(57)【要約】  本発明は、第１の要素と第２の要素の間（第１の要素が特にアルミニウム合金で構成され、第２の要素が特に炭素繊維強化プラスチック材料で構成される）の接続１に関する。  第１の要素は、特にリブ６であり、第２の要素は、望ましくは、リブ６が胴体補強構造内の胴体スキン２に接続される、アングルブラケット７である。  要素の間の接続は、本発明によれば、要素の間の少なくとも接触面積９の範囲内での腐食に対する保護のために適用されるセラミックコーティング１６を含み、要素は、リベットで接続され及び／又は接着接合される。  セラミックコーティング１６は、０．１ｍｍ未満の厚さであり、例えば、アルミニウム酸化物（Ａｌ2Ｏ3）とＴｉＯ2の混合物で構成され得る。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
金属材料で製造される第１の要素と、複合繊維材料で製造される第２の要素とを含む接続（１）であって、これらの要素が互いに接続され、接触面積（９）を構成し、腐食から接続を防護するために、第１の及び／又は第２の要素における接触面積（９）が、セラミックコーティング（１６）とともに備えられる航空機における使用のための接続。
【請求項２】
第１の要素がアルミニウム合金で構成されることを特徴とする請求項１に記載の接続。
【請求項３】
第２の要素が炭素繊維強化プラスチック材料で構成されることを特徴とする請求項１又は２に記載の接続。
【請求項４】
第１の要素がリブ（６）であることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の接続。
【請求項５】
第２の要素が、リブ（６）と航空機の胴体スキン（２）との間の機械的な接続をつくり出すためのアングルブラケット（７）であることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の接続。
【請求項６】
セラミックコーティング（１６）が、Ａｌ2Ｏ3、ＴｉＯ2、又は他のセラミック材料で構成されることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の接続。
【請求項７】
セラミックコーティング（１６）の層が０．１ｍｍ未満の厚さであることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の接続。
【請求項８】
アングルブラケット（７）が、炭素繊維強化熱可塑性ポリマーで構成されることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の接続。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、特に、第１の要素と第２の要素の間（第１の要素が金属材料、特にアルミニウム合金で構成され、第２の要素が複合材料、特に、炭素繊維強化プラスチック材料で構成される）で、航空機に使用されるための接続に関する。
【背景技術】
【０００２】
炭素繊維強化プラスチック材料で製造される要素は、胴体を補強するために、現代の航空機建造産業において益々使用されてきている。例えば、複雑な接続アレンジメントを構成するために、炭素繊維強化プラスチック要素とアルミニウム合金材料から構成される従来の要素を機械的に接続することは、多くの理由で問題がある。
【０００３】
一方では、前述の材料の熱膨張係数が異なり、接続において温度によって誘発される応力につながり得る。他方で、金属要素と複合繊維要素との間の機械的接続、特に、要素が接触する面積の範囲内では、非常に高い度合いの腐食の進行に対して影響を受けやすい。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明の目的は、実質的に、アルミニウム合金で構成される第１の要素と複合材料で構成される第２の要素との間の耐腐食性接続を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
この目的は、請求項１の特徴を伴う接続によって達成される。
【０００６】
第１の要素と第２の要素との間の腐食の進行は、実質的に、第１の要素及び／又は第２の要素に、腐食に対する防護として、少なくとも接触面積の範囲内で、セラミックコーティングを与えることによって防止される。
【０００７】
セラミックコーティングは、望ましくは、特に、要素の間の接触面積の範囲内で、アルミニウム合金で構成される第１の要素に適用される。代わりに、第２の要素、又は第１の及び第２の要素に、セラミックコーティングが与えられ得る。第２の要素は、一般に、炭素繊維強化プラスチック又は熱硬化性ポリマー（重合体）で構成される。第２の要素は、特に好ましくは、炭素繊維強化ヘビーデューティ熱可塑性ポリマー（重合体）、又は、炭素繊維補強エポキシ樹脂材料で構成される。
【０００８】
セラミックコーティングは、適切な圧力及び温度パラメータを適用する間に、製造業者によって、第１の及び／又は第２の要素に適用される。セラミックコーティングの層厚さは、望ましくは０．１ｍｍ未満である。
【０００９】
接続のさらなる有利な実施形態が他の請求項において説明される。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】図１は、本発明による接続を含む航空機胴体の詳細な斜視図である。
【図２】図２は、図１のＩＩ−ＩＩ線に沿う断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
図において、同じ構成要素は、同じ参照番号を有している。
【００１２】
図１は、本発明によって構成される接続１を使用する航空機胴体の詳細な斜視図である。
【００１３】
胴体の胴体スキン２に固定されるのは、図面の明瞭さのために、プロファイル３〜５のみが示される、複数の補強プロファイル（「ストリンガ」として知られる）である。それぞれがＴ字状の断面を有する補強プロファイル３〜５は、互いに実質的に均一な距離で、胴体（図示せず）の長手方向の軸に対して平行に延びる。多数のリブ（１つのリブ６のみが図１の表示において示される）が、補強プロファイル３〜５に対して横切るように延びる。リブ６は、望ましくは、高強度アルミニウム合金材料で構成される環状リブである。
【００１４】
リブ６（第１の要素）は、炭素繊維強化プラスチック材料、特に、多数の炭素繊維が繊維強化アレンジメントを構成するために埋め込まれる、高強度熱可塑性ポリマーで構成される湾曲したアングルブラケット７（第２の要素）によって、胴体スキン２に機械的に接続される。望ましくは、Ｌ形状の断面を有するアングルブラケット７の曲げ半径は、胴体の曲率半径にできるだけ近くなるように合わせられる。代わりに、アングルブラケット７はまた、炭素繊維がそこに埋め込まれる硬化性エポキシ樹脂のような、炭素繊維強化熱硬化性ポリマーで構成され得る。
【００１５】
アングルブラケット７は、多数のリベット８によってリブ６に接続される。リブ６は、望ましくは、接触面積９の範囲内における要素間の腐食の進行を防止するために、少なくともアングルブラケット７での接触面積９の範囲内で、セラミックコーティング（図１に示していない）の薄い層とともに備えられる。セラミックコーティングは、望ましくは、０．１ｍｍ未満の厚さである。さらなるシール層（より詳細には示していない）もまた、接触面積９の範囲内に設けられる。接触面積９の範囲内でアングルブラケット７に接続されるリブ６は、本発明による接続１、胴体補強構造をつくり出すために要求される図１及び図２に示される多くの接続、を表す。補強プロファイル３〜５は、リブ６の下で、又は、垂直のウェブ及び、例によって参照符号とともに備えられる１つの溝１０に入り込む、アングルプロファイル７のほぼ半円の溝を介してアングルブラケット７を「介して」案内される。補強プロファイル３〜５が、胴体スキン２上でそれらの表面をできるだけ完全に覆うように残るために、アングルブラケット７の下の（ベース又はフット）フランジが、補強プロファイル３〜５の範囲内で、矩形凹部とともに備えられ、凹部の幅は、それぞれの場合に、下の（ベース又はフット）フランジの幅とほぼ一致する。
【００１６】
アングルブラケット７及び胴体スキン２は、例えば、リベット、ねじ及び／又は接着剤によって接続され得る。
【００１７】
図２は、本発明によって構成される接続を介する断面図である。
【００１８】
アングルブラケット７の第１の脚部１１（下の又はベースのフランジ）は、リベット接続１２によって胴体スキン２に接続される。シール層１３がアングルブラケット７と胴体スキン２の間に設けられる。シール層１３は、胴体が圧密となることを保証する。シール層１３は、腐食に抗して保護するように作用しない。アングルブラケット７の第２の脚部１４（垂直ウェブ）が、さらなるリベット接続１５によってリブ６に接続される。
【００１９】
リブ６は、少なくとも接触面積９の範囲内で、セラミックコーティング１６とともに備えられる。セラミックコーティング１６は最大０．１ｍｍまでの厚さで、例えば、Ａｌ2Ｏ3（アルミニウム酸化物）及びＴｉＯ2で製造されるセラミック材料で構成される。セラミックコーティング１６は、代わりに、アングルブラケット７と、この実施形態においてアルミニウム合金で構成されるリブ６との間で生じる電気腐食の進行（接触腐食）を防止するために、十分に電気的に絶縁されている限り、他のセラミック材料及び／又は化合物で構成されてもよい。
【００２０】
セラミックコーティング１６は、「ＨＶＯＦ」プロセス（高速酸素燃料法：high-velocity oxy-fuel method）を使用して、接触面積９上に噴霧され得る。セラミックコーティング１６を構成するために、セラミック粒子が、このプロセスにおいて、例えば、ケロシンを使用して、３５００℃までの温度で、収縮又は発散（Laval）ノズルによって噴霧される。セラミック粒子は、アーク炎によって、２０００〜２５００ｍ／ｓに加速され、この高速で接触面積９に対して噴霧される。セラミック粒子は、急速に冷却し、しかしながら、それ故、作用面が過度に加熱されることを回避する。セラミック粒子は、前記セラミック粒子が極度に高い速度で接触面積９に衝突するという事実による鍛造のようなプロセスにおいて、この要素の表面に非常に強く付着する。結果として、セラミックコーティングは、非常に硬く、摩耗に耐えるものとなる。セラミックコーティング１６は、前記セラミックコーティングの高い硬度にもかかわらず、前記接触面積が変形したときに、接触面積９から剥がれ落ちることがない。
【００２１】
セラミックコーティング１６は、アルミニウム合金要素及び炭素繊維強化プラスチック材料要素の両方に適用され得る。
【００２２】
代わりに、２つの要素の間の接触面積９の範囲内で少なくとも一部でセラミックコーティングを伴う、非金属材料（一般に、炭素繊維強化複合材料）で構成される第２の要素を提供することが可能である。第２の要素は、一般に、金属材料（一般に高強度アルミニウム合金）の代わりに、又はこれに加えるものとして、接触面積の範囲内で、セラミック材料で被覆され得る。
【００２３】
２つの要素の間の少なくとも接触面積９の範囲内で設けられるセラミックコーティング１６を含む不動の又は固定された接続１は、航空機のどのような種類の要素の間でも、航空機の胴体構造の範囲内に配置される図１及び図２の記載における例によって説明される実施形態を超えて、耐腐食性固定具及び接続アプリケーションに関して適している。
【符号の説明】
【００２４】
１…接続アレンジメント、２…胴体スキン、３…補強プロファイル（ストリンガ）、４…補強プロファイル（ストリンガ）、５…補強プロファイル（ストリンガ）、６…リブ、７…アングルブラケット、８…リベット、９…接触面積、１０…溝（アングルブラケット）、１１…第１の脚部（アングルブラケット）、１２…リベット接続、１３…シール層、１４…第２の脚部（アングルブラケット）、１５…リベット接続、１６…セラミックコーティング
【図２】
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2010531269.tif 000004
【図１】
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【手続補正書】
【提出日】平成20年11月20日(2008.11.20)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
金属材料で製造される第１の要素と、複合繊維材料で製造される第２の要素とを含む接続（１）であって、これらの要素が互いに接続され、接触面積（９）を構成し、腐食から接続を防護するために、第１の及び／又は第２の要素における接触面積（９）が、ＨＶＯＦセラミックコーティング（１６）とともに備えられる航空機における使用のための接続。
【請求項２】
第１の要素がアルミニウム合金で構成されることを特徴とする請求項１に記載の接続。
【請求項３】
第２の要素が炭素繊維強化プラスチック材料で構成されることを特徴とする請求項１又は２に記載の接続。
【請求項４】
第１の要素がリブ（６）であることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の接続。
【請求項５】
第２の要素が、リブ（６）と航空機の胴体スキン（２）との間の機械的な接続をつくり出すためのアングルブラケット（７）であることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の接続。
【請求項６】
セラミックコーティング（１６）が、Ａｌ2Ｏ3、ＴｉＯ2、又は他のセラミック材料で構成されることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の接続。
【請求項７】
セラミックコーティング（１６）の層が０．１ｍｍ未満の厚さであることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の接続。
【請求項８】
アングルブラケット（７）が、炭素繊維強化熱可塑性重合体で構成されることを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の接続。
【国際調査報告】
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