(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
高揚力装置および翼部からなる航空機の操縦翼面（１，１’）の組立方法であって、前記操縦翼面は薄板複合材から作られる上スキン（２）および下スキン（９）により囲まれ、前スパー（３）、後スパー（７）、縦通材（５）および横方向リブで組み立てられ、
前記方法が；
・上スキン（２.）の一端を屈曲し、且つ前記一端を接着剤で前スパー（３）の周りに接着することにより、前縁（４）を形成し、
・後スパー（７）、縦通材（５）、および横方向リブを接着剤により前記上スキン（２.）に固定し、
・前記操縦翼面を形成するために、前記下スキン（９）と前記上スキン（２.）を結合してフレーム上に搭載される組立体を獲得するが、この時点では前記上スキン（２.）と前記下スキン（９）の薄板複合材料はまだ硬化されておらず、及び
・前記組立体を前記フレームと共にオートクレーブ内に配置して、前記上スキン（２.）及び前記下スキン（９）の薄板複合材料と接着剤とを同時に硬化させることを特徴とする、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は航空機のいわゆる操縦翼面を構成する航空部品、すなわち一般的にフラップと呼ばれる補助翼又は高揚力装置およびその他翼部の組立方法に関する。
【０００２】
より詳細には、本発明はスパー、縦通材、前縁等の主構成要素を一体に共硬化した高性能複合材料からなるフラップ、スラット等の旅客機の操縦翼面の組立に関し、部材の組立コストを抑制し、空気力学的に平滑な構造により航空機の燃料消費量を減少させることを目的とする。
【背景技術】
【０００３】
共硬化時、完全な同時硬化においては、複合圧延部材の固化（又は硬化）が固化の最中で且つ硬化前に、当該複合圧延部のその他材料又は支持部材、又は接着用に適切又は整えられた材料（バルサ材、発泡材、多孔質材料、又はハニカム材料）への接着と同時に接着材により行われる。そのような共硬化において、締着用接着材の複合薄板部材の樹脂はその後同時に硬化する。
【０００４】
フラップ又は高揚力装置は可動面であって、特に離着陸時の減速下でも大きく上昇し、その後揚力を保持又は確保するために制御下で翼構造の揚力面積を調整するために、翼構造に一体形成される。
【０００５】
フラップは操縦席から油圧機械装置又は電気機械装置を適切に制御することにより駆動され、電子的に制御される。
【０００６】
フラップは操縦翼面を構成する薄板部材であるスキンと呼ばれる２個の外側部材からなり、当該スキン間でリブと呼ばれる横方向構造に接続される構成要素をリベット締着により一体構成する。従来の構造において、当該構成要素および前縁はリベットで締着される。
【０００７】
しかしながら、リベット締着はかなりの精密さを必要とする時間のかかる方法であり、その上、完全な平滑面を構成することはできない。
【０００８】
特許文献１に記載の航空機の操縦翼面の組立方法において、操縦翼面は下スキンおよび上スキンからなり、下スキンは前スパーに接続されて操縦翼面の前縁を形成する。
【０００９】
特許文献２には真空技術を用いた翼リブ複合材が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１０】
【特許文献１】米国特許第６、６３８、４６６号明細書
【特許文献２】国際出願第ＷＯ２００８／０８２４３７号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
本発明の技術課題は、上記した公知技術の問題を解消できる操縦翼面の組立方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
上記の課題は添付の請求項１に記載の方法により解消される。
【発明の効果】
【００１３】
本発明による方法の主たる効果は、平滑な操縦翼面を短時間で形成可能なことである。
【００１４】
本発明は、一体形成される構成要素と共にスキンを製造することにより設置にリベット締着を必要としないため、リベット締着の量が大幅に減少することを特徴とする。
【００１５】
以下に、本発明を好ましい実施の形態に基づき添付の図面を参照して説明するが、当該実施の形態は例示を目的とするものであり、何ら発明を限定するものではない：
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】図１は、本発明の方法による外部高揚力装置の断面斜視図を示す。
【図２】図２は、本発明の方法による内部高揚力装置の断面斜視図を示す。
【図３】図３は、スパー、縦通材および一体形成の前縁を備え、内部フラップに一般的な一定断面構造を有する上スキンを備える、本発明の方法による内部高揚力装置の断面斜視図を示す。
【図４】図４は、スパー、縦通材および一体形成の前縁を備え、内部フラップに一般的な一定断面構造を有する下スキンを備える、本発明の方法による別の内部高揚力装置の断面斜視図を示す。
【図５】図５は、本発明の組立方法の一工程を示す。
【図６】図６は、外部フラップに一般的な先細形状構造上に一体形成されるスパーおよび縦通材を備える上スキンを備える、本発明の方法による内部高揚力装置の断面斜視図を示す。
【図７】図７は、組立途中の上スキンの画像を示す。
【図８】図８は、組立途中の上スキンの異なる角度からの別画像を示す。
【図９】図９は、一体形成の前縁を備える上スキンの細部の画像を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
上記した一体形成構造の製造装置は、外側スキン、内側構成要素および前縁からなる新規な構造を専門器具により提供する。その際、炭素繊維からなる圧延部材を確実に十分圧縮し、オートクレーブでの処理を可能にするため、硬質な金属製工具および弾性工具を組合せた装置が用いられる。
【００１８】
前記概念は工具の設計時、および構造の端部における厚さが薄い箇所に対応するための薄板加工時に特定の装置を使用することにより、台形形状および先細形状にも適用可能である。
【００１９】
図１および図６を参照して、本発明の方法による略してフラップと呼ばれる外部高揚力装置１は、共硬化又は同時硬化により前記フラップの前縁４を構成する前スパー３に設けられる、詳細には炭素繊維である薄板部材からなる上スキン２を備える。
【００２０】
更に、中間位置に配置される縦通材５と、後スパー６と、横方向リブとを備える。当該構成要素は、従来のリベット又はくぎによる締着ではなく、炭素繊維からなる上スキンが固化前に接着材によりスパー、縦通材およびリブに締着される共硬化工程により締着される。
【００２１】
上スキンの下方は補助翼の上部に形成される操縦翼面を成し、縁部は前記前スパー３周囲への接着により屈曲されて翼の後縁と共に前記前縁４を形成する。
【００２２】
この組立体全体を適切なフレーム８（図５）上に設けたオートクレーブに挿入し、オートクレーブ内で炭素繊維の樹脂および接着材が同時に硬化する。
【００２３】
一方、図２および図３は同一の方法で組立られる航空機の内部高揚力装置１’を示し、同一の部材には同一の参照番号を付す。
【００２４】
前記上スキン２は内部フラップに一般な一定断面構造を有し、前記前スパー３、後スパー７、および前記縦通材５に締着され、前記前縁４を一体に形成する。
【００２５】
一方、図４は下向きの操縦翼面を形成し、前記上スキン２に接続される下スキン９を示す。
【００２６】
また、図６は外部フラップに一般的な先細形状の構造上に一体形成される、前スパー３、後スパー７および縦通材５を備える上スキン２の一例を示す。
【００２７】
図７および図８は外部フラップの一部の細部を示す画像である。なお、前記前スパー３、後スパー７および縦通材に締着される前記上スキン２からなる操縦翼面はリベット不使用である。
【００２８】
図９において、前記上スキン２は前記前スパー３に完全に一体形成されて前記前縁４を形成するが、同様にリベット不使用である。
【産業上の利用可能性】
【００２９】
本発明の製品は機能性試験を受けており、その構造概念および製造方法が認可条件に定められる性能を保証することが証明されているため、当該概念は民間およびその他航空機に既存のその他類似の構造に適用できる。
【００３０】
当業者は、上述の組立方法を付加的および不測の必要性を満たす目的で様々に改良および変更できるが、それらは全て添付の請求項に記載の本発明の保護範囲内であるものとする。
【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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