(57)【要約】      （修正有）【課題】閉角複合翼形部スパーを、翼形部組立体のために提供する。【解決手段】複合翼形部スパーは、厚さを有するウェブ部分を含む。複合翼形部スパーはまた、厚さを有するフランジ部分を含む。フランジ部分は、ウェブ部分に対して横方向に延伸する。複合翼形部スパーは、ウェブ部分とフランジ部分とを相互接続する半径部分をさらに含む。半径部分は、設計要件及び材料特性に基づいて、ウェブ部分の厚さ及びフランジ部分の厚さに対して許容可能な量だけ薄い。【選択図】図１Ａ
2018203229.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形部組立体（２００）用の閉角複合翼形部スパー（２１０）であって、
厚さを有するウェブ部分（３２０）と、
厚さを有し、前記ウェブ部分に対して横方向に延伸し、前記ウェブ部分と細長いフランジ部分との間に鋭角θを形成する、細長いフランジ部分（３２２）であって、前記細長いフランジ部分は、前記翼形部組立体の前縁部とスキンパネルとの間のスプライスとして機能する、フランジ部分（３２２）と
を含む、閉角複合翼形部スパー。
【請求項２】
前記スプライスが前記翼形部組立体の前縁部（２０２）と上部スキンパネル（２０４）との間にある、請求項１に記載の閉角複合翼形部スパー。
【請求項３】
前記前縁部が接合部（２０３）で前記上部スキンパネルと合流し、前記ウェブ部分が前記接合部の後方に配置される、請求項２に記載の閉角複合翼形部スパー。
【請求項４】
前記鋭角が最大８０度である、請求項１に記載の閉角複合翼形部スパー。
【請求項５】
文字「Ｃ」に類似する断面形状を有する、請求項１に記載の閉角複合翼形部スパー。
【請求項６】
前記ウェブ部分と前記細長いフランジ部分とを相互接続する半径部分（３２４）であって、前記半径部分が、設計要件及び材料特性に基づいて、前記ウェブ部分の厚さ及び前記細長いフランジ部分の厚さに対して許容可能な量だけ薄い、半径部分（３２４）をさらに含む、請求項１に記載の閉角複合翼形部スパー。
【請求項７】
前記ウェブ部分が０．２２０±０．００５インチ（５．６±０．１ミリメートル）の厚さを有し、前記細長いフランジ部分が０．２２０±０．００５インチ（５．６±０．１ミリメートル）の厚さを有し、前記半径部分が０．２１０±０．００５インチ（５．３±０．１ミリメートル）の厚さを有する、請求項６に記載の閉角複合翼形部スパー。
【請求項８】
閉角複合翼形部スパー（２１０）を製造する方法（６００）であって、
ツールピース上に繊維強化材料の層を構築するために、繊維強化材料の層をツールピース（７００）に適用するステップ（６０２）であって、前記ツールピースが複数の一時的に結合されたマンドレルピース（７１１、７１２、７１３）を含む、ステップ（６０２）と、
少なくとも第１の所定の処理時間の間、前記ツールピース上に前記繊維強化材料の層を含む前記ツールピースの周囲を真空に引くステップ（６０４）と、
少なくとも第２の所定の処理時間の間、前記ツールピース上に前記繊維強化材料の前記層を含む前記ツールピースを加熱するステップ（６０６）と、
前記第１の所定の処理時間の経過後に、８０度以下の閉角度θを有する前記閉角複合翼形部スパーを製造するために、前記ツールピース上に前記繊維強化材料の層を含む前記ツールピースの周囲に引かれた前記真空を解放するステップ（６０８）と
を含む、方法。
【請求項９】
少なくとも前記第２の所定の処理時間の間、前記ツールピース上に前記繊維強化材料の前記層を含む前記ツールピースを加熱する前記ステップが、オートクレーブ外プロセスを使用して前記ツールピース上に前記繊維強化材料の前記層を含む前記ツールピースを加熱するステップを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記少なくとも第１の所定の処理時間の間、前記ツールピース上に前記繊維強化材料の層を含む前記ツールピースの周囲を前記真空に引く前記ステップが、前記繊維強化材料の製造業者によって指定された最小限の時間の間、前記ツールピース上に前記繊維強化材料の層を含む前記ツールピースの周囲を真空に引くステップを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１１】
前記繊維強化材料の前記層を前記ツールピース上に構築するために、前記繊維強化材料の前記層を前記ツールピースに適用する前記ステップが、前記ツールピース上に前記繊維強化材料の最少数の層を構築するために、前記繊維強化材料の前記層を前記ツールピースに適用するステップを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１２】
前記繊維強化材料の前記層を前記ツールピースに適用する前記ステップが、エポキシ材料を含む繊維強化材料を選択するステップを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１３】
前記繊維強化材料の前記層を前記ツールピースに適用する前記ステップが、ＣＹＣＯＭ（登録商標）５３２０−１エポキシ樹脂を含む繊維強化材料を選択するステップを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１４】
前縁部（２０２）と、前記前縁部に当接するスキンパネル（２０４）とを有する翼形部組立体（２００）を組み立てる方法であって、前記方法は、
細長いフランジ部分（３２２）と、前記細長いフランジ部分とウェブ部分との間に鋭角θを形成する前記ウェブ部分（３２０）とを有する、請求項８に記載の方法によって製造された閉角スパー（２１０）を提供するステップと、
前記閉角スパーの前記細長いフランジ部分に沿ったスプライスポイントにおいて前記前縁部及び前記スキンパネルを接合するステップと
を含む、方法。
【請求項１５】
前記前縁部及び前記スキンパネルが接合された後に前記鋭角が前記翼形部組立体の前方を向く、請求項１４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、複合翼形部組立体に関し、特に、閉角複合翼形部スパー及びその製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
典型的な公知の翼形部組立体は、上部スキンパネル、下部スキンパネル、及び上部スキンパネルと下部スキンパネルとを相互接続するいくつかの複合スパーを含む。複合スパーは、通常、いくつかの開角の「Ｃ」形状のスパーを含む（すなわち、ウェブ界面における上部フランジまたは下部フランジの角度は９０°よりわずかに大きく、それにより鈍角となっている）。各開角スパーは、特定のスパーの箇所に応じて、翼形部組立体の前方または翼形部組立体の後方のいずれかを向いて（すなわち、開口して）いる。開角スパーが翼形部組立体の後部に配置されている場合、スパーは概ね翼形部組立体の前方を向いている。開角スパーが翼形部組立体の前部に配置されている場合、スパーは概ね翼形部組立体の後方を向いている。
【０００３】
しかし、翼形部組立体の一部の実施形態では、閉角スパー（すなわち、上部フランジ、下部フランジ、または両方のフランジがウェブと９０°以下の角度をなして鋭角となるスパー）は、翼形部組立体の前部に配置される。これらの実施形態では、閉角スパーは、翼形部組立体の後部に配置された開角スパーのように、翼形部組立体の前方を向いて（すなわち、開口して）いる。したがって、当業者であれば、複合閉角スパーを含む翼形部組立体の分野における研究開発努力を継続する。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
一態様において、閉角複合翼形部スパーを、翼形部組立体のために提供する。複合翼形部スパーは、厚さを有するウェブ部分を含む。複合翼形部スパーは、厚さを有し、かつウェブ部分に対して横方向に延伸する細長いフランジ部分をさらに含む。細長いフランジ部分は、ウェブ部分と細長いフランジ部分との間に鋭角を形成する。細長いフランジ部分は、翼形部組立体の前縁部とスキンパネルとの間のスプライスとして機能する。
【０００５】
別の態様において、翼形部組立体は、前縁部と、前縁部に当接するスキンパネルとを含む。翼形部組立体は、細長いフランジ部分と、細長いフランジ部分とウェブ部分との間に鋭角を形成するウェブ部分とを有する閉角スパーをさらに含む。細長いフランジ部分は、前縁部とスキンパネルとの間の細長いフランジ部分に沿ったスプライスポイントにおいてスプライスとして機能する。
【０００６】
別の態様において、閉角複合翼形部スパーを、翼形部組立体のために提供する。複合翼形部スパーは、厚さを有するウェブ部分を含む。複合翼形部スパーはまた、厚さを有するフランジ部分を含む。フランジ部分は、ウェブ部分に対して横方向に延伸する。複合翼形部スパーは、ウェブ部分とフランジ部分とを相互接続する半径部分をさらに含む。半径部分は、設計要件及び材料特性に基づいて、ウェブ部分の厚さ及びフランジ部分の厚さに対して許容可能な量だけ薄い。
【０００７】
別の態様において、閉角度が８０度以下の閉角複合翼形部スパーを製造する方法を提供する。本方法は、ツールピース上に繊維強化材料の層を構築するために、繊維強化材料の層をツールピースに適用するステップを含む。本方法は、少なくとも第１の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲を真空に引くステップをさらに含む。本方法はまた、少なくとも第２の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースを加熱するステップを含む。本方法はまた、第１の所定の処理時間の経過後に、閉角度が８０度以下である閉角複合翼形部スパーを製造するために、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲に引かれた真空を解放するステップを含む。
【０００８】
別の態様において、前縁部と前縁部に当接するスキンパネルとを有する翼形部組立体を組み立てる方法を提供する。本方法は、細長いフランジ部分と、細長いフランジ部分とウェブ部分との間に鋭角を形成するウェブ部分とを有する閉角スパーを提供するステップを含む。本方法は、閉角スパーの細長いフランジ部分に沿ったスプライスポイントにおいて前縁部及びスキンパネルを接合するステップをさらに含む。
【０００９】
別の態様において、閉角複合翼形部スパーを製造する方法を提供する。本方法は、ツールピース上に繊維強化材料の層を構築し、鋭角を有する閉角複合翼形部スパーを製造するために、繊維強化材料の層をツールピースに適用するステップを含む。繊維強化材料は、制御された流れを容易にし、かつ架橋中に比較的移動が少ないエポキシ材料を含む。
【００１０】
他の態様は、以下の詳細な説明、添付の図面及び添付の特許請求の範囲から明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１Ａ】一実施形態による閉角複合翼形部スパーを具体化する例示的な翼形部組立体である。
【図１Ｂ】図１Ａの拡大図であり、ほぼ図１Ａの円「１Ｂ」で示された領域から取られている。
【図２】図１Ｂと同様の拡大図であり、例示的な実施形態による閉角複合翼形部スパーのみを示す。
【図３】図１Ｂと同様の拡大図であり、別の例示的な実施形態による閉角複合翼形部スパーのみを示す。
【図４】図１Ｂと同様の拡大図であり、さらに別の例示的な実施形態による閉角複合翼形部スパーを示す。
【図５】例示的な実施形態による閉角複合翼形部スパーの製造方法の一例を示すフロー図である。
【図６Ａ】図５の例示的な製造方法を実施するための例示的なツール構成である。
【図６Ｂ】図６Ａの線「６Ｂ−６Ｂ」にほぼ沿って取られた断面図であり、図５の製造方法を使用して製造される閉角複合翼形部スパーのみを示す。
【図７】航空機の製造及び保守点検方法のフロー図である。
【図８】航空機のブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
本出願は、閉角複合翼形部スパー及びその製造方法を対象とする。特定の複合翼形部スパー、製造方法、ならびに複合翼形部スパー及び製造方法が実施される業界は、様々であり得る。以下の開示は、様々な実施形態の異なる形態を実施するためのいくつかの実施形態または実施例を提供することを理解されたい。本開示を簡単にするために、構成要素及び構成の特定の例を説明する。これらは例にすぎず、限定することを意図するものではない。
【００１３】
一例として、以下の開示は、航空機の複合翼形部スパー及び製造方法を説明する。より具体的には、以下の開示は、航空機の翼形部組立体に使用するための複合翼形部スパーを説明する。複合翼形部スパー及び複合翼形部スパーの製造方法は、軍事及び宇宙規制に準拠して、複合翼形部スパーを製造するための相手先商標製造会社（ＯＥＭ）によって実施されてもよい。
【００１４】
図１Ａ及び図１Ｂ（本明細書では集合的に「図１」と称する）を参照して、一実施形態による閉角複合翼形部スパーを具体化する例示的な翼形部組立体２００を示す。翼形部組立体２００は、前縁部（例えば、ノーズ取付具）２０２と、上部スキンパネル２０４と、下部スキンパネル２０６とを含む。前縁部２０２は、翼形部組立体２００の前部に配置される。翼形部組立体２００は、翼形部組立体２００の前部に配置された１つのスパー２１０（前部スパー）と、翼形部組立体２００の後部に配置された２つのスパー２１２、２１４（中心スパー及び後部スパー）をさらに含む。前部に配置された１つのスパー２１０は、翼形部組立体２００の前方を向いている閉角スパーである（すなわち、スパーは９０°以下の鋭角を形成する）。１つのスパー２１０は、図１Ａに最もよく示されているように、文字「Ｃ」に類似する断面形状を有してもよい。後部に配置された２つのスパー２１２、２１４は、翼形部組立体２００の前方を向いている開角スパーである。２つのスパー２１２、２１４の各々は、鈍角を有し、かつ翼形部組立体２００の前方を向いているように示されているが、翼形部が鋭角を有し、かつ翼形部組立体２００の後方を向くように構築される場合も考えられる。
【００１５】
２つのスパー２１２、２１４の各々の上部は、上部スキンパネル２０４に直接固定される。同様に、２つのスパー２１２、２１４の各々の下部は、下部スキンパネル２０６に直接固定される。
【００１６】
図１Ｂに最もよく示されているように、１つのスパー２１０の上部（細長いフランジ部分３２２）は、上部スキンパネル２０４と、上部スキンパネル２０４と前縁部２０２とが合流する接合部２０３に近接する前縁部２０２とに直接固定されてもよい。スパー２１０のウェブ部分３２０は、上部スキンパネル２０４と前縁部２０２との接合部２０３の後方に配置されている。
【００１７】
同様に、１つのスパー２１０の下部は、下部スキンパネル２０６と前縁部２０２とが合流する接合部において、下部スキンパネル２０６と前縁部２０２とに直接固定される。
【００１８】
スパー及びスキンパネルは、任意の適切な技術を使用して互いに直接固定することができる。例えば、スパー及びスキンパネルは、適切な結合材料を使用して互いに直接結合することができる。別の例として、スパー及びスキンパネルは、適切な機械的締め具を使用して互いに機械的に固定することができる。
【００１９】
翼形部組立体２００は３つのスパー（すなわち、１つの閉角スパー２１０及び２つの開角スパー２１２、２１４）を有するとして図示され説明されているが、本開示の範囲から逸脱することなく、追加の閉角スパー及び／または追加の開角スパーが翼形部組立体２００に含まれてもよい。また、当業者であれば、閉角複合翼形部スパー２１０の一部分のみが図１に示されており、複合翼形部スパー２１０の全体的なサイズ及び形状は最終用途に依存してもよいことを理解するであろう。開示された複合翼形部スパー２１０は、それに応じたサイズ、形状、及び外形とすることができる。
【００２０】
図２を参照して、例示的な実施形態による、図１Ａに示した閉角複合翼形部スパー２１０の一部分の拡大図を示す。特に、複合翼形部スパー２１０は、０．２２０±０．００５インチ（５．６±０．１ミリメートル）の厚さを有するウェブ部分３２０を含む。複合翼形部スパー３１０はまた、０．２２０±０．００５インチ（５．６±０．１ミリメートル）の厚さを有するフランジ部分３２２を含む。フランジ部分３２２は、ウェブ部分３２０に対して横方向に延伸する。複合翼形部スパー２１０は、ウェブ部分３２０とフランジ部分３２２とを相互接続する半径部分３２４をさらに含む。半径部分３２４は、約０．２１０±０．００５インチ（５．３±０．１ミリメートル）の厚さを有する。図３に示す例示的な実施形態では、半径部分３２４は、設計要件及び材料特性に基づいて、ウェブ部分３２０の厚さ及びフランジ部分３２２の厚さに対して許容可能な量だけ薄い。一部の実施形態では、半径部分３２４は、ウェブ部分３２０の厚さ及びフランジ部分３２２の厚さに対して１０パーセント以下薄い。一部の実施形態では、半径部分３２４は、ウェブ部分３２０の厚さ及びフランジ部分３２２の厚さに対して５パーセント以下薄い。半径部分３２４は、典型的には最小約０．２５インチ（０．６４センチメートル）から最大約１インチ（２．５４センチメートル）の範囲の半径を有する。
【００２１】
組成的に、ウェブ部分３２０、フランジ部分３２２、及び半径部分３２４を含む複合翼形部スパー２１０の材料は、繊維強化材料を含む。繊維強化材料は、母材（例えば、熱硬化性樹脂）中に強化繊維（例えば、炭素繊維、ガラス繊維など）を含んでもよい。一部の実施形態では、繊維強化材料は、エポキシ材料（母材）中に強化繊維を含む。
【００２２】
特定の実施態様では、繊維強化材料のエポキシ材料は、２４０°Ｆ〜２６０°Ｆ（例えば、約２５０°Ｆ）のような温度スケールにおいてエポキシ材料を比較的早期にゲル化させる硬化剤を有する樹脂システムであってもよい。そのようなエポキシ材料は、より制御された流れを容易にし、架橋中の移動が少なくなるので、本明細書に記載の半径シンニングを（排除しないにしても）減少させる。そのようなエポキシ材料の例として、複合翼形部スパー２１０は、サイテックインダストリーズ社から市販されているＣＹＣＯＭ（登録商標）５３２０−１エポキシ樹脂から製造される。ＣＹＣＯＭはサイテックインダストリーズ社の登録商標である。ＣＹＣＯＭ（登録商標）５３２０−１エポキシ樹脂は、オートクレーブ外プロセス（例えば、大気圧のオーブン内）を使用して硬化させることができる。他の実施形態では、他の材料も可能である。
【００２３】
半径部分３２４は、図２の例示的な実施形態に示されている。ウェブ部分３２０の平均厚さは、０．２２０±０．００５インチ（５．６±０．１ミリメートル）で「Ｗ」と表され、フランジ部分３２２の平均厚さは、０．２２０±−０．００５インチ（５．６±０．１ミリメートル）で「Ｆ」と表され、半径部分３２４の平均厚さは、０．２１０±０．００５インチ（５．３±０．１ミリメートル）で「Ｒ」と表される。したがって、半径部分３２４の平均シンニングは、ウェブ部分３２０の平均厚さの約５パーセントであり、フランジ部分３２２の平均厚さの約５パーセントである。
【００２４】
一部の実施形態では、スパー２１０の半径部分３２４は、ウェブ部分３２０とフランジ部分３２２との間に９０度以下の鋭角（図２で角度「θ」として表される）を形成する。一部の実施形態では、半径部分３２４は、ウェブ部分３２０とフランジ部分３２２との間に最大８０度の鋭角θを形成する。他の実施形態では、半径部分３２４は、ウェブ部分３２０とフランジ部分３２２との間に７０度以下の鋭角θを形成する。さらに他の実施形態では、半径部分３２４は、ウェブ部分３２０とフランジ部分３２２との間に６０度以下の鋭角θを形成する。
【００２５】
図３を参照して、別の例示的な実施形態による、図１Ａに示した閉角複合翼形部スパー２１０の一部分の拡大図を示す。特に、複合翼形部スパー２１０は、０．２１０±０．００５インチ（５．３±０．１ミリメートル）の厚さを有するウェブ部分４２０を含む。複合翼形部スパー２１０はまた、０．２２０±０．００５インチ（５．６±０．１ミリメートル）の厚さを有するフランジ部分４２２を含む。フランジ部分４２２は、ウェブ部分４２０に対して横方向に延伸する。複合翼形部スパー２１０は、ウェブ部分４２０とフランジ部分４２２とを相互接続する半径部分４２４をさらに含む。半径部分４２４は、０．１８５±０．００５インチ（４．７±０．１ミリメートル）の厚さを有する。図３に示す例示的な実施形態では、半径部分４２４は、設計要件及び材料特性に基づいて、ウェブ部分４２０の厚さ及びフランジ部分４２２の厚さに対して許容可能な量だけ薄い。一部の実施形態では、半径部分４２４は、ウェブ部分４２０の厚さ及びフランジ部分４２２の厚さに対して１５パーセント以下薄い。半径部分４２４は、典型的には最小約０．２５インチ（０．６４センチメートル）から最大約１インチ（２．５４センチメートル）の範囲の半径を有する。本明細書で開示する製造方法を使用して複合翼形部スパー２１０を作製することによって、半径シンニングに関連する問題が回避されるか、少なくとも最小化される。
【００２６】
組成的に、ウェブ部分３２０、フランジ部分３２２、及び半径部分３２４を含む複合翼形部スパー２１０の材料は、繊維強化材料を含む。繊維強化材料は、母材（例えば、熱硬化性樹脂）中に強化繊維（例えば、炭素繊維、ガラス繊維など）を含んでもよい。一部の実施形態では、繊維強化材料は、エポキシ材料中に炭素繊維を含む。一例として、複合翼形部スパー２１０は、サイテックインダストリーズ社から市販されているＣＹＣＯＭ（登録商標）９７０エポキシ樹脂から製造される。ＣＹＣＯＭはサイテックインダストリーズ社の登録商標である。他の実施形態では、他の材料も可能である。
【００２７】
半径部分４２４は、図３の例示的な実施形態に示されている。ウェブ部分４２０の平均厚さは、約０．２１０インチ（５．３ミリメートル）で「ｗ」と表され、フランジ部分４２２の平均厚さは約０．２２０インチ（５．６ミリメートル）で「ｆ」と表され、半径部分４２４の平均厚さは、約０．１８５インチ（４．７ミリメートル）で「ｒ」として表される。したがって、半径部分４２４の平均シンニングは、ウェブ部分４２０の平均厚さの約１１パーセントであり、フランジ部分４２２の平均厚さの約１５パーセントである。
【００２８】
一部の実施形態では、スパー２１０の半径部分４２４は、ウェブ部分４２０とフランジ部分４２２との間に９０度以下の鋭角（図３で角度「φ」として表される）を形成する。一部の実施形態では、半径部分４２４は、ウェブ部分４２０とフランジ部分４２２との間に８０度以下の鋭角φを形成する。他の実施形態では、半径部分４２４は、ウェブ部分４２０とフランジ部分４２２との間に７０度以下の鋭角φを形成する。他の実施形態では、半径部分４２４は、ウェブ部分４２０とフランジ部分４２２との間に６０度以下の鋭角φを形成する。
【００２９】
図４を参照して、さらに別の例示的な実施形態による、図１Ａに示した複合翼形部スパー２１０の一部分の拡大図を示す。複合翼形部スパー２１０は、ウェブ部分５２０と、細長い（すなわち、より広い）フランジ部分５２２と、ウェブ部分５２０とフランジ部分５２２とを相互接続する半径部分５２４とを含む。フランジ部分５２２は、半径部分５２４とフランジ部分５２２の端部との間に配置されたジョグル５２６を含む。ジョグル５２６の使用は、前縁部（例えば、ノーズ取付具）５０２と上部スキンパネル５０４とで厚さに差がある場合に特に有利である。図４に示すように、前縁部５０２は、上部スキンパネル５０４の厚さより薄い厚さを有する。ジョグル５２６は、フランジ部分５２２の一部分が前縁部５０２に対して平坦に当接し、フランジ部分５２２の他の一部分が上部スキンパネル５０４に対して平坦に当接するように、角度をなして形成されている。細長いフランジ部分５２２を提供し、複合翼形部スパー２１０を翼形部組立体２００の少し後方に配置することによって（図１Ａ参照）、スパー２１０をスプライスプレートを使用せずに前縁部５０２及び上部スキンパネル５０４に取り付けることができる。言い換えると、細長いフランジ部分５２２自体が、前縁部５０２とスキンパネル５０４との間のスプライスとして機能する。
【００３０】
以下の実施例は、一実施形態による複合翼形部スパーの製造方法を例示する。例示的な製造方法は、説明することを意図しており、決して本開示の範囲を限定するものではない。
【００３１】
図５を参照して、一実施形態による、図１Ａの例示的な複合翼形部スパー２１０を製造する例示的な方法を示すフロー図６００を示す。本明細書で開示する製造方法６００は、例えば、軍事及び宇宙規制によって使用されてもよい。一部の実施形態では、本方法は、本明細書に記載するようなオートクレーブ外方法を含む。
【００３２】
ブロック６０２において、繊維強化材料の層を構築するために、繊維強化材料のいくつかの層がツールピースに適用される。一部の実施形態では、ツールピース上に繊維強化材料の最少数の層を構築するために、層がツールピースに適用される。一部の実施形態では、これらの層は、周期的圧縮によって適用される。一部の実施形態では、繊維強化材料は、多くの市販材料から選択することができる。例えば、繊維強化材料は、炭素繊維強化ポリマー材料及び繊維強化エポキシ材料のうちの１つから選択することができる。ブロック６０４において、少なくとも第１の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲を真空に引く。一部の実施形態では、少なくとも第１の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲を真空に引くステップは、繊維強化材料の製造業者によって指定された最小限の時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲を真空に引くステップを含む。
【００３３】
次いで、ブロック６０６において、少なくとも第２の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースが加熱される。１つの特定の実施形態では、加熱（ブロック６０６）は、オートクレーブ外プロセスであってもよい。例えば、加熱（ブロック６０６）は、大気圧（例えば、約１気圧）のオーブン内で行ってもよい。
【００３４】
一部の実施形態では、少なくとも第２の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースを加熱するステップ（ブロック６０６）は、繊維強化材料の製造業者によって指定された最小限の時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースを加熱するステップを含む。
【００３５】
ブロック６０８に示すように、第１の所定の処理時間の経過後に、複合翼形部スパーが製造されるために、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲に引かれた真空が解放されて。一部の実施形態では、製造された複合翼形部スパーの閉角度は９０度以下である。一部の実施形態では、製造された複合翼形部スパーの閉角度は８０度以下である。他の実施形態では、製造された複合翼形部スパーの閉角度は７０度以下である。さらに他の実施形態では、製造された複合翼形部スパーの閉角度は６０度以下である。
【００３６】
一部の実施形態では、製造された複合翼形部スパーは、スパー半径部分の一方の側のスパーウェブ部分の厚さ及びスパー半径部分の反対側のスパーフランジ部分の厚さよりも許容可能な量だけ薄い厚さを有するスパー半径部分を含む。一例として、スパー半径部分は、スパー半径部分の一方の側のスパーウェブ部分の厚さ及びスパー半径部分の反対側のスパーフランジ部分のスパーの厚さよりも５パーセント以下薄い厚さを有している。その後、製造プロセスは終了する。
【００３７】
上述の例示的な製造方法は、複合翼形部スパーのような複合層構造を製造するのに適した製造システムまたは装置を使用して実施してもよい。図６Ａを参照して、図５の例示的な製造方法を実施するための例示的なツールピース７００を示す。ツールピース７００は、例えば３つのマンドレルピース７１１、７１２、７１３を備えるようなセグメント化されたマンドレル組立体７１０を有する雄ツール構成である。３つのマンドレルピース７１１、７１２、７１３は、端部取付具７１４、７１６を使用してボルト止め及びピン止めされる。
【００３８】
製造プロセスの間、材料の層を構築するために、一時的に結合された３つのマンドレルピース７１１、７１２、７１３に繊維強化材料が層状に適用される。次いで、繊維強化材料の層を含むマンドレル組立体７１０を、エンベロープバッグ（図示せず）内に配置する。エンベロープバッグの周囲を真空に引く。部品及びツールを所定の時間加熱した後、冷却する。その後、複合翼形部スパーが製造されるために真空が解放され、続いて複合翼形部スパーがマンドレル組立体７１０から取り外される。
【００３９】
図６Ａの例示的なツールピース７００は、閉角スパーを作るための公知のツール選択肢と比較すると、異なりかつ比較的安価なツール選択肢である。さらに、図６Ａのツールピース７００を使用することによって、寸法公差が改善される。改善された寸法公差はツール組立体を容易にし、それによって組立のためのツールコストが低減する。
【００４０】
図６Ｂを参照すると、いくつかの部品が除去された、図６Ａの線「６Ｂ−６Ｂ」にほぼ沿った断面図が取られている。より具体的には、図６Ｂは、図５の製造方法を使用して製造された図４のジョグル５２６を備えた閉角複合翼形部スパー２１０のみを示している。図６Ａの例示的なツールピース７００は、図１Ｂに示した翼形部スパー２１０のような、ジョグルのない翼形部スパーを製造するように変更することができる。
【００４１】
この時点で、図６Ａに示すように、セグメント化されたマンドレル組立体７１０を有するツールピース７００を使用することにより、硬化された複合翼形部スパー２１０を損傷することなく複合翼形部スパー２１０をツールピース７００から解放及び分離することが容易になってもよく、これにより図１Ｂに示すように、ウェブ部分３２０とフランジ部分３２２との間に鋭角θを有し、必要に応じて比較的複雑な形状を有する複合翼形部スパーの製造が容易になる。例えば、図４に示すように、鋭角θは８０度以下であってもよく、フランジ部分５２２はジョグル５２６を含んでもよい。
【００４２】
上述の説明では、複合翼形部スパーを製造するための真空ベースの製造方法を説明しているが、他の製造方法を使用することも考えられることは明らかである。複合翼形部スパーを製造するための多くの他の製造システムまたは装置が利用可能であるので、これらについては説明しない。
【００４３】
上述の例示的な方法及び好ましい材料によって製造された複合翼形部スパーは、同等の強度の複合翼形部スパーを製造するために使用する繊維強化材料を少なくすることができ、ウェブ部分及びフランジ部分が合流する接合部における半径シンニングが、材料の機能性のために低減できる。その結果、半径シンニングの程度が高い公知の複合翼形部スパーと比較して、より軽量の複合翼形部スパーが得られる。より軽量の複合翼形部スパーは、翼形部組立体の前部における前向きのスパーとして使用することができる。前向きのスパーは、組み立て中に締結要素へのアクセスを容易にすることによって、翼形部組立体を改善する。
【００４４】
上述の例示的な方法によって製造された複合翼形部スパーがあらゆるタイプの用途に適していることはさらに明らかである。複合翼形部スパーの特定の繊維強化材料は、複合翼形部スパーの特定の用途に応じて選択して適合させることができる。
【００４５】
本開示の例は、図７に示すような航空機の製造及び保守点検方法１０００と、図８に示すような航空機１００２との関連で説明することができる。予備製造段階において、航空機の製造及び保守点検方法１０００は、航空機１００２の仕様及び設計１００４ならびに材料調達１００６を含んでもよい。製造段階において、航空機１００２の構成要素／サブ組立体製造１００８及びシステム統合１０１０が行われる。その後、航空機１００２は、認証及び搬送１０１２を経て就航中１０１４とされる。顧客による就航中、航空機１００２は、変更、再設定、改装なども含む定期的な整備及び保守点検１０１６を予定されてもよい。
【００４６】
方法１０００の各プロセスは、システムインテグレータ、サードパーティ、及び／またはオペレータ（例えば、顧客）によって実施または実行されてもよい。この説明のために、システムインテグレータは、任意の数の航空機の製造業者及び主要システムの下請け業者を含むことがあるがこれらに限定されず、サードパーティは、任意の数のベンダ、下請け業者、及びサプライヤを含むことがあるがこれらに限定されず、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事エンティティ、サービス組織などであってもよい。
【００４７】
図８に示すように、例示的方法１０００によって製造された航空機１００２は、複数のシステム１０２０及び内部１０２２を有する機体１０１８を含んでもよい。複数のシステム１０２０の例は、推進システム１０２４、電気システム１０２６、油圧システム１０２８、及び環境システム１０３０の１つ以上を含んでもよい。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。
【００４８】
開示された複合翼形部スパー及び製造方法は、航空機の製造及び保守点検方法１０００の任意の１つ以上の段階において使用されてもよい。一例として、構成要素／サブ組立体製造１００８、システム統合１０１０、及び／または整備及び保守点検１０１６に対応する構成要素またはサブ組立体は、開示された複合翼形部スパー及び製造方法を使用して製造してもよい。別の例として、機体１０１８は、開示された複合翼形部スパー及び製造方法を使用して構築されてもよい。また、機体１０１８及び／または内部１０２２のような航空機１００２の、組み立てを大幅に迅速化するかコストを削減することによって、例えば、構成要素／サブ組立体製造１００８及び／またはシステム統合１０１０の間に、１つ以上の装置例、方法例、及びそれらの組み合わせを利用してもよい。同様に、航空機１００２の就航中、例えばそしてこれに限定されず整備及び保守点検１０１６のために、システム例、方法例、またはそれらの組み合わせの１つ以上を利用してもよい。
【００４９】
開示された複合翼形部スパー及び製造方法は、航空機との関連で説明されているが、当業者であれば、開示された複合翼形部スパー及び製造方法を様々な用途に利用できることを容易に認識するであろう。例えば、開示された複合翼形部スパー及び製造方法は、例えば、ヘリコプター、乗客用船舶、自動車、船舶用製品（ボート、モーターなど）などを含む様々なタイプのビークルに実装してもよい。
【００５０】
本発明は、特許請求の範囲と混同されるべきではない以下の節でも言及される。
【００５１】
Ａ１．翼形部組立体２００用の閉角複合翼形部スパー２１０であって、複合翼形部スパーは、
厚さを有するウェブ部分３２０と、
厚さを有し、ウェブ部分に対して横方向に延伸し、ウェブ部分と細長いフランジ部分との間に鋭角θを形成する、細長いフランジ部分３２２であって、細長いフランジ部分は、翼形部組立体の前縁部とスキンパネルとの間のスプライスとして機能する、フランジ部分３２２と
を含む。
【００５２】
Ａ２．スプライスが翼形部組立体の前縁部２０２と上部スキンパネル２０４との間にある、節Ａ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００５３】
Ａ３．前縁部が接合部２０３において上部スキンパネルと合流し、ウェブ部分が接合部の後方に配置される、節Ａ２の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００５４】
Ａ４．鋭角が最大８０度である、節Ａ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００５５】
Ａ５．文字「Ｃ」に類似する断面形状を有する、節Ａ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００５６】
Ａ６．ウェブ部分と細長いフランジ部分とを相互接続する半径部分３２４であって、半径部分が、設計要件及び材料特性に基づいて、ウェブ部分の厚さ及び細長いフランジ部分の厚さに対して許容可能な量だけ薄い、半径部分をさらに含む節Ａ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００５７】
Ａ７．ウェブ部分が約０．２２０±０．００５インチ（５．６±０．１ミリメートル）の厚さを有し、細長いフランジ部分が約０．２２０±０．００５インチ（５．６±０．１ミリメートル）の厚さを有し、半径部分が約０．２１０±０．００５インチ（５．３±０．１ミリメートル）の厚さを有する、節Ａ６の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００５８】
本発明のさらなる態様によって、以下が提供される。
【００５９】
Ｂ１．翼形部組立体２００であって、
前縁部２０２と、
前縁部に当接するスキンパネル２０４と、
細長いフランジ部分とウェブ部分との間に鋭角θを形成する細長いフランジ部分３２２とウェブ部分３２０とを有する閉角スパー２１０であって、細長いフランジ部分は、前縁部とスキンパネルとの間の細長いフランジに沿ったスプライスポイントにおいてスプライスとして機能する、閉角スパー２１０と
を含む。
【００６０】
Ｂ２．前縁部及びスキンパネルが接合された後に鋭角が翼形部組立体の前方を向く、節Ｂ１の翼形部組立体も提供される。
【００６１】
Ｂ３．前縁部及びスキンパネルが細長いフランジ部分に沿って接合された後にウェブ部分がスプライスポイントの後方に配置される、節Ｂ１の翼形部組立体も提供される。
【００６２】
本発明のさらなる態様によって、以下が提供される。
【００６３】
Ｃ１．翼形部組立体２００用の閉角複合翼形部スパー２１０であって、複合翼形部スパーは、
厚さを有するウェブ部分３２０と、
厚さを有し、ウェブ部分に対して横方向に延伸するフランジ部分３２２と、
ウェブ部分とフランジ部分とを相互接続する半径部分３２４であって、半径部分は、設計要件及び材料特性に基づいて、ウェブ部分の厚さ及びフランジ部分の厚さに対して許容可能な量だけ薄い、半径部分３２４と
を含む。
【００６４】
Ｃ２．半径部分がウェブ部分とフランジ部分との間に９０度以下の鋭角θを形成する、節Ｃ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００６５】
Ｃ３．半径部分がウェブ部分とフランジ部分との間に８０度以下の鋭角を形成する、節Ｃ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００６６】
Ｃ４．文字「Ｃ」に類似する断面形状を有する、節Ｃ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００６７】
Ｃ５．フランジ部分が、翼形部組立体の前縁部とスキンパネルとの間の細長いフランジ部分に沿ったスプライスポイントにおいてスプライスとして機能する細長いフランジ部分を含む、節Ｃ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００６８】
Ｃ６．ウェブ部分、フランジ部分、及び半径部分の材料が繊維強化材料を含む、節Ｃ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００６９】
Ｃ７．繊維強化材料がエポキシ材料を含む、節Ｃ６の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００７０】
Ｃ８．エポキシ材料がＣＹＣＯＭ（登録商標）５３２０−１エポキシ樹脂を含む、節Ｃ７の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００７１】
Ｃ９．繊維強化材料が炭素繊維をさらに含む、節Ｃ７の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００７２】
Ｃ１０．半径部分がウェブ部分の厚さ及びフランジ部分の厚さに対して５パーセント以下薄い、節Ｃ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００７３】
Ｃ１１．フランジ部分がジョグルを含む、節Ｃ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００７４】
Ｃ１２．複合翼形部スパーが翼形部組立体の前部について前向きのスパーである、節Ｃ１の閉角複合翼形部スパーも提供される。
【００７５】
本発明のさらなる態様によって、以下が提供される。
【００７６】
Ｄ１．閉角複合翼形部スパー２１０を製造する方法６００であって、
ツールピース上に繊維強化材料の層を構築するために、繊維強化材料の層をツールピース７００に適用するステップであって、ツールピースが複数の一時的に結合されたマンドレルピース７１１、７１２、７１３を含む、ステップ６０２と、
少なくとも第１の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲を真空に引くステップ６０４と、
少なくとも第２の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースを加熱するステップ６０６と、
第１の所定の処理時間の経過後に、８０度以下の閉角度θを有する閉角複合翼形部スパーを製造するために、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲に引かれた真空を解放するステップ６０８と
を含む。
【００７７】
Ｄ２．少なくとも第２の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースを加熱するステップは、オートクレーブ外プロセスを使用してツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースを加熱するステップを含む、節Ｄ１の方法も提供される。
【００７８】
Ｄ３．少なくとも第１の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲を真空に引くステップは、繊維強化材料の製造業者によって指定された最小限の時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲を真空に引くステップを含む、節Ｄ１の方法も提供される。
【００７９】
Ｄ４．繊維強化材料の層をツールピース上に構築するために、繊維強化材料の層をツールピースに適用するステップは、ツールピース上に繊維強化材料の最少数の層を構築するために、繊維強化材料の層をツールピースに適用するステップを含む、節Ｄ１の方法も提供される。
【００８０】
Ｄ５．繊維強化材料の層をツールピースに適用するステップ、エポキシ材料を含む繊維強化材料を選択するステップを含む、節Ｄ１の方法も提供される。
【００８１】
Ｄ６．繊維強化材料の層をツールピースに適用するステップは、ＣＹＣＯＭ（登録商標）５３２０−１エポキシ樹脂を含む繊維強化材料を選択するステップを含む、節Ｄ１の方法も提供される。
【００８２】
本発明のさらなる態様によって、以下が提供される。
【００８３】
Ｅ１．前縁部２０２と、前縁部に当接するスキンパネル２０４とを有する翼形部組立体２００を組み立てる方法であって、
細長いフランジ部分３２２と、細長いフランジ部分とウェブ部分との間に鋭角θを形成するウェブ部分３２０とを有する閉角スパー２１０を提供するステップと、
閉角スパーの細長いフランジ部分に沿ったスプライスポイントにおいて前縁部及びスキンパネルを接合するステップと
を含む、方法。
【００８４】
Ｅ２．前縁部及びスキンパネルが接合された後に鋭角が翼形部組立体の前方を向く、節Ｅ１の方法も提供される。
【００８５】
Ｅ３．前縁部とスキンパネルとが接合されるスプライスポイントの後方にウェブ部分が配置される、節Ｅ１の方法も提供される。
【００８６】
本発明のさらなる態様によって、以下が提供される。
【００８７】
Ｆ１．閉角複合翼形部スパー２１０を製造する方法６００であって、
ツールピース上に繊維強化材料の層を構築し、鋭角θを有する閉角複合翼形部スパーを製造するために、繊維強化材料の層をツールピース７００に適用するステップ６０２であって、繊維強化材料は、制御された流れを容易にし、かつ架橋中に比較的移動が少ないエポキシ材料を含む、ステップ
を含む。
【００８８】
Ｆ２．エポキシ材料が、温度スケールにおいてエポキシ材料を比較的早期にゲル化させる硬化剤を有する樹脂システムである、節Ｆ１の方法も提供される。
【００８９】
Ｆ３．エポキシ材料が約２４０°Ｆ〜約２６０°Ｆの温度でゲル化する、節Ｆ１の方法も提供される。
【００９０】
Ｆ４．少なくとも第１の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースの周囲を真空に引くステップと、
少なくとも第２の所定の処理時間の間、ツールピース上に繊維強化材料の層を含むツールピースを加熱するステップと、
第１の所定の処理時間の経過後に、ツールピースの周囲に引かれた真空を解放するステップと
をさらに含む、節Ｆ１の方法も提供される。
【００９１】
さらに、開示された複合翼形部スパー及び製造方法の様々な実施形態が示され、説明されてきたが、当業者であれば本明細書を読むことにより変更を思いつくだろう。本出願はそのような変更を含み、請求項の範囲によってのみ限定される。
【符号の説明】
【００９２】
２００  翼形部組立体
２０２  前縁部
２０３  接合部
２０４  上部スキンパネル
２０６  下部スキンパネル
２１０  閉角複合翼形部スパー
２１２  開角スパー
２１４  開角スパー
３１０  複合翼形部スパー
３２０  ウェブ部分
３２２  フランジ部分
３２４  半径部分
４２０  ウェブ部分
４２２  フランジ部分
４２４  半径部分
５０２  前縁部
５０４  上部スキンパネル
５２０  ウェブ部分
５２２  フランジ部分
５２４  半径部分
５２６  ジョグル
６００  フロー図、製造方法
７００  ツールピース
７１０  マンドレル組立体
７１１  マンドレルピース
７１２  マンドレルピース
７１３  マンドレルピース
７１４  端部取付具
７１６  端部取付具
１０００  方法
【図１Ａ】
2018203229.tif 000003
【図１Ｂ】
2018203229.tif 000004
【図２】
2018203229.tif 000005
【図３】
2018203229.tif 000006
【図４】
2018203229.tif 000007
【図５】
2018203229.tif 000008
【図６Ａ】
2018203229.tif 000009
【図６Ｂ】
2018203229.tif 000010
【図７】
2018203229.tif 000011
【図８】
2018203229.tif 000012
【外国語明細書】
2018203229000001.pdf