JP2009538250A

JP2009538250A - 強化ハイブリッドの構造とその製造方法

Info

Publication number: JP2009538250A
Application number: JP2009511212A
Authority: JP
Inventors: ハイニマン，マルクス，ビー．; クラーク，ミシェル; チュ，エドモンド，ダブリュー．; シーモン，ジョン，ティー．
Original assignee: アルコアインク．; ハイニマン，マルクス，ビー．; クラーク，ミシェル; チュ，エドモンド，ダブリュー．; シーモン，ジョン，ティー．
Priority date: 2006-05-15
Filing date: 2007-05-15
Publication date: 2009-11-05
Also published as: BRPI0711824A2; US20100043939A1; RU2008149098A; WO2008054876A2; WO2008054876A3; EP2021238A2; CN101443233A

Abstract

本発明は、航空機翼のハイブリッド構造体の製造方法を開示するものであり、機械表面処理による金属ボトムスキン（底面外層）を製造する以下の工程からなるもので、それは、（i）事前機械表面処理、（ii）予備表面処理、または（iii）それらの組合せからなり、機械表面処理金属ボトムスキンの表面処理、レイアップ成形のための機械表面処理済金属ボトムスキンの提供、機械表面処理済金属ボトムスキン上部への複数のコアストラップの配置、複数のコアストラップ上にモジュールを形成するためのモノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、非(無)強化金属ラミネートスキンの各グループから選択されたスキンの配備、および、航空機の翼のハイブリッド構造の負荷部材となる機械表面処理済金属ボトムスキンのモジュールの硬化、とからなる。

Description

将来の商業航空機プログラムでは、より高速な航行とより多くの積載物を経済的に運搬するという営業使命を満足させるために、航空機の構造上の重量および（航空機の）構造獲得、そして運搬コストの削減を継続することになる。静的強度、構造疲労、亀裂の成長、および、残留強度、また、耐損傷性の要請は、民間航空機の低翼強化スキンパネルへの設計の推進役（design drivers）としての単一のまたは一対の道である。

一つの実施例では、本発明は、航空宇宙産業用途に使用される強化ハイブリッド構造の製品とその製造方法に関連している。他の実施例では、強化ハイブリッド構造とそのシステムが、他の産業において利用される。更に他の実施例では、本発明の方法とシステムは、２つあるいはそれ以上のモノリシック金属スキン、または、ラミネートスキンからなる、又は、モノリシックとラミネートスキンの組み合わせからなり、全てのモノリシック金属スキンまたはラミネートスキンの間に配置される金属ラミネートまたは繊維金属ラミネートからなるコア層により強化された強化ハイブリッド構造に関連するものである。更に他の実施例では、ラミネートスキンは、無（非)強化接着剤あるいは繊維強化接着剤で結合されている。更なる実施例では、コアは、無（非)強化接着剤または繊維強化接着剤でスキンに接合されている。

一つの実施例では、本発明は、航空機翼ハイブリッド構造の製造方法を開示しており：
（１）機械加工金属ボトムスキンの製造であって、（i）事前機械加工、（ii）予備加工、又は（iii）それらの組み合わせ、
（２）機械加工金属ボトムスキンの表面処理、
（３）レイアップ成形（積み置きモールド＝a lay-up mold）のための機械表面処理済金属ボトムスキンの提供、
（４）機械表面処理済金属ボトムスキンの上部への複数のコアストラップの配置、
（５）複数のコアストラップ上部へモジュールを形成するためのモノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、無（非)強化金属ラミネートスキンからなるグループから選択されたスキンの配備、および、
（６）航空機の翼のハイブリッド構造の負荷部材となる機械表面処理済金属ボトムスキンのモジュールの硬化、
の工程からなる。
別の実施例では、コアストラップは、その間に少なくとも一つの繊維強化ポリマー層を備える少なくとも２つの金属層からなる。更なる実施例では、複数のコアストラップは、無（非）延伸か事前延伸、又はそれらの組み合わせからなるグループから選択される。更なる別の実施例では、コアコンビネーションのモジュールの中に配置される少なくとも一つのスキンは、各スキンの間に繊維金属ラミネートストラップコアを装着したモノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、無（非)強化金属ラミネートスキンの各グループから選択されたものからなる。

別の実施例において、本発明は、以下の工程からなる航空機翼のハイブリッド構造体の製造方法を開示しており、
（１）レイアップ成形（体）（積み置きモールド＝a lay-up mold）の提供、
（２）レイアップ成形（体）（a lay-up mold）の上への、モノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、無（非)強化金属ラミネートスキンの各グループから選択された第一スキンの配置、
（３）スキンの上への複数のコアストラップの配置、
（４）モジュールを形成するための、複数のコアストラップ上部へのモノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、無（非)強化金属ラミネートスキンの各グループから選択された第二スキンの配備、および、
（５）モジュールの硬化、
とからなる。
他の実施例では、コアストラップは、その間に少なくとも一つの繊維強化ポリマー層を備える少なくとも２つの金属層からなる。更なる実施例では、第一スキンは繊維金属ラミネートスキンからなる。更に他の実施例では、第二スキンは繊維金属ラミネートスキンからなる。更なる別の実施例では、コアコンビネーションのモジュールの中に配置される第二のスキンは、各スキンの間に繊維金属ラミネートストラップコアを装着したモノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、無（非)強化金属ラミネートスキンの各グループから選択されたものからなる。

本発明の一つの実施例では、航空宇宙産業用および輸送車のような他の産業用途に使用される強化ハイブリッド構造物を提供する。

本発明の別の実施例では、民間航空会社用、軍事機用あるいは他の産業用の翼スキンとして使用される強化ハイブリッド構造を提供する。

更に本発明の別の実施例では、本発明は、下記の1つ以上の特徴を備える翼スキンを作り出す。すなわち：重量が軽く、製造コストがより経済的であり、改良された耐食性能、疲労亀裂成長の削減、および／または、維持運転コストが安いこと。

これら及び、本発明の更なる他の実施例は、以下の記載および図面を通じてより明確になる。

本発明は、以下に例証するコンポーネントの特徴、特性、および関連を有し、特許請求の範囲に記載された発明の範囲の製品からなる。

本発明をより十分に理解するために、添付図面に関連付けて以下の説明を参照されたい。

本発明の一つの実施例による、強化ハイブリッド構造の部分切断面図である。

本発明は、強化ハイブリッド構造に関するものであり、より詳しくは、全てのモノリシック金属スキン(金属層)またはラミネートスキン（ラミネート外皮）の間に配置された金属ラミネートまたは繊維金属ラミネートからなるコア層により強化された、２つあるいはそれ以上のモノリシック金属スキン、または、ラミネートスキン、さらに、モノリシックとラミネートスキンの組み合わせからなる強化ハイブリッド構造に関連するものである。
一つの実施例では、ラミネートスキンは、無（非)強化接着剤または繊維強化接着剤で結着されている。更なる実施例では、コアは、無（非)強化接着剤または繊維強化接着剤でスキンに結着される。更なる実施例では、各々のコアは、延伸された又は延伸されてない状態で、コア領域において両スキンの中間部分に充填されるような位置に置かれる複数の金属ラミネート又は繊維金属ラミネートストラップから成る。

一つの実施例では、強化ハイブリッド構造は少なくとも１つのモジュールからなる。モジュールは、中間コア層で強化されたモノリシックおよび／またはラミネートスキンの組み合わせからなる２つの外層からなる。他の実施例では、他のタイプの強化ハイブリッド構造とするために、コア付きのスキンの複数の組み合わせがモジュールの中に追加される。

本発明の一つの実施例として、図1では、強化ハイブリッド構造１０を図示しており、上部モノリシックスキン層１１の単体で、または、上部１１とボトム１２の両面において、モノリシックスキン層は、接着剤または、繊維強化接着剤１３（接合薄片金属シート）によって接合された金属ラミネートスキンに取り換えられる。ＦＭＬストラップコア金属と呼ばれる繊維金属ラミネートストラップ１４が、金属ラミネートおよび／またはモノリシック金属スキンとの間に挟まれる。ＦＭＬストラップ１４は、金属接着剤および／または繊維強化接着剤１３により、金属ラミネートおよび／またはスキンにしっかりと固定される。

本発明の一つの実施例では、予め製造されたＦＭＬストラップがコア領域に並んだ状態で装着されている。この配置であれば、ストラップは長さ方向に柔軟性があり、オートクレーブからの圧負荷やモールド(molding)からの圧力により必要とされる複雑な湾曲形状に適合変形することが出来る。別の実施例では、コアＦＭＬストラップは、長さに対して幅が比較的狭くなっている（例えば、一つの例では、少なくとも１０：１に比率であり、他の例においては、少なくとも６：１の比率であり、また更なる例では、少なくとも３：１の比率となっている）。別の実施例では、コアのゲージ（寸法）が、６層のアルミニウム／５層の繊維強化接着剤を超える厚さである場合（各々のアルミニウム層の厚さは約０．００８〜約０．０１６インチであり、また、各々の繊維強化接着剤層の厚さは約０．００１〜約０．００５インチである）、必要な曲率となるように、コアを、オーバーラップ（重なる）させる、より薄い、より変形可能なサブレイヤー（sub-layers＝薄層）に分割することができる。分割の例としては、２層のアルミニウム／１層の維強化接着剤、または、４層のアルミニウム／３層の維強化接着剤がある。別の分割例としては、３層のアルミニウム／２層の維強化接着剤、に加えて、３層のアルミニウム／２層の維強化接着剤とするものがある。

一つの例では、最終的なスキン製造工程に先立って、ストラップの事前の製造をおこなう、これを利用して最終スキンを製造すれば、事前延伸または無（非）延伸の構成のストラップとなる。ストラップは、事前延伸されたものか、無（非）延伸のものか、または、それらの組み合わせからなる。また、別の実施例では、ＦＭＬストラップの代わりにＦＭＬシートが使用される。ここで、ストラップは、複雑な湾曲形状に変形適合させる際の跳ね返りの量を低減するために使用される。他の実施例では、コアＦＭＬストラップは、構造特性を保有している。

製造工程における一つの実施例では、個々の金属層の底部のラミネートした又はモノリシックな金属スキンと、接着剤または繊維強化接着剤層とは、同時に一つのシートに接合成形されるように配置される。他の例では、コアを構成するために事前製造された狭い別個のストラップが、コアを形成するように隣り合わせに配置される。別の実施例では、ラミネートした又はモノリシックな金属スキンと、コア金属との順番配列は、何回でも繰り返すことが可能である（例えば、最大２０層まで、または、他の例では最大７層までとなっている）。
最後に、一番上になるシートは、コアの上に１つずつ配置される。更なる実施例では、上部スキン、ボトムスキン、中間スキン、および、コアFMLスキンは、図１に示されるように、金属の内部層または結合材１７の層をドロッピング（欠落＝dropping）させることにより、長さと幅に沿って先細１６に形成することが可能である。最後に、一つの実施例では、スキン／コアのレイアップは真空バッグされ、また、オートクレーブで硬化される。しかしながら、別の実施例では、スキンは、スキンを強制的にレイアップ成形に適合させるように、オートクレーブから出して適宜のモールディングを使用して硬化させている。いずれの方法でも、コアにおける事前製造ストラップを含む全ての内部層はモールドの曲率に適合させている。別の実施例では、より厚いコアを必要に応じて、最終のオートクレーブによる硬化により結合することで、薄いスタガード（ジグザグ状）のコアによって形成することが可能である。

別の実施例では、ボトムスキンがモノリシック金属スキンである場合、ボトムスキンは、事前機械表面処理されたか事前成形されたか、又はそれらの組合せからなり、また、残る構成要素であるコアとスキン層のレイアップ用のモールド（成形体）になる。そして、全体のサンドイッチ構成のスキン構造は一度に硬化される。オートクレーブ圧力またはある例では他のモールディング（成形）圧力が、個々の層を最終屈曲形状に形成するために使用される。更に他の実施例では、モールドの底面は、改良型ハイブリッド構造の最下層となる。言い換えれば、最下層が、この構造体の外表面（アウタスキン）となる。

一つの実施例では、疲労耐久性あるＦＭＬコアが、ラミネート（積層）されたスキンの亀裂の成長を遅くしている。この方法で製造された改良型ハイブリッド構造スキンは、下記する、亀裂成長の減少、および／または機械表面処理モノリシックスキンの使用に対する残留強度の増強、のうちの１つ又は１つ以上の更なる疲労耐久性を提供している。別の実施例では、ラミネート（積層）された金属スキンは、ＦＭＬのボトムスキンおよび／またはトップスキンが使用される際に、複合合金／硬度調整（tempers）、及び、複合プリプレグ（prepreg）繊維／マトリックスシステムの使用を可能にしている。

一つの実施例では、中央コアは、ラミネートスキンとして強化された同じ金属／繊維素材と繊維のレイアップ（積層）か、および／または、異なる金属／繊維素材と繊維のレイアップのどちらかとからなる、延伸および／または無（非）延伸のＦＭＬストラップから構成されている。
別の実施例では、各コアは、スキンの間の部分を満たすためにコア領域において事前に延伸または無（非）延伸されて並べられた複数の金属ラミネート、または、繊維金属ラミネートストラップからなる（例として、複数のストラップは１００本の並べられたストラップから、２本の並べられたストラップの範囲になる）。一つの例においては、強化コアおよび／またはＦＭＬストラップは、ＦＭＬの硬化残留応力をリバース（反転）するために延伸され、アルミニウムを圧縮状態に配置する。この残留応力の分配により、ストラップがより疲労の影響を受けなくなると考えられている。
別の実施例では、モノリシック金属やラミネートスキンを、各スキン層の間のコアと一度に一つの層に積層し、接着剤もしくは繊維強化接着剤で接合し、硬化している。これは、接着剤が使用された時に残留応力が無くなるか、又は、繊維／接着剤プリプレグ（prepreg）が使用された時には金属における引張残留応力が低いレベルになるという両方の結果を本質的に示している。
従って、疲労荷重状態においては、スキンにおける疲労亀裂が増大し、コアにおける疲労が最小化する傾向があると考えられている。すなわち、コアはスキンにおける亀裂成長を遅らせて亀裂を“埋める（bridge）”と考えられている。
この損傷していないコアによる“亀裂埋め”は、亀裂により損傷したサンドイッチ構造の破壊強靭性を強化する。

偶発的に生じる損傷というシナリオの下での一つの例では、分離したストラップ要素の個々のストラップの破損が、急速な破壊を防止する独立の構成要素としての機能を果たすので、本発明の中心コアは破壊強靭性を強化することができる（例として、ストラップの端に達する翼構造のinterest（関連）方向であるコアストラップの幅方向に亀裂が成長（増殖）した場合、更にエネルギーを必要とする次のストラップに再び開始（re-initiate）させるべきである）。別の実施例では、より高強度および／または高剛性のＦＭＬ構造を提供することにより、スキンに関連するコアストラップの結果は、疲労荷重により亀裂を埋める（bridge）ことを増進し、または、スキンの貫通を伴う偶発的な損傷のシナリオの下での残留応力を増加させることとなる。

ＦＭＬストラップは、繊維／マトリックス層によって強化された金属の層から構成される。繊維層に使用される適切な素材としては、ガラス、繊維、または、グラファイト、ザイロン、または、Ｍ５（Magellan Systems Internationalにより開発された、新しい超高性能繊維）のような高弾性強力繊維を含むが、これに限定されるものではない。適切な高弾性繊維金属ラミネートストラップは、ザイロンまたはＭ５のような新たな繊維であるが、しかしこれに制限されるものではない。一つの例では、使用されたストラップは無（非）延伸のものであった。

一つの実施例では、ラミネートまたは繊維強化スキンは、（１）同一の合金硬度調整（temper）シートか、または、（２）各々のスキンのサンドイッチの中に特性の組合わせができるように結合した、様々な合金／高度調整（temper）シートから出来ている。

本発明の更なる実施例では、モノリシックの厚シート、又は、薄いスキンが、ボトム空気力学的表面および翼の内部表面のラミネートスキンに使用されている。別の実施例では、外側スキンは、外形（contour）を形成するために機械表面処理され、先細にされ、さらに、最終的な外形（contour）にするために機械表面処理および連続形成の組合せが施される。このスキンは、現在は、コア、内部ラミネート、または、繊維強化スキンの配置のためモールドとして使用されている。更に別の実施例では、アセンブリーはオートクレーブの中で、真空バッグ、または圧力形成され、その後、硬化され、または硬化前にスキンを形成するための適切な形成法が使用される。スキンおよびコアはボトムスキンの曲率に一致させられる。

上記の開示の目的は、前記の記述から明らかになったものの中で効果的に実現できたものであり、また、この発明の精神と範囲から逸脱することなく一定の変更がなされるものであり、上記に含まれる全ての内容および添付図面で示されたものは実施例であり、説明が目的であって、限定するためのものではないと理解されるものである。

更に、請求項は、上述し、また、全ての特許請求の範囲に記載され、言語の問題としてこの範囲に含まれるであろう本発明の全ての原則的または特定された特徴をカバーすることを意図しているものである。
特開２００３−３１２５９０

Claims

航空機の翼のハイブリッド構造の製造方法であって、以下の工程からなる：
機械加工金属ボトムスキンの製造において、（i）事前機械加工、（ii）予備加工、又は（iii）それらの組み合わせ：
機械加工金属ボトムスキンの表面処理：
レイアップ成形（積み置きモールド＝a lay-up mold）のための機械表面処理済金属ボトムスキンの提供：
機械表面処理済金属ボトムスキンの上部への複数のコアストラップの配置：
複数のコアストラップ上部へモジュールを形成するためのモノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、無（非)強化金属ラミネートスキンからなるグループから選択されたスキンの配備、および：
航空機の翼のハイブリッド構造の負荷部材となる機械表面処理済金属ボトムスキンのモジュールの硬化：
とからなる。
前記製造方法において、コアストラップは、その間に少なくとも一つの繊維強化ポリマー層を備える少なくとも２つの金属層からなることを特徴とする請求項１記載の強化ハイブリッド構造の製造方法。
前記製造方法において、複数のコアストラップは、無（非）延伸か、事前延伸か、又はそれらの組み合わせからなるグループから選択されることを特徴とする請求項１記載の強化ハイブリッド構造の製造方法。
前記製造方法において、コアコンビネーションのモジュールの中に配置される少なくとも一つのスキンは、各スキンの間に繊維金属ラミネートストラップコアを装着したモノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、無（非)強化金属ラミネートスキンの各グループから選択されたものからなることを特徴とする請求項１記載の強化ハイブリッド構造の製造方法。
航空機の翼の強化ハイブリッド構造の製造方法であって、以下の工程からなる：
レイアップ成形（体）（積み置きモールド＝a lay-up mold）の提供：
レイアップ成形（体）（a lay-up mold）の上への、モノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、無（非)強化金属ラミネートスキンの各グループから選択された第一スキンの配置：
スキンの上への複数のコアストラップの配置：
モジュールを形成するための、複数のコアストラップ上部へのモノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、無（非)強化金属ラミネートスキンの各グループから選択された第二スキンの配備、および：
モジュールの硬化、
とからなる。
前記製造方法において、コアストラップは、その間に少なくとも一つの繊維強化ポリマー層を備える少なくとも２つの金属層からなることを特徴とする請求項５記載の強化ハイブリッド構造の製造方法。
前記製造方法において、第一スキンは繊維金属ラミネートスキンからなることを特徴とする請求項５記載の強化ハイブリッド構造の製造方法。
前記製造方法において、第二スキンは繊維金属ラミネートスキンからなることを特徴とする請求項６記載の強化ハイブリッド構造の製造方法。
前記製造方法において、コアコンビネーションのモジュールの中に配置される少なくとも一つのスキンは、各スキンの間に繊維金属ラミネートストラップコアを装着したモノリシックスキン、繊維金属ラミネートスキン、無（非)強化金属ラミネートスキンの各グループから選択されたものからなることを特徴とする請求項５記載の強化ハイブリッド構造の製造方法。