(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機翼のための複合スパーであって、
前記スパーは、
長さおよび幅を有し、前記スパーは、ウェブにより結合されるアッパおよびロアフランジを有し、複合材料の単一層は、前記アッパフランジの末端と前記ロアフランジの末端との間で、前記アッパフランジから前記ウェブを経由して前記ロアフランジへ延び、
前記スパーの断面ジオメトリは、
前記単一層の領域内で前記スパーの長さに沿った予め定められた基準点からの距離により変化し、前記単一層に沿って測定された前記アッパフランジの末端と前記ロアフランジの末端との間の前記幅方向への測地線距離は、前記スパーの長さに沿った距離に応じて、実質上、直線的に増加することを特徴とする複合スパー。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空宇宙分野で利用される複合材料構造物に関する。特に、限定しないが、本発明は、例えば、複合スパー、複合リブ、複合ストリンガー、あるいは同種類の長尺複合構造メンバに関する。また、本発明は、例えば、適正にプログラムされたコンピュータを利用することによる、このような長尺複合構造メンバの設計方法および製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
例えば、複合スパー、複合リブ、複合ストリンガー、あるいは同種類の長尺複合構造メンバは、概して、大部分あるいは局部的に構造物の構造支持体として利用される。スパーおよびリブは、例えば、翼枠あるいは胴体構造の主構造枠に利用される。ストリンガーは、例えば、補強メンバとして利用される。
【０００３】
長尺複合構造メンバは、このように、例えば、補強、強化、および／または他の構成部品等の支持のために、他の構成部品に隣接して適用される部品を有する。長尺複合構造に当接する構成部品は、例えば、航空機の表面を構成するパネルあるいは外板の形で隣接する。
【０００４】
このような長尺複合構造メンバは、Ｕ形、Ｔ形、Ｌ形あるいは他の適当な形状の断面を有することができる。典型的に、構造メンバは、補強／支持のための構造／部品の表面に隣接するのに適した形状および基部から突出するとともに補強／支持のための構造／部品の表面から離れているウェブ、構造メンバの補強／強化を増大させるウェブ、を有する基部を備える。ウェブは、時として構造メンバのブレードと呼ばれることがある。
【０００５】
補強／支持のための構造／部品の表面の厚さあるいはジオメトリは変化し、その結果、構造メンバに隣接した構造／部品の外観上に局所的特徴が生じる。これに伴い、構造メンバのジオメトリにおける付随する変化を要する。構造メンバのジオメトリにおける局部的変化は、しかしながら、複合構造の製造時に製造上の問題を導出することになる。例えば、航空機翼パネルの局部的な強度あるいは剛性を増大させるために、局部的に特別な剛性あるいは強度を要するパネルの厚さを変化させることは一般的な方法である。これは、翼ボックスの内側から見た時のパネル内のパッドアップをもたらす。これに伴い、結合されたスパーあるいはストリンガーの長さに沿った方向の増加に伴い、パネルの厚さは、局部的に厚い部分が増加し、その上薄い部分が減少する。パネルの厚さの変化に合わせるため、結合されたスパー／ストリンガーの基部は、相応じて増加および減少する必要がある。スパー／ストリンガーの形状は、それゆえ、その全長に沿った距離の作用として、その断面ジオメトリにおける局部的変化を含む。
【０００６】
パネルの補強として使用するための構造メンバの望ましい形状は、その結果、複雑化されるとともに、直線対称なジオメトリから偏向することになる。複雑化したジオメトリを有する複合構造メンバの製造は難しいところがある。構造メンバのジオメトリ断面の局部的変化を要する場合、製造工程中に欠陥がもたらされることがある。このような欠陥は、通常、局部的ジオメトリを考慮して過剰な材料が存在する、内部が圧縮あるいは折重なったファイバ材料の層に起因するものである。これは、典型的には、横方向の層の形で、最終製品内にクリースを生じさせる。欠陥もまた、局部的ジオメトリを考慮して過少な材料が存在する、内部に引張りおよび／または圧力が付加されたファイバ材料の層に起因するものである。これは、また、典型的には、長さ方向のクリースの形で、最終製品内にクリースを生じさせる。前述した欠陥のタイプ（過少な材料あるいは過剰な材料）のどちらかは、複合材料の内部に、望ましくない強度低下、および／または、局部的な応力が発生する結果となる。このような欠陥は、典型的には、強度低下の欠陥を打ち消すために、内部に特別な材料を付加することにより作られた適当なマージンが考慮されている。結果として生じる部品の強度に欠陥を生じさせると同時に、この技術は、重量の不利および過度な構造上の大型化をもたらす。
【０００７】
本発明は、上述された問題の１つ以上を軽減しようとするものである。選択的あるいは付加的に、本発明は、長尺複合構造メンバの改良された形状、および／または、その設計および／または製造の改良された方法を提供しようとするものである。
【発明の概要】
【０００８】
本発明の第１実施形態によれば、航空宇宙構造に使用される長尺構造メンバが提供され、
前記構造メンバは、多数の層を含む複合材料により構成され、
前記構造メンバは、基部と前記基部から延びるウェブとを有し、
前記構造メンバは、
構造物に隣接するように形成される前記基部上の第１表面と、
前記第１表面の反対側に位置する前記基部上の第２表面と、
前記第１表面と同様に前記複合材料内の同一の前記層に位置する前記ウェブ上あるいは内の第３表面と、
前記第２表面と同様に前記構造メンバの同じ側面上に位置する前記ウェブ上の第４表面と、
を定義し、
前記構造メンバの断面ジオメトリは、前記構造メンバの長さの少なくとも一部に沿った長さ方向の距離、前記構造メンバの長さの前記少なくとも一部の全長、前記第１表面上に置かれる第１概念的基準線および前記第３表面上に置かれる第２概念的基準線、および前記構造メンバの前記第１および第３表面に沿って測定された測地線距離、を横切って延びる測地線がそれぞれに存在する前記第１および第２概念的基準線、に応じて、前記第１および第２概念的基準線との間の前記測地線距離が、実質上、直線的に増加するように、その長さの少なくとも一部に沿って変化する。
【０００９】
したがって、本発明の第１実施形態の一例による長尺構造メンバは、その長さに沿った距離に応じて直線変化する展開された横幅を有する形状を持つことができる。この例における展開された横幅は、構造メンバの基部の遠端位置から構造メンバのウェブの遠端位置までの第１および第３表面に沿った測地線距離である。このような展開幅の直線変化は、構造メンバを形成する複合材料の層が、構造メンバの製造中に、局部的クリースおよび／または局部的延びのリスクを減少させる形で積層されることを許容する。これは、何故なら、製作中にファイバが平坦（平面）な材料の層を形成する状態から構造メンバを成形するために使用される金型の非平面ジオメトリの状態へ操作されている時に、材料のファイバは、共にクリース状になるあるいはばらばらに延びる必要がないからである。断面ジオメトリは、望ましくは、メンバの長さに沿った距離に応じて非直線に変化する。例えば、ウェブの高さは、横断面について考察した場合、構造メンバに沿った長さに伴い非直線に変化する。
【００１０】
展開幅が直線変化する構造メンバの設計は、基部の位置の移動とウェブの位置の移動とを調和させることにより実施することができる。このような技術は、図面を参照して以下に簡単に説明されるとともに、本願出願と同日の出願日を有し、代理人の整理番号がＸＡ２３４３で、タイトルが「複合パネル補強材」であり、出願人の同時係属の英国特許出願においても説明およびクレームされている。その出願内容は、この中で言及することにより十分に組み込まれている。本出願のクレームは、その特許出願で開示された特徴をどれでも組み込むことができる。特に、本出願のクレームは、第４表面が第３表面の方へ移動されると同時に第１表面が第２表面の方へ移動される構造メンバの長さに沿った方向の範囲内における距離の増加に伴い、その長さの少なくとも一部に沿って変化する構造メンバのジオメトリに関連する特徴を含むように補正することができる。本発明の構造メンバ（スパー、リブ、ストリンガー、あるいは他の長尺構造物）は、上述した関連する特許出願において説明あるいはクレームされたストリンガーの特徴に関連して定義することもできる。
【００１１】
選択的、あるいは付加的に、展開幅が直線変化する構造メンバの設計は、例えば、基部が構造メンバの長さに沿って上方および／または下方へ移動された時に、大きさが変化するウェブと基部との間の面取り／曲げられた部分を採用することにより実施することができる。このような技術は、図面を参照して以下に簡単に説明されるとともに、本願出願と同日の出願日を有し、代理人の整理番号がＸＡ２３４５で、タイトルが「長尺複合構造メンバの改良」であり、出願人の同時係属の英国特許出願においても説明およびクレームされている。その出願内容は、この中で言及することにより十分に組み込まれている。本出願のクレームは、その特許出願で開示された特徴をどれでも組み込むことができる。特に、本出願のクレームは、例えば、基部が構造メンバの長さに沿って上方および／または下方へ移動された時に、大きさが変化するウェブと基部との間の面取り／曲げられた部分のような形状が存在することに関連する特徴を含むように補正することができる。本発明の構造メンバは、上述した関連する特許出願において説明あるいはクレームされた構造メンバの特徴に関連して定義することもできる。
【００１２】
選択的、あるいは付加的に、展開幅が直線変化する構造メンバの設計は、ウェブが構造メンバの長さに沿った距離に応じて基部から延びる角度を変化させることにより実施することができる。本発明の実施形態では、構造メンバのジオメトリは、第３表面が、概して、構造メンバの長さ方向と一致する軸線の回りに捩れるように、その長さに沿った方向の範囲内の距離の増加に伴い変化する。第３表面の捩れは、大部分が構造メンバの長さに沿って第１部位へ向う一方向のものとすることができるとともに、大部分が構造メンバの長さに沿って第２部位へ向う反対方向のものとすることができる。
【００１３】
第３表面の捩れは、実質的には、例えば、第３表面が、隣接した部分間の境界での傾斜が大きく変化する異なる傾斜の表面の隣接した部分を含むようにして、段階的に発生する。第３表面の捩れは、メンバの長さに沿った距離の増加に伴い累進的に（単調な形で）捩れる１つ以上の領域を含む。
【００１４】
本発明の確定した実施形態は、本発明の第１態様に基づくジオメトリを有していないが、このような捩れた第３表面を有することができる。したがって、本発明の第２態様によれば、航空宇宙構造物に使用される長尺構造メンバてあって、
前記構造メンバは、多くの層を含む複合材料により構成され、
構造メンバは、基部と前記基部から延びるウェブとを有し、
前記構造メンバは、
構造物に隣接するように形成される前記基部上の第１表面と、
前記第１表面の反対側に位置する前記基部上の第２表面と、
前記第１表面と同様に前記複合材料内の同一の前記層に位置する前記ウェブ上あるいは内の第３表面と、
前記第２表面と同様に前記構造メンバの同じ側面上に位置する前記ウェブ上の第４表面と、
を定義し、
前記構造メンバの断面ジオメトリは、
前記構造メンバの前記長さに沿った方向に付与される距離の増加に伴い、前記第３表面が、概して前記構造メンバの前記長さ方向と一致する軸線の回りに捩れるようにして、その長さの少なくとも一部に沿って変化し、前記第３表面の捩れは、大部分が前記構造メンバの前記長さに沿った第１部位へ向けて一方向に生じるとともに、大部分が前記構造メンバの前記長さに沿った第２部位へ向けて反対方向に生じる。
【００１５】
本発明の第２態様の実施形態による構造メンバは、メンバの長さに沿った距離の増加に伴い直線変化する展開幅を有する形状を必要としないが、このような直線変化関係に対する偏りは、複合構造メンバの製作時に利益が得られる程度まで捩ることにより減少させることができる。例えば、このような捩れおよび逆の捩れを含むウェブの特徴は、構造メンバの製作中、局部的クリース、局部的応力および／または局部的延びのリスクを減少させる形で、構造メンバを形成する複合材料の層が積層されることを許容する。
【００１６】
第１部位は、構造メンバの長さの４分の１よりも長くすることができる。第２部位は、構造メンバの長さの４分の１よりも長くすることができる。本発明の一実施形態では、本発明の第２態様に関連して、航空機翼のための複合スパーが提供され、スパーは長さと幅とを有し、スパーはウェブにより結合されるアッパおよびロアフランジを有し、複合材料の単一層は、層の一対のエッジ間を、アッパフランジからウェブを経由してロアフランジまで延び、スパーの断面ジオメトリは、単一層の辺りでスパーの長さに沿った距離に基づき変化し、また、一対のエッジ間で単一層に沿って測定された横測地線距離は、層の長さに沿った距離に応じて実質的に直線に増加する。
【００１７】
長尺構造メンバは、長さにより変化するにもかかわらず、概して形状が同じタイプである、断面ジオメトリを有することができる。断面形状は、例えば、２つの基部と該基部間を延びるウェブとを有し、ウェブが各基部の中心線からあるいはその近傍に突出するＨ形状とすることができる。断面形状は、例えば、２つの基部と該基部間を延びるウェブとを有し、ウェブが各基部のエッジからあるいはその近傍に突出する、Ｕ形状とすることができる。断面形状は、例えば、隣接する同一の表面に向けた２つの基部と該２つの基部から延びるウェブとを有し、ウェブが２つの基部を結合する端部と反対側の露出された端部を有するブレードの形で構成されるＹ形状とすることができる。断面形状は、例えば、１つの基部と該基部のエッジから延びるウェブとを有し、ウェブが基部を結合する端部と反対側の露出された端部を有するブレードの形で構成されるＬ形状とすることができる。
【００１８】
本発明は、上記に定義されたように、構造メンバ自身に関連するとともに構造メンバが隣接するのに適合した構造物（例えば、翼パネルのような部品）を必然的に含まないことが、認識されるであろう。
【００１９】
本発明の長尺構造メンバは、航空機における構造物の部分を形成することができる。例えば、構造メンバが部品／構造物に取り付けられた、例えばスパーの形で、他の部品／構造物、例えば航空機の翼パネルの形で、構造メンバが提供されることがある。
【００２０】
本発明は、航空宇宙構造物（例えば、胴体、翼枠、あるいはそれらの一部）、ここで説明あるいはクレームされた本発明のいくつかの態様に基づく構造メンバに対応して、外板のインナ表面が長尺構造メンバの基部に隣接して外板により定義されたアウタ表面を提供する。例えば、外板は、構造メンバ、例えば、その上に外板が取り付けられるスパー、本発明に基づく構造メンバ（スパー）、により構造物の内側から支持することができる。
【００２１】
本発明は、航空機、インナ表面がここで説明あるいはクレームされた本発明のいくつかの態様に基づく長尺構造メンバの基部に隣接する外板により定義されるアウタ表面も提供する。
【００２２】
本発明は、構造メンバがここで説明あるいはクレームされた本発明のいくつかの態様に基づく構造メンバである長尺複合構造メンバのための設計モデルを構築する方法をさらに提供する。
【００２３】
ウェブにより結合されるアッパおよびロアフランジを有する航空機翼スパーのための設計モデルを構築する方法をも提供し、
作成されるスパーのアッパおよびロアフランジの両方の少なくとも一部の望ましいジオメトリ、スパーの長さに沿った距離の非直線関数として変化するとともにスパーの末端でのフランジ間の分離距離がスパーの先端でのフランジ間の分離距離よりもより重大に変化するフランジ間の分離距離、を表す第１データを提供するステップ、
(i)スパーモデルの長さに沿った距離と(ii)アッパおよびロアフランジ間の分離距離に基づき変化する距離パラメータとの間の直線関係に対して偏りが存在する第１データにより確定された範囲で、ウェブとスパーモデルのジオメトリの変化が発生することを含むスパーモデルのアッパおよびロアフランジとの形状を定義する第２データを生成するステップ、および、
基部とウェブとを含む構造メンバモデルを出力するための前記第１データおよび前記第２データを使用するステップ、
の各ステップを含む方法も提供される。スパーのジオメトリのいくつかの態様は、第１データにより明細書に指定しないままにしておく。第１データは、スパーにより支持される荷重に関係するデータ、および／または、例えば、フランジが隣接する翼パネルの形状等の、アッパおよび／またはロアフランジのジオメトリに関するデータを含むことができる。距離パラメータは、アッパおよびロアフランジの末端のエッジ間の測地線距離を測定することで得ることができる。距離パラメータは、スパーの展開幅の測定により得ることができる。距離パラメータは、(a)一方のラインがアッパおよびロアフランジの１つ上に位置されるとともに他方のラインがウェブ上にあるか、または(b)一方のラインがアッパおよびロアフランジの１つ上にあるとともに他方のラインが別のアッパおよびロアフランジ上に位置されるように、第１および第２測地線ライン間の測地線距離とすることができる。測地線ラインの少なくとも１つは、例えば、スパーモデルのフランジ上の外観表面上に置かれている。測地線ラインの少なくとも１つは、例えば、スパーモデルのウェブ上／内の表面上に置かれている。しかしながら、測地線距離がそのレベル（モデルに基づき製造された複合スパーのファイバ材料の単一層に、対応、あるいは平行するレベル）の範囲内で簡単に測定することができるように、第１および第２測地線ラインが相互にモデル内の同じレベルにある表面上に置かれる方が好ましいことが、認識されるであろう。
【００２４】
第１データは、スパーが隣接するのに適合するリブあるいは翼外板のモデルを定義するデータの集まりの少なくとも一部を形成することができる。スパーモデルのフランジの少なくとも１つの望ましい形状は、これにより、このようなデータの集まりから間接的に得ることができる。
【００２５】
本発明の実施形態では、スパーモデルのジオメトリにおける変化は、スパーモデルに基づき層をなす複合材料から作られたスパーにおけるクリースができる欠陥のリスクを減少させるのに有利に発生する。例えば、スパーの形状は、ウェブとフランジとの間の角度がスパーの長さに沿った距離に応じて変化するようにフランジに関係して配置されたウェブを含む。スパーの形状は、スパーモデルの長さに沿った距離と距離パラメータとの間の直線関係からのいかなる偏りも減少させるように設計することができる。
【００２６】
設計方法は、望ましくは、例えば、適当にプログラムされたコンピュータの使用を伴い、電子工学的に実施されることが望ましい。ひとたびスパーモデルが生成されると、スパーは、そうして生成されたモデルに基づき製造することができる。スパーモデルの設計は、このような製造の方法の使用を他国に輸出されたスパーモデルの典型が示されている電子データを伴い、一国内で実施することができる。
【００２７】
本発明は、スパーを製造する方法も提供し、その方法は、
ここで説明あるいはクレームされた発明のいかなる態様に基づく設計方法により生成されたスパーモデルに基づくプロフィールを有する金型を提供するステップと、
金型上に複合材料の層を蓄えるステップと、
それから複合材料の層を矯正するステップと、
の各ステップを含む。
【００２８】
本発明の一態様に関連して説明された特徴を、本発明の他の態様に組み込むことができることは、もちろん、認識されるであろう。例えば、本発明の方法は、本発明の構造メンバに関連して説明されたいかなる特徴も組み込むことができるし、またその逆も同様である。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】本発明の第１実施形態に基づき設計されたスパーの側面図である。
【図２】本発明の第１実施形態の一部を形成するスパー設計の方法が使用されたスパーの設計された概略的な形状を示す図である。
【図３】３ａ、３ｂは、図１のスパーの形状を定義する設計モデルに到達するまでの電子的に操作される図２に示されるモデルの態様を示す図である。
【図４】図１のスパーの形状を定義する設計モデルに到達するまでの電子的に操作される図２に示されるモデルの態様を示す図である。
【図５】５ａ、５ｂは、図１のスパーの形状を定義する設計モデルに到達するまでの電子的に操作される図２に示されるモデルの態様を示す図である。
【図６】図１のスパーの形状を定義する設計モデルに到達するまでの電子的に操作される図２に示されるモデルの態様を示す図である。
【図７】７ａ、７ｂは、図１のスパーの形状を定義する設計モデルに到達するまでの電子的に操作される図２に示されるモデルの態様を示す図である。
【図８】図１のスパーの形状を定義する設計モデルに到達するまでの電子的に操作される図２に示されるモデルの態様を示す図である。
【図９】図１のスパーの形状を定義する設計モデルに到達するまでの電子的に操作される図２に示されるモデルの態様を示す図である。
【図１０】１０ａ、１０ｂは、図１のスパーの形状を定義する設計モデルに到達するまでの電子的に操作される図２に示されるモデルの態様を示す図である。
【図１１】１１ａ、１１ｂは、図１のスパーの形状を定義する設計モデルに到達するまでの電子的に操作される図２に示されるモデルの態様を示す図である。
【図１２】本発明の第２実施形態に基づきスパーを設計する方法を図解するフローチャート図である。
【図１３】１３ａ〜１３ｄは、本発明の第３実施形態に基づくスパーのモデルを図解したものである。
【発明を実施するための形態】
【００３０】
図１は、この実施形態において翼の形で航空宇宙構造物に使用するに向けた、この実施形態におけるスパー２の形での構造メンバを示す。スパー２は、多くの層を含む複合材料により構成される。スパー２は、翼のアッパおよびロア表面に続く２つのフランジ４、６を有する。このように、スパー２は、ウェブ８によりロアフランジ６に連続するアッパフランジ４を有する。アッパフランジ４（スパーの基部を形成すると考えられる）は、アッパ翼外板（図示せず）の内側面に隣接するように形成された第１表面１０を有する。アッパフランジ４の第１表面１０の反対側は、第２表面１２である。アッパフランジ４上の第１表面１０は、ウェブ８上の第３表面１４、スパー２と同じ側にあるとともにこれにより相互に複合材料構造物内の同じ層でもある第１および第３表面に接する。第３表面１４の反対側には、第４表面１６がある。第４表面１６は、これによりウェブ８上、第２表面１２に対してスパー２の同じ側面上、および第２表面１２に対して複合材料構造物内の同じ層に位置する。アッパフランジ４と同様の方法で、ロアフランジ６（スパーの別の基部を形成すると考えられる）は、ロア翼外板（図示せず）の内側面に隣接するように形成される第５表面１８、スパー２に対して同じ側面上にあるとともにこれにより第１および第３表面１０、１４に対して複合材料構造物内の同じ層にも位置する第５表面１８、を含む。ロアフランジ６上には第６表面２０もあり、該第６表面２０は、第２および第４表面１２、１６に対してスパー２と同じ側面上にあるとともにこれによりそれら表面に対して複合材料構造物内の同じ層にも位置する。複合スパーの製造中、例えば、ホットドレープ成形工程により、インナモールドライン(IML)が第２、第４および第６表面により定義されるのに対して、アウタモールドライン(OML)が第１、第３および第５表面により定義されることは、認識されるであろう。
【００３１】
図１に示されるスパー２のジオメトリは、図２〜１１ｂにより図解された方法に基づき設計される。本発明の第１実施形態の方法は、
（１）アッパフランジ４上の第１表面１０は、スパーとアッパ翼外板との間のインターフェースで翼外板のジオメトリを設計するのに適合および一致させたジオメトリを有し、
（２）ロアフランジ６上の第５表面１８は、スパーとロア翼外板との間のインターフェースで翼外板のジオメトリを設計するのに適合および一致させたジオメトリを有し、
（３）スパーの第１、第３および第５表面のジオメトリは、その展開された形状が有効に２次元平面となる
というスパーのジオメトリを生成する。
【００３２】
部品の展開された形状が２次元平面であるようにすることにより、ホットドレープ成形工程中に蓄えられたファイバマットの層が、共にクリースになったファイバ、延ばされたファイバあるいは望ましくないクリースあるいは内部応力を伴わずに、インナおよびアウタモールド表面より定義されるスパーの設計されたジオメトリに適合させるため、折り畳むおよび処理することができるようにする。
【００３３】
次に、第１実施形態に基づくスパー２の生産に用いられる設計の方法の記述に続く。
【００３４】
図２は、スパーの概略の全体の設計されたジオメトリが組み込まれているスパーのモデルを示す。このように、第１および第５表面１０、１８は、ジオメトリのいかなる要求される局部的変化も組み込まれていないが、翼の通常の曲率（この場合、ある種類の、典型的にガルウィング形状と呼ばれる、翼からの距離が増加する距離率半径の減少を伴う下側表面を有する形状）を定義する。図２に示されるモデルは、平面であるウェブ表面を有する。第１および第５表面１０、１８は、ウェブとフランジとの間にフィレット／コーナー半径を設けずに９０度の角度でウェブに接する。想像上の基礎となる基準線RLは、この場合、図２に示されるモデルのアッパフランジヒールラインと一致する基準線と定義される（基準線RLは、特別な部品ジオメトリに基づき選択されるとともに、製造時に結果的にスパーを形成する複合材料のファイバ軸から独立している）。この実施形態における基準線は、ヒールラインRLから離れて間隔を空けているが平行する、例えば、図１にも示される基準線RL´等に基づくあるいは参照する幾何学的操作後の全てと等しく、いくつかの他のラインにより定義することが可能なアッパフランジヒールラインに一致する。
【００３５】
図２は、翼外板ジオメトリに一致させるためにパッドアップ／厚さ変化を要する２つの領域PU1およびPU2（２対の破線３２により定義される図２内の領域）をも示す。図３ａに示されるように、第２基準線ABは、ロアフランジ６とウェブ８との間の接続部の先端で、点A、Bを結ぶ直線として定義される。スプライン線３０は、それから、後述する方法により生成した多数のオフセット点２４により生成される。
【００３６】
図３ａおよび３ｂを参照すると、基準線RLおよび法線NLの長さに沿って選択される点２２は、ラインNLが選択された点２２から基準線RLに垂直かつウェブ８の平面内の方向へ延びることができるように作成されている（図３ａに示される名目上のラインNL1に平行するライン）。オフセット点２４は、それから、（ａ）ロアフランジエッジが法線NLを遮断する点２８ａと（ｂ）ラインABが法線NLを遮断する点２８ｂとの間隔に等しい距離で、ロアフランジエッジ２６からウェブ８に対して垂直な方向へ離れた点で作成される。
【００３７】
図４に示されるように、オフセット点２４を生成するステップは、このようなオフセット点２４の全てをつないだ円滑なスプライン３０を作成することができることが十分に可能となるように、何度も繰り返される。オフセット点は、特に、パッドアップ／厚さ変化の境界線ならびに厚さ／ジオメトリ変化の最大値および最小値で生成される。
【００３８】
この方法（想像上の直線の基準線ABからのロアフランジエッジ２６の分離距離に基づく直線オフセットを伴う）でスプライン線３０を創作するにより、スパーの展開幅は、スパーの長さに沿った距離の関数で直線変化する展開幅に接近させることで得ることができる。
【００３９】
図５ａを参照すると、２つの新規表面８´および１８´が生成され、新規表面はスプライン線３０で接している。パッドアップ／厚さ変化の境界３２は、境界３２を上方へ突き出させることにより、新規表面８´、１８´上に位置される（例えば、最初の平面のウェブ表面８の法線）。ランプ境界３４もまた、パッドアップ領域PU、PU2の厚さの変化がランピング領域R1、R2を経由して漸次に到達することができるように、適当な位置で作成される。
【００４０】
図５ａは、基準線RLの長さに沿った１０の位置P1からP10までを示す。位置P1およびP10は、基準線RLの端に位置される。位置P2、P5、P6およびP9は、ランピング領域R1およびR2の始まりおよび終わりにより定義される。位置P3、P4、P7およびP8は、パッドアップ領域PU、PU2により定義される。基準線RLに沿ったP1からP10までの各位置で、アッパフランジラインと修正されたウェブライン８´との間の角度θは、例えば、基準線RLに平行する法線を有する平面による断面内で測定され、決定される。図５ｂは、例として、位置P2で測定された角度θ２を概略的に示す。そして、図５ａおよび５ｂは、１０箇所のみのこのような角度が測定されることを意味し、もし、作成された測定値の正確な修正ができるように、適正であると考えるならば、中間位置が測定されることは認識されるであろう。
【００４１】
そして、図６を参照すると、基準点P1から他方の各位置P2からP10までの直線長さLL２からLL１０までが測定される。
【００４２】
図７ａおよび７ｂを参照すると、位置P1からP10までの各位置に、アッパフランジエッジ（基準線RLと一致する）とロアフランジエッジ２６との両方で、コーナー／フィレット半径が付加されている。コーナー／フィレット半径の大きさは、展開幅に基づき決定される。展開幅は、距離DL１、DL２およびDL３（図７ｂ参照）を決定することにより、このステップで計算され、測定された距離DL１、DL２およびDL３の合計に等しくなるスパーモデルの展開幅（半径を伴わない）である。図７ｂに示されるように、距離DL１は、アッパフランジラインの高さであり、距離DL２は、修正されたウェブ形状８´の幅であり、距離DL３は、ロアフランジラインの高さである。第１位置P1で半径ra１は、それから、アッパフランジエッジに向けて配置されるとともに、同様に、半径rb１（図７ｂのみに示される）は、同一断面位置で、ロアフランジエッジに配置される。
【００４３】
アッパおよびロアフランジエッジで半径ra１−ra１０、rb１−rb１０は、スパーの展開幅DWとスパーの長さに沿った距離との間の関係の直線関係からの偏りがより減少するように配置される。
【００４４】
図８を参照すると、パッドアップ／厚さ変化表面PU１、PU２は、それから、フランジが形成された表面を内側へOML表面からIML表面に向う方向へジョッグリングするとともに、その結果として、修正されたウェブ表面８´を外側へIMLからOMLに向う方向へジョッグリングすることにより、モデルが付加される。フランジ表面内でジョッグルに一致させるためにウェブ表面８´をジョッグリングすることより、スパーの展開幅は、スパーの長さに沿って付与されたいかなる点で、著しく変更されることはない。
【００４５】
ランプ表面RR１、RR２は、それから、図９に示されるパッドアップ／厚さ変化表面PU１、PU２をつなぐように創作される。このように、第１パッドアップ領域PU１の両側のランピング領域RR１および第２パッドアップ領域PU２の両側のランピング領域RR２がある。
【００４６】
図１０ａおよび１０ｂを参照すると、スパーの長さに沿って連続する位置Pｎにおける展開幅DWｎが計算されるとともに、半径rb１−rb１０は、展開幅がスパーに沿って長さLLｎで直線に増加することができるように変化する。設計された位置Pｎにおける展開幅DWｎは、以下の式により計算することができ、
DWｎ＝DW１＋K LLｎ
ここで、DWｎは位置P１における展開幅であり、Kは（DWend−DW１）／（スパーの長さ）であり、LLｎは位置P１からの位置Pｎのスパーの長さに平行する方向への直線距離間隔である。このように直線変化する展開幅を提供するための半径raｎおよびrbｎは、以下の式を満足することにより計算することができ、
【数１】
0005686286.tif 000002
ここで、DLｎ＝位置Pｎにおける半径を伴わないスパーの展開幅である（DL１＋DL２＋DL３に等しい−図７ｂ参照）。DWｎ、DLｎ、θｎおよびΦｎは、既定のおよび／または計算することが可能で、数値raｎおよびrbｎが設定されるある程度の柔軟性を有する。例えば、raｎおよびrbｎは、等しいかあるいは一方が他方よりも大きい固定された率であることを要する。
【００４７】
結果として生じた幾何学的形状は、それから、物理的に可能であるよりもきつい半径に適合する複合材料の層を必要としない表面とすることができるように見直され、展開幅が直線変化を維持することができるように、表面の混和／円滑化および半径値の再計算を要する。工程のこの最後のステップは、繰り返されるとともに適当なジオメトリに到達する前にいくつかの再計算および補正を要する。スパーのジオメトリは、それから、複合スパーが当技術分野における通常の技術により作成される金型の製作に使用される。
【００４８】
図１１ａおよび１１ｂは、曲線を伴うアッパフランジ表面２７を有する複合スパーを示す。もし、このような形状を有するスパーが第１実施形態の方法に利用されていたとしたら、確実な調整をすることが必要である。この場合、基準線RLは、曲線Ｃ、Ｄの端部間の直線として定義される。もし、アッパ表面２７における曲率が著しいのであれば、それから、基準線RLが曲線の端部に一致しているところから、同じ状況を維持しながら、ロアフランジ表面の方へ移動させる必要がある。このように、図１１ｂに示される断面Ａ−Ａに向けて（右にアッパフランジが示されるとともに左にロアフランジ６が示される）、基準線RLは、アッパフランジエッジ２７から大きく引き離される。基準線RLは、アッパフランジエッジに平行しないラインにより選択的に定義され、同じ基準線が、その後に行われる幾何学的操作の全てが基づくあるいは参照するための、固定されたラインとして使用されることは、（本発明の少なくともこの実施形態では）重要である。
【００４９】
図１２は、第２実施形態に関する航空宇宙構造物に使用するための構造メンバを設計する方法に基づくフローチャートを図解するものである。その方法は、本発明の第１実施形態の方法に類似している。第１ステップ２０１では、製造するための複合スパーの呼び基準形状は、望ましい翼ジオメトリに基づくスパー形状を生成することにより定義されるが、複合材料から製作されるスパーに関連する因子は無視する。典型的には、このようなスパーは、平面領域と曲面領域とを有する。第１ステップ中、このような曲面領域は、除去されるとともに平面間の適当に定義されたエッジに置き換えられる。このようにして、アウタモールド表面は定義される。
【００５０】
第２ステップ２０２では、インナモールドラインは、アウタモールドラインからスパー構造物の最小限の要求される厚さまでオフセットさせることにより定義される。次のステップ、第３ステップでは、捩れているウェブ表面は、構造物のアッパおよびロアフランジの一方あるいは他方が延ばされ、その結果として発生する、アッパおよびロアフランジエッジ間のウェブ内の捩れにより定義される。ウェブは、これにより、メンバの全長に沿ってフランジに対してもはや垂直ではない。捩れ角度はより重要であり、厳密には直線変化する展開幅からの偏りが最も重要である。
【００５１】
第４ステップ２０４では、翼外板における厚さ変化、アッパおよびロアフランジ表面上の要求されるパッドアップあるいはパッドダウンに付加されるとともに、結果的に、対応するパッドアップ／パッドダウン表面に、第５ステップ２０５においてウェブ表面が付加される。ランプ範囲は、パッドアップ領域が漸次に到達されるようにも設定する。フランジ内のジョッグルに一致しているジョッグルをウェブに付加することにより、スパーの直線変化する展開幅からの偏りが減少される。そして、第１ステップ２０１から第５ステップ２０５までのステップにより生成された表面は、それから、表面を変形させることにより、混和され、その結果、円滑に変化する表面が作成される（第６ステップ２０６）。設計された展開幅は、それから、スパーの長さに沿った多数の位置、結果的に生成されるモデルが、製造中に材料を蓄えることに起因する欠陥がない、設計された直線変化する展開幅ジオメトリに十分に接近するジオメトリを有することができるようにする、十分に小さくなる位置の分割間隔、に向けて計算される（例えば、複合材料層内のファイバの突出あるいは延びにより生じるクリースのリスクを実質的に排除する）。フィレット半径は、それから、計算されるとともに、第７ステップ２０７では、ウェブフランジ接合部で挿入される。多数の位置間の領域は、第６ステップを繰り返すことによる、変形／改ざんにより再定義される。最終チェックでは、スパーに沿った展開幅における変化が確かめられるとともに実質的な直線変化関係からのいくつかの偏りが計算される。もし、欠陥のリスクがあるようならば、それから、偏りがなくなるまで第６ステップ２０６と第７ステップ２０７とを繰り返すことにより、半径が再び調整される。それは、しかしながら、ステップ２０７を繰り返す必要がないことを期待する。それは、第１実施形態とは対照的に言及され、フィレット／コーナー半径は、パッドアップおよびランピング領域が挿入された後、モデルの中へ挿入される。
【００５２】
図１３ａから１３ｂまでは、本発明の第３実施形態によるスパーを概略的に図示する。スパーは、樹脂基体内に埋め込まれるファイバ材料から作られる。適当に定義されたエッジおよび図１３ａに示される層内に境界がある間、複合材料の層により、このような鋭いエッジを簡単に成形することが容易ではないことは、認識されるであろう。実際には、典型的には、スパーの形状に対して鋭いエッジを持たず、その代わりとして、一方の傾斜部と他の傾斜部との移動間に円滑な半径が存在する。図１３ａに示される層は、翼パネルおよび第２表面（図１３ａには図示しない）に隣接させるために形成されている第１表面１１０を有する。スパーは、ロアフランジ１０６から延びるウェブ１０８も含む。ウェブ１０８上には、第１表面１１０のように、複合材料内の同一層に位置する定義された第３表面１１４がある。第３表面１１４と反対側のウェブ上には、第４表面もある。第２表面のように、第４表面はスパーと同じ側にある（第２および第４表面は図１３ａに図示されていない）。
【００５３】
スパー１０２の断面ジオメトリは、その長さに沿って変化する。特に、ロアフランジ１０６のジオメトリは、隣接するために当接する翼パネルにおけるパッドアップおよび厚さ変化に合せるためのジオメトリ変化を有する（翼パネルは図１３ａに示されていない）。ウェブ１０８の断面ジオメトリも、ロアフランジ１０６のジオメトリにおける変化に応じて、スパー１０２の長さに沿って変化する。特に、スパーの展開幅は、長さLの増加に伴い直線に増加する。この実施形態における展開幅は、ロアフランジ１０６の末端エッジ１０６ｅとアッパフランジ１０４の末端エッジ１０４ｅとの間の測地線距離として測定される。
【００５４】
それは、もちろん、アッパおよびロアフランジ１０４、１０６のエッジ１０４ｅ、１０６ｅを測地線ライン上に設定する必要がないことが認識されるであろう。例えば、それらエッジ１０４ｅ、１０６ｅの領域内のアッパあるいはロアフランジ１０４、１０６内に、非直線関係の長さを伴う変化のためのこのような領域における展開幅をもたらす切欠きがあってもよい。このような切欠きは、しかしながら、本発明の利益を損なうことがない。それにより、スパーの長さに沿った距離との直線関係において、（このような切欠きを伴わない領域内で）展開幅が増加され、複合スパー１０２内に形成される欠陥のリスクの結果としての減少を伴い、ファイバの隆起および／または複合層のクリースのリスクを減少させる。図１３ａから１３ｄは、それぞれ、ロアフランジ１０６上の第１測地線基準線とウェブ１０８上の第２測地線基準線との間の測地線距離を示し、スパーの長さに沿った距離を伴い直線的にも変化する。このように、第１測地線ライン１５０は、第１表面１１０上（ロアフランジ１０６上）で定義されるとともにスパー１０２の全体の長さに沿って延び、第２測地線ライン１５２は、第３表面１１４上（ウェブ１０８上）で定義され、スパー１０２の全体の長さに沿っても延びる（当業者は、もちろん、ラインのジオメトリが、２次元のその表面の範囲内に限定されるとともに、測地線距離の用語が、同じように使用される場合、測地線ラインの用語は、この中で、表面上の２つの点間の可能な最短距離を表すラインを意味して使用されることが認識されるであろう）。
【００５５】
第１測地線ライン１５０は、平面（例えば、図１３ａにおける平面１５４により表される平面に平行する平面）の範囲内に含まれる。しかしながら、ウェブ１０８の捩れ性質の結果として、および、ウェブ１０８上の変化する傾斜間の突出の非平行性質の結果として、単一平面の範囲内に含まれるウェブ１０８上の測地線ラインを描くことは不可能である。
【００５６】
図１３ｂから１３ｄは、スパー１０２の長さに沿った連続する位置で切断された断面を示す。そして、図１３ｂは、スパーの長さに沿った第１位置で第１基準線と第２基準線との間の測地線距離１５８を概略的に図解する。図１３ｃおよび１３ｄは、さらにスパー１０２の長さLに沿った点での２つのさらなる断面における測地線距離１６０および１６２を示す。以上から容易に理解できるように、測地線距離は、矢印１６４より示されるスパー方向に沿った長さLの増加とともに連続的により小さくなる。図１３ｂ、１３ｃおよび１３ｄを参照すると、（矢印１６４より示される方向における）長さに沿った距離の増加に伴い、スパー１０２のウェブは、最初に反時計回り方向へ捩れる。このように、図１３ｂにより示される断面において、ウェブ１０８は、概して、アッパフランジ１０４と垂直をなす。しかしながら、さらに、図１３ｃに示される断面でのスパーの長さに沿って、アッパフランジ１０４とウェブ１０８との間の角度θは、９０°よりも大きい角度まで増加される。図１３ｃにより示される断面からさらにスパー１０２の長さLの下方へ移動し、ウェブ１０８は、それから、図１３ｄにより示される断面内に示すように、再びアッパフランジ１０４と略直角をなす元のジオメトリへ捩れる。このように、図１３ａを参照すると、スパーの基端から一体となって移動し（図１３ａの左手側）、第３表面１１４は、最初に、軸（矢印１６４に平行する）の回りに、スパーの第１位置へ向けて反時計回り方向へ捩れる。この第１位置からスパー１０２の翼先端の方へ一体に移動し、第３表面１１４は、それから、同じ軸の回りに第２位置へ向けて時計回り方向へ捩れる。このようなウェブにおける捩れの統合は、フランジ１０４、１０６の高さ（図１３ａにおける矢印１６６により示される方向の寸法で示される）が変化することを効果的に許容し、その結果、スパーの展開幅DWｎを制御する手段が提供される。このような捩られたウェブ１０８を生じさせることによるスパー１０２の展開幅の制御は、展開幅を変化させる手段を伴うこのようなスパーの設計者に、ジョッグリングあるいは導入が可能なフィレット／半径よりも、より広い範囲を提供する。スパーの形状へのジョッグルの挿入、および／または上述されたようなフィレットおよび／または半径の挿入は、もちろん、長さの増加を伴うスパーの展開幅の特別な制御も提供するが、本発明の実施形態においては、必要がないことがわかる。
【００５７】
本発明が特定の実施形態に関して説明および図解されていた間、本発明は、特にこの中では図解されていない多くの異なる変形を加えることが、当業者により認識されるであろう。例としてだけ、今、確定した可能な変形を説明した。
【００５８】
上述した第１実施形態におけるスプライン線の挿入は、スパーのフランジエッジからウェブに対して垂直な方向へ分離された多数のオフセット点を結ぶことにより成し遂げられる。スプライン線は、異なる方法により挿入することができ、例えば、ウェブに対して垂直でない方向へオフセットされた点により作成することもできる。それから、一定の曲率半径を有するスパーの全てのウェブとフランジとをつないだ曲面におけるスパージオメトリ、ウェブおよびフランジの寸法を変えることにより、および／またはウェブとフランジとの間の傾斜角度を変えることにより制御されるスパーの展開幅、を生成することが可能である。
【００５９】
上述した実施形態は、翼パネルを支持するためのスパーの形状およびジオメトリに関する。もちろん、本発明の上述した実施形態の原理は、長尺構造メンバにより支持あるいは補強される航空機の外板のパネルあるいは一部が存在する航空機の構造物の他の部品に適用することができる。このように、この発明の実施形態の適用は、航空宇宙分野の範囲内で広げることができるとともに、複合スパー、リブ、ストリンガーあるいは他の長尺構造メンバ等、厚さ変化を要するパネルの、いかなる例をも含むことができる。
【００６０】
それは、上述した実施形態の１つ以上に基づくスパーの分野に向けた本発明の範囲内であるとともに、スパーの他の分野は、上記実施形態のいずれかに基づいていない。
【００６１】
前述の説明、数値あるいは要素は、周知、明白あるいは予見可能な同等のものに言及され、それから、このような同等のものは、あたかも個別に説明するかのように、この中に組み込まれる。本発明の真の範囲を決定するためにクレームに言及すべきであり、クレームは、いかなるこのような同等のものを包含するように解釈されるべきである。本発明の数値あるいは特徴は、望ましい、有利な、都合のよい、あるいは同様のものとなるように任意であるとともに、独立したクレームの範囲を限定しない。
【図１】
0005686286.tif 000003
【図２】
0005686286.tif 000004
【図３ａ】
0005686286.tif 000005
【図３ｂ】
0005686286.tif 000006
【図４】
0005686286.tif 000007
【図５ａ】
0005686286.tif 000008
【図５ｂ】
0005686286.tif 000009
【図６】
0005686286.tif 000010
【図７ａ】
0005686286.tif 000011
【図７ｂ】
0005686286.tif 000012
【図８】
0005686286.tif 000013
【図９】
0005686286.tif 000014
【図１０ａ】
0005686286.tif 000015
【図１０ｂ】
0005686286.tif 000016
【図１１ａ】
0005686286.tif 000017
【図１１ｂ】
0005686286.tif 000018
【図１２】
0005686286.tif 000019
【図１３ａ】
0005686286.tif 000020
【図１３ｂ】
0005686286.tif 000021
【図１３ｃ】
0005686286.tif 000022
【図１３ｄ】
0005686286.tif 000023