(57)【要約】熱可塑性マトリックス機体構造部分は、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材を備える。これらのフレーム部材およびビーム部材は、熱可塑性マトリックス内側キャップグリッド構造体、熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体および熱可塑性マトリックス外板を受ける基礎構造体を形成する。内側キャップグリッド構造体、外側キャップグリッド構造体および外板は、基礎構造体に現場で共に接着され、これによって、基礎構造体を著しく強化し、かつ一体化する。
2009519153.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
熱可塑性マトリックス基礎構造体と、
前記熱可塑性マトリックス基礎構造体に現場で共に接着された第１の熱可塑性マトリックスキャップグリッド構造体と、
を備える複合機体構造部分。
【請求項２】
前記第１の熱可塑性マトリックスキャップグリッド構造体の反対側で前記熱可塑性マトリックス基礎構造体に現場で共に接着された第２の熱可塑性マトリックスキャップグリッド構造体をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の複合機体構造部分。
【請求項３】
前記第１の熱可塑性マトリックスキャップグリッド構造体および前記第２の熱可塑性マトリックスキャップグリッド構造体の一方に組み合わされた熱可塑性外側外板をさらに備えることを特徴とする請求項２に記載の複合機体構造部分。
【請求項４】
前記第１の熱可塑性マトリックスグリッド構造体および前記第２の熱可塑性マトリックスグリッド構造体の一方が、前記熱可塑性マトリックス基礎構造体の約１０％を覆い、前記第１の熱可塑性マトリックスキャップグリッド構造体および前記第２の熱可塑性マトリックスキャップグリッド構造体の他方が、前記熱可塑性マトリックス基礎構造体の約１００％を覆うことを特徴とする請求項２に記載の複合機体構造部分。
【請求項５】
前記熱可塑性マトリックス基礎構造体が、多数の熱可塑性フレームに接合された多数の熱可塑性ビームを備え、該多数の熱可塑性ビームの少なくとも１つが、前記多数の熱可塑性フレームの少なくとも１つを実質的に交差して取り付けられることを特徴とする請求項２に記載の複合機体構造部分。
【請求項６】
前記熱可塑性マトリックス基礎構造体が、多数の熱可塑性フレームに接合された多数の熱可塑性ビームを備え、該多数の熱可塑性ビームの少なくとも１つが、前記多数の熱可塑性フレームの少なくとも１つを実質的に交差して取り付けられることを特徴とする請求項１に記載の複合機体構造部分。
【請求項７】
前記多数の熱可塑性ビームおよび前記多数の熱可塑性フレームが、現場で該多数の熱可塑性ビームおよび前記多数の熱可塑性フレームに共に接着される熱可塑性外板を受けるために、概ね同一平面をなす外側面を画定することを特徴とする請求項６に記載の複合機体構造部分。
【請求項８】
前記第１の熱可塑性マトリックスキャップグリッド構造体の反対側で前記多数の熱可塑性ビームおよび前記多数の熱可塑性フレームに接着された熱可塑性外板をさらに備えることを特徴とする請求項６に記載の複合機体構造部分。
【請求項９】
前記第１の熱可塑性マトリックスキャップグリッド構造体は、本質的に平面構造体であることを特徴とする請求項１に記載の複合機体構造部分。
【請求項１０】
前記第１の熱可塑性マトリックスキャップグリッド構造体は、多数の直線状帯片を備え、前記多数の直線状帯片の少なくとも２つは、実質的に互いに交差することを特徴とする請求項１に記載の複合機体構造部分。
【請求項１１】
前記熱可塑性マトリックス基礎構造体と熱可塑性外板との間に接着された第２の熱可塑性キャップグリッド構造体をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の複合機体構造部分。
【請求項１２】
前記第１の熱可塑性キャップグリッド構造体に現場で共に接着される多数の縦材をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の複合機体構造部分。
【請求項１３】
複合機体構造部分を製造する方法であって、
（Ａ）グリッドの形態にある基礎構造体を組み立てるステップと、
（Ｂ）前記熱可塑性マトリックス基礎構造体に熱可塑性マトリックス外板を現場で共に接着するステップと、
（Ｃ）前記熱可塑性外板の反対側で、前記熱可塑性マトリックス基礎構造体に熱可塑性内側キャップグリッド構造体を現場で共に接着するステップと、
を含む方法。
【請求項１４】
前記ステップ（Ａ）が、
（ａ）多数の熱可塑性ビームを多数の熱可塑性フレームに接着することをさらに含み、
前記多数の熱可塑性ビームの少なくとも１つが、前記熱可塑性マトリックス基礎構造体が前記熱可塑性外板を受ける実質的に同一の平面を形成するように、前記多数の熱可塑性フレームの少なくとも１つを実質的に交差して取り付けられることを特徴とする請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
前記ステップ（Ｂ）が、前記熱可塑性マトリックス外板に縦材を現場で接着することをさらに含むことを特徴とする請求項１３に記載の方法。
【請求項１６】
複合機体構造部分を製造する方法であって、
（Ａ）熱可塑性ビーム部材をビーム部材用一次加工品から所定の長さに切り取るステップと、
（Ｂ）熱可塑性フレーム部材をフレーム部材用一次加工品から所定の長さに切り取るステップと、
（Ｃ）前記熱可塑性ビーム部材の第１の面および前記熱可塑性フレーム部材の第１の面に、熱可塑性外側外板構造体を現場で共に接着するステップと、
（Ｄ）前記熱可塑性ビーム部材の第２の面および前記熱可塑性フレーム部材の第２の面に熱可塑性キャップグリッド構造体を現場で共に接着するステップと、
を含む方法。
【請求項１７】
（Ｅ）前記ステップ（３）の前に、前記熱可塑性ビーム部材を前記熱可塑性フレーム部材に接合するステップをさらに含むことを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
（Ｅ）熱可塑性外側外板を第２の熱可塑性キャップグリッド構造体に取り付けるステップをさらに含むことを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１９】
前記ステップ（Ｅ）は、
（ａ）前記第２の熱可塑性キャップグリッド構造体を前記熱可塑性外側外板に機械的に締め付けることをさらに含むことを特徴とする請求項１８に記載の方法。
【請求項２０】
前記ステップ（Ｅ）は、
（ａ）前記第２の熱可塑性キャップグリッド構造体を前記熱可塑性外側外板に接着することをさらに含むことを特徴とする請求項１８に記載の方法。
【請求項２１】
前記ステップ（Ｅ）は、
（ａ）前記第２の熱可塑性キャップグリッド構造体を前記熱可塑性外側外板にオートクレーブ処理によって接着するステップをさらに含むことを特徴とする請求項１８に記載の方法。
【請求項２２】
前記ステップ（Ｅ）は、
（ａ）前記第２の熱可塑性キャップグリッド構造体を前記熱可塑性外側外板と一体化することをさらに含むことを特徴とする請求項１８に記載の方法。
【請求項２３】
（Ｅ）前記熱可塑性ビーム部材の前記第１の面および前記熱可塑性フレーム部材の前記第１の面と、前記熱可塑性外側外板構造体との間に、第２の熱可塑性キャップグリッド構造体を現場で共に接着するステップをさらに含むことを特徴とする請求項１８に記載の方法。
【請求項２４】
前記第２の熱可塑性キャップグリッド構造体が、前記熱可塑性外側外板構造体に組み合わされることを特徴とする請求項２３に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は機体に関し、さらに詳細には、現場で共に接着される熱可塑性繊維キャップグリッド構造体と、後続のオートクレーブ後処理を行なうことなく、現場で基礎構造体と一体化される外板と、を有する熱可塑性マトリックス機体部分に関する。
【０００２】
なお、本発明は、２００５年８月３日に米国で出願された米国仮特許出願第６０／７０５，０３２号の利益を主張するものである。本発明は、契約番号ＤＡＡＨ１０−０３−２−０００３のもとに米国政府の支援によってなされた。従って、米国政府は、本発明に一定の権利を有する。
【背景技術】
【０００３】
回転翼航空機用の複合機体構造体は、従来からの２つの技術、すなわち、個別部品の組立による構造体および完全一体化した構造体によって製造されている。これらの方法は、各々、種々のトレードオフ（ｔｒａｄｅｏｆｆ）を含む。
【０００４】
他と共通しない複数の部品を製造し、次いで、これらの部品を一緒に締め付けるか、または接着する方法は、高い経常の部品コストおよび高い非経常的工具コストを負う。他と共通しない複合部品は、各々、成形、トリム加工、取付けおよびプライ（層)配置を行う個別の工具またはテンプレートを必要とする。これらの工具は、アッセンブリ内の他と共通しない部品の各々に対して必要とされる。
【０００５】
他と共通しない複数の部品が製造された後、これらの部品は機械的な締付けによって構造体を得るために組立固定具内において組立てられるか、または接着によって構造体を得るために接着固定具内において組立てられる。これらの組立方法は、各々、積込みに関連する大きな労働力、長い使用時間および手動の組立を必要とする。
【０００６】
完全に一体化される複合アッセンブリは、硬化サイクル前に、複数の個別の未硬化複合部品および複数の硬化複合部品を接合する。これによって、硬化後に、単一の一体化構造体が得られる。この方法に必要な工具の全数は、個別の部品の組立に必要な工具の全数よりも少ないが、工具の公差および品質の問題はさらに重要である。加えて、硬化前の一体化構造体と関連する人件費は、本質的に同じだが、完全に一体化された複合アッセンブリは、一般的に、オートクレーブ硬化後の人件費が組立を必要としないので安くなる。しかし、比較的高価な非経常的工具は、積込みおよび硬化に著しい時間を必要とし、これによって、製品の処理量を著しく制限する。
【０００７】
一般的に、個別の専用工具による個別の部品からなる組立品の製造は、コストが高く、多大の時間がかかる。一体化構造体の製造は、組立の労働力を低減させるが、工具の複雑さが増し、これによって、製品の処理量が低下する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
従って、一次加工品から本質的に加工されるアッセンブリとしての複合機体構造部分および低コストの機体部分を達成する程度まで製造経済性を活用する複合機体構造部分の製造方法を提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明による熱可塑性マトリックス機体構造部分は、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材を備える。これらのフレーム部材およびビーム部材は、熱可塑性マトリックス内側キャップグリッド構造体、熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体および熱可塑性マトリックス外板を受ける基礎構造体を形成する。内側キャップグリッド構造体、外側キャップグリッド構造体および外板は、現場で基礎構造体に共に接着される。
【００１０】
熱可塑性マトリックスビーム部材および熱可塑性マトリックスフレーム部材は、好ましくは、下部構造内における特定個所用の個別の特注部品として特別に製造されるのではなく、ビーム部材およびフレーム部材用一次加工品から、それぞれ定寸に切り取られ、基礎構造体の組立に利用される。特注されたビーム部材およびフレーム部材は、一次加工品を用いる構造体ほど経済的に魅力がないが、さらに、このような一次加工品を用いる構造体は、取り換えても技術的な性能が変化しない。一次加工品から定寸に切り取られた後、各熱可塑性マトリックスビーム部材および各熱可塑性フレーム部材には、必要に応じて、減量するために、および／または機体部分を貫通する導管、ホースまたは配線用ハーネスのような構成要素を通す開口部が設けられる。
【００１１】
定寸に切り取られ、開口部が設けられた後、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材および多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材は、現場で、外側キャップグリッド構造体および／または内側キャップグリッド構造体の１つに共接着される。続いて、グリッド状の基礎構造体を形成するために、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材および多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材は、互いに接合および／または接着される。この後、残っているキャップグリッド構造体が、現場で、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材および多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材に共に接着される。代替的な構成が考えられてもよいことに留意されたい。例えば、基礎構造体が内側キャップグリッド構造体および外側キャップグリッド構造体にそれぞれ共に接着される以前に、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材および多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材が、互いに接合および／または接着されてもよい。さらに、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材および多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材は、これらが互いに接合される以前に、現場で、内側キャップグリッド構造体および外側キャップグリッド構造体の両方に共に接着されてもよい。代替的に、外側外板は、外側キャップグリッド構造体と一体化されてもよい。代替的に、機械的な締め具、接着処理またはオートクレーブ処理が用いられてもよい。
【００１２】
現場処理法は、現場で、１つの熱可塑性層を他の熱可塑性層に接合し、これによって、オートクレーブ処理および後続の後処理を省略することができる。内側キャップグリッド構造体および外側キャップグリッド構造体は、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材および多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材のそれぞれの外側キャップ面を一緒に結合し、これによって、基礎構造体の剛性を高め、この結果、基礎構造体を著しく強化し、かつ一体化する。
【００１３】
このように、本発明は、一次加工品から本質的に加工されるアッセンブリとしての複合機体構造部分および低コストの機体部分を達成する程度まで製造経済性を活用する複合機体構造部分の製造方法を提供する。
【００１４】
本発明の種々の特徴および利点は、好ましい実施形態の以下の詳細な説明および添付の図面から当業者に明らかになるだろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
図１Ａは、主ロータアッセンブリ１２を有する回転翼航空機１０を概略的に示す。航空機１０は、アンチトルクロータ１８が装備された延長テール１６を有する機体１４を備える。機体１４は、機体部分１４ａを含む。主ロータアッセンブリ１２は、トランスミッション（番号２０で概略的に示す）を介して、１つまたは複数のエンジン２２によって駆動される。開示される実施形態では、特定のヘリコプタ構成を例示しているが、ターボプロップ航空機、チルトロータ航空機およびチルト翼航空機のような他の機械装置であっても本発明から利得が得られるだろう。
【００１６】
図１Ｂを参照すると、ここでは機室部分として示される機体部分１４ａは、とりわけ、航空機の外側外板２８を支持する多数のフレーム部分２４および多数のビーム部材２６を備えることができる。機体部分１４ａは、航空機の外側外板２８を貫通する１つまたは複数の開領域３０を備えてもよい。多数のフレーム部材２４および多数のビーム部材２６は、好ましくは、概ね直線型に配置されるが、任意の配列が本発明と共に用いられてもよい。
【００１７】
機体部分１４ａは、好ましくは、多数の概ね平面的な直線状機体構造部分３４から組立てられる。図１Ｃに例示されるように、１つの機体構造部分３４は、下側機体構造部分３４であってもよい。しかし、種々の他の機体構造部分が、本発明によって製造されてもよいことを理解されたい。
【００１８】
機体構造部分３４は、好ましくは、非金属材料から製造される。この非金属部分から製造される機体構造部分３４は、非金属材料または金属材料から製造される他の機体部分と一緒に組立てられる。最も好ましくは、機体構造部分３４は、主に、熱可塑性複合マトリックス材料から製造される。熱可塑性複合マトリックス材料の例として、例えば、限定されないが、ＰＥＥＫ、ＰＥＫＫ、ウルテム（Ｕｌｔｅｍ）、ＰＰＳ、ウレタン、ナイロン、ＰＥＩ、ＰＥＳおよびＰＥＫが挙げられ、これらの材料は、ナノ粒子含有物のような他の増強材と組み合わせて用いられてもよい。さらに、これらの材料は、繊維を含んでもよい。これらの繊維の例として、例えば、限定されないが、ＰＡＮ炭素繊維、ピッチ炭素繊維、Ｓガラス繊維、Ｅガラス繊維、水晶繊維、ＬＣＰ繊維，Ｍ５繊維およびセラミック繊維が挙げられる。
【００１９】
図１Ｃを参照すると、機体構造部分３４は、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６および多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８を備える。これらのビーム部材３６およびフレーム部材３８は、熱可塑性マトリックス外側外板４０を受ける基礎構造体３９を形成する。熱可塑性マトリックス外側外板４０は、好ましくは、航空機の外側外板２８と同一の平面をなし、外側外板２８の一部をなす。すなわち、熱可塑性マトリックス外側外板４０は、他の隣接する外側外板部分に当接するか、または直接的に取り付けられ、これによって、外側外板２８を単一材料から形成する必要性をなくすことができる。すなわち、例えば、アルミニウムまたは複合外板からなる他の機体構造部分に熱可塑性外側外板４０を当接させ、航空機の外側外板２８を形成することができる。
【００２０】
図示されるように、基礎構造体３９は、好ましくは、概ね直線状グリッド型に配置される。ここで用いられる「グリッド（ｇｒｉｄ）」という用語は、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６および多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８が、互いに概ね交差する形態であって、不均一に、かつ９０°以外の間隔で取り付けられてもよい形態として定義される。しかし、当業者には容易に理解されるように、この基礎構造体は、他の形状および構成を有してもよい。
【００２１】
熱可塑性マトリックス外側外板４０は、機体構造部分３４の外側面をなす。代替的に、この外板は、従来の方法によって基礎構造体３９に締め付けられるか、または接着される金属材料または複合材料から形成されてもよい。
【００２２】
以下、図２，３を参照して、機体構造部分３４を製造する革新的な方法を説明する。熱可塑性マトリックスビーム部材３６の各々は、単一の連続的な部材であるとよい。このビーム部材３６に、熱可塑性マトリックスフレーム部材３８が接合および／または接着される。本発明によれば、逆の構成が用いられてもよいが、本明細書では、機体の製造において一般的に知られているように、熱可塑性マトリックスビーム部材３６は、熱可塑性マトリックスフレーム部材３８に取り付けられる連続的な部材として説明されることを理解されたい。
【００２３】
好ましくは、熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および熱可塑性マトリックスビーム部材３６が、それぞれ、ビーム部材およびフレーム部材用の一次加工品（ｃｏｍｍｏｄｉｔｙ−ｔｙｐｅ）から定寸に切り取られ、基礎構造体の組立に利用される（ステップ１００）。すなわち、熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および熱可塑性マトリックスビーム部材３６は、機体部分内のいくつかまたは単一の特定個所のみを対象とする多数の個別の特注部品として特別に製造されるのではなく、既成の熱可塑性マトリックス部材用一次加工品から所望の設置位置用の長さに切り取られる。従って、各ビーム部材３６および各フレーム部材３８は、機体構造内の各特定個所に合った特定寸法を有する代わりに、同一の形状および寸法を有することができる。特定の寸法の場合、成形、トリム加工、取付けおよびプライ（層)配置を行う個別の工具またはテンプレートが必要である。一次加工品を用いる部品から製造されるアッセンブリは、特定の個所および境界配列に合わせて特別に製造された部品のアッセンブリよりもいくらか重いが、コスト面において著しく有利である。さらに、このような重量に関する不利な条件は、仮に不利な条件に影響されたとしても、一次加工品から部品をより効率的に製造することができることによって相殺される。
【００２４】
ビーム部材およびフレーム部材の断面形状は、「Ｉ型］または「Ｔ型」として図示されているが、他の断面形状でもよい。このような他の形状として、限定はされないが、「Ｌ型」、「Ｚ型」、「Ｃ型」、「Ｊ型」などが挙げられる。
【００２５】
定寸に切り取られた後、各熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および各熱可塑性マトリックスビーム部材３６には、必要に応じて、減量するために、および／または機体構造部分３４を貫通する制御ロッド、導管、ホースまたは配線用ハーネスのような構成要素を通す開口部を設けるために、ドリル加工または切削によって開口部４４が設けられる（ステップ１１０）。
【００２６】
定寸に切り取られ、開口部が設けられた後、内側キャップグリッド構造体５０および／または外側キャップグリッド構造体５２が、現場で、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６に共に接着される。続いて、グリッド状の基礎構造体を形成するために、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６は、互いに接合および／または接着される。この後、残っているキャップグリッド構造体５０，５２が、現場で、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６に共に接着される。代替的な構成が考えられてもよいことに留意されたい。例えば、内側キャップグリッド構造体５０および外側キャップグリッド構造体５２が共に接着される以前に、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６が、互いに接合および／または接着され、グリッド状構造体が得られてもよい。さらに、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６が互いに接合される以前に、内側キャップグリッド構造体５０および外側キャップグリッド構造体５２が、現場で、これらのフレーム部材３８およびビーム部材３６に共に接着されてもよい。他の取付装置および取付方法、例えば、機械的な締め具、接着処理またはオートクレーブ処理が、同様に、利用されてもよいことを理解されたい。すなわち、位置、強度およびコストのような種々の因子に応じて、種々の取付装置および種々の取付方法が、他の取付装置および他の取付方法と併せて用いられてもよい。
【００２７】
代替的に、熱可塑性マトリックス外側外板４０は、外側キャップグリッド構造体５２と一体化されてもよい。すなわち、例えば、熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体５２は、熱可塑性マトリックス外側外板４０内に含まれてもよい（図５）。さらに具体的には、熱可塑性マトリックス外側外板４０は、熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体５２によって代表される強化領域を備えてもよい。
【００２８】
好ましくは、外側キャップグリッド構造体５２および熱可塑性外側外板４０は、組み合わされ、次いで、定寸に切断されて開口部が設けられた多数のフレーム部材３８および定寸に切断されて開口部が設けられた多数のビーム部材３６に、現場で共に接着されることも考えられる。代替的に、外側キャップグリッド構造体５２および熱可塑性マトリックス外側外板４０は、多数のフレーム部材３８および多数のビーム部材３６に、同時に、現場で共に接着されてもよい。さらに、外側キャップグリッド構造体５２は、（前述したように）熱可塑性マトリックス外側外板４０と一体化されてもよい。熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体５２は、好ましくは、（図４に概略的に示され、以下に説明する）熱可塑性テープつまり熱可塑性綱（ｔｏｗ）の現場処理によって貼り付けられる。
【００２９】
その後、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８は、好ましくは、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６に接合および／または接着される。このように接着された熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および熱可塑性マトリックスビーム部材３６は、組み立てられ、グリッド状基礎構造体３９を形成する。しかし、種々の形状の基礎構造体が、本発明によって、製造されてもよいことを理解されたい。
【００３０】
多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６は、当技術分野に知られている任意の手段によって互いに接合されてもよい。このような手段の例として、限定はされないが、接着、フュージングなどが挙げられる。しかし、好ましくは、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６は、フレームとビームの交点における機械的クリップまたは接着クリップによって互いに接合される。
【００３１】
好ましくは、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８の外側ビームキャップ面４６および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６の外側フレームキャップ面４８は、概ね同一平面にある（図３）。すなわち、外側キャップ面４６，４８は、熱可塑性マトリックス内側キャップグリッド構造体５０、熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体５２および熱可塑性マトリックス外側外板４０を受ける実質的に平らな面をもたらす。
【００３２】
前述したように、基礎構造体３９が、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６および多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８から組み立てられ、次いで、熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体５２に接着された後、熱可塑性マトリックス内側キャップグリッド構造体５０が、現場で、この基礎構造体３９に共に接着される（ステップ１３０）。代替的に、多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６および多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８は、互いに接合される以前に、現場で、外側キャップグリッド構造体５２および内側キャップグリッド構造体５０の両方に共に接着されてもよい。前述した熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体５２と同様に、熱可塑性マトリックス内側キャップグリッド構造体５０は、熱可塑性テープつまり熱可塑性綱（図４に概略的に示す）の現場処理によって貼り付けられてもよい。現場処理法は、現場で、１つの熱可塑性層を他の熱可塑性層に接合し、これによって、オートクレーブ処理および後続の後処理を省略することができる。このような１つの現場処理法は、アメリカ合衆国、ニューヨーク州、スケネクタディの「自動化ダイナミックス」の事業を行なうＡＤＣアクイジション（Ａｃｑｕｉｓｉｔｉｏｎ）社によって提供されている。一般的に知られているように、所望の剛性をもたらすために、熱可塑性テープつまり熱可塑性綱の多数のプライつまり層が、貼り付けられるとよいことを理解されたい。
【００３３】
好ましくは、熱可塑性マトリックス内側キャップグリッド構造体５０および熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体５２は、各々、互いに交差する多数のプライを備える。これらのプライが、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８の外側ビームキャップ面４６および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６の外側フレームキャップ面４８に追従する平面グリッドを形成する。すなわち、熱可塑性マトリックス内側キャップグリッド構造体５０および熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体５２は、多数の熱可塑性マトリックスフレーム部材３８の外側キャップ面４６および多数の熱可塑性マトリックスビーム部材３６の外側キャップ面４８を一緒に結合し、これらの部材の剛性を高め、これによって、基礎構造体３９を著しく強化し、かつ一体化する。熱可塑性マトリックス内側キャップグリッド構造体５０および熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体５２は、熱可塑性マトリックスビーム部材３６および熱可塑性マトリックスフレーム部材３８に追従しており、熱可塑性マトリックス外側外板４０は、基礎構造体３９を覆う。熱可塑性マトリックス外側外板４０は、好ましくは、１００％の被覆率で基礎構造体３９に現場で配置されており、熱可塑性マトリックス内側キャップグリッド構造体５０は、好ましくは、キャップ面４６，４８の領域にのみ配置され、被覆率は、約１０％にすぎない。
【００３４】
好ましい順序を開示したが、現場処理における他の共接着の順序も、本発明と共に用いられることを理解されたい。
【００３５】
代替的または追加的に、多数の熱可塑性マトリックス縦材５４が、好ましくは、熱可塑性マトリックス外側外板４０に共に接着される（図５および図６）。多数の熱可塑性縦材５４は、前述したように接着されるとよい。多数の熱可塑性縦材５４は、熱可塑性マトリックス外側キャップグリッド構造体５２および熱可塑性マトリックス外側外板４０の貼付けの後または同時に接着される。縦材５４の形状は、本明細書では、「Ｔ字状」に描かれているが、他の幾何学的形状に取り替えられてもよい。他の細部が、基礎構造体３９内に成形されるか、または組み込まれてもよいし、および／または熱可塑性マトリックス外側外板４０と一体化されてもよいことを理解されたい。
【００３６】
自動化された複合体製造技術は、コスト効率のよい構造的機体部品を製造する成熟レベルまで発展している。自動化を用いることによって、低コストの構造体を達成する程度まで、自動化の製造経済性を活用して複合機体の細部を製造することができる。従って、これらの構造体は、一次加工品から加工される製品である。組立段階で、熱可塑性繊維を現場で配置することによって、後続のオートクレーブ後処理を行なうことなく、外板を現場で基礎構造体に一体化することができる。これによって、構造体を外板に接合する組立人件費（ｔｏｕｃｈ  ｌａｂｏｒ）を本質的になくすことができる。
【００３７】
「前方」、「後方」、「上側」、「下側」、「上方」、「下方」などの相対的な位置に関する用語は、航空機の通常の運転姿勢に基づくもので、それ以外に限定すると見なされてはならないことを理解されたい。
【００３８】
例示的な実施形態では、特定の部品配列を開示したが、他の部品配列であっても本発明から利得が得られることを理解されたい。
【００３９】
特定のステップ順序を図面に基づいて説明し、特許請求項にも記載しているが、これらのステップは、別段の指示がない限り、別々にされた他の順序または組み合わされた他の順序でなされてもよく、それにもかかわらず、本発明から利得が得られることを理解されたい。
【００４０】
以上の説明は、限定的なものではなく、例示的なものである。上記の示唆に照らして、本発明の多くの修正および変更が可能である。本発明の好ましい実施形態について開示したが、当業者であれば、いくつかの修正が本発明の範囲内においてなされ得ることを認めるだろう。従って、特許請求の範囲内において、本発明は、具体的に述べたのと別の態様で実施されてもよいことを理解されたい。この理由から、本発明の真の範囲および内容を決定するには、特許請求の範囲を検討されたい。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１Ａ】本発明と共に用いられる例示的な回転翼航空機の実施形態の一般的な斜視図である。
【図１Ｂ】図１Ａの回転翼航空機の機室部分の一般的な斜視図である。
【図１Ｃ】図１Ｂの客室部分の機体構造部分の一般的な斜視図である。
【図２】本発明の機体構造部分を組立てる方法のフローチャートである。
【図３】機体構造部分の接合部の分解図である。
【図４】本発明の機体構造部分の製造に用いられる熱可塑性テープつまり熱可塑性綱を用いる現場処理を示す概略図である。
【図５】機体構造部分の接合部の断面図である。
【図６】本発明の機体構造部分の他の接合部の斜視図である。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図１Ｃ】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【国際調査報告】
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