JP2014188996A - ハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法および修理結果物 - Google Patents
ハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法および修理結果物 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2014188996A JP2014188996A JP2013069371A JP2013069371A JP2014188996A JP 2014188996 A JP2014188996 A JP 2014188996A JP 2013069371 A JP2013069371 A JP 2013069371A JP 2013069371 A JP2013069371 A JP 2013069371A JP 2014188996 A JP2014188996 A JP 2014188996A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- skin
- patch
- core
- sandwich structure
- honeycomb
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000008439 repair process Effects 0.000 title claims abstract description 78
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 32
- 230000007547 defect Effects 0.000 claims abstract description 46
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 42
- 210000003491 skin Anatomy 0.000 claims description 131
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims description 61
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims description 58
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 claims description 9
- 210000002615 epidermis Anatomy 0.000 claims description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 3
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 claims description 2
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 claims description 2
- 238000004904 shortening Methods 0.000 abstract 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 14
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 14
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 description 5
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 5
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 4
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 4
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 2
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 2
- 239000000565 sealant Substances 0.000 description 2
- 229920005992 thermoplastic resin Polymers 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 239000004677 Nylon Substances 0.000 description 1
- 239000004698 Polyethylene Substances 0.000 description 1
- 239000004793 Polystyrene Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 230000001788 irregular Effects 0.000 description 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 229920001778 nylon Polymers 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- -1 polyethylene Polymers 0.000 description 1
- 229920000573 polyethylene Polymers 0.000 description 1
- 229920001721 polyimide Polymers 0.000 description 1
- 239000009719 polyimide resin Substances 0.000 description 1
- 229920002223 polystyrene Polymers 0.000 description 1
- 239000004800 polyvinyl chloride Substances 0.000 description 1
- 229920000915 polyvinyl chloride Polymers 0.000 description 1
- 238000007790 scraping Methods 0.000 description 1
- 239000003566 sealing material Substances 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 238000005406 washing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
- B29C73/04—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements
- B29C73/06—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements using plugs sealing in the hole
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/40—Maintaining or repairing aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
- B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
- B29C65/52—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the way of applying the adhesive
- B29C65/524—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the way of applying the adhesive by applying the adhesive from an outlet device in contact with, or almost in contact with, the surface of the part to be joined
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
- B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
- B29C65/52—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the way of applying the adhesive
- B29C65/54—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the way of applying the adhesive between pre-assembled parts
- B29C65/542—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the way of applying the adhesive between pre-assembled parts by injection
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C73/00—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D
- B29C73/04—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements
- B29C73/10—Repairing of articles made from plastics or substances in a plastic state, e.g. of articles shaped or produced by using techniques covered by this subclass or subclass B29D using preformed elements using patches sealing on the surface of the article
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
- B29L2031/00—Other particular articles
- B29L2031/60—Multitubular or multicompartmented articles, e.g. honeycomb
- B29L2031/608—Honeycomb structures
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B37/00—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding
- B32B37/12—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by using adhesives
- B32B2037/1253—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by using adhesives curable adhesive
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
- B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
- B32B3/12—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by a layer of regularly- arranged cells, e.g. a honeycomb structure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B43/00—Operations specially adapted for layered products and not otherwise provided for, e.g. repairing; Apparatus therefor
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/20—Patched hole or depression
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
【課題】ハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法であって、被修理部を修理する作業時間を短縮し、面外剛性の確保が必要なパッチを修理対象に接着させる修理方法を提供する。
【解決手段】本発明のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法は、ハニカム構造のコア10を第1表皮11と第2表皮12との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体に生じた、第1表皮11を貫通してコアに達する欠損の箇所の修理方法であって、欠損の開口を覆うパッチ21と、パッチを支持する単数又は複数の支柱22と、を有する修理材を、欠損が生じた箇所に設置する修理材設置ステップと、第1表皮11にパッチ21を接着するパッチ接着ステップと、第2表皮12又はコア10に支柱22を接着する支柱接着ステップと、を備える。
【選択図】図1
【解決手段】本発明のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法は、ハニカム構造のコア10を第1表皮11と第2表皮12との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体に生じた、第1表皮11を貫通してコアに達する欠損の箇所の修理方法であって、欠損の開口を覆うパッチ21と、パッチを支持する単数又は複数の支柱22と、を有する修理材を、欠損が生じた箇所に設置する修理材設置ステップと、第1表皮11にパッチ21を接着するパッチ接着ステップと、第2表皮12又はコア10に支柱22を接着する支柱接着ステップと、を備える。
【選択図】図1
Description
本発明は、ハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法と、ハニカムコアサンドイッチ構造体の修理により得られた修理結果物に関する。
航空機の胴体や翼の外表面を形成する外板(スキン)として、軽量で剛性が高いハニカムコアサンドイッチパネルが使用されている。ハニカムコアサンドイッチパネルは、断面六角形の多数のセルが形成されたハニカム構造のコアを一対の表皮の間に挟んで構成されている。
外板として用いられるハニカムコアサンドイッチパネルは、落雷や、雹などの飛来物によって、表皮を貫通してコアにまで欠損が達することがある。
コアにまで欠損が達したときの修理方法としては、例えば、非特許文献1に示されているように、表皮及びコアの欠損が生じた箇所をその周囲を含めて削ることで修理用空隙を形成した後に、修理用空隙にハニカム構造のプラグを挿入して、欠損したコアの代替とする。そのプラグの上から、修理用空隙をパッチで覆い、パッチを表皮に接着する。
外板として用いられるハニカムコアサンドイッチパネルは、落雷や、雹などの飛来物によって、表皮を貫通してコアにまで欠損が達することがある。
コアにまで欠損が達したときの修理方法としては、例えば、非特許文献1に示されているように、表皮及びコアの欠損が生じた箇所をその周囲を含めて削ることで修理用空隙を形成した後に、修理用空隙にハニカム構造のプラグを挿入して、欠損したコアの代替とする。そのプラグの上から、修理用空隙をパッチで覆い、パッチを表皮に接着する。
パッチには、熱硬化性樹脂を繊維基材に含浸させたものを、修理前に予め硬化させたプリキュアパッチを用いることができる。
ARP5089 COMPOSITE REPAIR NDT/NDI HANDBOOK p.87
非特許文献1の修理方法によれば、ハニカム構造のプラグの設置によりコアが修復されるとともに、表皮の代替となるプリキュアパッチがプラグによって支持されるため、損傷する前と同等の高い剛性が得られる。
しかしながら、コアを代替するハニカム構造のプラグを製作するのには手間を要するので、修理に時間が掛かる。
そこで、コアを修復せずに、プリキュアパッチだけを用いて修理することもできるが、その場合、プリキュアパッチがコアにより支持されないため、損傷前よりも剛性が劣る。
しかしながら、コアを代替するハニカム構造のプラグを製作するのには手間を要するので、修理に時間が掛かる。
そこで、コアを修復せずに、プリキュアパッチだけを用いて修理することもできるが、その場合、プリキュアパッチがコアにより支持されないため、損傷前よりも剛性が劣る。
以上の課題に基づいて、本発明は、ハニカムコアサンドイッチパネルの剛性を確保しつつ、修理の迅速化を図ることを目的とする。
かかる目的のもと、本発明のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法は、ハニカム構造のコアを第1表皮と第2表皮との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体に生じた、第1表皮を貫通してコアに達する欠損の箇所の修理方法であって、欠損の開口を覆うパッチと、パッチを支持する単数又は複数の支柱と、を有する修理材を、欠損が生じた箇所に設置する修理材設置ステップと、第1表皮にパッチを接着するパッチ接着ステップと、第2表皮又はコアに支柱を接着する支柱接着ステップと、を備える。
本発明の修理方法では、支柱によりパッチが支持された修理材を用いることにより、パッチに求められる面外剛性を確保できるとともに、ハニカムコアサンドイッチ構造体全体としての剛性をも確保できる。そのため、コアを修復しなくとも、修理材を欠損の箇所に設置し、パッチおよび支柱の各々を第1表皮および第2表皮に接着するだけで、修理を遂げられるため、修理の迅速化を図ることができる。
また、支柱によりパッチの面外剛性が確保できるため、パッチを薄くすることができる。そうすると、パッチを面外方向に曲げることができるため、湾曲した第1表皮にも適用することができる。
本発明の修理方法では、支柱によりパッチが支持された修理材を用いることにより、パッチに求められる面外剛性を確保できるとともに、ハニカムコアサンドイッチ構造体全体としての剛性をも確保できる。そのため、コアを修復しなくとも、修理材を欠損の箇所に設置し、パッチおよび支柱の各々を第1表皮および第2表皮に接着するだけで、修理を遂げられるため、修理の迅速化を図ることができる。
また、支柱によりパッチの面外剛性が確保できるため、パッチを薄くすることができる。そうすると、パッチを面外方向に曲げることができるため、湾曲した第1表皮にも適用することができる。
本発明のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法は、パッチ接着ステップおよび支柱接着ステップのいずれでも、熱硬化型の接着剤を使用し、パッチと第1表皮を接着するのに用いる熱源から発せられる熱を、支柱を通じて第2表皮側に伝導させることにより、パッチ接着ステップおよび支柱接着ステップを並行して行うことができる。
パッチと第1表皮を接着するのに用いる熱源から発せられる熱を、支柱を通じて第2表皮側に伝導させることにより、パッチと第1表皮および支柱と第2表皮を同一熱源によって、加熱硬化させることができる。
パッチと第1表皮を接着するのに用いる熱源から発せられる熱を、支柱を通じて第2表皮側に伝導させることにより、パッチと第1表皮および支柱と第2表皮を同一熱源によって、加熱硬化させることができる。
本発明のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法は、パッチ接着ステップおよび支柱接着ステップのいずれでも、熱可塑性の接着剤を使用し、パッチと第1表皮を接着するのに用いる熱源から発せられる熱を、支柱を通じて第2表皮側に伝導させることにより、パッチ接着ステップおよび支柱接着ステップを並行して行うことができる。
パッチと第1表皮を接着するのに用いる熱源から発せられる熱を、支柱を通じて第2表皮側に伝導させることにより、パッチと第1表皮および支柱と第2表皮を同一熱源によって、加熱溶融し、その後、固化状態とすることができる。
パッチと第1表皮を接着するのに用いる熱源から発せられる熱を、支柱を通じて第2表皮側に伝導させることにより、パッチと第1表皮および支柱と第2表皮を同一熱源によって、加熱溶融し、その後、固化状態とすることができる。
本発明のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法において、支柱は、筒体に形成されるとともに、軸線方向に連続した通路を有し、パッチには、通路を開放させる貫通孔が形成され、第2表皮又はコアに支柱を接着する接着剤は、貫通孔から通路内に注入されることが好ましい。
支柱は接着対象である第2表皮又はコアの近傍に既に配置されているので、接着剤を貫通孔から通路内に注入することにより、接着剤を硬化させずにスムーズに修理作業を行うことができる。
支柱は接着対象である第2表皮又はコアの近傍に既に配置されているので、接着剤を貫通孔から通路内に注入することにより、接着剤を硬化させずにスムーズに修理作業を行うことができる。
また、本発明のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法において、支柱は、筒体に形成されるとともに、軸方向に連続した通路を有し、支柱と第2表皮を接着する接着剤は、通路の先端側から注入されることが好ましい。
通路の先端側から接着剤を注入することにより、接着材を貫通孔から通路内に注入する必要はなくなる。したがって、貫通孔を塞ぐ手間をかけずに、支柱と第2表皮を接着することができる。
通路の先端側から接着剤を注入することにより、接着材を貫通孔から通路内に注入する必要はなくなる。したがって、貫通孔を塞ぐ手間をかけずに、支柱と第2表皮を接着することができる。
本発明のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法において、支柱が軸方向に連続した通路を有している場合、通路は、第2表皮又はコアと接着される先端側において、次第に拡開していることが好ましい。
支柱の通路の先端側が次第に拡開していることにより、通路内の接着剤が支柱の周囲へと拡がるため、支柱の先端が第2表皮に強固に接着させることができる。また、支柱先端の端面と、第2表皮の接着面積が大きくなるため、支柱を第2表皮に強固に接着させることができる。
支柱の通路の先端側が次第に拡開していることにより、通路内の接着剤が支柱の周囲へと拡がるため、支柱の先端が第2表皮に強固に接着させることができる。また、支柱先端の端面と、第2表皮の接着面積が大きくなるため、支柱を第2表皮に強固に接着させることができる。
本発明のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法において、支柱は、複数あり、複数の支柱から任意に選択されるいずれかの支柱は、他の支柱に対して交差していることが好ましい。
交差した構造とされる複数の支柱およびパッチによって、コアの擬似構造を実現できるため、ハニカムコアサンドイッチ構造体の剛性をより十分に確保することができる。
交差した構造とされる複数の支柱およびパッチによって、コアの擬似構造を実現できるため、ハニカムコアサンドイッチ構造体の剛性をより十分に確保することができる。
本発明の修理結果物は、ハニカム構造のコアを第1表皮と第2表皮との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体に生じた、第1表皮を貫通してコアに達する欠損の箇所を修理した修理結果物であって、欠損の開口を覆うパッチと、パッチを支持する単数又は複数の支柱と、を有する修理材を備え、第1表皮にパッチとが接着され、第2表皮又はコアに支柱が接着されることを特徴とする。
また、本発明の航空機の外板は、ハニカム構造のコアを第1表皮と第2表皮との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体を有する航空機の外板であって、外板に生じた、第1表皮を貫通してコアに達する欠損の開口を覆うパッチと、パッチを支持する単数又は複数の支柱と、を有する修理材を備え、第1表皮にパッチが接着され、第2表皮又はコアに支柱が接着されることを特徴とする。
さらに、本発明の航空機は、ハニカム構造のコアを第1表皮と第2表皮との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体を有する外板と、外板に生じた、第1表皮を貫通してコアに達する欠損の開口を覆うパッチと、パッチを支持する単数又は複数の支柱と、を有する修理材と、を備え、第1表皮にパッチが接着され、第2表皮又はコアに支柱が接着される、ことを特徴とする。
これらの発明においても、パッチとパッチを支持する支柱を有する修理材を欠損口に適用することで、上述と同様の作用および効果を享受することができる。
また、本発明の航空機の外板は、ハニカム構造のコアを第1表皮と第2表皮との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体を有する航空機の外板であって、外板に生じた、第1表皮を貫通してコアに達する欠損の開口を覆うパッチと、パッチを支持する単数又は複数の支柱と、を有する修理材を備え、第1表皮にパッチが接着され、第2表皮又はコアに支柱が接着されることを特徴とする。
さらに、本発明の航空機は、ハニカム構造のコアを第1表皮と第2表皮との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体を有する外板と、外板に生じた、第1表皮を貫通してコアに達する欠損の開口を覆うパッチと、パッチを支持する単数又は複数の支柱と、を有する修理材と、を備え、第1表皮にパッチが接着され、第2表皮又はコアに支柱が接着される、ことを特徴とする。
これらの発明においても、パッチとパッチを支持する支柱を有する修理材を欠損口に適用することで、上述と同様の作用および効果を享受することができる。
本発明によれば、被修理部を修理する作業時間を短縮し、面外剛性の確保が必要なパッチを修理対象に接着させる修理方法を提供できる。
以下、添付図面に示す実施形態に基づいて本発明を詳細に説明する。
[第1実施形態]
はじめに、修理により得られたハニカムコアサンドイッチパネルの構成を説明し、次に、ハニカムコアサンドイッチパネルの修理方法について説明する。
図1に示すハニカムコアサンドイッチパネル1は、航空機の翼や胴体の外表面を構成する外板を形成している。外板は、翼の表裏に間隔をおいて配置され、翼の前縁および後縁を形成するスパーと共にボックス状に組み立てられている。
ハニカムコアサンドイッチパネル1(以下、パネル1とも言う)は、セル13の集合体であるハニカム構造のコア10と、コア10の端面に貼り合わせられる一対の表皮11,12とを備えている。なお、パネル1は、コア10および表皮11,12以外の層を備えていてもよい。
[第1実施形態]
はじめに、修理により得られたハニカムコアサンドイッチパネルの構成を説明し、次に、ハニカムコアサンドイッチパネルの修理方法について説明する。
図1に示すハニカムコアサンドイッチパネル1は、航空機の翼や胴体の外表面を構成する外板を形成している。外板は、翼の表裏に間隔をおいて配置され、翼の前縁および後縁を形成するスパーと共にボックス状に組み立てられている。
ハニカムコアサンドイッチパネル1(以下、パネル1とも言う)は、セル13の集合体であるハニカム構造のコア10と、コア10の端面に貼り合わせられる一対の表皮11,12とを備えている。なお、パネル1は、コア10および表皮11,12以外の層を備えていてもよい。
コア10は、断面が六角形の多数のセル13を仕切る隔壁10Aを備えている。このコア10は、面内方向に隙間なくセル13が配置される構造により、軽量でかつ高い曲げ剛性およびせん断剛性を有している。コア10は、繊維強化樹脂や金属、樹脂などにより形成されている。
表皮11,12は、コア10の端面に接着されることで、コア10と一体化されている。表皮11,12も、繊維強化樹脂や金属、樹脂などにより形成されている。表皮11,12は、剛性が高いコア10により支持されるため、薄く形成することができる。
コア10および表皮11,12が組み合わせられることにより、ハニカムコアサンドイッチパネル1の全体として、いずれも高い曲げ剛性およびせん断剛性を実現している。
表皮11,12は、コア10の端面に接着されることで、コア10と一体化されている。表皮11,12も、繊維強化樹脂や金属、樹脂などにより形成されている。表皮11,12は、剛性が高いコア10により支持されるため、薄く形成することができる。
コア10および表皮11,12が組み合わせられることにより、ハニカムコアサンドイッチパネル1の全体として、いずれも高い曲げ剛性およびせん断剛性を実現している。
パネル1は、落雷や雹などによって衝撃を受けることで損傷し、表皮11を貫通してコア10に達する欠損14が生じることがある。図1に示すパネル1は、修理材100を用いて欠損14が生じた箇所を修理した後の状態を示している。なお、欠損14は、表皮11を厚さ方向に貫通する表皮欠損141と、表皮欠損141に連通するコア欠損142とからなる。
ここで、欠損14の箇所は、表皮欠損141およびコア欠損142の内側、および表皮欠損141およびコア欠損142の周囲の所定範囲をいうものとする。
表皮欠損141の周囲の表皮11は、サンディングおよび洗浄によって、パッチ21との接着に適した面に整えられることが好ましい。
ここで、欠損14の箇所は、表皮欠損141およびコア欠損142の内側、および表皮欠損141およびコア欠損142の周囲の所定範囲をいうものとする。
表皮欠損141の周囲の表皮11は、サンディングおよび洗浄によって、パッチ21との接着に適した面に整えられることが好ましい。
修理材100は、表皮欠損141を覆う板状のパッチ21と、パッチ21を裏面から支持する複数の支柱22とを備えている。
パッチ21は、表皮欠損141の周囲で表皮11に接着されることで、表皮欠損141を塞ぐ。パッチ21には、航行中に大きな荷重が作用しても変形や座屈に抵抗し、面外方向にはらみ出さないだけの面外剛性が要求される。
パッチ21は、熱硬化性樹脂から形成された接着層23により表皮11に接着されている。この接着層23は、後述するように、パッチ21を介して加熱することで硬化される。
パッチ21は、繊維強化樹脂により形成される。繊維強化樹脂を構成する強化繊維としては、炭素繊維、ガラス繊維等を用いることができ、また、樹脂としては、エポキシ樹脂、ポリイミド樹脂等の熱硬化性樹脂を用いることができる。ただし、ここで示したもの以外の強化繊維、樹脂(熱可塑性樹脂を含む)を用いることができる。このパッチ21は、修理前に予め硬化されるプリキュアパッチとされている。
なお、パッチ21は金属により形成することもできる。
図1及び図2に示すように、パッチ21には、厚さ方向に貫通する複数の貫通孔26が形成されている。これらの貫通孔26の各々に、支柱22の基端22Aが挿入される。
なお、パッチ21は、図2に示すように、平面形状が矩形とされているが、円形、楕円形などの任意の形状にパッチ21を形成することができる。
パッチ21は、表皮欠損141の周囲で表皮11に接着されることで、表皮欠損141を塞ぐ。パッチ21には、航行中に大きな荷重が作用しても変形や座屈に抵抗し、面外方向にはらみ出さないだけの面外剛性が要求される。
パッチ21は、熱硬化性樹脂から形成された接着層23により表皮11に接着されている。この接着層23は、後述するように、パッチ21を介して加熱することで硬化される。
パッチ21は、繊維強化樹脂により形成される。繊維強化樹脂を構成する強化繊維としては、炭素繊維、ガラス繊維等を用いることができ、また、樹脂としては、エポキシ樹脂、ポリイミド樹脂等の熱硬化性樹脂を用いることができる。ただし、ここで示したもの以外の強化繊維、樹脂(熱可塑性樹脂を含む)を用いることができる。このパッチ21は、修理前に予め硬化されるプリキュアパッチとされている。
なお、パッチ21は金属により形成することもできる。
図1及び図2に示すように、パッチ21には、厚さ方向に貫通する複数の貫通孔26が形成されている。これらの貫通孔26の各々に、支柱22の基端22Aが挿入される。
なお、パッチ21は、図2に示すように、平面形状が矩形とされているが、円形、楕円形などの任意の形状にパッチ21を形成することができる。
支柱22は、中空円筒状に形成されており、その内側に、軸線方向に連続した通路28を有している。つまり、支柱22はパイプである。支柱22は、パッチ21の裏面に対してほぼ直交するように立設されている。
支柱22は、基端22Aがパッチ21の貫通孔26に挿入された状態で、例えば接着剤を用いてパッチ21に予め接合されている。支柱22の基端22Aの端面は、パッチ21の表面と一致している。通路28の基端22Aは、貫通孔26によって開放されている。
支柱22の先端22Bは、表皮12に突き当てられた状態で、熱硬化性樹脂から形成された接着部25によって表皮12に接着されている。
支柱22の内側の通路28は、接着部25を形成する接着剤を支柱22の先端22Bに、向けて注入するための注入路として機能する。
支柱22は、先端22Bを表皮12に接着する接着剤を硬化させるために、接着層23の硬化のために表皮11側から与えられる熱を表皮12側まで伝導させる。
熱を効率よく伝導させるために、支柱22は、熱伝導率が良い材料から形成されることが好ましい。そのため、本実施形態では、熱伝導率が良く、しかも軽量であるアルミニウム合金を支柱22の材料として使用する。
支柱22の通路28は、先端22B側において拡開している。それにより、通路28を形成する支柱22の内周面にテーパ部24が形成されている。テーパ部24が形成されていることで、支柱22の肉厚は先端22Bに向けて次第に薄くなっている。
テーパ部24により、通路28内の接着剤が支柱22の周囲へと拡がるので、図4(b)に示すように、支柱22の内周と外周の両方から囲むように接着部25が形成される。これによって支柱22の先端22Bが表皮12に強固に接着される。また、テーパ部24を形成することで接着面積が大きくなる点でも、支柱22が表皮12に強固に接着される。
なお、支柱22と表皮12との接着面積を大きくするために、例えば、先端22Bの端面を波状に形成するなど、テーパ状とは異なる形態を採用することもできる。
支柱22は、基端22Aがパッチ21の貫通孔26に挿入された状態で、例えば接着剤を用いてパッチ21に予め接合されている。支柱22の基端22Aの端面は、パッチ21の表面と一致している。通路28の基端22Aは、貫通孔26によって開放されている。
支柱22の先端22Bは、表皮12に突き当てられた状態で、熱硬化性樹脂から形成された接着部25によって表皮12に接着されている。
支柱22の内側の通路28は、接着部25を形成する接着剤を支柱22の先端22Bに、向けて注入するための注入路として機能する。
支柱22は、先端22Bを表皮12に接着する接着剤を硬化させるために、接着層23の硬化のために表皮11側から与えられる熱を表皮12側まで伝導させる。
熱を効率よく伝導させるために、支柱22は、熱伝導率が良い材料から形成されることが好ましい。そのため、本実施形態では、熱伝導率が良く、しかも軽量であるアルミニウム合金を支柱22の材料として使用する。
支柱22の通路28は、先端22B側において拡開している。それにより、通路28を形成する支柱22の内周面にテーパ部24が形成されている。テーパ部24が形成されていることで、支柱22の肉厚は先端22Bに向けて次第に薄くなっている。
テーパ部24により、通路28内の接着剤が支柱22の周囲へと拡がるので、図4(b)に示すように、支柱22の内周と外周の両方から囲むように接着部25が形成される。これによって支柱22の先端22Bが表皮12に強固に接着される。また、テーパ部24を形成することで接着面積が大きくなる点でも、支柱22が表皮12に強固に接着される。
なお、支柱22と表皮12との接着面積を大きくするために、例えば、先端22Bの端面を波状に形成するなど、テーパ状とは異なる形態を採用することもできる。
上記の通り、パッチ21が表皮12に接着された支柱22によって支持されることにより、パッチ21に要求される面外剛性が確保される。これにより、ハニカムコアサンドイッチパネル1全体の剛性も確保される。
コア10に代わり、パッチ21を支持する支柱22は、コア欠損142に挿入される。また、表皮12側にコア10が残存している場合は、コア10にも挿入される。
本実施形態では、支柱22の先端22Bが表皮12に突き当てられて接触しており、先端22Bが表皮12に接着されているが、表皮12側に剛性を満足する健全なコア10が残されていれば、その健全なコア10の部分に先端22Bを接着することもできる。その場合には、先端22Bと表皮12との間に隙間があいていてもよい。複数の支柱22は、表皮12又は健全なコア10に接着されていればよい。支柱22の長さが互いに異なっていてもよい。
コア10に代わり、パッチ21を支持する支柱22は、コア欠損142に挿入される。また、表皮12側にコア10が残存している場合は、コア10にも挿入される。
本実施形態では、支柱22の先端22Bが表皮12に突き当てられて接触しており、先端22Bが表皮12に接着されているが、表皮12側に剛性を満足する健全なコア10が残されていれば、その健全なコア10の部分に先端22Bを接着することもできる。その場合には、先端22Bと表皮12との間に隙間があいていてもよい。複数の支柱22は、表皮12又は健全なコア10に接着されていればよい。支柱22の長さが互いに異なっていてもよい。
支柱22の径、本数、配置は、パッチ21の面外剛性およびパネル1の剛性を確保するために必要な支柱22の支持強度に応じて、任意に設定することができる。
支柱22がコア欠損142に挿入されるとき、隔壁10Aを破断させる支柱22や、セル13の内側に挿入される支柱22があってよい。
また、支柱22は、パッチ21に任意の方法で組み付けることができる。例えば、パッチ21の貫通孔26の周縁にナットを接合するととともに、支柱22の基端22Aの外周部にねじ溝を形成し、ナットに支柱22をねじ固定することによって、支柱22をパッチ21に組み付けることもできる。
支柱22がコア欠損142に挿入されるとき、隔壁10Aを破断させる支柱22や、セル13の内側に挿入される支柱22があってよい。
また、支柱22は、パッチ21に任意の方法で組み付けることができる。例えば、パッチ21の貫通孔26の周縁にナットを接合するととともに、支柱22の基端22Aの外周部にねじ溝を形成し、ナットに支柱22をねじ固定することによって、支柱22をパッチ21に組み付けることもできる。
以下、図3および図4を参照し、ハニカムコアサンドイッチパネル1の修理方法について説明する。
先ず、図3(a)に示すように、修理材100を欠損14の箇所に設ける(修理材設置ステップ)。
修理材100の支柱22をコア欠損142に挿入するとき、テーパ部24の形成によって支柱22の先端22Bが鋭利であるため、支柱22をコア10に容易に挿入することができる。支柱22が表皮12に突き当てられると、パッチ21が表皮11に配置される。
なお、表皮12には、予め、熱硬化性樹脂からシート状に形成された接着剤23Aを配置しておき、パッチ21と表皮11との間に介在させる。接着剤23Aは、図示するようにパッチ21と同様の形状に形成することもできるし、表皮欠損141の周囲に沿って環状に形成することもできる。
先ず、図3(a)に示すように、修理材100を欠損14の箇所に設ける(修理材設置ステップ)。
修理材100の支柱22をコア欠損142に挿入するとき、テーパ部24の形成によって支柱22の先端22Bが鋭利であるため、支柱22をコア10に容易に挿入することができる。支柱22が表皮12に突き当てられると、パッチ21が表皮11に配置される。
なお、表皮12には、予め、熱硬化性樹脂からシート状に形成された接着剤23Aを配置しておき、パッチ21と表皮11との間に介在させる。接着剤23Aは、図示するようにパッチ21と同様の形状に形成することもできるし、表皮欠損141の周囲に沿って環状に形成することもできる。
次に、図3(b)に示すように、パッチ21の貫通孔26から支柱22の通路28内に、熱硬化性樹脂から形成された接着剤ADを注入する(接着剤注入ステップ)。
注入する接着剤ADの量は、支柱22の先端22Bにおいて支柱22を表皮12に確実に接着できるように、接着剤ADの粘度にも応じて定める。
接着剤ADを注入した後に、パッチ21の貫通孔26をシール材などで塞ぐ。
接着剤ADは、支柱22の通路28内に挿入される注入管を介して注入することもできる。支柱22の先端22Bに達する長さの注入管を用いれば、必要な箇所に必要量の接着剤ADを供給することができる。
注入する接着剤ADの量は、支柱22の先端22Bにおいて支柱22を表皮12に確実に接着できるように、接着剤ADの粘度にも応じて定める。
接着剤ADを注入した後に、パッチ21の貫通孔26をシール材などで塞ぐ。
接着剤ADは、支柱22の通路28内に挿入される注入管を介して注入することもできる。支柱22の先端22Bに達する長さの注入管を用いれば、必要な箇所に必要量の接着剤ADを供給することができる。
次に、パッチ21およびその周囲の表皮11を耐熱性のフィルム41で覆うとともに、フィルム41と表皮11の間をシーラントテープ43によって封止した後、真空引きを行う(真空引きステップ)。なお、次に行うパッチ接着・支柱接着ステップでも、真空引きを継続することが好ましい。
フィルム41に設けられるバルブ42を通じて真空引きすると、フィルム41の内側の密閉空間が減圧される。減圧された密閉空間と大気との圧力差により、パッチ21が表皮11に対して押し付けられるので、接着剤23Aを介してパッチ21を表皮11に均一に密着させることができる。
フィルム41に設けられるバルブ42を通じて真空引きすると、フィルム41の内側の密閉空間が減圧される。減圧された密閉空間と大気との圧力差により、パッチ21が表皮11に対して押し付けられるので、接着剤23Aを介してパッチ21を表皮11に均一に密着させることができる。
続いて、接着剤23Aおよび接着剤ADを硬化させることで、パッチ21を表皮11に接着するとともに、支柱22を表皮12に接着する(パッチ接着・支柱接着ステップ)。
接着剤23Aおよび接着剤ADを硬化させるための熱源としてヒーターを内蔵するヒーターマット44や、ヒートガンなどを用いることができる。
ここでは、ヒーターマット44をフィルム41の上から修理材100に被せ、修理材100を加熱する。すると、接着剤23Aは、パッチ21を介して加熱されることで硬化し、接着層23を形成する。一方、接着剤ADは、パッチ21および支柱22を介して加熱されることで硬化し、接着部25を形成する。
接着剤23Aと接着剤ADの硬化は、ヒーターマット44から発せられる熱により、並行して進み、各々が硬化を終える。
すると、パッチ21が表皮11に固定されるとともに、支柱22の先端22Bが表皮12に固定される。支柱22の基端22Aは、パッチ21に固定され、先端22Bは表皮12に固定されるので、支柱22は、パッチ21を確実に支持する。
以上により、ハニカムコアサンドイッチパネル1の修理が完了する。
接着剤23Aおよび接着剤ADを硬化させるための熱源としてヒーターを内蔵するヒーターマット44や、ヒートガンなどを用いることができる。
ここでは、ヒーターマット44をフィルム41の上から修理材100に被せ、修理材100を加熱する。すると、接着剤23Aは、パッチ21を介して加熱されることで硬化し、接着層23を形成する。一方、接着剤ADは、パッチ21および支柱22を介して加熱されることで硬化し、接着部25を形成する。
接着剤23Aと接着剤ADの硬化は、ヒーターマット44から発せられる熱により、並行して進み、各々が硬化を終える。
すると、パッチ21が表皮11に固定されるとともに、支柱22の先端22Bが表皮12に固定される。支柱22の基端22Aは、パッチ21に固定され、先端22Bは表皮12に固定されるので、支柱22は、パッチ21を確実に支持する。
以上により、ハニカムコアサンドイッチパネル1の修理が完了する。
以上で説明した本実施形態による効果を説明する。
本実施形態の修理方法によれば、支柱22によりパッチ21が支持された修理材100を用いることにより、パッチ21に求められる面外剛性を確保できるとともに、パネル1全体としての剛性をも確保できる。したがって、コア10を修復しなくとも、修理材100を欠損14の箇所に設置し、パッチ21および支柱22の各々を表皮11,12に接着するだけで、修理を遂げられる。そのため、パネル1の修理の迅速化を図ることができる。
本実施形態の修理方法によれば、支柱22によりパッチ21が支持された修理材100を用いることにより、パッチ21に求められる面外剛性を確保できるとともに、パネル1全体としての剛性をも確保できる。したがって、コア10を修復しなくとも、修理材100を欠損14の箇所に設置し、パッチ21および支柱22の各々を表皮11,12に接着するだけで、修理を遂げられる。そのため、パネル1の修理の迅速化を図ることができる。
また、支柱22による支持によってパッチ21の面外剛性が確保されるということは、パッチ21単体としては、厚みが薄くてもよいことを示唆している。パッチ21が薄いと、パッチ21を面外方向に曲げることができるので、表皮11の表面が湾曲していても、表皮11にパッチ21を追従させて密着させることができる。
このように、湾曲した表皮11へのパッチ21の追従性が高ければ、表皮11の形状に一致するパッチを用意することなく、各形状に汎用のパッチ21で足りるので、修理に要するコストを抑えることができる。また、接着後の残留応力を低減できるので、修理後にパッチ21が表皮11から剥離するおそれもない。
このように、湾曲した表皮11へのパッチ21の追従性が高ければ、表皮11の形状に一致するパッチを用意することなく、各形状に汎用のパッチ21で足りるので、修理に要するコストを抑えることができる。また、接着後の残留応力を低減できるので、修理後にパッチ21が表皮11から剥離するおそれもない。
さらに、本実施形態の修理方法によれば、パッチ21を表皮11に接着する接着剤23Aを硬化させるためにパッチ21に与えられる熱を支柱22により支柱22の先端22Bの接着剤ADにまで導くことにより、同一熱源(ヒーターマット44)によって接着剤23Aおよび接着剤ADを硬化させることができる。このため、接着剤ADを硬化させるために表皮12側からも加熱することを必要としない。
パネル1がスパーと共にボックス状に組み立てられていると、ボックスの内側に位置する表皮12側にアクセスすることが難しい場合があるので、その場合に、支柱22の熱伝導を利用することが特に有効である。
そして、本実施形態のように、修理材100をパネル1に設置してから、接着剤ADを支柱22の通路28内に供給すると、支柱22が、接着対象である表皮12又はコア10の近傍に既に配置されているので、接着剤を硬化させずにスムーズに修理作業を行うことができる。
パネル1がスパーと共にボックス状に組み立てられていると、ボックスの内側に位置する表皮12側にアクセスすることが難しい場合があるので、その場合に、支柱22の熱伝導を利用することが特に有効である。
そして、本実施形態のように、修理材100をパネル1に設置してから、接着剤ADを支柱22の通路28内に供給すると、支柱22が、接着対象である表皮12又はコア10の近傍に既に配置されているので、接着剤を硬化させずにスムーズに修理作業を行うことができる。
ところで、図5に示すように、接着剤ADは、修理材110をパネル1の欠損14の箇所に設置する前に、支柱22に設けておくこともできる。この場合、先端22B側から支柱22の通路28内に接着剤ADを設けることができるので、パッチ21の貫通孔26は形成されている必要がない。
支柱22の通路28内に接着剤ADを注入する際には、必要に応じて、修理材100の姿勢を先端22B側が上を向いた状態とする。
その後、修理材100を欠損14の箇所に設置し、適宜な熱源を用いて接着剤23Aおよび接着剤ADを硬化させる。
図5に示した例によれば、貫通孔26があいていないパッチ21を用いることができるので、貫通孔26を塞ぐ手間が掛からない。
ここで、支柱22の先端22Bに接着剤ADを保持できる限り、支柱22に通路28が形成されている必要はない。中実の支柱を用いることもできる。この場合は、支柱の先端に、接着剤を溜めることのできる凹部を形成することが好ましい。
支柱22の通路28内に接着剤ADを注入する際には、必要に応じて、修理材100の姿勢を先端22B側が上を向いた状態とする。
その後、修理材100を欠損14の箇所に設置し、適宜な熱源を用いて接着剤23Aおよび接着剤ADを硬化させる。
図5に示した例によれば、貫通孔26があいていないパッチ21を用いることができるので、貫通孔26を塞ぐ手間が掛からない。
ここで、支柱22の先端22Bに接着剤ADを保持できる限り、支柱22に通路28が形成されている必要はない。中実の支柱を用いることもできる。この場合は、支柱の先端に、接着剤を溜めることのできる凹部を形成することが好ましい。
また、接着剤23Aおよび接着剤ADにナイロン、ポリエチレン、ポリスチレン、ポリ塩化ビニルなどの熱可塑性樹脂から形成された接着剤を使用することもできる。この場合も、パッチ21と表皮11を接着するために用いる熱源から発せられる熱を、支柱22を通じて表皮12側に伝導させることにより、パッチ接着ステップおよび支柱接着ステップを並行して行う。
[第2実施形態]
次に、図6を参照し、第2実施形態について説明する。
第1実施形態では、支柱22を表皮11および表皮12に対してほぼ直交するように設けていたが、第2実施形態のように、支柱を表皮に対して傾斜させることもできる。
第2実施形態による修理材120は、パッチ21と、パッチ21に対して傾斜して組み付けられた複数の支柱62とを備えている。
各支柱62は、図6(b)に示す矢印の向きに傾斜されているものとする。矢印は、支柱62の基端22Aに対して先端22Bをシフトさせる方向を示している。
ここでは、例として、支柱62が、パッチ21の短手方向に5列に配置されている。1列に3つの支柱62が配置されている。
第1列C1の支柱62は、短手方向に沿って傾斜している。第5列C5の支柱62は、短手方向に沿って、第1列C1の支柱62とは逆向きに傾斜している。
そして、第2列C2から第4列C4までの支柱62は、長手方向に沿って傾斜している。但し、それらの支柱62のうち、第1行R1および第3行R3の支柱62は図中、右側に向けて傾斜し、第2行R2の支柱62は左側に向けて傾斜している。
これらの支柱62の傾斜角度は、同じでも、相違していてもよい。また、支柱62が傾斜している向きは、上記のように規則的であっても、不規則であってもよい。
次に、図6を参照し、第2実施形態について説明する。
第1実施形態では、支柱22を表皮11および表皮12に対してほぼ直交するように設けていたが、第2実施形態のように、支柱を表皮に対して傾斜させることもできる。
第2実施形態による修理材120は、パッチ21と、パッチ21に対して傾斜して組み付けられた複数の支柱62とを備えている。
各支柱62は、図6(b)に示す矢印の向きに傾斜されているものとする。矢印は、支柱62の基端22Aに対して先端22Bをシフトさせる方向を示している。
ここでは、例として、支柱62が、パッチ21の短手方向に5列に配置されている。1列に3つの支柱62が配置されている。
第1列C1の支柱62は、短手方向に沿って傾斜している。第5列C5の支柱62は、短手方向に沿って、第1列C1の支柱62とは逆向きに傾斜している。
そして、第2列C2から第4列C4までの支柱62は、長手方向に沿って傾斜している。但し、それらの支柱62のうち、第1行R1および第3行R3の支柱62は図中、右側に向けて傾斜し、第2行R2の支柱62は左側に向けて傾斜している。
これらの支柱62の傾斜角度は、同じでも、相違していてもよい。また、支柱62が傾斜している向きは、上記のように規則的であっても、不規則であってもよい。
以上の通り、複数の支柱62のうち、任意に選択されるいずれかの支柱62が他の支柱62に対して交差している。そうすると、パネル1の厚さ方向にせん断応力が加わったとしても、せん断応力に抵抗する力が強い。したがって、修理材120を用いて修理したパネル1は、同じ数の支柱22を用いる第1実施形態のパネル1に比べて、せん断剛性が大きい。修理材120は、健全なコア10と同程度のせん断剛性・曲げ剛性を備えている。
本実施形態によれば、交差した構造とされる支柱62およびパッチ21によってコア10の擬似構造を実現できる。したがって、パネル1の剛性をより十分に確保することができる。
なお、上記に示した支柱62の向きは、一例に過ぎない。せん断剛性が均等に発揮されるように、複数の支柱62をバランス良く傾斜させることが好ましい。
本実施形態によれば、交差した構造とされる支柱62およびパッチ21によってコア10の擬似構造を実現できる。したがって、パネル1の剛性をより十分に確保することができる。
なお、上記に示した支柱62の向きは、一例に過ぎない。せん断剛性が均等に発揮されるように、複数の支柱62をバランス良く傾斜させることが好ましい。
以上、本発明を好ましい実施形態に基づいて説明したが、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。
例えば、本発明で用いる接着剤は熱硬化型のものに限定されず、例えば、紫外線硬化型などの接着剤を用いることもできる。
例えば、本発明で用いる接着剤は熱硬化型のものに限定されず、例えば、紫外線硬化型などの接着剤を用いることもできる。
本発明は、航空機の外板に限らず、航空機に設けられる壁材、床材、天井材、扉などの修理に適用できるし、その他の航空機の構造物や装備品の修理にも適用できる。
さらに、本発明は、航空機以外の分野、例えば、風車の羽根など、修理対象を選ばず、衝撃、高温、磨耗、侵食などによって損傷した種々の物の修理に適用できる。
さらに、本発明は、航空機以外の分野、例えば、風車の羽根など、修理対象を選ばず、衝撃、高温、磨耗、侵食などによって損傷した種々の物の修理に適用できる。
1 ハニカムコアサンドイッチパネル(パネル)
10 コア
10A 隔壁
11,12 表皮
13 セル
14 欠損
21 パッチ
22 支柱
22A 基端
22B 先端
23 接着層
23A 接着剤
24 テーパ部
25 接着部
26 貫通孔
28 通路
41 フィルム
42 バルブ
43 シーラントテープ
44 ヒーターマット
62 支柱
100,110,120 修理材
141 表皮欠損
142 コア欠損
AD 接着剤
C1〜C5 列
R1〜R3 行
10 コア
10A 隔壁
11,12 表皮
13 セル
14 欠損
21 パッチ
22 支柱
22A 基端
22B 先端
23 接着層
23A 接着剤
24 テーパ部
25 接着部
26 貫通孔
28 通路
41 フィルム
42 バルブ
43 シーラントテープ
44 ヒーターマット
62 支柱
100,110,120 修理材
141 表皮欠損
142 コア欠損
AD 接着剤
C1〜C5 列
R1〜R3 行
Claims (10)
- ハニカム構造のコアを第1表皮と第2表皮との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体に生じた、前記第1表皮を貫通して前記コアに達する欠損の箇所の修理方法であって、
前記欠損の開口を覆うパッチと、前記パッチを支持する単数又は複数の支柱と、を有する修理材を、前記欠損が生じた箇所に設置する修理材設置ステップと、
前記第1表皮に前記パッチを接着するパッチ接着ステップと、
前記第2表皮又は前記コアに前記支柱を接着する支柱接着ステップと、を備える、
ことを特徴とするハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法。 - 前記パッチ接着ステップおよび前記支柱接着ステップのいずれでも、熱硬化型の接着剤を使用し、
前記パッチと前記第1表皮を接着するのに用いる熱源から発せられる熱を、前記支柱を通じて前記第2表皮側に伝導させることにより、前記パッチ接着ステップおよび前記支柱接着ステップを並行して行う、
ことを特徴とする請求項1に記載のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法。 - 前記パッチ接着ステップおよび前記支柱接着ステップのいずれでも、熱可塑性の接着剤を使用し、
前記パッチと前記第1表皮を接着するのに用いる熱源から発せられる熱を、前記支柱を通じて前記第2表皮側に伝導させることにより、前記パッチ接着ステップおよび前記支柱接着ステップを並行して行う、
ことを特徴とする請求項1に記載のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法。 - 前記支柱は、筒体に形成されるとともに、軸線方向に連続した通路を有し、
前記パッチには、前記通路を開放させる貫通孔が形成され、
前記第2表皮又は前記コアに前記支柱を接着する接着剤は、前記貫通孔から前記通路内に注入される、
ことを特徴とする請求項1〜3のいずれか一項に記載のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法。 - 前記支柱は、筒体に形成されるとともに、軸方向に連続した通路を有し、
前記支柱と前記2表皮を接着する前記接着剤は、前記通路の先端側から注入される、
ことを特徴とする請求項1〜3のいずれか一項に記載のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法。 - 前記通路は、前記第2表皮又は前記コアと接着される先端側において、次第に拡開している、
ことを特徴とする請求項4又は5に記載のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法。 - 前記支柱は、複数あり、
前記複数の支柱から任意に選択されるいずれかの前記支柱は、他の前記支柱に対して交差している、
ことを特徴とする請求項1〜6のいずれか1項に記載のハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法。 - ハニカム構造のコアを第1表皮と第2表皮との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体に生じた、前記第1表皮を貫通して前記コアに達する欠損の箇所を修理した修理結果物であって、
前記欠損の開口を覆うパッチと、前記パッチを支持する単数又は複数の支柱と、を有する修理材を備え、
前記第1表皮に前記パッチとが接着され、
前記第2表皮又は前記コアに前記支柱が接着される、
ことを特徴とする修理結果物。 - ハニカム構造のコアを第1表皮と第2表皮との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体を有する航空機の外板であって、
前記外板に生じた、前記第1表皮を貫通して前記コアに達する欠損の開口を覆うパッチと、前記パッチを支持する単数又は複数の支柱と、を有する修理材を備え、
前記第1表皮に前記パッチが接着され、
前記第2表皮又は前記コアに前記支柱が接着される、
ことを特徴とする航空機の外板。 - ハニカム構造のコアを第1表皮と第2表皮との間に挟んだハニカムコアサンドイッチ構造体を有する外板と、
前記外板に生じた、前記第1表皮を貫通して前記コアに達する欠損の開口を覆うパッチと、前記パッチを支持する単数又は複数の支柱と、を有する修理材と、を備え、
前記第1表皮に前記パッチが接着され、
前記第2表皮又は前記コアに前記支柱が接着される、
ことを特徴とする航空機。
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013069371A JP2014188996A (ja) | 2013-03-28 | 2013-03-28 | ハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法および修理結果物 |
US14/221,595 US9815546B2 (en) | 2013-03-28 | 2014-03-21 | Method for repairing honeycomb core sandwich structural body and repaired product |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013069371A JP2014188996A (ja) | 2013-03-28 | 2013-03-28 | ハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法および修理結果物 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2014188996A true JP2014188996A (ja) | 2014-10-06 |
Family
ID=51621139
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2013069371A Pending JP2014188996A (ja) | 2013-03-28 | 2013-03-28 | ハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法および修理結果物 |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9815546B2 (ja) |
JP (1) | JP2014188996A (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110182383A (zh) * | 2019-05-17 | 2019-08-30 | 陕西飞机工业(集团)有限公司 | 一种金属蒙皮夹层结构零件蒙皮鼓包故障的解决方法 |
CN114013170A (zh) * | 2021-10-22 | 2022-02-08 | 中车工业研究院有限公司 | 蜂窝夹芯结构复合材料的损伤修复方法 |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB201511402D0 (en) | 2015-06-30 | 2015-08-12 | Short Brothers Plc | Repair including a chamfered bracket and a chamfered bracket component for reinforcing a damaged structural element made from composite materials |
GB201516391D0 (en) | 2015-09-16 | 2015-10-28 | Short Brothers Plc | Method of repairing a composite material |
EP3219476B1 (de) * | 2016-03-17 | 2021-06-30 | Airbus Operations GmbH | Verfahren zur reparatur eines sandwichbauelements |
CN105774002A (zh) * | 2016-03-21 | 2016-07-20 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种铝面板蜂窝夹层结构高密度蜂窝块脱粘的修理方法 |
WO2018080439A1 (en) * | 2016-10-25 | 2018-05-03 | Rohr, Inc. | Acoustic panel repair with retention of acoustic properties |
CA3008499C (en) * | 2016-10-31 | 2021-04-13 | Yue Zhang | Metal plate having hollow tubes sandwiched therein and its use |
US10195836B2 (en) * | 2017-01-18 | 2019-02-05 | The Boeing Company | Splices comprising honeycomb cores supported by tie clips and methods of forming thereof |
US11148375B1 (en) * | 2017-08-29 | 2021-10-19 | Hrl Laboratories, Llc | Method of repairing sandwich structure and repaired sandwich structure |
US10946600B1 (en) * | 2017-08-29 | 2021-03-16 | Hrl Laboratories, Llc | Composite structure repair methods incorporating a lattice core material |
US10589505B2 (en) | 2017-11-29 | 2020-03-17 | The Boeing Company | Structural rework of cellular core panels |
CN108437497B (zh) * | 2018-03-19 | 2020-12-22 | 中国南方航空股份有限公司 | 一种发动机反推格栅典型损伤修复工艺 |
US11167836B2 (en) * | 2018-06-21 | 2021-11-09 | Sierra Nevada Corporation | Devices and methods to attach composite core to a surrounding structure |
CN110154495A (zh) * | 2019-05-21 | 2019-08-23 | 安徽佳力奇碳纤维科技股份公司 | 一种蜂窝芯凹陷补偿方法 |
US20220324186A1 (en) * | 2021-04-13 | 2022-10-13 | The Boeing Company | Methods for Repairing Composite Material Using Pre-Cured Plugs |
CN113415005B (zh) * | 2021-06-29 | 2023-02-03 | 中国人民解放军61255部队 | 一种复合材料内部蜂窝脱粘断裂的外场修复方法 |
CN113815220B (zh) * | 2021-08-26 | 2023-08-11 | 南京南华航空产业有限公司 | 基于工地用特种弯曲隔热板合成设备 |
CN113734463B (zh) * | 2021-09-27 | 2023-09-01 | 凌云(宜昌)航空装备工程有限公司 | 一种导流板深度修理过程中的安装定位方法 |
CN114379121B (zh) * | 2021-11-24 | 2023-07-07 | 中国南方航空股份有限公司 | 一种发动机反推平移门内筒前部蜂窝夹芯结构修复工艺 |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4284443A (en) * | 1979-02-05 | 1981-08-18 | The Boeing Company | Single stage hot bonding method for producing composite honeycomb core structures |
JP3437301B2 (ja) * | 1994-12-16 | 2003-08-18 | 昭和飛行機工業株式会社 | 接着治具の製作方法 |
GB9622780D0 (en) * | 1996-11-01 | 1997-01-08 | British Aerospace | Repair of composite laminates |
US6991755B2 (en) * | 2003-04-17 | 2006-01-31 | Northrop Grumman Corporation | Syntactic tunnel core |
GB0610695D0 (en) * | 2006-05-31 | 2006-07-12 | L & L Products Inc | Improvements in or relating to honeycomb structures |
US7935205B2 (en) * | 2006-06-19 | 2011-05-03 | United Technologies Corporation | Repair of composite sandwich structures |
-
2013
- 2013-03-28 JP JP2013069371A patent/JP2014188996A/ja active Pending
-
2014
- 2014-03-21 US US14/221,595 patent/US9815546B2/en active Active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110182383A (zh) * | 2019-05-17 | 2019-08-30 | 陕西飞机工业(集团)有限公司 | 一种金属蒙皮夹层结构零件蒙皮鼓包故障的解决方法 |
CN114013170A (zh) * | 2021-10-22 | 2022-02-08 | 中车工业研究院有限公司 | 蜂窝夹芯结构复合材料的损伤修复方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20140295123A1 (en) | 2014-10-02 |
US9815546B2 (en) | 2017-11-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2014188996A (ja) | ハニカムコアサンドイッチ構造体の修理方法および修理結果物 | |
US9919489B2 (en) | Open cellular sandwich structure including embedded fasteners | |
US20170029088A1 (en) | Repairing a contoured composite panel | |
JP5416554B2 (ja) | 複合材料構造物製造用治具 | |
US10189235B2 (en) | Repair apparatus and method for composite panels having a conductive layer | |
Bettini et al. | Composite chiral structures for morphing airfoils: Numerical analyses and development of a manufacturing process | |
US5868886A (en) | Z-pin reinforced bonded composite repairs | |
US10899103B2 (en) | Isogrid stiffening elements | |
CN102705155B (zh) | 用于修复风力涡轮机叶片的方法 | |
US9500179B2 (en) | Segmented wind turbine blades with truss connection regions, and associated systems and methods | |
JP2017138001A (ja) | 航空機の壁パネル | |
JP2014188995A (ja) | 被修理部の修理方法および修理により得られた修理結果物 | |
ES2770020T3 (es) | Elemento de parcheo unido estructural con diseño adhesivo cónico | |
KR20150120365A (ko) | 주입-접착 결합을 형성하는 시스템 및 방법 | |
EP3315297B1 (en) | Sandwich panel disbond repair | |
US8454775B2 (en) | Bond and stitch repair for delaminated composite | |
EP2719522A1 (en) | Composite structure core crush prevention | |
US20140376995A1 (en) | Air-tight Slip-on Structural Joint Not Using Sealant | |
Arıkan et al. | Improvement of load carrying capacity of sandwich composites by different patch repair types | |
CA2987171C (en) | Honeycomb core sandwich panels | |
CA2919440A1 (en) | Composite material incorporating water ingress barrier | |
US11440277B2 (en) | Method of repairing composite sandwich panels | |
CN103344463A (zh) | 一种风机叶片预埋试验件及其制作方法 | |
US11543029B2 (en) | Part edge seal arrangement and joining method | |
US11148375B1 (en) | Method of repairing sandwich structure and repaired sandwich structure |