(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複合材翼構造体であって、
樹脂が含浸された複合材飛翼面と、
樹脂が含浸された複合材構造部材を備え、前記飛翼面および構造部材は、一体同時硬化複合材翼を形成する複合材翼構造体。
【請求項２】
複合材翼構造体であって、
樹脂が含浸された複合材飛翼面と、
ほぼ正弦曲線の形状を有する、樹脂が含浸された複数の複合材桁を備え、前記飛翼面および前記複数の複合材桁は、一体同時硬化翼を形成し、
翼の内部の燃料の移動を制御するための複数のスロッシュゲートとを備える複合材翼構造体。
【請求項３】
飛翼面および少なくとも一つの構造部材を有する一体同時硬化複合材翼構造体を形成するための方法であって、
第一のクラムシェルフレームの制御面に沿って第一の飛翼面複合材料を配置することと、
複数のフォームを第一のクラムシェルフレームに整列させ、複合材料は選択的フォームの間に配置され、選択的フォームは加圧可能であることと、
第一および第二のクラムシェルフレームを共に閉じることと、
前記複合材料を硬化することとを備える方法。
【請求項４】
選択的フォームの間に配置された前記複合材料は、桁を形成する請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記桁は二つの略Ｃ型の複合材片から構成される請求項４記載の方法。
【請求項６】
前記Ｃ型片はＩビーム構造を成形するために反対向きで配置される請求項５記載の方法。
【請求項７】
前記桁は正弦曲線の形状である請求項４記載の方法。
【請求項８】
前記フォームは膜によって取り囲まれたフォームコアである請求項３記載の方法。
【請求項９】
前記選択的加圧可能フォームの膜は硬化処理中に正圧を受けることができる請求項８記載の方法。
【請求項１０】
前記フォームコアは硬化処理中に収縮する請求項８記載の方法。
【請求項１１】
前記フォームコアの形状は前記複合材料の成形を制御する請求項８記載の方法。
【請求項１２】
前記選択的加圧可能フォームは前記第一の飛翼面および第二の飛翼面を、前記クラムシェルフレームの制御面に対して押圧する請求項３記載の方法。
【請求項１３】
前記選択的加圧可能フォームは隣接するフォームに対して押圧する請求項３記載の方法。
【請求項１４】
前記第一の飛翼面および第二の飛翼面は単一の複合材料シートの部分である請求項３記載の方法。
【請求項１５】
前記翼構造は少なくとも補助翼、翼端、水平安定板、垂直安定板、フラップ、昇降舵および先尾翼の内の一つである請求項３記載の方法。
【請求項１６】
下塗層を前記第一のクラムシェルフレームの制御面および前記第二のクラムシェルフレームの制御面に適用することを更に備える請求項３記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、翼構造に関連する。詳しくは、本発明は一体同時硬化を成す複合翼構造体に関連する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の翼の設計には、その設計上において困難な問題がある。効率的な翼を設計するためには、複数の要素がバランスよく保たれなければならない。一つ考慮すべき点は、翼の形状である。翼は、目的の揚力を作り出すために適切な翼型を備えていなければならない。翼の飛翼面（ｆｌｙｉｎｇ  ｓｕｒｆａｃｅ）は空気の流れを阻害しないようなものでなくてはならない。また、翼は胴体の重量を持ち上げるだけの十分な強度も備えていなければならない。更に、航空機の翼の多くは燃料タンクとしての役割も果たしており、翼の設計を複雑なものにしている。これらの航空機の翼の設計を困難にしているパラメータを複合することが、可能な限り軽量な翼を形成するために望まれることである。
【０００３】
航空機の翼は、通常、飛翼面と様々な構造部材とから構成されている。前記構造部材は、翼の内部で互いに交差する桁およびリブを含む。前記桁、およびリブは共に、飛翼面から航空機の胴体へ揚力を伝える役割を果たしている。前記桁、およびリブは、アルミニウムのような機械加工された金属から成ることが多く、高精度で、かつ負荷要求に見合うように製造される。翼の飛翼面も同様に金属から成り、翼型を決定するために構造部材に取り付けられる。
【０００４】
飛翼面を構造部材に取り付けるには、飛翼面、および構造部材に何千もの穴を開けるのが通常である。従って、何千ものリベットが必要になり、前記リベットをそれぞれの穴に手作業で配置していくことが多い。翼に何千もの穴を開ける処理と、それぞれの穴に何千ものリベットを挿入していく処理は、実質的には翼の製造コストを引き上げている。加えて、翼に開けたそれぞれの穴は飛翼面、および構造部材を弱めることになる。更に、翼に対する部品の数が増加することによって、欠陥である部品も同様に増加することになる。現在の翼の設計に関する別の不都合は、膨大な数の留め具と分厚い金属の構成部材がもたらす、翼の重量増加である。
【０００５】
近年、航空機構造に好ましい材料として複合材料が導入されている。複合材料とは、通常はカーボン繊維である、樹脂と混合した糸状繊維構造を備えることが多い。前記繊維は、多くの場合、材料シートに巻き込まれ、または埋設されており、その後、材料シートに樹脂を含浸させる。前記複合材料は、その後、目的の形状に成形され、適切な固さになるまで硬化される。複合材料は非常に軽量であり、かつ高強度である利点がある。加えて、複合構造は好みの形状、および形態に作ることが容易である。
【０００６】
残念なことに、複合材料にもいくつかの不都合がある。第一に、複合材料は非常に高価なことである。高価である理由は、原材料から複合材料を製造するコストと同様に原材料のコストに由来する。高価な原材料と合わせた複合材料の高い製造コストは、多くの場合、複合材料の利用に膨大なコストを要する。
【０００７】
複合材料の別の不都合は、複合材料の組み立てにある。複合材料を組み立てる際には、他の材料の場合とは別のことを考慮しなければならない。留め具を取り付けるために複合材料に穴を開けると、材料内の繊維構造を切断し、材料内に脆弱な部分を形成してしまうことになる。繊維を切断しないように未硬化の糸状繊維を移動させることによって複合材料に穴を形成するのだが、この処理は時間を要する処理であり、大抵の場合、実用的でな
い。
【０００８】
複合材料を組み立てる別の代替案としては、高強度エポキシ樹脂を使用することである。エポキシ樹脂は製造工程数を抑えられる利点がある。しかしながら、同時にエポキシ樹脂を塗布し、部品を配置するには、高価な機械、および膨大な数のジグを要する。
【０００９】
複合材料、または従来の金属のどちらが翼に使用されているかに関わらず、各留め具の取り付けに対する検査を実行しなければならない。明らかに、翼において留め具、および付属部品が多いほど、より多くの検査を必要とする。留め具、および付属部品は製造後に検査されるだけでなく、航空機の耐用期間を通じて定期的に検査されなければならない。従って、翼を製造することは、初期の製造コストに関わるだけでなく、翼の耐用期間を通じた維持費にも関わってくる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
従って、当技術分野における翼にとって、使用する留め具の数を制限した翼を必要とする。また、組み立てに要する工程を抑えて組み立てることが可能な翼も必要とされる。更に、翼にとって軽量であることも必要である。また、翼に必要なこととして、製造後、および維持する間に行う検査の範囲を抑えることもある。更には、低コストな複合材翼に対する必要性もある。そのような翼、および翼の製造方法が、本願において開示され、特許請求の範囲に記載されている。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明における装置および方法は、現在の最先端技術、具体的には、現在利用可能な翼構造によって十分に解決されていない技術的な問題、および必要性に応えて開発されてきた。従って、一体同時硬化複合材翼（ｓｉｎｇｌｅ  ｐｉｅｃｅ  ｃｏ−ｃｕｒｅｄ  ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ  ｗｉｎｇ）を提供することが、本発明における全般的な目的である。
【００１２】
翼は、複合材からなる飛翼面、および複合材からなる構造部材によって構成される。飛翼面、および複合材構造部材は、一体同時硬化複合材翼を形成するように同時硬化される。翼には様々な構造部材が組み込まれている。構造部材の例としては桁、リブ、または他の部材等がある。
【００１３】
一実施形態において、前記桁はＩビーム構造であってよい。前記Ｉビーム構造は背中合わせに配置された二つのＣ型ビームから成る。他の実施形態における桁は、Ｊ型の横断面、またはＣ型の横断面を有するものもある。桁は、スパーキャップ、およびウェビング（ｗｅｂｂｉｎｇ）から構成されている。前記スパーキャップ、およびウェビングを備えるフィラメントバンド（ｆｉｌａｍｅｎｔ  ｂａｎｄｓ）は個々の部材にかかる負荷に従って設置される。
【００１４】
更に、桁は波型の形状を成し得る。前記波型は正弦曲線の形状、またはステップ波の形状をとり得る。桁における波型の振幅、および周期は単一の桁の長さによって変化するように、各桁によって変化する。桁はまた、異なる付属部品や構造体を受容するための、様々な平坦部分、または例えば交差スロッシュゲート（ｉｎｔｅｒｓｅｃｔｉｎｇ  ｓｌｏｓｈ  ｇａｔｅ）のような、異なる形状を有する部分を備える。
【００１５】
翼の飛翼面は、上部飛翼面と下部飛翼面とから構成される。上部飛翼面、および下部飛翼面は、二つの別個の複合材料シートから構成されてもよいし、或いは、前記二つの飛翼面は単一の複合材料シートから構成されてもよい。他の実施形態では、飛翼面を形成するために、複数の複合材料シートを使用する。飛翼面に対する様々な複合材料のシートは、
例えば翼の前縁の下方の位置などの、選択された交差点を有し得る。
【００１６】
一体同時硬化複合材翼は様々な方法を通じて製造され得る。一つの方法は、第一の飛翼面に対する第一クラムシェルフレームに複合材料の一部分を敷設しながら、最初に複合材翼が作成される。続いて、複数の加圧可能フォーム（ｐｒｅｓｓｕｒｉｚａｂｌｅ  ｆｏｒｍｓ）が整列されて、翼の構造部材を画定し、前記複合材料は前記加圧可能フォームの間に選択的に配置される。次に上部飛翼面に対する複合材料が、前記加圧可能フォーム上に配置され、下部飛翼面に対する複合材料が配置される。一旦複合材料、および加圧可能フォームが構成されると、クラムシェルフレームが閉じられ、前記複合材料は硬化される。
【００１７】
前記方法における一実施形態では、前記加圧可能フォームは、複合材料が硬化する間に加圧される。前記フォームの加圧によって、複合材料はクラムシェルフレーム、およびフォームによって決められた特定の形状になるように圧力を加えられる。加えて、前記加圧可能フォームは膜によって囲まれたフォームコアを有している。フォームコアはまた、硬化する間に収縮し、それによりふぉーむコアは容易に取り除かれ、複合材翼内部から膜が剥がれ得る。
【００１８】
これらの特性や他の特性、および本発明における利点は、以下に続く説明と添付の特許請求の範囲によって、十分に明白なものとなるであろう。または、以下に説明する本発明の実施によって、理解することであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
本発明における利点、および特性が得られるように、上記において要約された本発明のより詳細な説明が、添付の図面を参照することによって提供されるだろう。これらの図面は、単に本発明において選択された実施形態を提供するのみであり、従って、本発明の範囲を限定するものではないと考慮されることを理解されたい。本発明は、添付の図面の利用を通じて特定の形態、および詳細を追加して記述、および説明されるであろう。
【００２０】
ここで本発明における好適な実施形態を、図１から図４を参照して説明し、同一の参照番号は、同一の、または同様の要素を示すものとする。本発明にある部材は、通常は図面において説明、および表示されているように、多様な設定において実施され得る。従って、図面に表されているように、以下に続くシステムの実施形態、および本発明の方法の詳細な説明は、特許請求の範囲に記載されている発明の範囲を限定するものではなく、単に現在における本発明の好適な実施形態を表しているのみである。
【００２１】
本発明は、一体同時硬化複合翼構造体を提供する。図１を参照すると、複合材飛翼面１１２を有する一体同時硬化翼１００、複数の複合材構造部材が表されている。複合材構造部材は、通常の飛翼面１１２の形状を維持するための多様な実施形態を有し、翼構造１００の揚力が胴体（図示されず）に移動することを可能にしている。
【００２２】
翼構造体１００は様々な翼の構成部品を含み、例えば、補助翼、翼端、水平安定板、垂直安定板、フラップ、昇降舵、先尾翼等がある。これらの翼構造体は、一体物を構成するように同時に硬化された飛翼面および構造部材を有するであろう。いくつかの例において前記構造部材は、飛翼面に分厚い部分を含み、構造的な支持を提供する。本願において翼１００、または翼構造を参照することは、上記に記載したような、個々に取り付け可能な翼１００の構成部品を含むことであって、単に翼の主要部分のみ参照しているのではない。様々な構成部品が互いに同時に硬化される必要はなく、むしろ、個々の構成部品が同時に硬化され、一体同時硬化構造を成すことに注目すべきである。
【００２３】
加えて、翼１００および翼１００を作成するための方法の詳細な説明、、翼幅全体、または翼の端から端までの全体を含む。一体同時硬化右翼構造、および左翼構造を実施することで、右翼と左翼とを互いに取り付ける工程、および単一翼の両方を胴体に取り付ける組み立て工程を削減することができる。従って、本願において翼を参照することは、端から端までを含む完全な翼幅、単一翼、および多様な翼構造を含む。
【００２４】
表示されている実施形態、および図１において、構造部材は複数の翼桁１１６から構成されている。しかしながら、リブ、および補強材も同様に翼１００に組み込まれている。通常、翼桁１１６は翼１００の長さに沿って配置され、前記長さは横方向４における長さである。前記桁１１６は、飛行中に翼にかかる大きな負荷を受け止めるために、翼に対する構造的な支持を提供する。翼端１２０にかかる負荷は、翼１００を湾曲させ、破損をひき起こすことがあろう。しかしながら、桁１１６により、翼１００を飛行に十分なように強化している。
【００２５】
翼１００はまた、リブ（図示せず）も組み込んでおり、桁１１６に対してほぼ垂直に配置されている。前記リブは、横断方向６において通常、翼１００の断面と同様な形状を有し得る。桁１１６と同様に、リブは飛行中における翼１００の構造的な支持を提供する。リブは翼１００の横断方向６の幅に沿って、翼の全てに配置されるか、或いは、選択された桁１１６の間にのみ配置されることもある。
【００２６】
翼１００に組み込まれ得る他の構造部材としては、補強材１１８があり、飛翼面１１２の内部に配置される。補強材１１８は小型の支持部材であり、飛翼面１１２内部に取り付けられているか、または一体的に成形されていることもある。更に、補強材１１８は複合材飛翼面１１２内に埋設される剛体材料を組み込むこともある。
【００２７】
翼１００は飛翼面１１２と桁１１６のような構造部材を組み合わせて、一体同時硬化複合材翼にする利点を有する。同時硬化とは、飛翼面１１２および構造部材の複合材料を一緒に、同時に硬化することを要する。飛翼面１１２および構造部材が同時に硬化される際、複合材料に含浸させた樹脂が硬化することで、飛翼面１１２が構造部材に接着する。翼１００を一度に硬化させることによって、飛翼面１１２を構造部材に取り付けるための留め具の使用を回避することができる。加えて、多くの場合構造部材を互いに取り付けるために必要である留め具も、排除することができる。
【００２８】
通常の複合材料でない、または同時に硬化されていない翼では、リベット等の複数の留め具が飛翼面と構造部材とを取り付けるために使用される。これらの留め具は、留め具の原価、さらには取り付けに要する膨大な組み立て作業時間のために莫大な費用を追加することになる。通常は、構造部材を取り付けるために、飛翼面に何千もの穴を開けなければならない。飛翼面における各穴によって、前記飛翼面の強度が低下し、安全性を確認するために検査される構成部品をさらに作り出すことになる。留め具を排除することによって、他にも多くの利点がある。従って、一体同時硬化複合材翼１００は、翼１００の一体性を増加させると同時に、組み立て作業コスト、および部品数を削減する。
【００２９】
飛翼面１１２に対する複合材料は、一枚の幅の広いシートであり得る。複合材料は巻付けられるか、埋設されるか、或いは成形される。通常、飛翼面１１２に幅の広い複合材料片を使用することで、継ぎ目の数を制限することができる。飛翼面１１２において継ぎ目の数を制限すると、材料を分離する場所が少なくなることによって、より強化された構造を作り出すことができるであろう。更には、通常において継ぎ目のない飛翼面１１２は、より優れた空力的特性を有し、組み立て作業に要する時間も削減することができる。
【００３０】
翼１００の飛翼面１１２は、通常、上部飛翼面１２４、および下部飛翼面１２８として
説明される。上部飛翼面１２４、および下部飛翼面１２８は翼１００の周囲を包む単一の複合材料シートから構成され、交差地点１３２において連結されている。前記交差地点１３２は実質的には継ぎ目であり、複合材料片の両端が接触する場所である。前記交差地点１３２は、負荷の少ない位置、および翼１００の空力的影響のない位置にあることが望ましい。そのような場所の一つが、図１に示す、下部飛翼面１２８上における翼の前縁１３６の下である。
【００３１】
別の方法として、上部飛翼面１２４、および下部飛翼面１２８は、２枚の別個の複合材料シートであってもよい。各シートは、実質的に、上部飛翼面１２４および下部飛翼面１２８の一方を被覆する被覆する。しかしながら、別の実施形態では、複合材シートの一方は、前縁１３６等の負荷の高い位置における継ぎ目を回避するために、上部飛翼面１２４と下部飛翼面１２８との間に及ぶことがある。さらに他の飛翼面１２４の構成では、複数の複合材料シートを使用することもある。
【００３２】
更に飛翼面１１２は、ほぼ中実でほとんど隙間のない複合材料から組み立てられることもある。複合材料は、個々のフィラメントバンドの間に隙間があることが多い。これらの隙間は、完全な飛翼面１１２を作り出すために塞がなければならない。隙間を塞ぐには、他の材料を追加するか、または飛翼面１１２全体を中実な材料の層によって被覆することが必要となる。どちらの方法も、組み立てに要する費用を追加し、翼１００に重量を加えることになる。通常は飛翼面１１２に対して中実であり軽量な複合材料が好まれるが、一方では別の異なる材料が一体同時硬化複合材翼の作成に採用されることが多いことを当業者は認識するであろう。
【００３３】
一実施形態では、飛翼面１１２の複合材料は、硬化されていない場合、布地と同様の特性を有する。前記布地と同様の特性によって、複合材料は構造部材、または飛翼面１１２の形状に成形されることが可能となる。複合材料は、一旦硬化されると、通常は硬直し、金属、またはプラスチックシートと同様の特性を有する。
【００３４】
飛翼面１１２は構造部材と協働して高強度の翼１００を作り出す。一実施形態では構造部材は、横方向４に配置される桁１１６によって構成される。桁１１６は、翼１００の形状を維持し、飛翼面１１２上の揚力を胴体（図示せず）に伝えるように構成されている。桁１１６は翼１００に対する十分な強度を提供するために、様々な形状を取り得る。
【００３５】
図１に表されているように、ある桁１１６ａは、横方向４への波型の様相を呈するのに対し、他の桁１１６ｂは通常は直線型を成す。翼１００は波型の桁１１６ａのみ、または直線型の桁１１６ｂのみを使用しているが、形状の異なる桁１１６を組み合わせると、強度が最大になり、重量も最小に抑えることできる。通常、波型の桁１１６ａは、同一の厚さおよび高さである直線型の桁１１６ｂに比べて、高い強度を有するであろう。波型の桁１１６ａはまた、材料が追加されているために、直線型の桁１１６ｂに比べて重くなるであろう。
【００３６】
波型の桁１１６ａにおける波型は座屈強度を増加させるであろう。強度が増すことは、波型の桁１１６ａが両端に取り付けられた一連の小型の桁のセグメントとしてあり、隣接した桁のセグメントは異なる方向に配向されていることを見ることによって理解できる。ある桁のセグメントが屈曲限界に近づくと、その屈曲力は直接、隣接する桁のセグメントに移される。そのような相互作用は、波型の桁１１６を通じて起こり、隣接する桁のセグメントは互いに支持し合う。
【００３７】
図１に示す実施形態では、波型の桁１１６における波型は通常、正弦曲線の形状をしている。しかしながら、他の波型のパターンが桁１１６に採用されることもある。例えば桁
１１６は、通常桁１１６の長さに沿った角度のある屈曲を伴う、ステップ波の形状を成すこともある。その他の波型の桁１１６ａの種類は桁１１６ａの長さに従って、振幅、および周期を変化するか、または単一の翼１００内の各桁１１６ａによって変化する。
【００３８】
波型の桁１１６ａは、波型の振幅、および周期が翼１００の異なる部分に対する様々な負荷要求に対応できるように、設計されている。例えば、翼１００の負荷の小さい場所では、桁１１６ａの波型の振幅、および周期は少なくなっている。同一の桁１１６ａにおける異なる部分では、より大きな負荷に対応するために、波型の振幅、および周期がより大きくなっている。桁１１６ａの長さに従って形状を変化させることによって、重量を最小限に抑えた最適な強度を有する桁１１６ａが設計され得る。
【００３９】
桁１１６はまた、その他の構造、または非構造部材を受け入れるために、他に様々な構造を取る。例えば、図１に示す桁１１６は、桁の長さに沿った取付構造１４０を有する。この実施形態では、取付構造部材１４０は平坦な表面を有し、構造部材を垂直に取り付けることができるようになっている。例えば、取付構造部材に交差する構造体は、スロッシュゲート１４４であり得る。
【００４０】
スロッシュゲート１４４は、燃料が翼１００の内部を自由に流れるのを防ぐために提供されている。多くの航空機において、翼１００は航空機の燃料貯蔵庫としての役割を果たしている。図に示されている翼１００において、燃料は三つの波型の桁１１６ａによって画定された二つの導管の内部に配置される。動作中、航空機は様々な旋回、操縦を行い、液体燃料が翼１００の片側から反対側へ一気に流れることが起こり得る。スロッシュゲート１４４は、翼１００内部において燃料が急速に流れるのを防ぐために提供されている。スロッシュゲート１４４は構造部材であってもよいし、そうでなくてもよい。同様に、スロッシュゲート１４４はリブの部分であってもよいし、またはその他の構造部材であってもよい。
【００４１】
桁１１６は、液体が桁１１６によって決められた導管の間を流れるようにするための隙間を有する。前記隙間は、燃料が桁１１６によって決められた導管の間を流れることを可能にする。桁１１６はまた、配線、油圧装置、または翼１００の機械的要素の取付けを可能にするために、桁に従って様々な取付構造部材をも含み得る。
【００４２】
単一の桁１１６はまた、波型部分、および直線型部分の組み合わせであり得る。例えば、ウィングボックス１４８を画定する桁１１６は、翼１００の主要部分において波型であり、桁１１６がウィングボックス１４８の一部分である場所では、直線型を有する。他の桁１１６は、翼１００の主要部分にのみ存在するように、ウィングボックス１４８の前で終結する。別の異なる桁１１６は、単一の桁に従ってその他の波型、および直線型の組み合わせを有し得る。更にその他の実施形態では、桁１１６は二本の翼の間に安全に取り付けられて、右翼と左翼の間に及んでいる。
【００４３】
ここで、図２を参照すると、波型の桁１１６ａの横断面図が表されている。波型の桁１１６ａが表されているが、断面図にある概観は直線型の桁１１６ｂ、またはそれ以外の形状の桁１１６にも適用され得る。桁１１６は複数の複合材料の層から構成される。複合材料の層はＩビーム構造に成形され得る。Ｉビーム構造は、航空機の翼１００の構造部材に好ましい構造であり得る。Ｉビーム構造は、当業者にとって周知である、優れた屈曲性、可捩性、およびそのままの特性を提供する。
【００４４】
桁１１６は、スパーキャップ２１２、およびウェビング２１６から構成され得る。通常はＩビーム構造による構成において、Ｉビーム構造の異なる部分には、異なる耐負荷機能を有する。ウェビング２１６は通常、桁２１６にかかる圧力を全て受け取り、管理するた
めに構成されている。加えて、ウェビング２１６は選択的負荷に対する耐座屈性を提供する。スパーキャップ２１２はまた、耐座屈性と同時に耐捩れ性も提供する。しかしながら、例えば、Ｃビーム構造やＪビーム構造等のような、桁１１６の他の断面形状によっても、同一の特性が実現され得る。
【００４５】
桁１１６の各部分に対するフィラメントバンドの方向は、その部分にかかる負荷によって変化し得る。例えば、ウェビング２１６は、通常、直接かかる圧力の大部分を受け止める。直接かかる圧力は４５度の角度で最大となるため、いくつかのフィラメントバンド、およびウェビングの方向も４５度であることが望ましく、その角度は、スパーキャップ２１２から見た角度である。
【００４６】
同様に、スパーキャップ２１２におけるフィラメントバンドの配向は、スパーキャップ２１２にかかる負荷を受け止めるように方向付けられる。例えば、スパーキャップ２１２におけるフィラメントバンドは、桁１１６の長さから０度の角度に調整される。そのようにして、翼端１２０に負荷がかかると、スパーキャップ２１２内のフィラメントバンドに望ましい範囲で、張力がかかることになる。
【００４７】
図２に示すように、桁１１６は複数の複合材料の層から形成されている。各層は、それぞれ異なる配向性、厚さ、繊維材料を含む、異なる材料組成を有する。例えば、翼１００は、ほぼ炭素繊維から形成され、断続的にファイバーグラス、ケブラー、シリコン、またはその他の材料を有する。複合材料の組成を変化させることで、桁１１６にかかる負荷に対して、桁１１６の各部分を精密に設計することができる。飛翼面１２４の材料も同様に、各層によって変化する。
【００４８】
さらに、飛翼面１１２も複数の複合材料の層から構成されている。複合材料も同様に配向が異なる様々な層を有する。層の数、および配向も、飛翼面１１２の部分によって異なる。例えば、高圧力のかかる部分では、圧力を受け止めるために複合材料の層を追加することが必要となる。
【００４９】
他の実施形態における製造工程では、一度の処理で異なる配向を有する複数の複合材料層が製造される。そのような処理は、一度の処理で、異なる配向のフィラメントバンドと同時に、所与の部分に対して複数の層を形成し得る。この処理は、フィラメントを巻き付ける（ｆｉｌａｍｅｎｔ  ｗｉｎｄｉｎｇ）処理であり、その層数および配向のフィラメントバンドがマンドレルまたはドラムに巻き付けられる。製造工程において、複合材の目的の層数および所望の配向を作り出すことで、翼１００の組み立て工程数を削減することができる。
【００５０】
複合材料は、複数の複合繊維の帯から形成された複合材料の大型の巻付または織成シートで提供される。前記複合材料シートは布地と同様の特性を有し、複合材料は布地のように覆うことができる。前記複合材料シートはまた、翼の部分を成形するために様々な形状に切断可能である。そのような複合材料の一つはＦｙｂｅＸとして、その分野において周知である。
【００５１】
複合材料はまた、翼１００および翼構造材を落雷に対して絶縁するための導電層も含む。前記導電層は、複合材料が製造される際、複合材料の外層に埋設された銅、アルミニウム、または他の結合する金属から構成される。前記導電層は様々な導電性の金属繊維から成り得る。組み立て時において、導電性材料は翼１００の外部に位置されるように配向される。その結果、翼１００は落雷から保護されることになる。
【００５２】
翼１００に使用される複合材料は、複合材料シートに埋設される前に、樹脂をを予め含
浸させたフィラメントバンドで構成される。樹脂を予め含浸させることで、前記樹脂は桁１１６、および飛翼面１１２の様々な層の間に行き渡ることになるだろう。樹脂の量を均一に配置することで、硬化した複合材料の強度を高めることになる。樹脂はフェノールやビスフェノール等の、異なるエポキシおよび硬化剤を含み得る。
【００５３】
複合材料層は更に、複数のステップダウン部分２２４を有し、前記部分において、異なる層が互いに接合する。ステップダウン部分２２４によって、スパーキャップ２１２と飛翼面１１２との間における円滑な移行が可能となる。前記ステップダウン２２４は、大きな圧力を生じる場所が広がることを防いでいる。圧力を生じる要因となるものは、材料の厚さが突然、かつ急激に変化する場所で発生する。しかしながら、複合材翼１００内部の部品に対して円滑な移行を備えることで、構成部品の接合部分、および交差部分における圧力を制限することができる。
【００５４】
Ｉビーム構造の実施形態において、Ｉ型の断面を有する桁１１６は、二つのＣ型片の複合材料をＩビーム構造を成形するように、背中合わせに配置することで形成される。前記二つのＣ型片の複合材料は、通常、伸長された長方形の複合材料シートから形成される。長方形の複合材料シートは、Ｉビーム構造を形成するために、単にＣ型片に折り曲げられ、別のＣ型片と接合されてもよい。このような製造方法は、Ｉビーム構造を製造する際において、可能な限り容易な製造工程を可能にする。
【００５５】
スロッシュゲート１４４、またはリブ等の、他の構造部材は同様に、層を成す方法を使用して作り出される。前記構成部品の機能は、層の数、フィラメントバンドの配向性、該部品の一般的構造を選択する際に、考慮されるべきである。例えば、スロッシュゲート１４４は、大きな負荷に対する耐性を必要としない。従って、スロッシュゲート１４４は、リブ、または他の耐負荷性の部材よりも少ない層を必要とする。
【００５６】
一旦、複合材料が製造されると、該複合材料は翼１００の形状に成形される。複合材料を翼１００に成形するために、様々な方法が実施され得る。通常、一体同時硬化複合材翼１００を成形する処理は、多様な複合材料を翼１００のための適切な形状に配向し、該複合材料を硬化させる。
【００５７】
図３は複合材翼１００を製造するための一実施形態を表す。複合材翼１００の形状、および外形の調整は、複数のクラムシェルフレーム３１２，３１６、および複数の加圧可能フォーム３２０通じて実現される。硬化されていない状態において、複合材料は布地のような特性を有するものが多い。一体同時硬化複合材翼１００において、硬化されていない複合材料を目的の形状に成形すること、および硬化中に材料をその形状に維持することは、特に困難であり得る。クラムシェルフレーム３１２，３１６、および加圧可能フォーム３２０は、組み立て、および硬化している間に、布地のような複合材料を目的の形状に維持するように設計されている。
【００５８】
クラムシェルフレーム３１２，３１６は上部クラムシェルフレーム、および下部クラムシェルフレームから構成される。上部クラムシェルフレーム３１２は実質、上部飛翼面１２４を決定し、下部クラムシェルフレーム３１６は実質、下部飛翼面１２８を決定する。クラムシェルフレーム３１２，３１６は本質的に、翼１００の外形の形状を決定するフレームである。
【００５９】
或いは、クラムシェルフレーム３１２，３１６は二つの異なる部分に分割することができる。例えば、第一のクラムシェルフレームは翼１００の前縁１３６を画定し、第二のクラムシェルフレームは翼１００の後縁１３８を画定する。更には翼１００を成形するために、二つ以上のクラムシェルフレームが使用され得る。該クラムシェルフレーム３１２，
３１６はまた、互いに旋回可能に取り付けられる。旋回可能に取り付けることで、互いのクラムシェルフレーム３１２，３１６の部分を容易に閉じることができる。
【００６０】
図３に示す実施形態では、クラムシェルフレーム３１２，３１６は、通常、複合材料の形状を制御する頑丈な制御制御面３２４を有する、鎧格子状の構造である。クラムシェルフレーム３１２，３１６は、金属、複合材料、プラスティック等の、任意の適切な剛性のある材料から形成される。しかしながら、該材料は運搬、および移動が容易であるように軽量であることが望ましい。通常、クラムシェルフレーム３１２，３１６の構造は、制御制御面３２４を支持する任意の構造であってよい。
【００６１】
上部クラムシェルフレーム３１２、および下部クラムシェルフレーム３１６はほぼ密閉された構造を形成するために、連結されるように形成されている。図に示す実施形態では、クラムシェルフレーム３１２，３１６は、図４に表されているように、両側に開放端を有する翼１００を成形するために結合している。クラムシェルフレーム３１２，３１６の片側にはウィングボックスキャビティ３２８（ｗｉｎｇ  ｂｏｘ  ｃａｖｉｔｙ）含む。クラムシェルフレーム３１２，３１６において、様々な翼１００の構造を成形するために、その他にも開口部が存在し得る。
【００６２】
制御制御面３２４は、好ましくは翼１００へ適用される表面仕上げを施されている。前記制御制御面３２４の表面仕上げは、制御面３２４に接触する複合材料に転写されるであろう。従って、クラムシェルフレーム３１２の制御面３２４における表面仕上げは、塗料を適用できるように、および望ましい空力的特性を提供するように、選択されるべきである。
【００６３】
クラムシェルフレーム３１２，３１６が翼１００の外寸法外形を画定する一方、加圧可能フォーム３２０は内部構造部材の形状を画定し、クラムシェルフレーム３１２，３１６に対して複合材料の付勢力をかける。通常、加圧可能フォーム３２０は、硬化処理中の複合材料の形状を制御することができる、いかなる構造にも成り得る。
【００６４】
一実施形態において、加圧可能フォーム３２０は膜によって取り囲まれたフォームコア３３２から構成される。フォームコア３３２は、複合材料の形状を画定するために、複合材料に接触するように配置されている。以前に説明したように、複合材の桁の中には、正弦曲線の形状部分を成すものもある。正弦曲線の形状部分、またはその他の波型部分を画定するために、フォームコア３３２は正弦曲線の形状の側面を有するように成形される。フォームコア３３２は、所望の形状および外形に成型または切断される。
【００６５】
加えて、前記フォームコア３３２の形状および外形は、隣接する加圧可能フォーム３２０の形状および外形に一致すべきである。この一致によって複合材料の形状を制御するためのフォームが作り出される。例えば、一つのフォームコア３３２が正弦曲線における頂点を有していると、隣接するフォームコア３３２は正弦曲線における谷を有するであろう。従って、二つのフォームコア３３２の間に複合材料の一部分を入れることで、複合材料は波型の形状になるように強いられるであろう。
【００６６】
加圧可能フォーム３２０のフォームコア３３２は膜によって被覆され得る。前記膜３３６は、任意の数のシリコンのような弾性材料によって構成される。前記膜３３６は、加圧可能フォーム３２０において、いくつかの機能を果たす。第一に膜３３６は、複合材料とフォームコア３３２との間に仕切りを提供する。一部分のフォームコア３３２は硬化中に、複合材料樹脂に組み込まれ得る。しかしながら、膜を使用すると、樹脂がフォームコア３３２と接触することを防ぐことができる。
【００６７】
膜３３６の別の機能は、フォームコア３３２を組み立ての際の損傷から防護することである。フォームはその端部において損傷しやすく、他の物とのほんの少し接触するだけで、不用な形状がフォームの表面に付きやすい。前記フォームコア３３２を膜３３６で被覆することによって、フォームコアの形状の完全性が維持され得る。
【００６８】
膜３３６はフォーム３２０を加圧するために、空気の入力を受ける。前記膜３３６は実質的には、気体が膜に進入すると、加圧可能フォーム３２０が部分的に膨張するように、フォームコア３３２を取り囲んでいる。気体は入口注入管３４０、または他の同様な機構を通じて流入し得る。入口注入管３４０は、フォーム３２０を加圧するために加圧気体源に取り付けられ得る。
【００６９】
フォーム３２０内の圧力は、膜３３６の材質および複合材料の厚さによって変化する。より厚い複合材料、およびより硬い膜では、複合材料を目的の形状にさせ、硬化する間その形状を維持するために、より高い圧力を要する。一実施形態において、あるタイプのシリコン膜３３６および複合材料の構成に対する圧力は、３０ｐｓｉから５０ｐｓｉである。しかしながら、他の膜３３６および複合材料では５０ｐｓｉより上の圧力を要することもあるし、或いは３０ｐｓｉより下の圧力を要する場合もある。
【００７０】
フォーム３２０を加圧することで、いくつかの機能が提供される。フォーム３２０の加圧による一つの機能は、隣接するフォーム、またはクラムシェルフレーム３１２，３１６に対して複合材フォーム３２０を圧迫することである。複数の加圧可能フォーム３２０によって生成された力は、複合材料を、フォーム３２０またはクラムシェルフレーム３１２，３１６の形状および外形になるように強いる。
【００７１】
加えて、非加圧可能フォームも採用され得る。非加圧可能フォームは加圧可能フォームと同様であるが、非加圧可能フォームは硬化処理中に膨張しないであろう。非加圧可能フォームは複合材料を成形するために、加圧可能フォームに対して付勢し得る。しかしながら、フォームは全て加圧可能であることが好ましい。加圧可能フォームを使用することで、複合材料がフレーム３１２，３１６の制御面３２４に対して、均一に付勢されることが可能となる。
【００７２】
加圧可能フォーム３２０はまた、フォーム３２０の寸法における公差公差を考慮する。複数の複合材料の層を巻き付けたり、重ね合わせたりすることによって、厚さが変動する箇所がある複合材料が生成され、その結果、通常は公差が低下してしまうことになる。同様に、フォームコア３３２および取り囲んでいる幕も公差が低下してしまう。公差の低下を補償するために、加圧可能フォーム３２０が膨張して、加圧可能フォーム３２０と複合材料との間にあるいかなる空間をも充填する。
【００７３】
加圧可能フォーム３２０の更なる利点は、加圧可能フォーム３２０によって複合材料にかけられる力である。図２に表されていたように、複合構造は通常、複数の複合材料の層から形成されている。通常は複合材料内部の隙間または空洞の数は、最小限に留めることが好ましい。上記を実現するために、加圧可能フォーム３２０は複合材料の複数の層に力をかけて、それら複数の層を同時に圧迫する。複合材料の層が同時に圧迫されると、空洞が取り除かれ、隙間が充填される。
【００７４】
略管状で柔軟性のある断片の状態にある膜３３６を提供することによって、膜３３６は、フォームコア３３２を包み込む。膜３３６の管状部分は、膜３３６を管に挿入し、管に対して膜３３６の端を密封することによって広げられる。その後、管の側面に負圧をかけて、膜３３６の管状部分を強制的に広げる。フォームコア３３２はその後、広げられた膜に挿入される。一旦、フォームコア３３６が配置されると、負圧は取り除かれ、膜はフォ
ームコア３３２を包むことができる。
【００７５】
加圧可能フォーム３２０のサイズおよび形状は、翼１００のタイプおよび内部構造に依存するであろう。図３における加圧可能フォーム３２０は五つの桁を有する翼１００を作り出すように構成されており、三つの中央桁は正弦曲線の形状を成し、スロッシュゲート１４４を有さない。上記構成の翼１００を実現するために、異なる形状の加圧可能フォーム３２０が使用される。
【００７６】
翼１００の前縁１３６を確立している第一加圧可能フォーム３２０ａは、片側に曲線状の端を有し、反対側には直線の桁１１６ｂを形成するために、ほぼ平坦な部分を有する。第一加圧可能フォーム３２０ａは、複合材料をクラムシェルフレーム３１２，３１６の前縁１３６に対向するように強制する。第二加圧可能フォーム３２０ｂにおいて、片側は直線であり、反対側は正弦曲線の形状を有する。第二加圧可能フォームの直線側は、第一加圧可能フォーム３２０ａの直線側と隣接し、第二加圧可能フォーム３２０ｂの正弦曲線を成す側は、第三加圧可能フォーム３２０ｃの正弦曲線を成す側と隣接する。その他の加圧可能フォーム３２０ｄ，３００ｅ，３００ｆも、構造部材の形状を制御するために、両側に同様な形状を有する。
【００７７】
加圧可能フォーム３２０は、第三加圧可能フォーム３２０ｃに表されているように、一方の側において直線から正弦曲線の形状に移行していく。加圧可能フォーム３２０の波型の形状と直線部分との間の移行は、異なる構造体の取り付け、または異なる部品から移行を可能にするために必要とされる。例えば、図３の実施形態において、加圧可能フォーム３２０はウィングボックス１４８を形成するための部分を有する。他の実施形態では、スロッシュゲート１４４、ワイヤハーネス、油圧パイプ等を取り付けるための平坦部分を有する。
【００７８】
更に、加圧可能フォーム３２０の長さも翼１００の異なる形状、または異なる構造部材に対応するために変化する。例えば、スロッシュゲート１４４を有する翼１００は、一つの加圧可能フォームを、軸線方向に一列に並べられた、より小型な三つの加圧可能フォームに置き替えることもある。その結果、複合材料は、スロッシュゲート１４４または他の形態を作り出すために、より小型の加圧可能フォームの間に配置されることになる。
【００７９】
一旦クラムシェルフレーム３１２，３１６および加圧可能フォーム３２０が提供されると、複合材翼１００が組み立てられる。最初に、飛翼面１１２のための複合材料がクラムシェルフレーム３１２，３１６に配置される。一実施形態では、下部飛翼面１２８の複合材料は、下部クラムシェルフレーム３１６に配置され、上部飛翼面１２４は上部クラムシェルフレーム３１２に配置される。上部クラムシェルフレーム３１２は、上部飛翼面のための複合材料を上部クラムシェルフレーム３１２に配置するために、図３に表されている状態から上下逆になる。
【００８０】
複合材料は、クラムシェルフレーム３１２，３１６および加圧可能フォーム３２０に接着可能なように、若干粘着性のあることが好ましい。粘着性のある複合材料を使用することによって、複合材料は、取り付け装置および材料を加えて使用することなく、様々な支持構造体に配置され得る。従って、上部飛翼面１２４のための複合材料は、上部クラムシェルフレーム３１２が上部飛翼面１２４の複合材料を阻害することなく下部クラムシェルフレーム３１６を取り付けるために反転され得るように、上部クラムシェルフレーム３１２の制御面３２４に接着される。
【００８１】
複合材料をクラムシェルフレーム３１２，３１６に均一に接着するために、複合材料はクラムシェルフレーム３１２，３１６上に真空プレスされる。例えばプラスティックのよ
うな気密材料が、制御面３２４上に配置され、その端部の周囲を密封される。その後、気密材料に負圧がかけられして、空気を排出する。一旦、空気が排出されると、大気圧がほぼ均一な力を複合材料に加え、複合材料をクラムシェルフレーム３１２，３１６の制御面３２４に接着する
本発明はまた、下塗層も複合材翼１００の表面に同時に硬化されることを可能にする。翼１００に同時に硬化される下塗層を形成するために、制御面３２４に下塗が塗布される。下塗は、制御面上に、噴霧されるか、ロールで延ばされるか、または刷毛で塗布される。一旦、下塗が制御面３２４に塗布されると、上部飛翼面１２４および下部飛翼面１２８の複合材料は、下塗りされた（動詞は送り仮名必要）制御面３２４上に配置される。飛翼面１２４，１２８複合材料が制御面３２４に対して付勢されるにつれて、複合材料は制御面３２４に存在する下塗に対して硬化される。
【００８２】
一旦、翼１００が硬化されると、翼１００はフレーム３１２，３１６から取り出される。翼１００が取り出される際、下塗が制御面から分離し翼１００に接着した状態のままであろう。この処理によって後に硬化する工程数を制限することで、製造サイクルの時間を削減することが可能となる。加えて、下塗の表面仕上げは、下塗が制御面３２４上で乾燥した際の、制御面上の表面仕上げによって画定され得る。従って、外法および下塗の仕上げは、フレーム３１２，３１６の制御面３２４によって制御され得る。
【００８３】
以前に説明したように、飛翼面１１２を構成する材料は、一体片であるかまたは、複数片である。飛翼面１１２に対して一体片の複合材料を使用する翼１００において、一体片の複合材料は下部クラムシェルフレーム３１６に配置される。一旦フォーム３２０および複合材料が適切に配置されると一体片の複合材料は上部飛翼面を形成するために折り曲げられる。
【００８４】
更に、下部飛翼面１２８は、必ずしも全てが下部クラムシェルフレーム３１６上にある必要はない。同様に、上部飛翼面１２４も全て上部クラムシェル３１２にあるわけではない。上部飛翼面１２４の一部分は下部クラムシェルフレーム３１６の下方に延びることもあり、またはその反対もあり得る。上記は、翼１００の前縁または後縁１３８で生じると、飛翼面１１２を成形している複合材料の交差地点にとって望ましくない場所で起こり得る。
【００８５】
一旦飛翼面１１２に対する複合材料が所定の位置に配置されると、桁１１６は加圧可能フォーム３２０によって成形される。一実施形態では桁１１６に対する複合材料は、Ｃ型片で提供される。Ｃ型片は、Ｉビーム構造を形成するために背中合わせに配置される。Ｃ型片が好ましい理由は、その形状を形成するために二面に折り曲げられた、細長い長方形部分を成す複合材料から構成されているために、複合材料の複雑性を低減することができるからである。
【００８６】
一実施形態において、Ｃ型片は加圧可能フォーム３２０の側面の周囲を部分的に包み込む。単一の加圧可能フォーム３２０は、一つ以上の複合材料の部分を受けたもの、および形状であり得る。例えば、二つの複合材料のＣ型片は、互いに接するように、完全に加圧可能フォーム３２０を包み込む。或いは、複合材料のＣ型片は加圧可能フォーム３２０の側面のある一部分のみを被覆することもある。
【００８７】
再び説明するが、粘着性のある複合材料を使用することで複合材桁１１６を加圧可能フォーム３２０に取り付けられ、加圧可能フォーム３２０は複合材料が脱落することなく移動および配置が可能となる。一旦Ｃ型片が加圧可能フォーム３２０に取り付けられると、加圧可能フォーム３２０は下部クラムシェルフレーム３１６上に配置される。加圧可能フォーム３２０が下部クラムシェルフレーム上に配置されると、様々なＣ型片がＩビーム構
造を形成して一列に並べられる。
【００８８】
代わりの実施形態において、桁１１６に対する複合材料は略Ｉビーム構造型片で提供され、複合材料は複数のフォームの周囲に一度に包み込まれている。更に別の実施形態では、複合材桁１１６はスパーキャップ２１２およびウェビング２１６の個々の部分提供される。しかしながら、複合材料を構成する材料の数および形状の複雑性を増大させることは、製造時間および製造コストの増大に繋がる。
【００８９】
一旦加圧可能フォーム３２０および取り付けられた複合材料が、下部飛翼面１２８の複合材料に配置されると、上部飛翼面１２４に対する複合材料が上部に配置される。飛翼面１２４に対する複数の複合材料層が使用される。上部クラムシェルフレーム３１２はその後、複合材料および加圧可能フォーム３２０を取り囲んで、下部クラムシェルフレーム３１６に配置される。
【００９０】
ここで図４を参照すると、上部クラムシェルフレーム３１２および下部クラムシェルフレーム３１６が閉じた状態で表されている。上部クラムシェルフレーム３１２および下部クラムシェルフレーム３１６の付属部品は、翼形状を成す内容積を形成する。クラムシェルフレーム３１２，３１６の付属部品は、加圧可能フォーム３２０によって作り出された外向きの圧力を維持するのに十分であるべきである。
【００９１】
複数の端板３４２はクラムシェルフレーム３１２，３１６の端部を密封するために、クラムシェルフレーム３１２，３１６の端部に取り付けられる。端板３４２は、ねじまたはボルトのような、多数の留め具によってクラムシェルフレーム３１２，３１６に取り付けられる。複数の取り付け穴３４４が端板３４２およびクラムシェルフレーム３１２，３１６内に配置される。端板３４２は、硬化処理中に複合材の形状を制御することについて、加圧可能フォーム３２０および制御面３２４の機能と同様の機能を有する。加圧可能フォーム３２０はクラムシェルフレーム３１２，３１６の端板３４２に対して複合材料を押圧するであろう。端板３４２はまた、複合材料の部分がクラムシェルフレーム３１２，３１６の外に広がらないように阻止する。
【００９２】
端板３４２の別の機能は、図３に表されているように、加圧可能フォーム３２０から延びる注入管３４０を支持することである。複数の開口部３４８が注入管３４０を受容するために、端板３４２に配置されている。注入管３４０は加圧気体源に取り付けられ、加圧可能フォーム３２０を膨張させる。
【００９３】
一旦複合材料および加圧可能フォーム３２０がクラムシェルフレーム３１２，３１６内に適切に配置されると、フォーム３２０は加圧気体源によって加圧される。加圧可能フォーム３２０が加圧されると、膜３３６が拡張する力はクラムシェルフレーム３１２，３１６の内側面に対して複合材料を押圧し、同様に加圧可能フォーム３２０を互いに押圧する。フォーム３２０が加圧される間に、複合材料は硬化する。複合材料が硬化すると、材料は加圧されたフォーム３２０によって所定の位置に維持されるであろう。従って、複合材料はクラムシェルフレーム３１２，３１６および加圧可能フォーム３２０によって決められた形状になるように強いられることになる。
【００９４】
複合材料が硬化すると、複合材料の分離している部分は共に結合するであろう。複合材料の結合は、複合材料を構成する材料を互いに押圧する加圧可能フォーム３２０の圧力に助けられている。複合材料を構成する材料が硬化すると、翼１００の部材は一体同時硬化構造を作り出す。
【００９５】
複合部材が異なると、硬化時間、および硬化温度も異なることを要する。硬化時間およ
び硬化温度は、翼１００の厚さおよび構造に従う各個々の複合材料に対して選択されなければならない。加えて、加圧可能フォーム３２０内の圧力は、硬化処理における異なる段階において変化し得る。
【００９６】
硬化処理中、または硬化処理後において、加圧可能フォーム３２０のフォームコア３３２が収縮する温度までに、加圧可能フォーム３２０を熱することがある。残存しているフォームコア３３２が翼１００から容易に取り除くことができるまで収縮すれば十分である。一旦フォームコア３３２が取り除かれると、膜３３６も複合材翼１００の内部側面から取り除くことができる。
【００９７】
本願において説明した方法は一体同時硬化複合材翼を形成するために採用され得る唯一の実施形態である。この方法は、翼等を形成する多数のその他の方法に適用することも意図している。通常、翼は複合材の飛翼面から構成され、前記飛翼面は上部および下部飛翼面から構成される。飛翼面は複数の複合材構造部材を取り囲む。複合材構造部材および複合材飛翼面は一体同時硬化翼を形成するために、同時に硬化される。
【００９８】
本発明は、発明の構造、方法、または本願において広く説明された、および特許請求の範囲において以下に主張されるその他の本質的な特性から逸脱することなく、他の特定の形態おいて体現されよう。説明された実施形態は単なる具体例としてあらゆる点において考慮されるものであって、限定するものではない。従って、本発明の範囲は前述の説明よりもむしろ、添付の特許請求の範囲によって示される。特許請求の範囲に類する意味および範囲における変更は全て、特許請求の範囲に含まれることとなる。
【図面の簡単な説明】
【００９９】
【図１】切取内部図を有する翼の斜視図。
【図２】桁の一実施形態の側面図。
【図３】複合材料翼を組み立てる方法の分解組立図。
【図４】クラムシェルフレーム、および端板の斜視図。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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