JP2010516559A - 航空機の胴体のための複合材料構造物およびその製造方法 - Google Patents

Abstract

本発明は、所定の方向に分離することができる雄型治具上に成形される航空機の胴体の閉じた複合材料構造物を提供し、上記構造物は、単一の外側パネルと、上記パネルに一体化された複数の内側の軸方向補強材とを備え、雄型治具の膨張率は、構造物の複合材料の膨張率よりも大きくなっており、このようにパネルおよび一体化された内側の補強材より形成され、既に製造された構造物を、１つの工程において取り外すことができる。本発明は、さらに、閉じた構造物のような物を製造する方法を提供する。

Description

本発明は、航空機の胴体のための単一の部品である閉じた複合材料構造物、およびそのような構造物を製造する方法に関する。

航空機の胴体に用いられる構造物は、外側パネル、補強材、および／または内側縦通材を備える。航空機の産業において、重量は基本的な問題であるので、最適化された航空機の胴体に用いられる構造物は複合材料により製造され、これらの複合材料構造物は、このように、伝統的な金属構造物よりも主流である。

この種の構造物を最適化する方法において、製造作業の期間およびより小さな構成要素の取り扱いおよび組み立てを減らすために、最も大きく重量を減少させることおよび多数の個々の部品を大きな部品に一体化することが求められる。

航空機の胴体の従来の問題点の出願では、可能な限り最も少ない数の工程において、外側パネルを補強材と一体化することが導出されている。この例は、ＥＰ１１５１８５６号公報に書かれており、その公報では、それぞれの外側パネルにおいて前もって硬化されたパネルが組立てられており、そして、ＵＳ５２４２５２３号公報では、複合材料の補強材の交差する枠体が、構造物を形成する外側パネル上に、いくつかの工程により組み立てられている。このような場合において、補強材とともにパネルは、いくつかの連続する工程において製造され、次にこれらのパネルに対して結合部により互いに結合される部品の付加物は、さらに必要なパネル同士の間の密閉を確保する。

本発明の目的は、先行技術の欠点を解決する航空機の胴体のための複合材料構造物、および、そのような構造物を製造する方法を提供することである。

本発明は、それ故に、所定の方向に引き離すことができる雄型治具上に形成される航空機の胴体のための閉じた複合材料構造物を提供し、上記構造物は、単一の外側パネルと、上記パネルに一体化された複数の内側の軸方向補強材とを備え、雄型治具の膨張率は、上記構造物の複合材料の膨張率よりも大きく、このように、既に製造された構造物を取り外すことができ、１つの工程においてパネルおよび一体化された内側の補強材により形成されている。

本発明は、さらに、次の工程を備える閉じた構造物のような物を製造する方法を提案する。

ａ）雄型治具上に補強材を配置する工程。

ｂ）外側パネルを形成するために、雄型治具により形成される表面上に複合材料を積層し、および補強材を積層する工程。

ｃ）積層された複合材料の外側表面に押し下げ板を配置する工程。

ｄ）使用される複合材料のオートクレーブ硬化のために必要な残りの補助要素を配置する工程。

ｅ）オートクレーブ装置の内部で、高い温度および圧力の状況下において、閉じた構造物を硬化する工程。

ｆ）分離方向の適切な方向に一致して、雄型治具から閉じた構造物を分離する工程。

本発明の他の特徴および利点は、付随する図に関連して、それの目的の実施形態の次の詳細な説明から明らかになるであろう。

本発明に従った航空機の胴体の閉じた複合材料構造物の斜視図である。 本発明に従った閉じた複合材料構造物のパネルおよび補強材の詳細な断面図である。 本発明に従った雄型治具上に配置されたが閉じた複合材料構造物の断面図である。 本発明に従った閉じた複合材料構造物を成形する雄型治具の詳細な断面図である。 本発明に従った閉じた複合材料構造物を製造する方法の断面図である。 本発明に従った硬化処理の後の雄型治具上に配置されたが閉じた複合材料構造物の断面図である。 本発明に従った硬化処理の後の閉じた複合材料構造物を成形する雄型治具の詳細な断面図である。 本発明に従ったが閉じた複合材料構造物からの雄型治具の取り外しを示す図である。 本発明の第１の実施形態に従った雄型治具の実施の図である。 本発明の第２の実施形態に従った雄型治具の実施の図である。

発明の詳細な説明
本発明は、外側パネル３と、上記パネル３に一体化された複数の内側の軸方向補強材４とを備える複合材料で製造された航空機の胴体の閉じた構造物１を提案する。これらの補強材４は、蜂の巣状の形状を有し、好ましくは、オメガ（Ω）の形状を有し、それぞれは、順番に、パネル３から離れている補強材４の一部分である膜５と、パネル３に接続されている補強材４の一部分である脚部６とを備える。

閉じた構造物１は、好ましくは、円筒形状または円錐台の形状を有する。

閉じた複合材料構造物１は、順番に本体７および溝８を有する密閉された雄型治具２の上に形成され、雄型治具２の材料は、構造物１を形成する複合材料の熱膨張率よりも大きな熱膨張率を有する。

雄型治具２の外側表面は、雄型治具２の溝８が補強材４の膜５を収容するように、閉じた構造物１の内側表面と同様の形状を有する。

閉じた構造物１は、所定の方向１１および方向１２に、雄型治具２から分離できる形状を有さなければならない。

硬化処理の後には、方向１１および方向１２において、雄型治具２から成形された構造物１を取り外すことができる隙間１０が発現する。硬化処理の後に生じる隙間１０は、図７に見られ、構造物１の大きさは、硬化処理の後では雄型治具２の大きさよりも大きくなったまま残っている（図６参照）。

本発明は、更に、次の工程を備える閉じた複合材料構造物１の製造方法を提案する。

ａ）補強材４の膜５が溝８に配置され、脚部６が雄型治具２の外側表面上に支持されるように、雄型治具２の溝８上に補強材４を連続して配置する工程。

ｂ）閉じた構造物１の外側パネル３を形成するために、雄型治具２および補強材４により形成される表面上に複合材料を積層する工程。

ｃ）外側パネル３の外側表面に、この表面の表面品質を得るために、押し下げ板９を配置する工程。

ｄ）用いられる複合材料のオートクレーブ硬化のために、必要な残りの補助要素１３を配置し、それらの間にガスケット１７を配置する工程。

ｅ）オートクレーブ装置の内部で高い圧力および温度の状況下で、閉じた構造物１を硬化する工程。この方法は、順番に次の工程を含む。

i．雄型治具２および閉じた構造物１の複合材料により形成される組立品の温度上昇の工程。

ii．雄型治具２および閉じた構造物１の複合材料の膨張の工程。

iii．圧力および温度の影響による閉じた構造物１の複合材料の重合の工程。

iv．閉じた構造物１が最終的な形状に到達し、雄型治具２が初期の形状に戻るように、重合が終了したら閉じた構造物１および雄型治具２により形成される組立品の冷却の工程。

ｆ）分離方向１１の適切な方向１２に一致して、雄型治具２から閉じた構造物１を分離する工程。

初期の形状よりも大きく、細くなったおよび硬化した雄型治具２に対して隙間１０を有する形状の閉じた構造物１は、この方法の後に得られる。

閉じた構造物１は、それの形状に従って、硬化処理において生成される隙間１０の助けを受けて、軸方向の分離方向１１および方向１２に平行な態様で、雄型治具２から分離される。

補強材４、外板３および治具２の設計は、離型する処理の期間中に機械的な干渉がないように、さらに、その処理において生成される隙間１０を考慮して行なわれる。設計の作業において干渉が生じる場合には、もしも、上記干渉が閉じた構造物１を硬化させる処理において生成される局所的な隙間１０よりも小さいときには、上記閉じた構造物１は離型され得る。

本発明の他の好ましい形態においては、外側パネル３の内側の少なくとも１つの内側要素１４は、閉じた構造物１の内部に導かれ、その要素は軸方向の分離方向１１に一致して設計されていない。もしも、内側要素１４の大きさが、硬化処理において生成される隙間１０よりも小さければ、軸方向の分離方向１１に一致して、閉じた構造物１の取り外しが達成される。

押し下げ板９は、閉じた構造物１に要求される表面品質を提供する。

発明の他の変形に従えば、雄型治具２は、密閉の管状要素８１により形成され、管状要素８１の表面には、全体的にまたは部分的に、閉じた構造物１の内面を形成する一連の取り外し可能な要素８２が配置されている。

次の請求項により確定される範囲内に含まれる改良は、前述の好ましい実施形態に導入され得る。

Claims (9)

1. 外側パネル（３）および前記外側パネル（３）の内側に配置されている複数の軸方向補強材（４）を備え、雄型治具（２）上に成形される航空機の胴体のための閉じた複合材料構造物（１）であって、
   雄型治具（２）の膨張率は構造物（１）の複合材料の膨張率よりも大きく、雄型治具（２）から構造物（１）を分離することができる隙間（１０）が、構造物（１）の複合材料の硬化処理において、外側パネル（３）と雄型治具（２）との間に生成されることを特徴とする、閉じた複合材料構造物（１）。
2. 雄型治具（２）は、複数の取り外し可能な要素（８２）が表面に配置されている密閉の管状要素（８１）を備えることを特徴とする、請求項１に記載の閉じた構造物（１）。
3. 外側パネル（３）は、構造物（１）の複合材料の硬化処理において生成される隙間（１０）よりも小さな大きさを有する少なくとも１つの要素（１４）を内面に有することを特徴とする、前述の請求項のいずれか一項に記載の閉じた構造物（３）。
4. 補強材（４）は、パネル（３）から離れた膜（５）と、パネル（３）に接続されている脚部（６）とを備えることを特徴とする、前述の請求項のいずれか一項に記載の閉じた構造物（３）。
5. 補強材（４）は、蜂の巣の形状を有することを特徴とする、前述の請求項のいずれか一項に記載の閉じた構造物（３）。
6. 補強材（４）は、オメガ（Ω）の形状を有することを特徴とする、前述の請求項のいずれか一項に記載の閉じた構造物（３）。
7. 構造物（１）は、円柱形状のような形状を有することを特徴とする、前述の請求項のいずれか一項に記載の閉じた構造物（３）。
8. 構造物（１）は、円錐台形状のような形状を有することを特徴とする、前述の請求項のいずれか一項に記載の閉じた構造物（３）。
9. 航空機の胴体のための閉じた複合材料構造物（１）の製造方法であって、
   ａ）雄型治具（２）上に補強材（４）を連続的に配置する工程と、
   ｂ）閉じた構造物（１）の外側パネル（３）を形成するために、雄型治具（２）および補強材（４）により形成される表面に複合材料を積層する工程と、
   ｃ）外側パネル（３）の外側表面に押し下げ板（９）を配置する工程と、
   ｄ）使われている複合材料のオートクレーブ硬化のために、必要な残りの補助要素（１３）を配置する工程と、
   ｅ）オートクレーブ装置の内部で、高い圧力および温度の状況下で、閉じた構造物（１）を硬化する工程と、
   ｆ）分離方向（１１）および方向（１２）に一致して、雄型治具（２）から閉じた構造物（１）を分離する工程とを備えることを特徴とする、閉じた複合材材料構造物（１）の製造方法。

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