(57)【要約】      （修正有）【課題】金属コンポーネントと複合材料コンポーネントとを機械的に結合するための方法と装置に関する。【解決手段】複合材構造３０４と金属構造３０２とを整列させることと、整列させた構造に穿孔により穴３２４を開けることと、整列させた穴に締まりばめファスナ３６２を挿入して、この締まりばめファスナ３６２を、穿孔により形成された複合材構造中の円筒状の壁に係合させることとを含む。【選択図】図９
2012163205.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
複合材構造と金属構造との結合方法であって、
複合材構造と金属構造とを整列させることと、
整列させた構造に穿孔により穴を開けて整列された穴を形成することと、
穿孔により形成された複合材構造中の円筒状の壁に係合するように、整列させた穴に締まりばめファスナを挿入することと
を含む方法。
【請求項２】
締まりばめファスナを挿入することが、金属構造に穿孔された穴のばり取りを行うことなく締まりばめファスナを挿入することである、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
整列させた穴に締まりばめファスナを挿入することが、
複合材構造と金属構造とのアセンブリの第１の側から、整列させた穴に締まりばめファスナの引張りステムを挿入することと、
複合材構造と金属構造とのアセンブリの第２の側で、締まりばめファスナの引張りステム部分をプラーと係合させることと、
複合材構造及び金属構造とのアセンブリの第１の側に締まりばめファスナのヘッドが係合するように、プラーを操作して締まりばめファスナを引っ張ることと
を含む、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
整列させた穴に締まりばめファスナを挿入することが、複合材料に穿孔された穴より約０．００１インチ〜約０．００５インチ大きな直径を有する締まりばめファスナを挿入することである、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
複合材構造が黒鉛エポキシ複合材を含み、且つ
金属構造が、アルミニウム及びチタンの少なくとも一方を含む、
請求項１に記載の方法。
【請求項６】
複合材構造及び金属構造のうちの一方に皿もみを形成することにより締まりばめファスナのヘッドを収容することを更に含む、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
各々が複合材からなる円筒状の壁を画定する少なくとも一の穴が形成された、複合材料を利用して加工された第１のコンポーネントと、
各々が金属材料からなる円筒状の壁を画定する少なくとも一の穴が形成された、金属材料を利用して加工された第２のコンポーネントと、
前記第１のコンポーネント及び前記第２のコンポーネントの整列させた穴に挿入される少なくとも一の締まりばめファスナであって、複合材料からなる円筒状の壁に直接接触する少なくとも一の締まりばめファスナと
を備える構造。
【請求項８】
前記少なくとも一の締まりばめファスナの直径が、前記第１のコンポーネントに穿孔された穴よりも約０．００１インチ〜約０．００５インチ大きい、請求項７に記載の構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の分野は、概して、複数の機械的コンポーネント間につくられる継手に関し、具体的には、金属コンポーネントと複合材コンポーネントとを機械的に結合するための方法と装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
本発明に関連して、工業的に利用される二種類のファスナ、即ち隙間ばめファスナと締まりばめファスナとが存在する。隙間ばめファスナの最も良い例は、ナットとボルトである。通常、結合される二つのコンポーネントに穴を開け、この穴より小さい直径を有するボルトを通し、ボルト上にワッシャ及び／又はナットを螺合させて、二つのコンポーネントの機械的結合を完了させる。別の方法では、ナットを使用する代わりにすえ込みプロセスを利用してアセンブリを完成させる。
【０００３】
締まりばめファスナを使用するときも、通常は同じプロセスが行われる。しかしながら、このファスナは、穿孔された穴よりやや大きな直径を有する軸部分を有している。この軸部分は、設置されると、二つのコンポーネントに開けられた穴によって画定される壁に接触し、ナット又はすえ込みデバイスは、アセンブリから延びる遠位端部分に取り付けられる。締まりばめファスナが利用されるとき、穴にファスナを引き込む又は押し込むために油圧装置又は空気圧装置が使用されて、大きな軸部が穴の中に適切に配置される。
【０００４】
金属コンポーネントを掘削又は穿孔して穴を開けるとばりが生じる。このような金属要素の穴の周りのばりは、疲れ寿命の短縮（荷重積載量の低減）を招く。航空宇宙産業用の構造に利用される金属コンポーネントにおけるばりへの対処法として、現在許容されている方法が二つある。第１の方法では、結合される二つのコンポーネントに全ての穴を開けた後で、アセンブリ内の穴の全てのばり取りができるように、コンポーネントを分解する。このようなプロセスは、通常、構造物を二度組み立てることになるので非効率且つコスト高である。
【０００５】
第２の方法も欠点を有している。この方法は、疲れ寿命の短縮を妨げるために、穿孔されるコンポーネントの幅を広げることである。このようなアセンブリでは、分解及びばり取りのステップは回避されるが、余分な材料に起因する重みの増加は、航空宇宙産業における用途では通常許容されない。
【０００６】
従来技術では、金属コンポーネントと複合材コンポーネントとを結合するとき、上述のような締まりばめファスナを利用しない。締まりばめファスナは複合材料に許容不能な量の損傷を生じさせるということが共通認識されており、今日まで使用されていないと思われる。しかしながら、複合材料内部の穴の中に隙間ばめスリーブを利用し、次いでこのスリーブに締まりばめファスナを引き込むことにより、ファスナの軸部をスリーブに係合させてスリーブを拡大させ、スリーブを複合材料の穴の周囲に係合させることが既知である。
【０００７】
また、金属材料に締まりばめが得られ、複合材料に隙間ばめが得られるように、複合材料と金属材料とに同軸の穴を形成して複合材料の穴の直径の方を大くすることが既知である。これも、複合材部分に大きな直径を得るためにコンポーネントを分解することを要し、複雑で高価なプロセスである。
【発明の概要】
【０００８】
一態様では、複合材構造と金属構造とを結合する方法が提供される。この方法は、複合材構造と金属構造とを整列させることと、整列させた構造に穴を開けて整列した穴を形成することと、整列した穴に締まりばめファスナを挿入して、穿孔によって形成された複合材構造内の円筒状の壁に締まりばめファスナを係合させることとを含む。
【０００９】
別の態様では、各々が円筒状の複合材壁を画定する少なくとも一の穴が設けられている、複合材料を利用して加工された第１のコンポーネントと、各々が円筒状の金属壁を画定する少なくとも一の穴が設けられている、金属材料を利用して加工された第２のコンポーネントと、前記第１のコンポーネント及び前記第２のコンポーネントの整列した穴に挿入される少なくとも一の締まりばめファスナであって、円筒状の複合材壁と直接接触する少なくとも一の締まりばめファスナとを含む構造が提供される。
【００１０】
また別の態様では、金属材料から加工された第１のコンポーネントと、黒鉛エポキシ材料から加工された第２のコンポーネントと、前記第１のコンポーネントと前記第２のコンポーネントとの結合機構となる、スリーブを有さない締まりばめファスナとを含む航空機が提供される。
【００１１】
また別の態様では、互いに対して整列された複合材構造と金属構造とに少なくとも一の穴を開けることであって、穿孔の結果金属構造に少なくとも一のばりが生じることと、ファスナの軸部により金属コンポーネント上に、ばりがもたらす疲れ破面の傾向を打ち消す応力が掛かるように、且つファスナの軸部が、少なくとも一の穴を開けたことにより形成される複合材構造内の円筒状の壁に直接係合するように、少なくとも一の穴の各々に締まりばめファスナを挿入することとを含む。
【００１２】
上述の機構、機能、及び利点は、種々の実施形態において単独で達成されるか、又は他の実施形態において組み合わせることができる。これら実施形態の更なる詳細は、後述の説明及び添付図面に見ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】図１は航空機の製造及び保守方法のフロー図である。
【図２】図２は航空機のブロック図である。
【図３】図３は、金属コンポーネント及び複合材コンポーネントが互いに対して所定の位置に保持される穿孔位置に配置された、数値制御式の穿孔−充填システムを示す線図である。
【図４】図４は、金属コンポーネント及び複合材コンポーネントを穿孔している図３の数値制御式穿孔−充填システムを示す線図である。
【図５】図５は、ホールプローブを用いて金属コンポーネント及び複合材コンポーネントにおける穴の直径、スタックの厚さ、面取りの深さ、空隙などをチェックしている図３の数値制御式の穿孔−充填システムを示す線図である。
【図６】図６は、供給ヘッドの中に締まりばめファスナを入れている図３の数値制御式穿孔−充填システムを示す線図である。
【図７】図７は、金属コンポーネント及び複合材コンポーネントに開けられた穴の中に締まりばめファスナを挿入している図３の数値制御式穿孔−充填システムを示す線図である。
【図８】図８は、図３の数値制御式の穿孔−充填システムと、締まりばめファスナを、途中から、ファスナのヘッドが金属コンポーネント３０２に固定されるまで引き込むように動作する油圧式プラーとを示す線図である。
【図９】図９は、供給ヘッドをアセンブリから後退させた状態の図３の数値制御式穿孔−充填システムを示す線図である。
【図１０】図１０は、穿孔された金属材料の断面図であり、穿孔工程により入口部のばり及び出口部のばりが生じている。
【図１１】図１１は、入口部のばり及び出口部のばりが面取りされた図１０の断面図である。
【図１２】図１２は、隙間ばめファスナを用いた金属コンポーネントと複合材コンポーネントとの結合に関する現行の方法を示している。
【図１３】図１３は、締まりばめファスナを用いた金属コンポーネントと複合材コンポーネントとの結合を示している。
【図１４】図１４は、引張り荷重と任意の数の締まりばめファスナの径との対応を示すグラフである。
【図１５】図１５は、チタンと黒鉛複合材との第１のアセンブリを通して引き込まれている締まりばめファスナの挿入荷重を示すグラフである。
【図１６】図１６は、チタンと黒鉛複合材との第２のアセンブリを通して引き込まれている締まりばめファスナの挿入荷重を示すグラフである。
【図１７】図１７は、締めしろの量が増加するにつれて増大する相対的な疲れ品質を示すグラフである。
【図１８】図１８は、特定のファスナの疲れ寿命に対する締めしろの効果を示すグラフである。
【図１９】図１９は、特定のファスナの疲れ寿命に対する締めしろの効果を示すグラフである。
【図２０】図２０は、５／１６インチ（公称値）のファスナの、充填された穴の圧縮を示すグラフである。
【図２１】図２１は、締めしろに基づく充填された穴の引張り力を示すグラフである。
【図２２】図２２は、締めしろに基づく充填された穴の引張り力を示すグラフである。
【図２３】図２３は、５／１６インチ（公称値）のファスナの面圧強さを示すグラフである。
【図２４】図２４は、５／１６インチ（公称値）のファスナの比例的な面圧応力を示すグラフである。
【図２５】図２５は、５／１６インチ（公称値）のファスナに最初の３０００ポンドの荷重を掛けた場合の重ねせん断における、荷重と変位との対応を示すグラフである。
【図２６】図２６は、５／１６インチ（公称値）のファスナを最初の０．１インチ変位させた場合の重ねせん断における、荷重と変位との対応を示すグラフである。
【図２７】図２７は、７／１６インチ（公称値）のファスナの面圧強さを示すグラフである。
【図２８】図２８は、７／１６インチ（公称値）のファスナの比例的な面圧応力を示すグラフである。
【図２９】図２９は、７／１６インチ（公称値）のファスナに最初の５０００ポンドの荷重を掛けた場合の重ねせん断における、荷重と変位との対応を示すグラフである。
【図３０】図３０は、７／１６インチ（公称値）のファスナを最初の０．１２５インチ変位させた場合の重ねせん断における、荷重と変位との対応を示すグラフである。
【図３１】図３１は、ねじ山が切られている側に回転防止機構を組み入れた締まりばめファスナの側面図である。
【図３２】図３２は、ねじ山付き引張りステムを組み入れた締まりばめファスナの側面図である。
【図３３】図３３は、セグメント化されたねじ山付き引張りステムを組み入れた締まりばめファスナの側面図である。
【図３４】図３４は、寸法の小さい引張りステムを組み入れた締まりばめファスナの一実施形態の側面図である。
【図３５】図３５は、寸法の小さい引張りステムを組み入れた締まりばめファスナの一実施形態の側面図である。
【図３６】図３６は、寸法の小さい引張りステムを組み入れた締まりばめファスナの一実施形態の側面図である。
【図３７】図３７は、寸法の小さい引張りステムを組み入れた締まりばめファスナの一実施形態の側面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
記載される実施形態は、金属コンポーネントと複合材コンポーネントとの結合機構となる締まりばめファスナの利用を目的としている。これまで、業界の標準では、複合材料に締まりばめファスナを組み込む際には、スリーブと共に締まりばめファスナを利用していた。しかしながら、後述に詳しく記載するように、現行の複合材料の調合によりこれに関するロバストネスが与えられ、記載される実施形態ではスリーブは利用されない。特に、収集されたデータにより、締まりばめファスナに潤滑性コーティングが施され、且つ金属材料の穴と複合材料の穴が整列していれば、複合材料に有意な損傷は生じないということが示されている。このプロセスには、「引いて通過させる（pull through）」技術が組み込まれており、この技術では、引き込み装置を使用して、材料に設けられた穴を通して締まりばめファスナを引く（pull）。押して通過させる（push through）」技術とは対照的に、引き込み装置により穴の出口側に相殺的な力が生じ、この力によって、取り付けの間に、材料の組み合わせが圧縮状態に保たれる。隙間の制約により引き込み装置が利用できない場合や構造の厚さが大きすぎる場合に、いくつかの穴が開いたまま残される場合があり、後でこれらの開口を別の取り付けプロセスを使用して充填しなければならないという状況が必然的に生じてしまう。別の取り付け方法は、（厚みの大きな構造のための）スリーブ付きファスナ、又は衝撃駆動デバイスなどである。このような場合、材料の組み合わせは、前もって取り付けた隣接するファスナによって、又は一時的なファスナによって、圧縮状態に保持される。
【実施例】
【００１５】
図面を更に詳細に参照して、本発明の実施形態について、図１に示す航空機の製造及び保守方法１００と、図２に示す航空機２００との観点から説明する。製造前の段階として、航空機の製造及び保守方法１００は、航空機２００の仕様及び設計１０２と材料調達１０４とを含みうる。
【００１６】
製造段階では、航空機２００のコンポーネント及びサブアセンブリの製造１０６と、システムインテグレーション１０８とが行われる。その後、航空機２００は認可及び納品１１０を経て運航１１２される。顧客により運航される間に、航空機２００は定期的な整備及び保守１１４（改造、再構成、改修なども含みうる）を受ける。
【００１７】
航空機の製造及び保守方法１００の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実施又は実行されうる。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含むことができ、第三者は、例えば、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などでありうる。
【００１８】
図２に示されるように、航空機の製造及び保守方法１００によって製造された航空機２００は、複数のシステム２０４及び内装２０６を有する機体２０２を含むことができる。システム２０４の実施例には、推進システム２０８、電気システム２１０、油圧システム２１２、及び環境システム２１４のうちの一又は複数が含まれる。この実施例には任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙産業の実施例を示したが、本発明の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用可能である。
【００１９】
本明細書に具現化される装置及び方法は、航空機の製造及び保守方法１００の一又は複数の任意の段階で採用することができる。例えば、限定しないが、コンポーネント及びサブアセンブリの製造１０６に対応するコンポーネント又はサブアセンブリは、航空機２００が運航中に製造されるコンポーネント又はサブアセンブリと同様の方法で作製又は製造することができる。
【００２０】
また、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせは、例えば、限定しないが、航空機２００の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機２００のコストを削減することにより、コンポーネント及びサブアセンブリの製造１０６及びシステムインテグレーション１０８の間に利用することができる。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機２００の運航中に、例えば、限定しないが、部品同士を接続及び／又は結合させることができるかどうかを判断するために、整備及び保守１１４に利用することができる。
【００２１】
種々の有利な実施形態の上記説明は、例示及び説明を目的として提示されたのであって、完全であること、又は実施形態を開示された形態に限定することを意図していない。当業者には、多数の修正例及び変形例が明らかであろう。更に、種々の有利な実施形態は、他の有利な実施形態とは異なる利点を提供することができる。選択された一又は複数の実施形態は、実施形態の原理、特定の用途を最もよく説明するため、並びに考慮される特定の使用に適した種々の修正例と共に種々の実施形態の開示内容を他の当業者が理解できるように、選ばれて記載されている。
【００２２】
次に図３〜９を参照する。これらの図には、金属コンポーネント３０２と複合材コンポーネント３０４との間の結合機構となる締まりばめファスナを組み入れた、構造体３００の組み立てプロセスが示されている。数値制御式の穿孔−充填システム３１０が利用され、穿孔位置に配置されて、これらの実施形態においては金属コンポーネント３０２と複合材コンポーネント３０４とを互いに押し付けるように動作する。
【００２３】
図４に示すように、穿孔−充填システム３１０は、ドリルビット３２２を組み入れたヘッド３２０を、金属コンポーネント３０２及び複合材コンポーネント３０４の方へと延ばし、それらを貫通する穴３２４の穿孔を開始する。構造体３００の、穿孔−充填システム３１０とは反対側に位置する整備工は、穿孔プロセスにより生じた屑３３４を除去するために、真空装置３３２を操作することができる。航空業界のような特定の産業においては、このような屑を取り除くことが重要である。
【００２４】
利用されるファスナの種類に応じて、穿孔−充填システム３１０は、挿入時にファスナヘッドと金属コンポーネントとが平坦な表面を形成するように、皿もみ（図示しない）を提供するように動作させることができる。金属コンポーネント３０２が穿孔−充填システム３１０の直近に配置されることが重要である。これは、例示的な一実施形態にすぎない。他の実施形態では、穿孔−充填システム３１０の直近に位置するのは複合材コンポーネント３０４である。
【００２５】
図５では、穿孔−充填システム３１０のヘッド３２０の代わりに、ホールプローブ３５２を組み入れたヘッド３５０が使用されている。ホールプローブ３５２は、自動化されており、金属コンポーネント３０２と複合材コンポーネント３０４との間において、穴の直径、スタックの厚さ、面取りの深さ、空隙などをチェックするように動作する。
【００２６】
穿孔−充填システム３１０によって、構造体３００と、構造体３００を貫通する穴３２４とが仕様を満たしていることが確認されたら、穿孔−充填システム３１０はファスナの供給ヘッド３６０を利用して穴３２４の中に締まりばめファスナ３６２を挿入する。図６に示すように、一実施形態では、穿孔−充填システム３１０は、締まりばめファスナ３６２を供給ヘッド３６０に挿入し、ファスナ３６２の直径と、供給ヘッド３６０がファスナ３６２のヘッド３６４を適切に把持することを確認する。特定の実施形態では、穿孔−充填システム３１０は、締まりばめファスナの軸部の長さを確認し、及び／又はファスナ３６２が適切な大きさ及び長さのねじ山を含むことを確認する。
【００２７】
図７は、穿孔−充填システム３１０が穴３２４の中にファスナ３６２を挿入する様子を示している。このときシステム３１０は、締まりばめファスナ３６２の径の大きな軸部分３６６（締まりばめの所以）が近位側の穴の入口３２４に接し、軸部のプラー係合部分３６８が遠位側から出るまで、供給ヘッド３６０によりファスナヘッド３６４に圧力を掛け続ける。上述のように、ファスナ３６２の軸部分３６６の直径は、穴３２４の直径よりいくらか大きく、例えば０．００１インチ〜約０．００５インチだけ大きい。整備工３３０は、油圧式プラー３７０を使用して、アセンブリ３００の反対側から残りの距離にわたってファスナ３６２を引っ張ろうとしている。全てが金属からなる構造に知られているように、油圧式プラー３７０は、締まりばめファスナ３６２の引張りステム３７２部分と係合するように動作する。いくつかの実施形態では、潤滑剤及び潤滑性コーティングの一方又は両方が締まりばめファスナ３６２に添加され、これにより、穴３２４を通して大きすぎる締まりばめファスナを引っ張ることが容易になる。
【００２８】
図８は、油圧式プラー３７０を動作させて、ファスナヘッド３６４が金属コンポーネント３０２に固定されるまで、途中からファスナ３６２を穴３２４の中へと引っ張った後のアセンブリ３００を示している。油圧式プラー３７０のノーズピース３７２は、材料３０４の出口側３７４で反対側に作用する力を供給している。この反力は、図示のように、複合材料がアセンブリの出口側３７４において油圧式プラーに隣接する材料である前出の実施形態にわたって圧縮を維持するように作用している。
【００２９】
ファスナ３６２のねじ山３８０（図９参照）は、油圧式プラー３７０の動作によって、複合材コンポーネント３０４を通過して露出する。この時点で、ナット又はすえ込みデバイスをねじ山に係合させることができ、例えば側方から力を掛けてファスナ３６２から折り取ることにより、引張りステム３７２を除去することができる。図９に示すように、供給ヘッド３６０はアセンブリ３００から後退させる。
【００３０】
図１０及び１１は、金属材料における穴形成を示し、更には、記載される実施形態が目的とする改善点を示している。具体的には、図１０は、穴４０２が穿孔された、チタン又はアルミニウムなどの材料４００の断面図である。やや誇張して示しているが、穿孔工程により、入口のばり４０４と出口のばり４０６が形成されて穴４０２をほぼ取り囲んでいる。このようなばりを有する穴４０２に隙間ばめファスナが利用される場合、ファスナと、穿孔工程により生じる材料内の円筒状の壁との間に空間が存在する。運航環境において使用されると、ばり４０４及び４０６は、このようなばりの不均一性により、疲れ破面などの開始点となる。
【００３１】
図１１に示すように、疲れ破面の発生を減らすために、常套的な解決法では、材料４００の両側に面取り部４２０を形成していた。面取り工程により材料表面が滑らかになることで、材料４００の疲れ破面の発生が抑制される。しかしながら、面取り部４２０を形成するためには、通常、穿孔工程の後で金属アセンブリと複合材アセンブリとを互いから分離しなければならない。航空機のような大規模なアセンブリの組み立てにおいては、このような組み付け、穿孔、分解、面取り、及び再組み付けというプロセスが、何千個というこのようなファスナに対して実施され、それに伴う人権費が掛かる。
【００３２】
図１２は、金属コンポーネント５００と複合材コンポーネント５０２との結合に関する現行の方法を更に示している。具体的には、隙間ばめファスナ５１０が利用される。隙間ばめファスナ５１０は、コンポーネント５００及び５０２のボア５１２によって画定される壁５２０、５２２に係合しないので（「隙間」といわれる所以）、ボア５１２の壁５２０、５２２にはファスナ５１０による圧力が掛からない。このような圧力の欠如により、金属コンポーネント５００のばりが疲れ破面及び亀裂の始点として作用する。図示のように、穿孔工程の後で、アセンブリを分解し、面取り部５３０の追加によりばりを除去することができる。
【００３３】
対照的に、図１３は、締まりばめファスナ５５０が利用されている。ファスナ５５０とボア５１２の壁５２０、５２２との間には空間が存在しない。図２の線図と比較して、締まりばめファスナ５５０がボア５１２の周囲の壁５２０、５２２に圧力を掛けることにより、穿孔工程後に残るばりにはすべて、締まりばめファスナ５５０によって印加される圧力による反力が必然的に掛かる。したがって、金属コンポーネント５００のために、個別のばり取り／面取り工程は必要でない。ばりを有する穴の中に締まりばめファスナを組み入れることは、疲れ破面の問題への対応策となる。単純には、ばりが存在する場合も、締まりばめファスナ５５０が挿入されてその後保持されることにより材料に掛かる応力が、破断傾向を打ち消す。
【００３４】
本明細書に記載の実施形態以前の、従来の手順では、スリーブを有さない締まりばめファスナを用いて金属構造と複合材構造とを結合することはない。したがって、今までの検討事項には、締まりばめファスナの取り付けに必要な力が実行可能で、且つ締まりばめファスナの利用による疲れの改善が、金属コンポーネント及び複合材コンポーネントの一方又は両方におけるばりの存在を相殺する場合、締まりばめファスナの取り付け及び／又は除去の間に複合材料が損傷を受けるかどうかに関する懸念が含まれていた。
【００３５】
試験では、０．００１〜０．００５インチの締めしろのレベルを試験した。明確に説明すると、０．００２インチの締めしろのレベルは、締まりばめファスナの直径が、挿入される穴の直径より０．００２インチ大きいことを示している。このようなファスナの挿入により、穴の周囲に必然的に特定の応力が掛かり、穴をいくらか拡大させる。このような応力及び／又は穴の拡大こそが、疲れ破面及び亀裂の生成に対する反力を少なくとも部分的に供給するもので、これにより、組み立ての際に、金属コンポーネントからばりを面取りするために、穿孔したアセンブリを分解しなくて済む。加えて、締まりばめファスナの取り付け及び除去により、複合材コンポーネントが大きく損傷することはなかった。
【００３６】
図１４は、種々のファスナの直径に対する引張り荷重の要件及び能力を示すグラフ６００である。０．２５インチ〜０．６２５インチのファスナ径について、ファスナの最小引き込み強度が示されている。これらの最小要件に対し、隣接する炭素繊維及びチタン部品を通して引っ張られたときの、各ファスナ径の試験データが示されている。この試験データは、炭素繊維部品の幅、チタン部品の幅、及び締めしろの量をインチ単位で含み、典型的な航空機構造に関する最も極端な事例を表わしている。図示のように、このような締まりばめファスナの挿入に必要な、予測される最大引張り荷重は、最小のファスナ強度要件を超えない。
【００３７】
重要なのは、記載の実施形態が最小の締めしろでの嵌合を目的としていないということである。そうではなく、記載の実施形態が目的としているのは、締めしろが、穿孔の結果残ったばりにより生じる疲れ破面の傾向を打ち消すように、締めしろの実質的な量を利用する継手である。したがって、このようなファスナを固定するのに必要な引張り力の量が関連する。
【００３８】
図１５は、厚さ０．２５インチのチタンと厚さ０．６３インチの黒鉛複合材とのアセンブリを通して引っ張られたときの０．００４３インチの締めしろを有する締まりばめファスナに関する三種類の挿入荷重を示すグラフ６５０である。図１６は、厚さ０．２５インチの黒鉛複合材と厚さ０．５インチのチタンとのアセンブリを通して引っ張られたときの０．００４７インチの締めしろを有する締まりばめファスナに関する三種類の挿入荷重を示すグラフ７００である。他の試験では、０．００６インチの締めしろを有するファスナを１．２５インチ厚の黒鉛スタックに使用したが、効果は認められなかった。
【００３９】
図１７は、二つの異なるファスナについて、締めしろの量が増加するにつれて増大する相対的な疲れ品質を、ベースラインと比較して示している。特に、グラフ７５０は、０．２５インチの公称径を有する締まりばめファスナを用いた複合材−チタン−複合材のスタックを対象としている。
【００４０】
図１８及び１９は、疲れ寿命に対する締めしろの効果を示すグラフ８００及び８５０である。グラフ８００では、データ８０２が、ばり取りされた穴に隙間ばめファスナを使用したときの疲れ寿命を示している。データ８０４は、約０．００１インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの疲れ寿命を示す。データ８０６は、約０．００４インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの疲れ寿命を示す。グラフ８００は、５／１６インチ（公称値）のファスナを対象としており、グラフ８５０は、７／１６インチ（公称値）のファスナを対象としている。グラフ８５０では、データ８５２が、ばり取りされた穴に隙間ばめファスナを使用したときの疲れ寿命を示している。データ８５４は、約０．００１インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの疲れ寿命を示す。データ８５６は、約０．００４インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの疲れ寿命を示す。
【００４１】
図２０は、５／１６インチ（公称値）のファスナの、充填された穴の圧縮を示すグラフ９００である。グラフ９００では、データ９０２が、ばり取りした穴に隙間ばめファスナを使用したときの圧縮の強度を示している。データ９０４は、約０．００１インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの圧縮強度を示す。データ９０６は、約０．００４インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの圧縮強度を示す。
【００４２】
図２１及び２２は、締めしろに基づく充填された穴の引張り力を示すグラフ９５０及び１０００である。グラフ９５０では、データ９５２は、ばり取りされた穴に隙間ばめファスナを使用したときの、充填された穴の引張り力を示す。データ９５４は、約０．００１インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの、充填された穴の引張り力を示す。データ９５６は、約０．００４インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの、充填された穴の引張り力を示す。グラフ９５０は、５／１６インチ（公称値）のファスナを対象としており、グラフ１０００は７／１６インチ（公称値）のファスナを対象としている。グラフ１０００では、データ１００２が、ばり取りされた穴に隙間ばめファスナを使用したときの、充填された穴の引張り力を示す。データ１００４は、約０．００１インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの、充填された穴の引張り力を示す。データ１００６は、約０．００４インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの、充填された穴の引張り力を示す。
【００４３】
図２３は、５／１６インチ（公称値）のファスナの面圧強さを示すグラフ１０５０である。グラフ１０５０では、データ１０５２が、ばり取りした穴に隙間ばめファスナを使用したときの面圧強さを示す。データ１０５４は、約０．００１インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの、面圧強さを示す。データ１０５６は、約０．００４インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの、面圧強さを示す。
【００４４】
図２４は、５／１６インチ（公称値）のファスナの比例的な面圧応力を示すグラフ１１００である。グラフ１１００では、データ１１０２が、ばり取りした穴に隙間ばめファスナを使用したときの比例的な面圧応力を示す。データ１１０４は、約０．００１インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの、比例的な面圧応力を示す。データ１１０６は、約０．００４インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの、比例的な面圧応力を示す。
【００４５】
図２５は、５／１６インチ（公称値）のファスナに最初の３０００ポンドの荷重を掛けた場合の重ねせん断（荷重対変位）を示すグラフ１１５０である。グラフ１１５０では、データ１１５２が、ばり取りした穴に隙間ばめファスナを使用したときの重ねせん断荷重を示す。データ１１５４は、ばり取り工程なしで締まりばめファスナを使用したときの重ねせん断荷重を示す。
【００４６】
図２６は、５／１６インチ（公称値）のファスナが最初の０．１インチ変位した場合の重ねせん断（荷重対変位）を示す。グラフ１２００では、データ１２０２によって、ばり取りした穴に隙間ばめファスナを使用したときの重ねせん断荷重が、ばり取り工程なしで締まりばめファスナを使用したときの重ねせん断荷重とほぼ一致することが示されている。
【００４７】
図２７は、７／１６インチ（公称値）のファスナの面圧強さを示すグラフ１２５０である。グラフ１２５０では、データ１２５２が、ばり取りした穴に隙間ばめファスナを使用したときの面圧強さを示す。データ１２５４は、約０．００１インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの面圧強さを示す。データ１２５６は、約０．００４インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの面圧強さを示す。
【００４８】
図２８は、７／１６インチ（公称値）のファスナの比例的な面圧応力を示すグラフ１３００である。グラフ１３００では、データ１３０２が、ばり取りした穴に隙間ばめファスナを使用したときの比例的な面圧応力を示す。データ１３０４は、約０．００１インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの比例的な面圧応力を示す。データ１３０６は、約０．００４インチの締めしろを有する締まりばめファスナをばり取り工程なしで使用したときの比例的な面圧応力を示す。
【００４９】
図２９は、７／１６インチ（公称値）のファスナに最初の５０００ポンドの荷重を掛けた場合の重ねせん断（荷重対変位）を示すグラフ１３５０である。グラフ１３５０では、データ１３５２が、ばり取りした穴に隙間ばめファスナを使用したときの重ねせん断荷重を示す。データ１３５４は、ばり取り工程なしで締まりばめファスナを使用したときの重ねせん断荷重を示す。
【００５０】
図３０は、７／１６インチ（公称値）のファスナが最初の０．１２５インチ変位した場合の重ねせん断（荷重対変位）を示すグラフ１４００である。グラフ１４００では、データ１４０２によって、ばり取りした穴に隙間ばめファスナを使用したときの重ねせん断荷重が、ばり取り工程なしで締まりばめファスナを使用したときの重ねせん断荷重とほぼ一致することが示されている。
【００５１】
図３１は、遠位側１５０４近傍の整備工がねじ山１５０６にナットを螺合させる間にファスナ１５００の回転を防止できるように、回転防止機構１５０２を組み入れた締まりばめファスナ１５００の側面図である。このような構成により、一方の側からナットを取り付けることができる。図示の実施形態では、回転防止機構１５０２は、ナットを締める間に到達可能な六角形の構造１５０８である。ファスナ１５００のヘッド１５１０を係合させるために整備工を必要としない。特定の実施形態では、この回転防止機構１５０２は折れないので、何らかの重みが加えられる。
【００５２】
図３２は、ねじ山を有する引張りステム１５５２を組み込んだ締まりばめファスナ１５５０の一実施形態の側面図である。ねじ山を有する引張りステムは、ロープロファイルのトルク駆動式据え付け工具となり、工具内でのファスナの引張り力の代替となる。
【００５３】
図３３は、引張りステムコンポーネント１６０４、１６０６、及び１６０８を含むセグメント化された引張りステム１６０２を組み込んだ締まりばめファスナ１６００の一実施形態の側面図である。ねじ山を有するセグメント化された引張りステム１６０２は、ロープロファイルのトルク駆動式据え付け工具を供給し、工具内でのファスナの引張り力の代替となる。隣接するセグメント（引張りステムコンポーネント１６０８）に工具の引きタブが到達し次第、引張りステムコンポーネント１６０８から始まる各セグメントを折り取ることができるので、このようなセグメント化により、据え付け時における段階的な引張りが可能となる。
【００５４】
図３４は、寸法の小さい引張りステム１６５２を組み込んだ締まりばめファスナ１６５０の一実施形態の側面図である。寸法の小さい引張りステム１６５２により、ねじ山１６５４と最終的に係合させるために、ナット（図示しない）をステム１６５２上でスライドさせることができる。このような実施形態は、ナットを取り付けるときの逆トルクのために、ステム１６５２を把持するトルク工具を必要としない。ファスナ１６５０により、スピナを利用せずとも締まりばめに引張りが可能となる。
【００５５】
図３５及び３６は、やはり寸法の小さい引張りステム１７０２を組み込んだ締まりばめファスナ１７００の一実施形態の側面図である。寸法の小さい引張りステム１７０２により、ねじ山１７０４と最終的に係合させるために、ナット（図示しない）をステム１７０２上でスライドさせることができる。ファスナ１７００の端部１７０８近傍にはレンチ平面１７０６が設けられている。一実施形態では、レンチ平面１７０６を使用して、例えば、ナットを取り付けるときの逆トルクのための回転防止工具として利用される自由端レンチに係合させることができる。
【００５６】
図３７は、やはり寸法の小さい引張りステム１８０２を組み込んだ締まりばめファスナ１８００の一実施形態の側面図である。寸法の小さい引張りステム１８０２により、ねじ山１８０４と最終的に係合させるために、ナット（図示しない）をステム１８０２上でスライドさせることができる。ファスナ１８００の端部１８０８には六角形の端部が設けられている。一実施形態では、六角形の端部１８０６は、箱形端レンチ又はソケット（いずれも図示しない）のような、ナットを取り付けるときの逆トルクのための回転防止工具を利用できるような形状を有している。
【００５７】
要約すると、複合材料の組み立てに利用される調合及び材料の向上により、締まりばめファスナを使用して金属構造と複合材構造とを結合することが可能となり、この場合、締まりばめファスナは複合材構造と直接係合する。このような調合及び材料の向上は、これまで締まりばめの利用を妨げていたプライの亀裂及び分離を低減させるものである。更なる利点として、複合材料に直接締まりばめを使用することにより、金属構造に関連する製造ステップの数を減らすことができる。本明細書に記載したように、以前は、金属構造と複合材構造とを結合するときには、両構造を穿孔し、次いで複合材構造から金属構造を分離することによりばり取り工程を行ってから、隙間ばめファスナを用いて複合材構造と金属構造とを結合した。締まりばめファスナは金属構造に対して応力を生じさせるので、本明細書に記載のように、疲れ破面を防止するためのばり取りが不要である。記載の実施形態は、複合材構造にスリーブを挿入することなしに複合材構造と金属構造との間に締まりばめを形成することはできないとする従来技術の教示とは異なっている。
【００５８】
本出願の、特許請求されうる追加的な課題には以下が含まれる。
Ａ１．金属材料から加工された第１のコンポーネントと、
黒鉛エポキシ材料から加工された第２のコンポーネントと、
前記第１のコンポーネントと前記第２のコンポーネントとの結合機構となる、スリーブを有さない締まりばめファスナと
を備える航空機。
【００５９】
Ａ２．前記締まりばめファスナが軸部分を含み、前記第２のコンポーネントには、円筒状の壁を画定する貫通孔が設けられており、前記軸部が円筒状の壁に係合する、Ａ１に記載の航空機。
【００６０】
Ａ３．前記第１のコンポーネント及び前記第２のコンポーネントの各々には、前記締まりばめファスナを挿入するための貫通孔が設けられており、前記第１のコンポーネント及び前記第２のコンポーネントのいずれにも、前記締まりばめファスナを挿入する前にばり取りプロセスを行わない、Ａ１に記載の航空機。
【００６１】
Ａ４．前記第１のコンポーネント及び前記第２のコンポーネントの各々には、前記締まりばめファスナを挿入するための貫通孔が設けられており、前記締まりばめファスナの直径が前記貫通孔の直径より大きい、Ａ１に記載の航空機。
【００６２】
Ａ５．前記第１のコンポーネント及び前記第２のコンポーネントの各々には、前記締まりばめファスナを挿入するための貫通孔が設けられており、前記締まりばめファスナの直径が前記貫通孔の直径より大きく、前記締まりばめファスナの軸部に潤滑剤が適用されている、Ａ１に記載の航空機。
【００６３】
Ａ６．互いに対して整列された複合材構造及び金属構造に少なくとも一の穴を開けることであって、穿孔により金属構造に少なくとも一のばりが生じることと、
締まりばめファスナに関連する軸部が、ばりにより生じる疲れ破面の傾向を打ち消す応力を、金属コンポーネントに対して掛けるように、且つファスナの軸部が、少なくとも一の穴の穿孔により形成された複合材構造内の円筒状の壁に直接係合するように、少なくとも一の穴の各々に締まりばめファスナを挿入することと
を含む組み立て方法。
【００６４】
Ａ７．締まりばめファスナを挿入することが、少なくとも一の穴に直径約０．００１インチ〜約０．００５インチの締まりばめファスナを挿入することである、Ａ６に記載の方法。
【００６５】
Ａ８．少なくとも一の穴に挿入する前に、締まりばめファスナに潤滑剤を適用することを更に含む、Ａ６に記載の方法。
【００６６】
Ａ９．締まりばめファスナを挿入することが、
締まりばめファスナの引張りステムを挿入することであって、整列させた複合材構造及び金属構造の第１の側から少なくとも一の穴を通して少なくとも一の穴より小さい直径を有する引張りステムを挿入することと、
整列させた複合材構造及び金属構造の第２の側で引張りステムを係合させることと、
締まりばめファスナのヘッドが、整列させた複合材構造及び金属構造の第１の側に係合するように、締まりばめファスナを引っ張るように係合部を動作させることと
を含むＡ６に記載の方法。
【００６７】
Ａ１０．複合材料コンポーネントと金属材料コンポーネントとの継手の疲れ寿命を延ばす方法であって、
複合材料コンポーネント及び金属材料紺ポーンネントに穴を開けることと、
穿孔した穴を整列させることと、
整列させた穴の直径より小さな直径を有する引張りステムと、整列させた穴の直径より大きな直径を有する軸部分とを有する締まりばめファスナを選択することであって、軸部と、複合材料コンポーネント及び金属材料コンポーネントのうちの少なくとも一方の穴によって画定される円筒形状との間に、穿孔の結果生じた疲れ破面の可能性を打ち消す特定の締まりを提供するように、軸部の直径を選択することと、
締まりばめファスナの引張りステムを、整列した穴に挿入することと、
引張りステムにより、締まりばめファスナを、複合材料コンポーネント及び金属材料コンポーネントに対する最終位置に引き込むことにより、特定の締まりを提供することと
を含む方法。
【００６８】
本明細書の記載は、ベストモードを含む種々の実施形態を開示する実施例を使用することにより、任意の装置又はシステムを作製及び使用すること、並びに含まれる任意の方法を実行することを含めて、当業者であればそれらの実施形態を実施することを可能にしている。特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想起する他の実施例を含みうる。このような他の実施例は、特許請求の範囲に記載される文言と異なっていない構造的要素を有するのであれば、又は特許請求の範囲に記載される文言と実質的な差異を有さない等価な構造的要素を含むのであれば、特許請求の範囲に含まれる。
【符号の説明】
【００６９】
３００    構造体／アセンブリ
３０２、５００    金属コンポーネント
３０４、５０２    複合材コンポーネント
３１０    数値制御式穿孔−充填システム
３２０、３５０    穿孔−充填システムのヘッド
３２２    ドリルビット
３２４、４０２    穴
３３０    整備工
３３２    真空装置
３３４    屑
３５２    ホールプローブ
３６０    供給ヘッド
３６２、５５０、１５００、１５５０、１６００、１６５０、１７００、１８００    締まりばめファスナ
３６４、１５１０    ファスナのヘッド
３６６    ファスナの軸部分
３６８    プラー係合部分
３７０    プラー
３７２、１５５２、１６０２、１６５２、１７０２、１８０２    引張りステム
３７４    アセンブリの出口側
３８０、１５０６、１６５４、１７０４、１８０４    ファスナのねじ山
４００    材料
４０４、４０６    ばり
４２０、５３０    面取り部
５１０    隙間ばめファスナ
５１２    ボア
５２０、５２２    ボアの壁
１５０２    回転防止機構
１５０４    遠位側
１５０８    六角構造
１６０４、１６０６、１６０８    引張りステムコンポーネント
１７０６    レンチ平面
１７０８、１８０８    ファスナ端部
１８０６    六角形の端部
【図１】
2012163205.tif 000003
【図２】
2012163205.tif 000004
【図３】
2012163205.tif 000005
【図４】
2012163205.tif 000006
【図５】
2012163205.tif 000007
【図６】
2012163205.tif 000008
【図７】
2012163205.tif 000009
【図８】
2012163205.tif 000010
【図９】
2012163205.tif 000011
【図１０】
2012163205.tif 000012
【図１１】
2012163205.tif 000013
【図１２】
2012163205.tif 000014
【図１３】
2012163205.tif 000015
【図１４】
2012163205.tif 000016
【図１５】
2012163205.tif 000017
【図１６】
2012163205.tif 000018
【図１７】
2012163205.tif 000019
【図１８】
2012163205.tif 000020
【図１９】
2012163205.tif 000021
【図２０】
2012163205.tif 000022
【図２１】
2012163205.tif 000023
【図２２】
2012163205.tif 000024
【図２３】
2012163205.tif 000025
【図２４】
2012163205.tif 000026
【図２５】
2012163205.tif 000027
【図２６】
2012163205.tif 000028
【図２７】
2012163205.tif 000029
【図２８】
2012163205.tif 000030
【図２９】
2012163205.tif 000031
【図３０】
2012163205.tif 000032
【図３１】
2012163205.tif 000033
【図３２】
2012163205.tif 000034
【図３３】
2012163205.tif 000035
【図３４】
2012163205.tif 000036
【図３５】
2012163205.tif 000037
【図３６】
2012163205.tif 000038
【図３７】
2012163205.tif 000039
【外国語明細書】
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2012163205000002.pdf
2012163205000003.pdf
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