図
図
【図２】同断面図
【図３】同第１例の前縁部の製造方法を示す工程図
【図４】同工程のうちシリコーンブロックの歯溝内に内
皮を入れ込む状態の説明図
皮を入れ込む状態の説明図
【図５】同工程のうち隔壁を接合する状態の説明図
【図６】内皮と外皮の接合状態を示す断面図
【図７】前縁部の製造方法の第２例の工程図
【図８】第２例の工程のうち真空引き前の状態の説明図
【図９】第２例の工程のうち隔壁を接合する状態の説明
図
図
【図１０】第２例の内皮と外皮の接合状態を示す断面図
【図１１】第２例の前縁構造の斜視図
１…外皮、２…内皮、２ｂ…平坦部、３…前方隔壁、４
…暖気室、４ｂ…暖気通路部、１０…前縁スキンツール
型、１１…アウタースキンプリプレグ、１２…インナー
スキンプリプレグ、１２ａ…整流フィン部、１３…シリ
コーンブロック、１３ａ…歯形部、１３ｂ…付根部、１
６…整流フィンプリプレグ、Ｆ…整流フィン、Ｔ…暖気
通路。
…暖気室、４ｂ…暖気通路部、１０…前縁スキンツール
型、１１…アウタースキンプリプレグ、１２…インナー
スキンプリプレグ、１２ａ…整流フィン部、１３…シリ
コーンブロック、１３ａ…歯形部、１３ｂ…付根部、１
６…整流フィンプリプレグ、Ｆ…整流フィン、Ｔ…暖気
通路。
フロントページの続き (72)発明者 山下 大也 埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会 社本田技術研究所内 (72)発明者 白石 浩司 埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会 社本田技術研究所内 (72)発明者 松本 敬三 埼玉県和光市中央１丁目４番１号 株式会 社本田技術研究所内
Claims (5)
- 【請求項１】 外皮と内皮と隔壁で囲まれる前縁部の内
部空間を暖気室として形成し、この暖気室に複数の整流
壁で仕切られる複数の暖気通路を形成するようにした航
空機の前縁構造において、前記外皮と内皮は、前記整流
壁を介して強化繊維樹脂を一体に接合硬化させたもので
あることを特徴とする航空機の前縁構造。 - 【請求項２】 外皮と内皮と隔壁で囲まれる前縁部の内
部空間を暖気室として形成し、この暖気室に複数の整流
壁で仕切られる複数の暖気通路を形成するようにした航
空機の前縁部の製造方法において、前縁部の形状を模し
た工具に外皮となる未硬化状態の強化繊維樹脂製の第１
積層体を位置決めする工程と、この第１積層体の内側面
上に前記暖気通路と整流壁を形成するための櫛歯状の形
状保持具を位置決めする工程と、この形状保持具の上に
内皮となる未硬化状態の強化繊維樹脂製の第２積層体を
位置決めし、形状保持具の歯溝内に第２積層体の一部を
入れ込んで前記整流壁となる部分を成形する工程と、こ
の上を真空バッグで覆って内部を真空引きする工程と、
これを加熱・加圧し前記整流壁を介して第１積層体と第
２積層体を一体に接合硬化させる工程と、前記形状保持
具を引き出す工程と、前記形状保持具の歯のない付根部
で成形された第２積層体の平坦部に前記隔壁を接合する
工程からなることを特徴とする航空機の前縁部の製造方
法。 - 【請求項３】 請求項２記載の航空機の前縁部の製造方
法において、前記櫛歯状の形状保持具は、歯のない付根
部と歯のある歯形部とに分離されたことを特徴とする航
空機の前縁部の製造方法。 - 【請求項４】 外皮と内皮と隔壁で囲まれる前縁部の内
部空間を暖気室として形成し、この暖気室に複数の整流
壁で仕切られる複数の暖気通路を形成するようにした航
空機の前縁部の製造方法において、前縁部の形状を模し
た工具に外皮となる未硬化状態の強化繊維樹脂製の第１
積層体を位置決めする工程と、この第１積層体の内側面
上に前記暖気通路を形成するための形状保持具と、この
形状保持具の端部に嵌め込まれた断面コの字型の未硬化
状態の強化繊維樹脂の整流壁を複数並べて位置決めする
工程と、この形状保持具の上に内皮となる未硬化状態の
強化繊維樹脂製の第２積層体を位置決めする工程と、こ
の上を真空バッグで覆って内部を真空引きし加熱・加圧
することで前記整流壁を介して第１積層体と第２積層体
を一体に接合硬化させる工程と、前記形状保持具を引き
出す工程と、前記第２積層体の所定部に前記隔壁を接合
する工程からなることを特徴とする航空機の前縁部の製
造方法。 - 【請求項５】 請求項２乃至請求項４記載の航空機の前
縁部の製造方法において、前記形状保持具はシリコーン
ゴムであることを特徴とする航空機の前縁部の製造方
法。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22822295A JP3529910B2 (ja) | 1995-09-05 | 1995-09-05 | 航空機の前縁構造及びその製造方法 |
| US08/711,678 US5807454A (en) | 1995-09-05 | 1996-09-04 | Method of maufacturing a leading edge structure for aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22822295A JP3529910B2 (ja) | 1995-09-05 | 1995-09-05 | 航空機の前縁構造及びその製造方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0971298A true JPH0971298A (ja) | 1997-03-18 |
| JP3529910B2 JP3529910B2 (ja) | 2004-05-24 |
Family
ID=16873094
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP22822295A Expired - Lifetime JP3529910B2 (ja) | 1995-09-05 | 1995-09-05 | 航空機の前縁構造及びその製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3529910B2 (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0893342A2 (en) | 1997-07-24 | 1999-01-27 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Leading edge structure of aircraft airfoil and method of fabricating the same |
| JP2008031998A (ja) * | 2006-07-31 | 2008-02-14 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジン用の装置及びガスタービンエンジン |
| JP2008137445A (ja) * | 2006-11-30 | 2008-06-19 | Shin Meiwa Ind Co Ltd | 航空機の前縁構造及びそれの製造方法 |
| JP2009298198A (ja) * | 2008-06-10 | 2009-12-24 | Shinmaywa Industries Ltd | 防除氷装置 |
| JP2014510652A (ja) * | 2011-02-11 | 2014-05-01 | オートモビリ ランボルギーニ ソチエタ ペル アツイオニ | 複合材料製品の製造方法及びその製造装置並びにこの方法又は装置で製造された製品 |
| US8967543B2 (en) | 2010-08-30 | 2015-03-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aircraft ice protection system and aircraft provided with the same |
| CN112265651A (zh) * | 2020-08-25 | 2021-01-26 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种太阳能飞机超轻前缘结构及其制备方法 |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011183922A (ja) | 2010-03-08 | 2011-09-22 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機における翼前縁部の防除氷装置及び航空機主翼 |
| CN103847968B (zh) * | 2014-03-05 | 2015-11-11 | 北京航空航天大学 | 一种利用机载废热的新型机翼防冰系统 |
-
1995
- 1995-09-05 JP JP22822295A patent/JP3529910B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0893342A2 (en) | 1997-07-24 | 1999-01-27 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Leading edge structure of aircraft airfoil and method of fabricating the same |
| US6119978A (en) * | 1997-07-24 | 2000-09-19 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Leading edge structure of aircraft airfoil and method of fabricating the same |
| US6279228B1 (en) | 1997-07-24 | 2001-08-28 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Method of making a leading edge structure of aircraft airfoil |
| JP2008031998A (ja) * | 2006-07-31 | 2008-02-14 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジン用の装置及びガスタービンエンジン |
| US8205426B2 (en) | 2006-07-31 | 2012-06-26 | General Electric Company | Method and apparatus for operating gas turbine engines |
| JP2008137445A (ja) * | 2006-11-30 | 2008-06-19 | Shin Meiwa Ind Co Ltd | 航空機の前縁構造及びそれの製造方法 |
| JP2009298198A (ja) * | 2008-06-10 | 2009-12-24 | Shinmaywa Industries Ltd | 防除氷装置 |
| US8967543B2 (en) | 2010-08-30 | 2015-03-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aircraft ice protection system and aircraft provided with the same |
| JP2014510652A (ja) * | 2011-02-11 | 2014-05-01 | オートモビリ ランボルギーニ ソチエタ ペル アツイオニ | 複合材料製品の製造方法及びその製造装置並びにこの方法又は装置で製造された製品 |
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