(57)【要約】      （修正有）【課題】ストリンガのサイズ、形状、及び／又は構成は、ストリンガが胴体又は翼の外板などの航空機の複合構造体に連結されるときに、ストリンガに関連する引き抜き強度に影響を及ぼしうる。そこで、改善された引き抜き強度を有するストリンガ補強複合パネルを提供する。【解決手段】ストリンガ２００は、第１の表面、第２の表面、エッジ２３０、２３２、及び面取り部２２６、２２８を含む。第２の表面は、第１の表面の反対側に位置し、航空機の複合構造体に連結される。エッジは、第２の表面から第１の表面に向かって延びる。面取り部は、第１の表面からエッジまで、第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度で延びる。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１の表面（７０２、９０２）と、
前記第１の表面の反対側に位置し、かつ航空機（１００）の複合構造体（２０８）に連結される第２の表面（７０４、９０４）と、
前記第２の表面から前記第１の表面に向かって延びるエッジ（２３０）と、
前記第１の表面から前記エッジまで、前記第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度（７０８、９０８）で延びる面取り部（２２６）と
を含むストリンガ（２００）。
【請求項２】
前記角度がおよそ１５度である、請求項１に記載のストリンガ。
【請求項３】
前記ストリンガが、前記エッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さ（７０６、９０６）を有する、請求項１又は２に記載のストリンガ。
【請求項４】
前記第１の表面と前記第２の表面との間に位置する複数のプライ（７１０、９１０）を更に含み、前記プライのそれぞれが、スタガ型のプライ端（７１２、９１２）を提供するように配置される、請求項１から３のいずれか一項に記載のストリンガ。
【請求項５】
前記第１の表面、前記第２の表面、前記エッジ、及び前記面取り部を含む補強セグメント（２０４）を更に含む、請求項１から４のいずれか一項に記載のストリンガ。
【請求項６】
前記第２の表面が前記第１の表面に平行であり、前記エッジが前記第２の表面に垂直であり、前記補強セグメントが、前記エッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さ（７０６、９０６）を有し、前記補強セグメントがスタガ型のプライ端（７１２、９１２）を有する、請求項５に記載のストリンガ。
【請求項７】
航空機（１００）の複合構造体（２０８）と、
前記複合構造体に連結されたストリンガ（２００）と
を含み、前記ストリンガが、
第１の表面（７０２、９０２）と、
前記第１の表面の反対側に位置し、かつ前記複合構造体に連結された第２の表面（７０４、９０４）と、
前記第２の表面から前記第１の表面に向かって延びるエッジ（２３０）と、
前記第１の表面から前記エッジまで、前記第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度（７０８、９０８）で延びる面取り部（２２６）と
を含む、装置。
【請求項８】
前記角度がおよそ１５度である、請求項７に記載の装置。
【請求項９】
前記ストリンガが、前記エッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さ（７０６、９０６）を有する、請求項７又は８に記載の装置。
【請求項１０】
前記ストリンガが、前記第１の表面と前記第２の表面との間に位置する複数のプライ（７１０、９１０）を更に含み、前記プライのそれぞれが、スタガ型のプライ端（７１２、９１２）を提供するように配置される、請求項７から９のいずれか一項に記載の装置。
【請求項１１】
前記ストリンガが、前記第１の表面、前記第２の表面、前記エッジ、及び前記面取り部を含む補強セグメント（２０４）を更に含む、請求項７から１０のいずれか一項に記載の装置。
【請求項１２】
前記第２の表面が前記第１の表面に平行であり、前記エッジが前記第２の表面に垂直であり、前記補強セグメントが、前記エッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さ（７０６、９０６）を有し、前記補強セグメントがスタガ型のプライ端（７１２、９１２）を有する、請求項１１に記載の装置。
【請求項１３】
前記角度、前記厚さ、及び前記スタガ型のプライ端が、前記複合構造体に対する前記補強セグメントの引き抜き荷重を増大させるように構成される、請求項１２に記載の装置。
【請求項１４】
前記角度、前記厚さ、及び前記スタガ型のプライ端が、前記複合構造体に対する前記補強セグメントの剥離モーメントを低減するように構成される、請求項１２又は１３に記載の装置。
【請求項１５】
ストリンガ（２００）を航空機（１００）の複合構造体（２０８）に連結することを含む方法であって、前記ストリンガが、
第１の表面（７０２、９０２）と、
前記第１の表面の反対側に位置し、かつ前記複合構造体に連結される第２の表面（７０４、９０４）と、
前記第２の表面から前記第１の表面に向かって延びるエッジ（２３０）と、
前記第１の表面から前記エッジまで、前記第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度（７０８、９０８）で延びる面取り部（２２６）と
を含む、方法。
【請求項１６】
前記面取り部を形成することと、
前記面取り部が形成された後で、かつ前記ストリンガが前記複合構造体に連結される前に、前記ストリンガを硬化させることと
を含む、請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
前記面取り部を形成することと、
前記面取り部が形成された後で、かつ前記ストリンガが前記複合構造体に連結された後に、前記ストリンガ及び前記複合構造体を共硬化させることと
を含む、請求項１５又は１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記ストリンガが、前記エッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さ（７０６、９０６）を有し、前記ストリンガが、前記第１の表面と前記第２の表面との間に位置する複数のプライ（７１０、９１０）を更に含み、前記プライのそれぞれが、スタガ型のプライ端を提供するように配置される、請求項１５から１７のいずれか一項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、概して、ストリンガ補強複合パネルに関し、より詳細には、改善された引き抜き強度を有するストリンガ補強複合パネルに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の胴体及び翼は、胴体及び翼が様々な応力条件及び歪み条件下でそれらの形状を維持するのを助けるための、ストリンガなどの支持構造体を含みうる。いくつかの実施例では、各ストリンガは、胴体又は翼の外板に隣接した間隙を含みうる。間隙は、ストリンガアセンブリに強度及び／又は剛性を提供するために充填されることがある。ストリンガのサイズ、形状、及び／又は構成は、ストリンガに関連する１つ又は複数の性能属性に影響を及ぼしうる。例えば、ストリンガのサイズ、形状、及び／又は構成は、ストリンガが胴体又は翼の外板などの航空機の複合構造体に連結されるときに、ストリンガに関連する引き抜き強度に影響を及ぼしうる。
【発明の概要】
【０００３】
改善された引き抜き強度を有するストリンガ補強複合パネルが開示される。いくつかの例では、ストリンガが開示される。いくつかの開示された例では、ストリンガは、第１の表面、第２の表面、エッジ、及び面取り部を含む。いくつかの開示された例では、第２の表面は、第１の表面の反対側に位置し、航空機の複合構造体に連結される。いくつかの開示された例では、エッジは、第２の表面から第１の表面に向かって延びる。いくつかの開示された例では、面取り部は、第１の表面からエッジまで、第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度で延びる。
【０００４】
いくつかの例では、装置が開示される。いくつかの開示された例では、装置は、航空機の複合構造体と、複合構造体に連結されたストリンガとを含む。いくつかの開示された例では、ストリンガは、第１の表面、第２の表面、エッジ、及び面取り部を含む。いくつかの開示された例では、第２の表面は、第１の表面の反対側に位置し、かつ複合構造体に連結される。いくつかの開示された例では、エッジは、第２の表面から第１の表面に向かって延びる。いくつかの開示された例では、面取り部は、第１の表面からエッジまで、第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度で延びる。
【０００５】
いくつかの例では、方法が開示される。いくつかの開示された例では、方法は、ストリンガを航空機の複合構造体に連結することを含む。方法のいくつかの開示された例では、ストリンガは、第１の表面、第２の表面、エッジ、及び面取り部を含む。いくつかの開示された例では、第２の表面は、第１の表面の反対側に位置し、かつ複合構造体に連結される。いくつかの開示された例では、エッジは、第２の表面から第１の表面に向かって延びる。いくつかの開示された例では、面取り部は、第１の表面からエッジまで、第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度で延びる。
【図面の簡単な説明】
【０００６】
【図１】本明細書に記載の例示的複合構造体が実施されうる胴体を含む航空機を示す。
【図２】本明細書に記載の例示的填隙材を含む例示的ストリンガを示す。
【図３】本明細書に記載の例示的填隙材の例示的製造プロセスを示す。
【図４】本明細書に記載の例示的填隙材の例示的製造プロセスを示す。
【図５】本明細書に記載の例示的填隙材の例示的製造プロセスを示す。
【図６】図１から図５の例示的填隙材を製造する例示的方法を表す例示的フローチャートを示す。
【図７】図２の例示的ストリンガの第１の例示的補強セグメントの例示的第２の部分の第１の例示的構成を示す。
【図８】図７の例示的な補強セグメントの例示的第２の部分の第１の例示の構成に関連する例示的な製造プロセスを示す。
【図９】図２の例示的ストリンガの第１の例示的補強セグメントの例示的第２の部分の第２の例示的構成を示す。
【図１０】図９の例示的補強セグメントの例示的第２の部分の第２の例示的構成に関連する例示的製造プロセスを示す。
【発明を実施するための形態】
【０００７】
いくつかの例が上記の図に示され、かつ以下で詳細に説明される。これらの実施例を説明する際に、同一又は類似の要素を識別するために、類似又は同一の参照番号が使用される。図面は必ずしも縮尺通りではなく、図の特定の特徴及び特定の視界は、明瞭に及び／又は簡潔にする目的で、縮尺又は概略図で誇張されて示されることがある。本特許出願で使用されるように、任意の部分（例えば、層、フィルム、エリア、又はプレート）が、任意の方式で、別の部分の（例えば、上に配置される、上に位置される、上に設置される、上に形成される、など）の表現は、言及される部分がもう一方の部分と接触している、又は、言及される部分が、もう一方との間に一又は複数の中間部分を伴ってもう一方の部分の上部にある、のいずれをも示す。任意の部分が別の部分と接触しているとの表現は、当該２つの部分の間に中間部分がないことを意味する。
【０００８】
航空機の胴体及び／又は翼は、胴体及び／又は翼が、様々な応力及び歪み条件下で形状を維持し、及び／又は胴体及び／又は翼の強度を高める助けとなるような、ストリンガといった支持構造体を含みうる。いくつかの実施例では、間隙が胴体又は翼の外板に隣接して形成されるように、ストリンガが成形される。間隙は、ラミネート構造体又は単一ヌードルを使用して充填されうる。しかしながら、ラミネート填隙材並びにストリンガ及び／又は外板の熱的特性及び機械的特性が異なるため、ラミネート填隙材に亀裂が生じる可能性がある。例えば、ストリンガは、ラミネート填隙材と異なる熱膨張率を有しており、熱膨張率が異なるため、間隙にかかる応力及び／又は歪みにより、填隙材に亀裂が生じることがある。ラミネート填隙材又は単一ヌードルにおける亀裂は、ストリンガ界面を弱め、補強材の引き抜き荷重運搬能力を低下させる可能性があり、追加的補強及びストリンガプライが必要となる。
【０００９】
本明細書に記載の例示的実施例では、ストリンガは、多方向の短炭素繊維充填材によって充填された間隙を含む。より具体的には、填隙材は、填隙材の任意の所与の平面で多方向に配向された炭素繊維を有する。炭素繊維を多方向に配向させることにより、填隙材、ストリンガ及び／又は外板の熱膨張率が異なるため、填隙材にかかる熱応力が緩和される。本明細書に記載の例示的填隙材は、特に面外方向（例えば、外板の平面に垂直な方向）に、熱応力を緩和する。
【００１０】
本明細書に記載の例示的実施例では、複合構造体（例えば、航空機の胴体）が、支持のために一又は複数のストリンガに連結される。例示的ストリンガはまた、複合材料から作られてもよく、又はいくつかの実施例では、アルミニウムから作られてもよい。例示的ストリンガは、およそ１５度のエッジ面取りを有し、このエッジ面取りは、荷重を低減し、接合部分（例えば、硬化後のストリンガ及び填隙材）の剥離モーメントを改善しうる。ストリンガが複合構造体に連結されると、ストリンガ及び複合構造体は、ストリンガ半径間隙を形成する。追加の構造的補強を提供するために、填隙材がストリンガ半径間隙内に配置される。本明細書に記載の例示的填隙材は、多方向に配向されたチョップドファイバーを含む。いくつかの実施例では、填隙材はまた、チョップドファイバーが配置及び分散された熱硬化性樹脂を含む。
【００１１】
繊維は、填隙材の全体積又は実質的に全体積にわたってランダムに分散され、填隙材の任意の所与の平面（例えば、ｘ−ｙ平面、ｘ−ｚ平面、ｙ−ｚ平面、又は任意の歪んだ平面）において多方向に配向される。例えば、填隙材の任意の所与の平面上で、繊維の縦軸は、多方向に配向されてもよく、並びに／又は平面を横切って及び／若しくは平面を通って移動してもよい。本明細書で使用されるように、「実質的に全体積」という表現は、７５％を上回る填隙材の体積が、少なくとも１つの繊維の少なくとも一部を含むことを意味する。加えて、繊維は、填隙材全体にわたって、繊維の密度が実質的に同一（例えば、０．０４ポンド／立方インチから０．０６ポンド／立方インチの間）であるように、均一に分散又は分布されうる。填隙材全体にわたる繊維の密度は、ストリンガ全体にわたる繊維の密度と実質的に同一であり、填隙材とストリンガとの間に亀裂が形成される可能性を低減する。いくつかの実施例では、個々の繊維が多方向に湾曲及び／又は屈曲するように、繊維を填隙材内にも位置付けることができる。多方向（例えば、実質的に無指向性）の繊維は、いくつかの実施例では、航空機の外板に平行な平面に実質的に垂直であってもよく、又は外板に対して平行な平面に対して任意の他の方向（例えば、平行な方向、平行でない方向）に配向されてもよい。
【００１２】
填隙材を製造する方法は、チョップドファイバーフレークを生成すること、チョップドファイバーフレークを填隙材内に形成すること、チョップドファイバーフレークによって形成された填隙材を硬化させることを含む。例示的方法は、チョップドファイバーフレークを樹脂と混合することを更に含むことができる。いくつかの実施例では、チョップドファイバーフレークを填隙材内に形成することは、填隙材を配置すべき間隙の断面プロファイルと一致するように切断されたダイを通してチョップドファイバーフレークを押し出すことを含む。代替的には、チョップドファイバーフレークを填隙材内に形成することは、複数の可変直径ローラダイ形成プロセスを使用することを含む。他の例として、チョップドファイバーフレークを填隙材内に形成することは、熱及び圧力を型に配置された填隙材に加えることを含む。いくつかの実施例では、チョップドファイバーフレークを生成することは、繊維シートを細長片及び／又は正方形に切断することを含む。いくつかの実施例では、ファイバーフレークは、１インチの正方形である。代替的には、フレークは、任意の他の適切なサイズとすることができる。
【００１３】
ストリンガ間隙で填隙材を使用する方法は、硬化した填隙材をストリンガの間隙に挿入することと、ストリンガアセンブリを形成するために填隙材を外板で覆うことと、ストリンガアセンブリを硬化させることとを含む。いくつかの実施例では、ストリンガアセンブリを硬化させることは、圧力及び熱をストリンガアセンブリに加えることを含む。例示的方法は、ストリンガアセンブリを真空バッグ内に置くことを更に含む。例えば、真空バッグは、圧力をストリンガアセンブリに加えるために使用することができ、熱源（例えば、オートクレーブ）は、熱を供給することができる。方法は、硬化したストリンガアセンブリを航空機内に設置することを更に含むことができる。
【００１４】
図１は、本明細書に記載の例示的装置及び方法が実施されうる例示的航空機１００を示す。例示的航空機１００は、客室及び／又は貨物エリアを囲みうる胴体１０２を含む。例示的胴体１０２は、外板及びストリンガを含みうる。ストリンガは、胴体の外板に構造的支持を提供する。いくつかの実施例では、胴体１０２は、炭素繊維強化プラスチック胴体などのマルチプライ複合胴体１０２であってもよい。代替的には、胴体１０２は、異なる種類の複合材料から作ることができる。例示的航空機１００は、胴体１０２から外に向かって横方向に延びる翼１０４（例えば、右翼及び左翼）を含む。例示的翼１０４はまた、翼１０４の外板に構造的支持を提供するためにストリンガを含む。例示的翼１０４は、複合胴体１０２と実質的に同一の複合材料から作ることができる。代替的には、翼１０４は、異なる複合材料から作ることができる。
【００１５】
図２は、本明細書に記載の、チョップドファイバーを使用して作られた填隙材２０２を含む例示的ストリンガアセンブリ２００を示す。例示的ストリンガ２００は、構造体（例えば、胴体１０２、翼１０４）を支持するために外板２０８（例えば、航空機１００の外板）に連結された２つの補強セグメント２０４、２０６を含む。いくつかの実施例では、ストリンガ２００は、胴体１０２又は翼１０４を支持するために、航空機１００で実施されうる。そのような例では、航空機１００の例示的翼１０４及び／又は胴体１０２は、翼１０４及び／又は胴体１０２の長さに沿って、複数のストリンガ２００を含むことができる。代替的には、ストリンガは、別の種類の航空機、船舶、陸上車両などの別の構造体を支持するために使用することができる。本明細書に記載の例示的ストリンガ２００は、複合材料から作ることができる。代替的には、ストリンガ２００は、任意の別の適切な材料とすることができる。
【００１６】
例示的ストリンガ２００は、補強セグメント２０４、２０６のそれぞれの第１の部分２１０、２１２が、ストリンガ２００を連結させる外板２０８から垂直に延びるように、２つの補強セグメント２０４、２０６を連結することによって形成される。ストリンガ２００が胴体１０２に連結される場合、ストリンガ２００の例示的第１の部分２１０は、胴体１０２の長さに沿ったストリンガ２００の任意の所与の断面において、外板２０８から実質的に垂直である。各補強セグメント２０４、２０６は、合わせ面２１８、２２０を有するそれぞれの第２の部分２１４、２１６を含む。補強セグメント２０４、２０６の第２の部分２１４、２１６の各々は、外板２０８に連結される。補強セグメント２０４、２０６の第２の部分２１４、２１６は、第１の部分２１０、２１２に実質的に垂直である。それぞれの補強セグメント２０４、２０６の第２の部分２１４、２１６は、ストリンガ２００から反対方向に延びる。即ち、第１の部分２１０、２１２は、ストリンガ２００のそれぞれの第２の部分２１４、２１６の間で共に連結されて配置される。
【００１７】
例示的な第２の部分２１４、２１６の各々は、ストリンガ２００の剥離モーメント能力を低減することによってストリンガ２００の引き抜き荷重を改善し、ひいては外板剥離応力を低減する面取り２２６、２２８を有するそれぞれの端部２２２、２２４を含む。図２に示す例示的ストリンガ２００の面取り２２６、２２８は、１５度±３度の面取り（例えば、面取り角度が１２度から１８度までの範囲を有する）である。およそ１５度の面取り角度は、ストリンガ２００の引き抜きに必要な最大の力を提供するように選択された。面取り角度をおよそ１５度まで低減すると、９０度又は４５度に比べて必要な引き抜き強度が大幅に増加する。また、およそ１５度の面取り角度は、４５度の面取り角度と比較して、ストリンガの外板への横引張強度を高める。
【００１８】
面取り２２６、２２８は、ある点まで先細りしないが、その代わりに０．１０±０．０５インチの厚さのエッジ２３０、２３２まで先細りし、早期故障を引き起こすことなくストリンガ２００の剥離モーメント能力を低下させる。本明細書に記載の例示的填隙材２０２により、結合された複合部分（例えば、填隙材２０２、ストリンガ２００）の剥離モーメントを低下させるために、より小さいストリンガフランジ面取り角度（例えば、１５度）が使用可能になる。およそ１５度の例示的な面取り角度は、ストリンガ２００の結合強度と剥離モーメントのバランスをとる。上述の引き抜き荷重及び剥離モーメント性能の利点を実現するために実施されうるストリンガ２００の対応するそれぞれの補強セグメント２０４、２０６のそれぞれの第２の部分２１４、２１６の例示的な構成は、図７から図１０に関連して以下で更に説明される。
【００１９】
図示された例では、各補強セグメント２０４、２０６の第１及び第２の部分２１０、２１２、２１４、２１６は、それぞれのフィレット２３４、２３６によって接合される。フィレット２３４、２３６は、例示的ストリンガ２００の強度を増加させるように作用することができ、かつ／又は補強セグメント２０４、２０６の２つの部分２１０、２１２、２１４、２１６の交差部分における例示的ストリンガ２００の亀裂の可能性を低減しうる。フィレット２３４、２３６の反対側で、例示的な補強セグメント２０４、２０６のコーナー（例えば、アーチ形状）２３８、２４０はまた、それぞれの補強セグメント２０４、２０６の第１及び第２の部分２１０、２１２、２１４、２１６が交差する交差部分でアーチ状であるか、又は丸みを帯びている（ｒａｄｉｕｓｅｄ）。要するに、例示的補強セグメント２０４、２０６は、第１及び第２の部分２１０、２１２、２１４、２１６と、第１及び第２の部分２１０、２１２、２１４、２１６が接するエッジとの両方を通って実質的に同じ幅である。それぞれの補強セグメント２０４、２０６の例示的アーチ形状２３８、２４０は、アーチ形状２３８、２４０及び外板２０８に隣接した、ストリンガ２００の２つの補強セグメント２０４、２０６が接する間隙２４２（例えば、ストリンガ半径間隙）を形成する。図示された実施例の間隙２４２は、填隙材２０２（例えば、ヌードル、半径充填材、炭素繊維填隙材、複合填隙材、チョップドファイバー填隙材、又はそれらの組み合わせ）で充填される。
【００２０】
例示的填隙材２０２は、短炭素繊維材料２４４から作られる。填隙材２０２が、ストリンガ２００（例えば、補強セグメント２０４、２０６）及び外板２０８の他の構成要素の膨張速度及び収縮速度と類似した速度で膨張し収縮するので、短炭素繊維材料２４４は、ストリンガ２００の熱応力の緩和に役立つ。填隙材２０２、補強セグメント２０４、２０６、及び外板２０８の膨張速度が類似しているので、填隙材２０２及び／又は補強セグメント２０４、２０６は、亀裂に対して著しく強くより耐性がある。填隙材２０２及び補強セグメント２０４、２０６の膨張速度及び収縮速度が類似しているので、本明細書に記載の例示的填隙材２０２はまた、接合線２４６（例えば、補強セグメント２０４、２０６と外板２０８との間の平面）での分離を防止する。いくつかの実施例では、短炭素繊維２４４は、樹脂２４８と混合される。填隙材２０２に使用される材料（例えば、炭素繊維シート）は、ストリンガ２００の補強セグメント２０４、２０６及び外板２０８に使用される材料に類似していてもよい。即ち、外板２０８及び補強セグメント２０４、２０６は、填隙材２０２のファイバーフレークを作るためにも使用されうる炭素繊維シートを使用して作られてもよい。
【００２１】
填隙材２０２はまた、チョップドファイバー強化熱硬化性樹脂複合材又はチョップドファイバー強化熱可塑性樹脂複合材を含むことができる。いくつかの実施例では、Ｔｏｒａｙ又はＺｏｌｔｅｋによって供給されるような、炭素繊維強化エポキシ樹脂熱硬化性シート材料は、填隙材２０２を作るために使用することができる。連続的プリプレグシートは、填隙材２０２の全体積にわたって比較的ランダムかつ均等な繊維分布を有するように、１インチ幅の細長片に切断し、次に１インチの正方形（例えば、フレーク）に切断することができる。代替的には、フレークは、任意の適切なサイズ（例えば、フレークの各エッジは、０．００５インチから３インチまで、好ましくは０．１２５インチから１インチまでの範囲でありうる）とすることができる。ファイバーフレークの繊維は、繊維が填隙材２０２内で多方向になるように配向されうる（即ち、繊維は、填隙材２０２の任意の所与の平面において多方向に配向されうる）。
【００２２】
樹脂を強化するために、ナノ粒子などの粒子の追加的フレークをオプションで加えることができる。したがって、チョップドファイバー又はマイクロファイバーを、最小化された熱膨張率、妥当な破壊靭性（例えば、少なくとも２ｉｎ−ｌｂ／平方インチ）、及び補強セグメント材料と比べ、類似した又はより柔らかい弾性率（例えば、０．５ｍｓｉから８ｍｓｉの間）を有する、炭素繊維のミクロン粒子又はナノ粒子サイズの炭素ファイバーフレーク及び熱硬化性又は熱可塑性樹脂若しくは発泡複合材料と統合することによって、例示的填隙材２０２を形成することができる。
【００２３】
いくつかの例では、填隙材２０２は、填隙材２０２の靭性を高めるためにナノ粒子を含むことができる。填隙材２０２のチョップドファイバー２４４は、炭素繊維（例えば、華氏３５０度まで耐えることができる繊維）、ガラス繊維、アラミド、ケブラー、又はナイロンを含む。填隙材２０２は、少なくとも２ｉｎ−ｌｂ／平方インチの破壊靭性及び１５ｋｓｉの最小引張強度を有する。填隙材２０２は、０．５ｍｓｉから８ｍｓｉの間の弾性率を有する。填隙材２０２の繊維体積分率は、４５％から６５％の間、好ましくは５０％の分率である。例示的チョップドファイバー長は、０．００５インチから３インチの間、好ましくは０．１２５インチから１インチまでの範囲である。エポキシ又はＰＥＥＫ樹脂などの高分子量樹脂は、華氏２５０度以上の最終硬化温度（Ｔｇ）を供給するために使用される。填隙材２０２の密度は、０．０４ポンド／立方インチから０．０６ポンド／立方インチの間である。温度変化による填隙材２０２の収縮は、０．００１インチから０．００８インチの間である。線熱膨張率は、すべての方向において、０．１×１０−６インチ／インチ華氏度から１０．０×１０−６インチ／インチ華氏度の間である。
【００２４】
本明細書に記載の例示的填隙材２０２及びストリンガ２００の製造方法は、多くの利点を有する。多方向の繊維配向及び実質的に均一の繊維分布は、半径界面形状を維持する（即ち、填隙材２０２の形状を維持する）。填隙材２０２の炭素繊維材料は、熱応力を最小化して、亀裂発生の可能性を最小化し、硬化中のストリンガの熱歪みを最小化し、運航中に填隙材２０２におけるクリープ緩和又はクリープ歪みを低減するために、ストリンガ２００及び外板２０８に適合可能な特性を有する。例示的填隙材２０２は、高い生産速度のための成形又は押出プロセスを使用して形成することができる。面取り部２２６、２２８の小さなテーパ角は、ストリンガアセンブリ２００の剥離モーメント／負荷を低減する。
【００２５】
加えて、例示的な填隙材２０２は、処理及び運航中の温度変化に起因して発生する熱歪みを低減するために、厚さ方向を含むあらゆる方向の熱膨張のより小さい係数（即ち、ラミネート填隙材と比較して）を有する。例示的填隙材２０２はまた、処理及び運航中の冷却及び／又は加熱における充填材の圧縮及び／又は膨張を低減し、亀裂発生を防止する。例示的な填隙材２０２は、填隙材２０２内で、並びに填隙材２０２と補強セグメント２０４、２０６及び／又は外板２０８との間の界面で亀裂を引き起こす熱応力を低減し、界面の静的及び疲労性能を改善するために、中程度の熱膨張率を有する。例示的填隙材２０２内の３Ｄ繊維分布の微細構造により、応力緩和は、亀裂発達を防止することができる。例示的填隙材２０２はまた、硬化中にそれらの充填された間隙位置での半径寸法制御のサポート及び部品品質サービスを提供することによって、フィレット（例えば、補強半径）２３４、２３６又はその下の外板２０８におけるプライのシワを防止する。例示的填隙材２０２は、間隙２４２における応力集中を最小化して、使用中の補強材界面の強度を改善する。例示的な填隙材２０２はまた、構造的信頼性を増大させる引き抜き荷重を改善し、翼、尾部、胴体、及び／又はフロアビームの構造に適した補強複合パネルを作製する。
【００２６】
図３は、本明細書に記載の填隙材２０２の例示的製造プロセス３００を示す。図３の例示的製造プロセス３００は、例示的填隙材２０２を形成するために成形プロセスを使用する。ファイバーフレーク３０４が空洞３０５の体積全体に分散する（例えば、ファイバーフレーク３０４、更には、ファイバーフレーク３０４を構成する個々の繊維が多方向に配向されるように、ランダムかつ均等に分散する）ように、第１段階３０２の間、チョップドファイバーフレーク３０４は、型３０６の空洞３０５に挿入される。ファイバーフレーク３０４は、空洞３０５内に配置される前に、樹脂３０８と混合されてもよく、及び／又はファイバーフレーク３０４が型３０６の空洞３０５に挿入された後に、樹脂３０８を型３０６内に注ぐこともできる。チョップドファイバー混合物（例えば、ファイバーフレーク３０４と樹脂３０８との混合物）は、いくらかの過剰充填（例えば、１５％以下の過剰充填）で型３０６に挿入することができる。例示的填隙材２０２は、第１段階の硬化プロセスを用いて型３０６に形成することができる。第１段階の硬化プロセスは、プレート３１０及び熱源を使用して、チョップドファイバー混合物に熱及び圧力を加えることを含むことができる。いくつかの実施例では、熱源は、プレート３１０と統合されうる。熱及び圧力は、チョップドファイバー混合物が硬化して例示的填隙材２０２を形成するのに十分な時間にわたって加えることができる。例示的填隙材２０２は、型３０６内で冷却することができる。
【００２７】
いくつかの例では、第１段階３０２の間に、填隙材２０２を圧縮し、填隙材２０２内部の空気空隙を抽出するために、真空バッグが約５〜１０分間適用される。圧縮後、填隙材２０２及び型３０６をオーブンに入れ、これを２５０℃で約１０〜１５分間加熱して第１段階の硬化を完了する。この例の第１段階の硬化は、ストリンガ２００の間隙２４２への最終的な適合のための初期形状を形成するために、約８５％までの架橋を硬化させることができる。第１段階の硬化後、オーブンは室温まで冷却される。
【００２８】
第２段階３１２の間、例示的填隙材２０２は、次いで、填隙材２０２が形成され硬化された後に、型３０６から除去されうる。例示的填隙材２０２は、充填材２０２の体積全体にわたって、実質的に均一な繊維の分布を有する（例えば、ファイバーフレークの分布は、繊維の分布が実質的に均一であり、個々の繊維が配向される方向がランダムであるような分布である）。次いで、填隙材２０２を第３段階３１４でストリンガ２００の間隙２４２に挿入することができる。
【００２９】
填隙材２０２がストリンガ２００の間隙に挿入された後に、補強セグメント２０４、２０６は、ストリンガアセンブリ２００を形成するための最終段階３１６（例えば、第４段階）中に外板２０８に連結される。いくつかの例では、ストリンガアセンブリ２００は、最終的な硬化プロセスを用いて硬化される。最終的な硬化プロセスは、例示的ストリンガアセンブリ２００に圧力及び／又は熱を加えることを含みうる。いくつかの例では、真空バッグは、最終的な硬化プロセスの間、例示的ストリンガアセンブリ２００の周りに配置される。いくつかの例では、ストリンガ２００及び外板２０８との最終的な共硬化は、高圧及び華氏３５０度までの温度で、オートクレーブ内で実行される。最終的な硬化プロセスの後、ストリンガアセンブリ２００は、例えば、例示的航空機１００に設置することができる。
【００３０】
図４は、本明細書に記載の填隙材２０２のもう１つの例示的製造プロセス４００を示す。図４の例示的製造プロセス４００は、例示的填隙材２０２を形成するために押出プロセスを使用する。第１段階４０２の間、例示的チョップドファイバーフレーク４０４は、押出機４０８のホッパー４０６に挿入される。例示的チョップドファイバーフレーク４０４及び樹脂４１０は、切断されたダイ４１２を通って押し出されて、ストリンガ２００の間隙２４２内に一致する填隙材２０２を形成する。押出プロセスの間に、熱を押出機４０８に加え、樹脂４１０及びチョップドファイバー４０４の混合物を押し出してもよい。混合物がダイ４１２を通って押し出されて填隙材２０２を形成した後、填隙材２０２は、第２段階４１４中に冷却することができる。次いで、填隙材２０２を第３段階４１６でストリンガ２００の間隙２４２に挿入することができる。
【００３１】
填隙材２０２がストリンガ２００の間隙２４２に挿入された後に、補強セグメント２０４、２０６は、ストリンガアセンブリ２００を形成するための最終段階４１８（例えば、第４段階）中に外板２０８に連結される。いくつかの例では、ストリンガアセンブリ２００は、最終的な硬化プロセスを用いて硬化される。最終的な硬化プロセスは、例示的ストリンガアセンブリ２００に圧力及び／又は熱を加えることを含みうる。いくつかの例では、真空バッグは、最終的な硬化プロセスの間、例示的ストリンガアセンブリ２００の周りに配置される。いくつかの例では、ストリンガ２００及び外板２０８との最終的な共硬化は、高圧及び華氏３５０度までの温度で、オートクレーブ内で実行される。最終的な硬化プロセスの後、ストリンガアセンブリ２００は、例えば、例示的航空機１００に設置されうる。
【００３２】
図５は、本明細書に記載の填隙材２０２のもう１つの例示的製造プロセス５００を示す。図５の例示的製造プロセス５００は、自動ローラダイプロセスである。第１段階５０２において、例示的プロセス５００は、所望の形状の填隙材２０２を形成するために、一連のローラ５０３、５０４を使用する。ローラ５０３、５０４が填隙材２０２を形成する際に、熱が加えられてもよい。図示の例では、第１段階５０２の点線は、填隙材２０２がローラによって形成される際の填隙材２０２の反対側を示す。ローラ５０３、５０４の断面図５０５は、ストリンガ２００内の間隙２４２の形状に対応する填隙材２０２の断面形状を示す。図示された例では、間隙２４２に対応する形状の填隙材２０２を形成するために、１組の上部ローラ５０３と２つの下部ローラ５０４が、各ローラセットで使用されうる。填隙材２０２が形成された後に、填隙材２０２は、第２段階５０６中に冷却することができる。次いで、填隙材２０２を第３段階５０８でストリンガ２００の間隙２４２に挿入することができる。
【００３３】
填隙材２０２がストリンガ２００の間隙２４２に挿入された後に、補強セグメント２０４、２０６は、ストリンガアセンブリ２００を形成するための最終段階５１０（例えば、第４段階）中に外板２０８に連結される。いくつかの例では、ストリンガアセンブリ２００は、最終的な硬化プロセスを用いて硬化される。最終的な硬化プロセスは、例示的ストリンガアセンブリ２００に圧力及び／又は熱を加えることを含むことができる。いくつかの例では、真空バッグは、最終的な硬化プロセスの間、例示的ストリンガアセンブリ２００の周りに配置される。いくつかの例では、ストリンガ２００及び外板２０８との最終的な共硬化は、高圧及び華氏３５０度までの温度で、オートクレーブ内で実行される。最終的な硬化プロセスの後、ストリンガアセンブリ２００は、例えば、例示的航空機１００に設置することができる。
【００３４】
図６は、図１から図４の例示的填隙材２０２を製造する例示的方法６００を表す例示的フローチャートを示す。いくつかの実施例では、ブロックを再配置若しくは除去することができ、又は追加のブロックが追加されてもよい。例示的な方法６００は、炭素繊維シート（例えば、プリプレグシート）を得ることによって開始することができる（ブロック６０２）。チョップドファイバーフレーク３０４は、シートを細長片及び／又は正方形に切断することによって炭素繊維シートから作成することができる（ブロック６０４）。いくつかの例では、細長片は１インチ幅であり、正方形は１インチの正方形である。例示的細長片又は四角形は、次いで、成形装置（例えば、型３０６、押出機４０８のホッパー４０６、又はローラ５０４など）に挿入することができる（ブロック６０６）。フレーク３０４を型３０６に挿入することができる実施例では、フレーク３０４は、填隙材２０２の体積全体にわたってファイバーフレーク３０４のランダムな分布を生成するように配置することができる。ファイバーフレーク３０４は、樹脂３０８（例えば、エポキシ）と混合することができる（ブロック６０８）。いくつかの例では、ファイバーフレーク３０４は、成形装置に挿入される前に、樹脂３０８と混合される（例えば、ブロック６０８がブロック６０６の前に生じる）。図示された例示的な方法６００では、ブロックの実行順序が変更されてもよく、及び／又は記載されたブロックのうちのいくつかが、特にブロック６０２〜６０８が、変更、削除、又は結合されてもよい。
【００３５】
ファイバーフレーク３０４及び樹脂３０８が成形装置に挿入された後に、成形装置は、熱及び圧力の組み合わせを使用して、例示的フレーク及び樹脂混合物を填隙材２０２に形成する（ブロック６１０）。例示的な填隙材２０２は、次いで、第１段階の硬化プロセスを使用して（例えば、熱と圧力の組み合わせを使用して）、硬化させることができる（ブロック６１２）。填隙材２０２は、硬化後に冷却させる（ブロック６１４）。いくつかの実施例では、填隙材２０２は、冷却中に成形装置内に留まることができる。このような例では、填隙材２０２は次に、冷却後に成形装置から除去される（ブロック６１６）。ブロック６１４での冷却中に、填隙材２０２が成形装置内に残らない場合、填隙材２０２は、冷却前に除去されうる。
【００３６】
填隙材２０２が硬化され冷却された後に、例示的填隙材２０２がストリンガ２００の間隙２４２に挿入される（ブロック６１８）。填隙材２０２及びストリンガ２００は、外板２０８（例えば、胴体の外板、翼の外板）によって覆われ、ストリンガアセンブリ２００が形成される（ブロック６２０）。例示的外板２０８は、例示的填隙材２０２と類似の材料を含む炭素繊維複合材外板でありうる。例示的ストリンガアセンブリ２００は、真空バッグ及び／又はオートクレーブ内に配置することができ（ブロック６２２）、熱及び圧力を含む最終段階のプロセスを用いて硬化させることができる（ブロック６２４）。ブロック６２２は、例示的方法６００から削除することができる。例示的ストリンガアセンブリ２００は、その後、航空機１００に設置することができる（ブロック６２６）。代替的には、例示的な方法６００は、ブロック６２４で終了する。
【００３７】
本明細書に記載の例示的填隙材２０２は、ストリンガ２００との容易な組み立てのために、構築時間を短縮し、填隙材２０２を適切な形状に予め成形することができる迅速成形又は押出プロセスを用いて製造することができる。したがって、補強セグメント２０４、２０６の填隙材２０２及び外板２０８との共硬化がより効率的である。例示的填隙材及び例示的填隙材の製造プロセスは、必要な最終硬化が１つだけであり、例示的填隙材がより大きな耐熱性を有するので、（典型的な共硬化サイクル時間（ｔｙｐｉｃａｌ  ｃｏ−ｂｏｎ  ｃｕｒｉｎｇ  ｃｙｃｌｅ  ｔｉｍｅ）と比較して）サイクル時間を短縮することができる。加えて、例示的填隙材は、補強セグメントと外板２０８との間の界面品質を改善し、追加の処理及び設置コストを削減する。填隙材の材料が補強セグメントの材料と類似しており、したがって、填隙材及び補強セグメントが加熱及び冷却と同じように反応するので、界面品質を改善することができる。複合ストリンガに関連するメンテナンスのための工場内修理関連のダウンタイムは、ストリンガの強固な耐熱性、品質、及び信頼性のために削減される。
【００３８】
例示的な填隙材２０２は、ミクロン粒子又はナノ粒子又はフレークを有するチョップドファイバー又はマイクロファイバーを使用して作成される。繊維は、最小限の熱膨張率、妥当な靱性、及び類似の又はより柔らかい弾性率（補強セグメント２０４、２０６と比較して）を有する熱硬化性樹脂、熱可塑性樹脂、又は発泡複合材を補強する。填隙材２０２は、半径又は曲率変化交点で補強セグメント２０４、２０６と外板２０８との間の間隙を充填するために使用される。
【００３９】
填隙材は、迅速な組み立てのために填隙材２０２を指定された形状に迅速に事前成形するために、自動プロセスを用いて形成することができるので、本明細書に記載の例示的填隙材２０２により、ツーリング及び処理の開発コストが削減される。最終的な硬化は、アセンブリを硬化させるために既存のオートクレーブプロセスを使用するため、追加の及び／又は高価なツーリング及び複雑なプロセス開発が不要になる。更に、填隙材の設計された熱機械的特性による改良された耐熱性は、界面の破壊によって生じる熱歪み及び／又は応力を最小限に抑え、熱的亀裂の影響を受けやすく、より大きな拘束ファスナを必要とする様々なラミネート又は単一ニードルの開発に関連する広範な工学コストを削減する。複合補強セグメント及び外板のための本明細書に記載された填隙材２０２は、界面の完全性を高め、必要とする界面構造からの統合支持が少なくなる。例示的填隙材はまた、軽量化及び燃料性能向上のために、シヤタイのような効率的な界面構造の開発を可能にする。
【００４０】
また、例示的填隙材により、填隙材を形成するために使用されうる自動プロセスのために製造及び労働時間が低減される。耐熱性が高い部品は、填隙材の製造時間を短縮するために使用されうる。耐熱性及び填隙材の界面品質が高まるので、表面処理もまた減らすことができる。ラミネート填隙材のトリミング、軟化、又は追加的損傷阻止ファスナ及び半径補強の必要がなくなり、更に製造時間及びコストが削減される。
【００４１】
上記より、例えば、航空機内のストリンガの強度を高め、その一方で製造時間及びコストを削減する例示的方法、装置及び製品が開示されたことが理解されるだろう。本明細書に記載の例示的装置は、熱膨張及び収縮に起因したストリンガ及び／又は外板の亀裂を防止するために、複合ストリンガ及び外板と共に使用されてもよい。
【００４２】
図７は、図２の例示的ストリンガ２００の第１の例示的補強セグメント２０４の例示的第２の部分２１４の第１の例示的な構成７００を示す。図２の例示的ストリンガ２００の第２の例示的補強セグメント２０６の例示的な第２の部分２１６はまた、本明細書に記載の第１の構成７００の相補的バージョンを介して実施されてもよい。図７に示される第１の構成７００では、ストリンガ２００の補強セグメント２０４の第２の部分２１４は、例示的第１の表面７０２、例示的第２の表面７０４、図２の例示的エッジ２３０、及び図２の例示的面取り部２２６を含む。第２の表面７０４は、第１の表面７０２の反対側に位置し、図２に関連して上述した例示的外板２０８などの航空機の複合構造体に連結される。エッジ２３０は、第２の表面７０４から第１の表面７０２に向かって延びる。補強セグメント２０４の第２の部分２１４は、エッジ２３０に沿って少なくとも０．１０インチの例示的な厚さ７０６を有する。面取り部２２６は、第１の表面７０２からエッジ２３０まで、第１の表面７０２に対して１２度から１８度の間の例示的な角度７０８で延びる。いくつかの例では、角度７０８は、およそ１５度である。
【００４３】
図７の図示された例では、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第２の表面７０４は、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第１の表面７０２と平行である。他の例では、第１の表面７０２は、第２の表面７０４が第１の表面７０２と平行にならないように、図７に示されるものとは異なる角度で第２の表面７０４に対して位置決め及び／又は形成されうる。図７の図示の例では、補強セグメント２０４の第２の部分２１４のエッジ２３０は、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第２の表面７０４に対して垂直である。他の例では、エッジ２３０は、エッジ２３０が第２の表面７０４に対して垂直にならないように、図７に示されるものとは異なる角度で第２の表面７０４に対して位置決め及び／又は形成されうる。
【００４４】
図７に示される第１の構成７００では、ストリンガ２００の補強セグメント２０４の第２の部分２１４は、第１の表面７０２と第２の表面７０４との間に位置する複数の例示的なプライ７１０を含む及び／又はそれから形成される。８つのそのようなプライ７１０が、図７の例示的実施例に示される。他の例では、プライ７１０の数は、８つよりも多くても少なくてもよい（例えば、６つ、１０、１２、１６など）。例えば、プライ７１０の数は、ストリンガ２００の補強セグメント２０４の第２の部分２１４の所望の厚さに対するプライ７１０のそれぞれの厚さに基づいて決定されてもよい。図８に関連して以下に更に説明されるように、図７のプライ７１０のそれぞれは、例示的なスタガ型の（ｓｔａｇｇｅｒｅｄ）プライ端７１２を提供するように配置される。
【００４５】
図７に図示された例では、プライ７１０は、第１の例示的プライ７１４、第２の例示的プライ７１６、第３の例示的プライ７１８、第４の例示的プライ７２０、第５の例示的プライ７２２、第６の例示的プライ７２４、第７の例示的プライ７２６、及び第８の実施例プライ７２８を含む。第１のプライ７１４は、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第１の表面７０２を形成する。第１のプライ７１４はまた、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の面取り部２２６を形成する。第８のプライ７２８は、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第２の表面７０４を形成する。第７のプライ７２６及び第８のプライ７２８は、補強セグメント２０４の第２部分２１４のエッジ２３０を形成する。
【００４６】
上述のように、図７の補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第２の表面７０４は、航空機の複合構造（例えば、図２の外板２０８）に連結される。そのような連結（例えば、結合、硬化などによる）の完了により、図７の補強セグメント２０４の第２の部分２１４の角度７０８、厚さ７０６、及びスタガ型のプライ端７１２は、複合構造体に対して補強セグメント２０４の増加した引き抜き荷重を提供することができ、更に、角度７０８、厚さ７０６、及びスタガ型の端７１２は、複合構造体に対して補強材セグメント２０４の減少した剥離モーメントを提供することができる。例えば、ＡＳＴＭ規格Ｄ４５４１に従って行われた剥離試験は、面取り部２２６の角度７０８をおよそ１５度に構成することにより、代替的に面取り部２２６の角度７０８をおよそ４５度又はおよそ９０度（例えば、四角い角）に構成することに関連した、補強セグメント２０４のそれぞれの引き抜き荷重に対する補強セグメント２０４の引き抜き荷重を増大させることを証明する。面取り部２２６の角度７０８をおよそ１５度に構成することによりまた、代替的に面取り部２２６の角度７０８をおよそ４５度又はおよそ９０度に構成することに関連した、それぞれの横方向の引張強度に対するストリンガ対複合構造体の横方向の引張強度を増大させる。
【００４７】
図８は、図７の例示的な補強セグメント２０４の例示的な第２の部分２１４の第１の例示的な構成７００に関連する例示的な製造工程８００を示す。図８の製造プロセス８００の例示的な第１の段階８０２の間、面取り部２２６の角度７０８はまだ形成されておらず、補強セグメント２０４はまだ硬化されていない。第１の段階８０２では、補強セグメント２０４の第２の部分２１４のプライ７１０のそれぞれは、互いに平行である。図８の第１の段階８０２の図示された例に示されるように、プライ７１０のそれぞれは、例示的なプライの厚さ８０４を有する。図８の例示的実施例では、１つ又は複数のプライ７１０は、１つ又は複数の連続的に積層されたプライ７１０に対して、例示的なずれた距離（ｓｔａｇｇｅｒ  ｄｉｓｔａｎｃｅ）８０６だけ横方向にずらして配置される。
【００４８】
例えば、図８に示すように、第１のプライ７１４、第７のプライ７２６、及び第８のプライ７２８は、概して、同じ横方向の範囲を有する。第２のプライ７１６は、第１のプライ７１４に対して横方向にずらして配置され、第３のプライ７１８は、第２のプライ７１６に対して横方向にずらして配置され、第４のプライ７２０は、第３のプライ７１８に対して横方向にずらして配置され、第５のプライ７２２は、第４のプライ７２０に対して横方向にずらして配置され、第６のプライ７２４は、第５のプライ７２２に対して横方向にずらして配置され、第７のプライ７２６は、第６のプライ７２４に対して横方向にずらして配置される。図８に更に示すように、第２のプライ７１６の横方向の範囲は第１のプライ７１４の横方向の範囲よりも小さく、第３のプライ７１８の横方向の範囲は第２のプライ７１６の横方向の範囲よりも小さく、第４プライ７２０の横方向範囲は第３のプライ７１８の横方向範囲よりも大きく、第５のプライ７２２の横方向範囲は第４プライ７２０の横方向範囲よりも大きく、第６のプライ７２４の横方向範囲は第５のプライ７２２の横方向範囲よりも大きく、第７のプライ７２６の横方向範囲は、第６のプライ７２４の横方向範囲よりも大きく、かつ第８のプライ７２８の横方向範囲と実質的に等しい。
【００４９】
図８の製造プロセス８００の例示的な第２の段階８０８の間に、面取り部２２６の角度７０８が形成され、続いて補強セグメント２０４が硬化される。いくつかの例では、補強セグメント２０４は、面取り部２２６の角度７０８が形成された後で、かつ補強セグメント２０４の第２の表面７０４が航空機の複合構造体に連結される前に、図８の第２の段階８０８で硬化される。他の例では、補強セグメント２０４の第２の表面７０４は、面取り部２２６の角度７０８が形成された後に、図８の第２の段階８０８で航空機の複合構造体に連結され、次いで補強セグメント２０４は、図８の第２の段階８０８で複合構造体と共硬化される。いくつかの例では、図８の製造プロセス８００は、有利には、図２の例示的ストリンガ２００などのストリンガを製造する過程でそうでなければ必要とされうる後硬化トリミング工程及び／又はエッジ密閉工程を除去する。
【００５０】
図９は、図２の例示的ストリンガ２００の第１の例示的補強セグメント２０４の例示的な第２の部分２１４の第２の例示的構成９００を示す。図２の例示的ストリンガ２００の第２の例示的補強セグメント２０６の例示的な第２の部分２１６はまた、本明細書に記載の第２の構成９００の相補的バージョンを介して実施されてもよい。図９に示される第２の構成９００では、ストリンガ２００の補強セグメント２０４の第２の部分２１４は、例示的第１の表面９０２、例示的第２の表面９０４、図２の例示的エッジ２３０、及び図２の例示的面取り部２２６を含む。第２の表面９０４は、第１の表面９０２の反対側に位置し、図２に関連して上述した例示的外板２０８などの航空機の複合構造体に連結される。エッジ２３０は、第２の表面９０４から第１の表面９０２に向かって延びる。補強セグメント２０４の第２の部分２１４は、エッジ２３０に沿って少なくとも０．１０インチの例示的な厚さ９０６を有する。面取り部２２６は、第１の表面９０２からエッジ２３０まで、第１の表面９０２に対して１２度から１８度の間の例示的な角度９０８で延びる。いくつかの例では、角度９０８は、およそ１５度である。
【００５１】
図９の図示された例では、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第２の表面９０４は、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第１の表面９０２と平行である。他の例では、第１の表面９０２は、第２の表面９０４が第１の表面９０２と平行にならないように、図９に示されるものとは異なる角度で第２の表面９０４に対して位置決め及び／又は形成されうる。図９の図示の例では、補強セグメント２０４の第２の部分２１４のエッジ２３０は、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第２の表面９０４に対して垂直である。他の例では、エッジ２３０は、エッジ２３０が第２の表面９０４に対して垂直にならないように、図９に示されるものとは異なる角度で第２の表面９０４に対して位置決め及び／又は形成されうる。
【００５２】
図９に示される第２の構成９００では、ストリンガ２００の補強セグメント２０４の第２の部分２１４は、第１の表面９０２と第２の表面９０４との間に位置する複数の例示的なプライ９１０を含む及び／又はそれから形成される。８つのそのようなプライ９１０が、図９の例示的実施例に示される。他の例では、プライ９１０の数は、８つよりも多くても少なくてもよい（例えば、６つ、１０、１２、１６など）。例えば、プライ９１０の数は、ストリンガ２００の補強セグメント２０４の第２の部分２１４の所望の厚さに対するプライ９１０のそれぞれの厚さに基づいて決定されてもよい。例えば、プライ９１０の数は、ストリンガ２００の補強セグメント２０４の第２の部分２１４の所望の厚さに対するプライ９１０のそれぞれの厚さに基づいて決定されてもよい。
【００５３】
図９に図示された例では、プライ９１０は、第１の例示的プライ９１４、第２の例示的プライ９１６、第３の例示的プライ９１８、第４の例示的プライ９２０、第５の例示的プライ９２２、第６の例示的プライ９２４、第７の例示的プライ９２６、及び第８の実施例プライ９２８を含む。第１のプライ９１４は、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第１の表面９０２を形成する。第１のプライ９１４はまた、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の面取り部２２６を形成する。第８のプライ９２８は、補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第２の表面９０４を形成する。第７のプライ９２６及び第８のプライ９２８は、補強セグメント２０４の第２部分２１４のエッジ２３０を形成する。
【００５４】
上述のように、図９の補強セグメント２０４の第２の部分２１４の第２の表面９０４は、航空機の複合構造（例えば、図２の外板２０８）に連結される。そのような連結（例えば、結合、硬化などによる）の完了により、図９の補強セグメント２０４の第２の部分２１４の角度９０８、厚さ９０６、及びスタガ型のプライ端９１２は、複合構造体に対して補強セグメント２０４の増加した引き抜き荷重を提供することができ、更に、角度９０８、厚さ９０６、及びスタガ型の端９１２は、複合構造体に対して補強材セグメント２０４の減少した剥離モーメントを提供することができる。例えば、ＡＳＴＭ規格Ｄ４５４１に従って行われた剥離試験は、面取り部２２６の角度９０８をおよそ１５度に構成することにより、代替的に面取り部２２６の角度９０８をおよそ４５度又はおよそ９０度（例えば、四角い角）に構成することに関連した、補強セグメント２０４のそれぞれの引き抜き荷重に対する補強セグメント２０４の引き抜き荷重を増大させることを証明する。面取り部２２６の角度９０８をおよそ１５度に構成することによりまた、代替的に面取り部２２６の角度９０８をおよそ４５度又はおよそ９０度に構成することに関連した、それぞれの横方向の引張強度に対するストリンガ対複合構造体の横方向の引張強度を増大させる。
【００５５】
図１０は、図９の例示的な補強セグメント２０４の例示的な第２の部分２１４の第２の例示的な構成９００に関連する例示的な製造工程１０００を示す。図１０の製造プロセス１０００の例示的な第１の段階１００２の間、面取り部２２６の角度９０８はまだ形成されておらず、補強セグメント２０４はまだ硬化されていない。第１の段階１００２では、補強セグメント２０４の第２の部分２１４のプライ９１０のそれぞれは、互いに平行である。図１０の第１の段階１００２の図示された例に示されるように、プライ９１０のそれぞれは、例示的なプライの厚さ１００４を有する。図１０の例示的実施例では、１つ又は複数のプライ９１０は、１つ又は複数の連続的に積層されたプライ９１０に対して、例示的なずれた距離（ｓｔａｇｇｅｒ  ｄｉｓｔａｎｃｅ）１００６だけ横方向にずらして配置される。
【００５６】
例えば、図１０に示すように、第１のプライ９１４、第７のプライ９２６、及び第８のプライ９２８は、概して、同じ横方向の範囲を有する。第２のプライ９１６は、第１のプライ９１４に対して横方向にずらして配置され、第３のプライ９１８は、第２のプライ９１６に対して横方向にずらして配置され、第４のプライ９２０は、第３のプライ９１８に対して横方向にずらして配置され、第５のプライ９２２は、第４のプライ９２０に対して横方向にずらして配置され、第６のプライ９２４は、第５のプライ９２２に対して横方向にずらして配置され、第７のプライ９２６は、第６のプライ９２４に対して横方向にずらして配置される。図１０に更に示すように、第２のプライ９１６の横方向の範囲は第１のプライ９１４の横方向の範囲よりも小さく、第３のプライ９１８の横方向の範囲は第２のプライ９１６の横方向の範囲よりも小さく、第４プライ９２０の横方向範囲は第３のプライ９１８の横方向範囲よりも小さく、第５のプライ９２２の横方向範囲は第４プライ９２０の横方向範囲よりも小さく、第６のプライ９２４の横方向範囲は第５のプライ９２２の横方向範囲よりも小さく、第７のプライ９２６の横方向範囲は、第６のプライ９２４の横方向範囲よりも大きく、かつ第８のプライ９２８の横方向範囲と実質的に等しい。
【００５７】
図１０の製造プロセス１０００の例示的な第２の段階１００８の間に、面取り部２２６の角度９０８が形成され、続いて補強セグメント２０４が硬化される。いくつかの例では、補強セグメント２０４は、面取り部２２６の角度９０８が形成された後で、かつ補強セグメント２０４の第２の表面９０４が航空機の複合構造体に連結される前に、図１０の第２の段階１００８で硬化される。他の例では、補強セグメント２０４の第２の表面９０４は、面取り部２２６の角度９０８が形成された後に、図１０の第２の段階１００８で航空機の複合構造体に連結され、次いで補強セグメント２０４は、図１０の第２の段階１００８で複合構造体と共硬化される。いくつかの例では、図１０の製造プロセス１０００は、有利には、図２の例示的ストリンガ２００などのストリンガを製造する過程でそうでなければ必要とされうる後硬化トリミング工程及び／又はエッジ密閉工程を除去する。
【００５８】
以上のことから、開示されたストリンガ補強複合パネルが多数の性能上の利点を提供することが理解されよう。例えば、開示されたストリンガ補強複合パネルにより、上記面取り角及びエッジの高さのパラメータを欠くストリンガ、並びに／又は上記スタガ型のプライ端を有するストリンガ補強複合パネルに対する、引き抜き荷重の増加、剥離モーメントの低減、及びストリンガ対複合構造体の横方向の引張強度の増加がもたらされる。
【００５９】
いくつかの例では、ストリンガが開示される。いくつかの開示された例では、ストリンガは、第１の表面、第２の表面、エッジ、及び面取り部を含む。いくつかの開示された例では、第２の表面は、第１の表面の反対側に位置し、航空機の複合構造体に連結される。いくつかの開示された例では、エッジは、第２の表面から第１の表面に向かって延びる。いくつかの開示された例では、面取り部は、第１の表面からエッジまで、第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度で延びる。
【００６０】
いくつかの開示された例では、角度はおよそ１５度である。いくつかの開示された例では、第２の表面は第１の表面に平行であり、エッジは第２の表面に垂直である。いくつかの開示された例では、ストリンガはエッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さを有する。いくつかの開示された例では、ストリンガは、第１の表面と第２の表面との間に位置する複数のプライを更に含む。いくつかの開示された例では、それぞれのプライは、スタガ型のプライ端を提供するように配置される。
【００６１】
いくつかの開示された例では、ストリンガは、補強セグメントを更に含む。いくつかの開示された例では、補強セグメントは、第１の表面、第２の表面、エッジ、及び面取り部を含む。いくつかの開示された例では、第２の表面は第１の表面に平行であり、エッジは第２の表面に垂直であり、補強セグメントはエッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さを有し、補強セグメントはスタガ型のプライ端を有する。
【００６２】
いくつかの例では、装置が開示される。いくつかの開示された例では、装置は、航空機の複合構造体と、複合構造体に連結されたストリンガとを含む。いくつかの開示された例では、ストリンガは、第１の表面、第２の表面、エッジ、及び面取り部を含む。いくつかの開示された例では、第２の表面は、第１の表面の反対側に位置し、かつ複合構造体に連結される。いくつかの開示された例では、エッジは、第２の表面から第１の表面に向かって延びる。いくつかの開示された例では、面取り部は、第１の表面からエッジまで、第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度で延びる。
【００６３】
いくつかの開示された例では、角度はおよそ１５度である。いくつかの開示された例では、第２の表面は第１の表面に平行であり、エッジは第２の表面に垂直である。いくつかの開示された例では、ストリンガはエッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さを有する。いくつかの開示された例では、ストリンガは、第１の表面と第２の表面との間に位置する複数のプライを更に含む。いくつかの開示された例では、それぞれのプライは、スタガ型のプライ端を提供するように配置される。
【００６４】
いくつかの開示された例では、ストリンガは、補強セグメントを更に含む。いくつかの開示された例では、補強セグメントは、第１の表面、第２の表面、エッジ、及び面取り部を含む。いくつかの開示された例では、第２の表面は第１の表面に平行であり、エッジは第２の表面に垂直であり、補強セグメントはエッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さを有し、補強セグメントはスタガ型のプライ端を有する。いくつかの開示された例では、角度、厚さ、及びスタガ型のプライ端が、複合構造体に対する補強セグメントの引き抜き荷重を増大させるように構成される。いくつかの開示された例では、角度、厚さ、及びスタガ型のプライ端が、複合構造体に対する補強セグメントの剥離モーメントを低減するように構成される。
【００６５】
いくつかの例では、方法が開示される。いくつかの開示された例では、方法は、ストリンガを航空機の複合構造体に連結することを含む。方法のいくつかの開示された例では、ストリンガは、第１の表面、第２の表面、エッジ、及び面取り部を含む。いくつかの開示された例では、第２の表面は、第１の表面の反対側に位置し、かつ複合構造体に連結される。いくつかの開示された例では、エッジは、第２の表面から第１の表面に向かって延びる。いくつかの開示された例では、面取り部は、第１の表面からエッジまで、第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度で延びる。
【００６６】
いくつかの開示された例では、方法は、面取りを形成することを更に含む。いくつかの開示された例では、方法は、面取りが形成された後で、かつストリンガが複合構造体に連結される前に、ストリンガを硬化させることを更に含む。他の開示された例では、方法は、面取りが形成された後で、かつストリンガが複合構造体に連結された後に、ストリンガ及び複合構造体を共硬化させることを更に含む。
【００６７】
方法のいくつかの開示された例では、ストリンガはエッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さを有し、ストリンガは第１の表面と第２の表面との間に位置する複数のプライを更に含む。いくつかの開示された例では、それぞれのプライは、スタガ型のプライ端を提供するように配置される。
【００６８】
更に、本開示は、以下の条項による実施例を含む。
条項１．  第１の表面と；第１の表面の反対側に位置し、かつ航空機の複合構造体に連結される第２の表面と；第２の表面から第１の表面に向かって延びるエッジと；第１の表面からエッジまで、第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度で延びる面取り部とを含むストリンガ。
条項２．  角度がおよそ１５度である、条項１に記載のストリンガ。
条項３．  第２の表面が第１の表面に平行であり、エッジが第２の表面に垂直である、条項１又は２に記載のストリンガ。
条項４．  ストリンガが、エッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さを有する、条項１から３のいずれか一項に記載のストリンガ。
条項５．  第１の表面と第２の表面との間に位置する複数のプライを更に含み、プライのそれぞれが、スタガ型のプライ端を提供するように配置される、条項１から４のいずれか一項に記載のストリンガ。
条項６．  第１の表面、第２の表面、エッジ、及び面取り部を含む補強セグメントを更に含む、条項１から５のいずれか一項に記載のストリンガ。
条項７．  第２の表面が第１の表面に平行であり、エッジが第２の表面に垂直であり、補強セグメントが、エッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さを有し、補強セグメントがスタガ型のプライ端を有する、条項６に記載のストリンガ。
条項８．  航空機の複合構造体と、複合構造体に連結されたストリンガとを含み、ストリンガが：第１の表面と；第１の表面の反対側に位置し、かつ複合構造体に連結された第２の表面と；第２の表面から第１の表面に向かって延びるエッジと；第１の表面からエッジまで、第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度で延びる面取り部と
を含む、装置。
条項９．  角度がおよそ１５度である、条項８に記載の装置。
条項１０．  第２の表面が第１の表面に平行であり、エッジが第２の表面に垂直である、条項８又は９に記載の装置。
条項１１．  ストリンガが、エッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さを有する、条項８から１０のいずれか一項に記載の装置。
条項１２．  ストリンガが、第１の表面と第２の表面との間に位置する複数のプライを更に含む、プライのそれぞれが、スタガ型のプライ端を提供するように配置される、条項８に記載の装置。
条項１３．  ストリンガが、第１の表面、第２の表面、エッジ、及び面取り部を含む補強セグメントを更に含む、条項８から１２のいずれか一項に記載の装置。
条項１４．  第２の表面が第１の表面に平行であり、エッジが第２の表面に垂直であり、補強セグメントが、エッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さを有し、補強セグメントがスタガ型のプライ端を有する、条項１３に記載の装置。
条項１５．  角度、厚さ、及びスタガ型のプライ端が、複合構造体に対する補強セグメントの引き抜き荷重を増大させるように構成される、条項１４に記載の装置。
条項１６．  角度、厚さ、及びスタガ型のプライ端が、複合構造体に対する補強セグメントの剥離モーメントを低減するように構成される、条項１４又は１５に記載の装置。
条項１７．  ストリンガを航空機の複合構造体に連結する方法であって、ストリンガが、第１の表面と；第１の表面の反対側に位置し、かつ航空機の複合構造体に連結される第２の表面と；第２の表面から第１の表面に向かって延びるエッジと；第１の表面からエッジまで、第１の表面に対して１２度から１８度の間の角度で延びる面取り部とを含む、方法。
条項１８．  面取り部を形成することと；面取り部が形成された後で、かつストリンガが複合構造体に連結される前に、ストリンガを硬化させることとを含む、条項１７に記載の方法。
条項１９．  面取り部を形成することと；面取り部が形成された後で、かつストリンガが複合構造体に連結された後に、ストリンガ及び複合構造体を共硬化させることとを含む、条項１７又は１８に記載の方法。
条項２０．  ストリンガが、エッジに沿って少なくとも０．１０インチの厚さを有し、ストリンガが、第１の表面と第２の表面との間に位置する複数のプライを更に含み、プライのそれぞれが、スタガ型のプライ端を提供するように配置される、条項１７から１９のいずれか一項に記載の方法。
【００６９】
本明細書では特定の例示的な方法、装置、及び製品が開示されるが、本特許出願の範囲はこれらに限定されるものではない。反対に、本特許出願は、本特許出願の特許請求の範囲内に公正に当てはまるすべての方法、装置、及び製品を包含する。
【図１】
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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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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【外国語明細書】
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2019202752000002.pdf
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