(57)【要約】    本発明は第１の要素（２）と第２の要素（３）とを接着体（４）を使用して接着する方法に関する。本発明は特に円筒形状の外形や球状の外形を備える、航空機の大面積の要素を接着する方法及びこれらに対応する装置（１）に関する。方法は、（Ｓ１）接着体（４）を使用して要素（２，３）を接着する工程と、（Ｓ２）加熱要素（６）を第１の要素（２）に適用する工程と、（Ｓ３）加熱要素（６）を使用して加熱することにより接着体（４）を硬化させて要素（２，３）を接着する工程とを含む。接着体（４）の硬化工程において、真空フィルムの形態の第１のカバー要素（８）を使用して、要素（２，３）及び同要素（２，３）に取り付けられる加熱要素（６）が内部に設けられる第１の空隙（１２）を排気することにより加熱要素（６）及び要素（２，３）に対して圧力が作用される。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
特に円筒形状の外形や球状の外形を備える、航空機の大面積の要素のような第１の要素（２）と第２の要素（３）とを接着体（４）を使用して接着する方法であって、
（Ｓ１）接着体（４）を使用して要素（２，３）を接着する工程と、
（Ｓ２）電熱フィルムの形態の加熱要素（６）を第１の要素（２）に取り付ける工程と、
（Ｓ３）加熱要素（６）を使用して加熱することにより接着体（４）を硬化させて要素（２，３）を接着する工程とを含み、
接着体（４）の硬化工程において、真空フィルムの形態の第１のカバー要素（８）を使用して、要素（２，３）及び同要素（２，３）に取り付けられる加熱要素（６）が内部に設けられる第１の空隙（１２）を排気することにより加熱要素（６）及び要素（２，３）に対して圧力が作用されることを特徴とする第１の要素（２）と第２の要素（３）とを接着する方法。
【請求項２】
前記第１の空隙（１２）は第１のカバー要素（８）と第２の要素（３）の表面（１０）により形成されることと、第１のカバー要素（８）は加熱要素（６）と要素（２，３）とを完全にカバーし、シール要素（１１）を使用して表面（１０）に熱融着により固定されることとを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
接着体（４）の加熱工程は加熱要素（６）を使用して一定の温度にて実施されることを特徴とする請求項１及び２のうちいずれか一項に記載の方法。
【請求項４】
前記温度は調整装置を使用して調整されることと、同調整装置は加熱要素（６）の領域内に設けられる少なくとも１つの温度センサ（１５，１６，１７，１８）に接続されることとを特徴とする請求項３に記載の方法。
【請求項５】
加熱要素（６）の適用において、加熱要素（６）の機械的保護のために第１の保護要素（５）は加熱要素の下面と第１の要素（２）の上面との間に設けられることと、第２の保護要素（７）は加熱要素（６）の上面と第１のカバー要素（８）の下面との間に設けられることとを特徴とする請求項１乃至４のうちいずれか一項に記載の方法。
【請求項６】
前記接着体（４）を硬化させる工程において、第２のカバー要素（１４）が第１のカバー要素（８）上に断熱のために設けられることを特徴とする請求項１乃至５のうちいずれか一項に記載の方法。
【請求項７】
請求項１乃至６のうちいずれか一項による方法を実施する装置（１）であって、
接着体（４）を加熱するための電熱フィルムの形態の少なくとも１つの加熱要素（６）と、
加熱要素（６）の実際の温度を検出するための少なくとも１つの温度センサ（１５，１６，１７，１８）と、
加熱要素（６）の温度の調整装置と、
加熱要素（６）を機械的に保護する第１の保護要素及び第２の保護要素（５，７）と、
真空フィルムの形態の第１のカバー要素（８）を使用して、要素（２，３）及び同要素（２，３）に取り付けられる加熱要素（６）が内部に設けられる第１の空隙（１２）を排気することにより加熱要素（６）及び要素（２，３）に対して圧力を作用させる手段とを備えることを特徴とする装置（１）。
【請求項８】
前記第１の空隙（１２）は第１のカバー要素（８）と第２の要素（３）の表面（１０）により形成されることと、第１のカバー要素（８）は加熱要素（６）と要素（２，３）とを完全にカバーし、シール要素（１１）を使用して表面（１０）に熱融着により固定されることとを特徴とする請求項７に記載の装置（１）。
【請求項９】
加熱要素（６）は機械的に保護する担体層を有することを特徴とする請求項７及び８のうちいずれか一項に記載の装置（１）。
【請求項１０】
少なくとも１つの温度センサ（１５，１６，１７，１８）が加熱要素（６）内に一体的に設けられることを特徴とする請求項７乃至９のうちいずれか一項に記載の装置（１）。
【請求項１１】
前記加熱要素（６）はカバーする機能と同時に断熱機能も備えるように構成されるカバー要素（２２）を有することを特徴とする請求項７乃至１０のうちいずれか一項に記載の装置（１）。
【請求項１２】
前記装置（１）は断熱用の第２のカバー要素を有することを特徴とする請求項７乃至１１のうちいずれか一項に記載の装置（１）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は第１の要素と第２の要素とを接着体を使用して接着する方法に関する。本発明は特に円筒形状の外形や球状の外形を備える、航空機の大面積の要素を接着する方法やこれらに対応する装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
これらの航空機の大面積の要素は、例えば航空機の胴体の外板の部分や例えば着陸フラップのような制御部材の部分に取り付けられる。これにより可動要素はその他の静止した要素に対して、或いは可動要素に対しても摺動自在な表面をもたらす。着陸フラップに関して、このような摺動自在な表面は摩擦防止（anti-scuff）板と呼ばれ、摩擦領域を画定する。これにより関連する要素を制御不能な摩擦から保護する。
【０００３】
航空機の事例において、航空機が操作される場合に全ての外側要素は周囲の外気の流動作用にさらされる。全ての外側要素が工程の後期にて取り付けられる場合に、これらの要素は接着される要素に対して堅固に連結される必要があり、この点において関連する安全規制を満たす必要がある。これらは特に着陸フラップの表面の摩擦防止板に適用される。航空機の特定の作動状態のみにおいて摩擦防止板は拡張され、例えば離陸及び着陸の間に翼の揚力係数を変化させる。本実施例において摩擦防止板は翼の流れに突き進められ着陸フラップと着陸フラップに固定された摩擦防止板上に作用する流れによりこれらに応じた圧力が生じる。
【０００４】
現在、これらの板形状にして薄い厚みを有する摩擦防止要素は既定の説明書に従って既定の製造工程により、連結される要素と共に組み立てられる。これらはシーリング剤として周知な接着剤を使用して実施される。本目的において、連結される２つの要素の接着面は清掃される。シーリング剤の塗布に続いて接着促進剤が塗布される。接着剤が完全に硬化するまで一定の時間を要するため取り付けられる要素はこの接着剤が塗布された後に、所定方向に配向されて固定される。
【０００５】
これらと同時に、連結される要素には圧力が作用される。通常圧力は真空フィルム下の真空により生じる。真空フィルムは摩擦防止板とフラップ表面の周囲の領域との上方に熱融着により設けられる。本状況においてこれらの真空技術は周知のものである。この理由として航空機は湾曲した表面、例えば円筒形状や球状の外形を有することが挙げられる。真空フィルムは、これらの表面の外形を結合させ圧力を作用させる。真空フィルム及び保護板を保護するために、保護フリースがこれらの間に設けられる。真空が生成された後に一定温度にて、例えば２３℃＋−２℃にて１４乃至１６時間の硬化のための待機時間が必要である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本実施例において短所と判明したことは特に保守作業においてシーリング剤の硬化が長時間にわたるため摩耗した摩擦防止板を交換することである。航空機は対応する寸法を備えた格納庫において全体的に室温を保持する必要がある。格納庫は一定の温度を保持する必要がある。これらの温度を一定に保持する要件は格納庫の扉が開かれる場合にさえ破られることが明瞭であり、温度は例えば５℃低くなる。従って硬化時間が倍増する。これらにより航空機のスループットは顕著に低い状態に保持される。更に、既定の調整可能な温度に加熱可能な格納庫が必要である。
【０００７】
更なる短所として、長期にわたる硬化時間において真空を生成するために必要な真空ポンプはそれに応じた電力を要し、頻繁に保守も要することが挙げられる。
従って、本発明の目的は上述した短所を減少させるか除去し、従来技術と比較して方法を改良することである。
【０００８】
本発明の別の目的は本発明による方法に対応する装置を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明の課題は請求項１に記載の方法及び請求項７に記載の装置により解決される。
本発明の主要部は連結される要素の極めて近傍において加熱要素を集中させることにある。これにより接着剤の硬化時間を３，４時間に短縮するという特徴をなす。３，４時間は従来技術による時間の４分の１である。
【００１０】
本発明は第１の要素と第２の要素とを接着体を使用して接着する方法に関する。本発明は特に円筒形状の外形や球状の外形を備える、航空機の大面積の複数の要素を接着する方法に関する。
【００１１】
方法は、（Ｓ１）接着体を使用して複数の要素を接着する工程と、（Ｓ２）加熱要素を第１の要素に取り付ける工程と、（Ｓ３）加熱要素を使用して加熱することにより接着体を硬化させて複数の要素を接着する工程とを含む。接着体の硬化工程において、真空フィルムの形態の第１のカバー要素を使用して、複数の要素及びこれらの複数の要素に取り付けられる加熱要素が内部に設けられる第１の空隙を排気することにより加熱要素及び複数の要素に対して圧力が作用される。
【００１２】
加熱要素を使用して、温度を接着剤、即ち接着体の硬化のために最適に保持することが可能となり、航空機から独立した、又は要素から独立した、或いは周囲の影響から独立した、部分的に限定された環境において一定に保持することが可能となる。これにより従来技術のものと比較して硬化時間が短縮可能となる。加熱要素は電熱フィルムであるため、複数の要素の様々な形状及び構成に対して容易に調整可能であるという長所を有する。
【００１３】
好適な実施例において、第１の空隙は第１のカバー要素と第２の要素の表面により形成される。第１のカバー要素は加熱要素と複数の要素とを完全にカバーし、シール要素を使用して表面に熱融着により固定される。
【００１４】
別例において、接着体の加熱は加熱要素を使用して一定の温度にて実施される。一定の温度は好適には加熱要素の領域内に設けられる少なくとも１つの温度センサに接続される調整装置を使用して調整される。
【００１５】
加熱要素を保護するために加熱要素の取付において、第１の保護要素が加熱要素の下面と第１の要素の上面の間に設けられ、第２の保護要素が加熱要素の上面上に設けられることが好ましい。これらにより加熱要素は機械的に保護される。これにより加熱要素を再使用することが可能となる。保護要素が加熱要素の汚染の他加熱要素への損傷に対しても保護するため、加熱要素からシール体を清掃し取り除く必要がない。
【００１６】
別例において、接着体を硬化する工程において、第２のカバー要素が断熱のために第１のカバー要素上に設けられる。好適な寸法及び形状を備えるこのようなカバーフードにより特にさらされる環境に対して温度を一定に保持することが向上され、通常の使用においてさえ省エネルギーの点で効果的である。
【００１７】
上述した本発明による方法を実施するための本発明による装置は、接着体を加熱するための電熱フィルムの形態の少なくとも１つの加熱要素と、加熱要素の実際の温度を検出するための少なくとも１つの温度センサと、加熱要素の温度の調整装置と、加熱要素を機械的に保護する第１の保護要素及び第２の保護要素と、真空フィルムの形態の第１のカバー要素を使用して、複数の要素及びこれらの複数の要素に取り付けられる加熱要素が内部に設けられる第１の空隙を排気することにより加熱要素及び複数の要素に対して圧力を作用させる手段とを備える。
【００１８】
温度センサは加熱要素の下部にて、加熱要素の下面と第１の要素との間に設けられてもよい。本実施例において、温度センサは第１の要素の表面に損傷を与えることのない平坦なセンサである場合に有効である。温度センサはどこに設けられてもよいが、調整装置により異なる部分における計測は調整アルゴリズムに好適に組み込まれる。
【００１９】
本実施例において、好適には第１の空隙は第１のカバー要素と第２の要素の表面により形成される。第１のカバー要素は加熱要素と複数の要素とを完全にカバーし、シール要素を使用して表面に熱融着により固定される。
【００２０】
別例において、加熱要素は機械的に保護する担体層を有する。本実施例において、担体層が保護作用を備えるように構成される場合において保護要素は不要なものとなる。
少なくとも１つの温度センサが加熱要素内に一体的に設けられる場合に特に有効である。この理由としてセンサの取付作業が単純なものとなり、調整装置に配線によりつなぐことのみに限定されることが挙げられる。
【００２１】
別例において、加熱要素はカバーする機能と同時に断熱する機能も備えるカバー層を有する。従って、熱源においてさえ熱の損失が防止される。このようなカバー層が更に熱放射を反射する場合に特に有効である。
【００２２】
別例において、装置は断熱用の第２のカバー要素を有する。第２のカバー要素は単純な方法により好適に装置上に設けられる。更に、これによりエネルギーの損失の発生が防止される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２３】
本発明の実施例が付加する概略図の例により示される。
図面において特に指示がなければ同一の要素や機能的に同一の要素には同一の参照符号が付与される。
【００２４】
図１は着陸フラップを航空機（図示しない）の第２の要素３として概略的に示す。摩擦防止板が第１の要素２として第２の要素３の表面に対して取り付けられ、破線により示す翼２４に対する着陸フラップの摺動面にして且つ摩擦面を画定する。着陸フラップは中央部に示され、翼２４の下の奥まった部分に配置されてもよく、翼２４の完全に外側に配置されてもよい。着陸フラップの運動は矢印によって示される。航空機が動作中の場合に翼２４の運動に対する着陸フラップの運動により翼の下面と摩擦防止板とが接触する。このような摩擦防止板は着陸フラップの下面やその他の部分に取り付けられてもよい。
【００２５】
このような第１の要素２の第２の要素３への取り付けは図２に示す装置１を使用して実施される。図２は要素２及び３を連結した断面図である。本例において、寸法の比は実際とは異なり、各層の厚さは明瞭に示すために拡大されている。
【００２６】
上に第２の要素２が設けられる接着体４は第２の要素３に取り付けられる。この第２の要素３は着陸フラップであっても別の航空機の要素であってもよく、第２の要素３の表面１０上に取り付けられる。第２の要素２の上面上には第１の保護要素５が設けられ、第１の保護要素５上には加熱要素６が設けられる。本実施例において加熱要素６には温度センサ１５が設けられる。即ち温度センサ１５は加熱要素６内に設けられる。加熱要素６はより詳細に後述する。
【００２７】
加熱要素６の上面には第２の保護要素７が設けられる。第２の保護要素の上部には第１のカバー要素８が設けられ、加熱要素６と保護要素５と、第２の要素３の表面１０上において側部を連続して熱融着により固定される保護要素７とを備える第１の要素２の構成体を完全にカバーする。連続したシール要素１１を使用して確実に熱融着される。これにより第１の空隙１２が形成される。第１の空隙１２は上述した構成体の周囲を延び、第１のカバー要素８内に案内される連結部９と連通する。
【００２８】
本発明による方法が図２を参照して説明される。各要素の機能も説明される。
通常接着面、即ち第１の要素２の下面及び第２の要素３の表面１０の対応する領域の清掃後に、これらの接着面には接着促進剤が塗布される。接着体４は第２の要素３の接着面に適用され、第１の要素２がこれに取り付けられて配置され固定される。接着体４は接着剤であるか、一定の硬化時間を有するシーリング剤として周知のものである。
【００２９】
第１の保護要素５は第１の要素２上に設けられ、第１の保護要素５上に設けられた加熱要素６をシーリング剤による汚染から保護する。加熱要素６は再使用可能であるが、再使用のために更に清掃される必要はない。第２の保護要素７はエアウィーブ（airweave）として周知であり、加熱要素６上に保護フリースとして設けられる。第２の保護要素７はカバー要素８に一体的に遷移する。
【００３０】
カバー要素８は本実施例において連結部９を備える真空フィルムとして構成される。連結部９は図示しない真空ポンプに案内される。
温度センサ１５は伝熱フィルムである加熱要素６内に一体的に設けられ、図示しない調整装置に接続される。調整装置の出力は加熱要素６の同様に図示しない電気接続体に接続される。調整装置は接着体４の最適な硬化温度に対応する好適な温度に設定可能である。実際の温度は温度センサ１５によって検知され、加熱要素６によって生成される温度を好適な温度に維持する調整装置に送られる。温度センサ１５が様々な部分に取り付けられていても調整装置の対応する設定を使用して補償可能である。接着体４において最大許容温度の超過の発生は調整装置によって防止される。
【００３１】
構成体に圧力を作用させるために、連結部９は第１の空隙１２を排気させる真空ポンプ（図示しない）に連結される。生成された真空を介して真空ポンプは真空フィルム８を使用して均一な圧力を加熱要素６に作用させる。これにより要素２及び３に圧力が作用され、これらは連結される。
【００３２】
加熱要素６は高圧力に対して抵抗力を有するフィルムとして構成される。このような構成体の試験により要素２及び３間の接着体４の非常に好適な配置が明瞭なものとなっている。このことは第１の要素２が０．２ｍｍだけの小さな厚みを有するため非常に重要である。これは本実施例において、高品位鋼から構成される板である。真空フィルム内、或いは第２の要素２の上方に設けられる連結部９内のひだは第１の要素２に対する損傷の原因となり得る。しかしながら、このような構成により明瞭に観察することが可能となり、ひだの発生を防止する。
【００３３】
図３に別例における加熱要素６の断面が概略的に示される。加熱要素６はカバー層２２と共に加熱層２０が設けられる担体層２１から構成される。加熱層２０内に電熱体が設けられるが、これ以上の説明は控える。温度センサはここで様々な部分に示される。これらは加熱フィルム内に多数又は少数、一体的に設けられる。例えば、第１の温度センサ１５は担体層２１の内部の加熱層２０内に設けられる。第２の温度センサ１６は担体層内に設けられ、第３の温度センサ１８は加熱層２０内に設けられ、第４の温度センサ１７は加熱層２０内のカバー層２２の下方に設けられる。温度センサは好適には平坦に構成され、上述したように第１の要素２に対する損傷の発生を防止する。
【００３４】
図３に示す加熱要素６はカバー層２２に熱を遮断するための断熱層２３が設けられているという特徴を更に有する。この断熱層２３は熱の放射を反射するように構成されてもよい。これにより省エネルギーとなる。
【００３５】
通常第２の要素３は低い熱伝導性を備えた複合材料部である。このため接着体４に案内される熱は第２の要素３を介して、過剰、且つ急速に放散されるものではない。従ってこの方法は特に省エネルギーである。
【００３６】
本発明による装置１を使用することにより、及びこれにより実施可能な方法を使用することにより、構成体の製造時間を１４乃至１６時間から３，４時間に減少させることが可能である。
【００３７】
製造の他保守や修理における製造過程が顕著に加速される。７０乃至８０％の時間短縮が可能である。温度が硬化される接着体４の直近において作用されるため、この工程は周囲の状況から独立して実施される。即ち、航空機はこのような工程の実施のために格納庫内に格納される必要はない。更に、格納庫内における工程の実施において、通常格納庫の温度は２３℃から１８乃至２０℃に下げてもよい。これにより更に省エネルギーとなる。
【００３８】
本発明は上述した実施例に限定されるものではなく、多数の変形が付加される請求項の範囲内において可能である。
従って例えば、担体層２１は第１の保護要素５を要しない材料や付加的な伝熱特性を有する材料から構成されてもよい。本実施例における好適な材料はカプトン（登録商標）であるが、テフロン（登録商標）及びその他の材料も可能である。
【００３９】
圧力の作用はその他の好適な手段により実施されてもよい。
温度センサはフィルムの形態により構成されてもよく、例えば第１の保護要素５と一体的に形成されてもよい。
【００４０】
方法が望ましくない環境において使用される場合、例えば格納庫の外部にて使用される場合に更に熱を遮断するために、及び環境の影響から保護するために、第２のカバー要素１４が装置１の構成体の上方に適用されてもよい。
【００４１】
第１の保護要素５は接着体４の最大許容温度の超過に対する加熱保護物として構成されてもよい。例えば加熱要素６の加熱において温度の変動時に急速な熱転移の発生を防止する。
【図面の簡単な説明】
【００４２】
【図１】摩擦防止体を備えた着陸フラップを示す概略図。
【図２】本発明の実施例を示す断面図。
【図３】加熱要素を示す断面図。
【符号の説明】
【００４３】
１…装置、２…第１の要素、３…第２の要素、４…接着要素、５…第１の保護要素、６…加熱要素、７…第２の保護要素、８…第１のカバー要素、９…連結部、１０…表面、１１…シール要素、１２…第１の空隙、１３…第２の空隙、１４…第２のカバー要素、１５…第１の温度センサ、１６…第２の温度センサ、１７…第３の温度センサ、１８…第４の温度センサ、１９…電熱体、２０…加熱層、２１…担体層、２２…カバー層、２３…断熱層、２４…翼、Ｓ１乃至Ｓ３…方法の工程。
【図１】
2009523184.tif 000003
【図２】
2009523184.tif 000004
【図３】
2009523184.tif 000005
【国際調査報告】
2009523184.tif 000006
2009523184.tif 000007
2009523184.tif 000008