両側にカバー層を備えたコア複合体を製造する方法およびコア複合体
本発明は、両側にカバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を備える、折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）を有するコア複合体（１、２０、２６）の製造方法であって、折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）が、いくつかの排水可能な流路（５）を有する製造方法に関する。先ず、充填材に後続の縫合プロセスのための十分な安定性を与えるために、コア充填材（１６、１７）が、少なくとも一部の領域内に折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）内に導入される。次いで、硬化可能な可塑性材料で含浸されていない被覆層（３、４、２２、２３、２７、２８）が、折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）上に配置され、縫い糸（１９）を用いて少なくとも一部の領域内で、基部ライン（６〜８）および／または頂部ライン（９、１０）に沿って被覆層に縫合される。硬化可能な可塑性材料の構造物全体への含浸が、次いで実行され、続いて、圧力および／または温度を印加することによって硬化させる。プロセスを完了するために、コア充填材（１６、１７）は、溶解して洗い流す、または融解して流し出すことによって、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）から再度完全に除去することができる。前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）の前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）からの層間はく離が、縫合によって防止され、これにより本発明による方法によって製造されるコア複合体（１、２０、２６）を、航空機の主要構造に使用することができるようになる。本発明は、この方法の提供により製造されるコア複合体（１、２０、２６）に、さらに関する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、折り畳まれたハニカム・コアが、カバー層と平行に延びるいくつかの排水可能流路を有する、両側にカバー層を備えた折り畳まれたハニカム・コアを有するコア複合体の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
サンドイッチ構造で、またはコア複合体として設計される構成部品は、非常に低重量であると同時に非常に高い機械的強度を有する。したがって、一例として、サンドイッチ板が、客室の内部クラッディング用、または旅客機内の床骨組み上の底板として使用される。サンドイッチ板は、一例としてカバー板が両側に貼り付けられたハニカム形状のコアで形成される。しかし、ハニカム形状の構造のコアを有するサンドイッチ構成要素は、ハニカムの独立セル構造のために設けられない排水設備の不足により、特に、大型の構成部品に適していない。これは、所謂折り畳まれたハニカム・コアを使用することによって改善することができ、折り畳まれたハニカム・コアは、互いに平行に延びる、したがって、発生した、または折り畳まれたハニカム・コア内に流し込まれた結露水があればその進路を再度元に戻すことができるいくつかの連続する、全長の流路を有する。
【０００３】
しかし、サンドイッチ構成部品の両変形形態に発生する１つの問題は、損傷に対する耐性が弱いことである。これが意味するのは、ある負荷状況にあるカバー層が、コア構造からの少なくとも一部の領域内で分離され得るという危険性であり、応力が長引く場合には、この層間はく離のプロセスは、着実に進行する傾向をさらに示す。このような層間はく離のために、コア複合体の構造的な強度は突然に崩壊し、その結果として、該当する構成部品の瞬時の故障につながる。この最後に言及した状況は、その機械的特性（この点について、特に良好な強度荷重比が言及されるべきである）のために理想的である、折り畳まれたハニカム・コアを備えたサンドイッチ構成部品が、現在、大型航空機の主要な構造においてわずかしか検討されていないという事実に対する決定的な理由である。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
したがって、本発明の目的は、特に、カバー層の進行性の分離が解消される、排水可能な折り畳まれたハニカム・コアでコア複合体を製造する方法を提供することである。
【０００５】
これは、本発明によれば、請求項１の特徴を有する方法、ならびに請求項１２による、両側にカバー層が設けられた折り畳まれたハニカム・コアを有するコア複合体によって達成される。好ましい実施形態は、それぞれの従属請求項の主題である。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明による方法は、以下のステップを有する：
ａ）少なくとも１つの折り畳まれたハニカム・コア内に、少なくとも一部の領域内でコア充填材を導入するステップ、
ｂ）折り畳まれたハニカム・コア上に下部および上部のドライ・カバー層を配置するステップ、
ｃ）少なくとも一部の領域内でカバー層を折り畳まれたハニカム・コアに機械的に結合させるステップ、
ｄ）カバー層に、硬化可能な可塑性材料を注入するステップ、
ｅ）圧力および／または温度を印加することによってコア複合体全体を硬化させるステップ、および
ｆ）コア充填材を除去するステップ。
【０００７】
この方法のステップｃ）で行われる、折り畳まれたハニカム・コアへの２つのカバー層の機械的結合の結果として、特に、発生する航空機の全ての動作状態下で、カバー層の領域内の進行性の層間はく離が確実に防止される。したがって、本発明による方法を用いて製造された折り畳まれたハニカム・コアを備えたコア複合体は、第一に、航空機の主要な構造における使用に、制限なく適している。
【０００８】
本発明による方法中、先ずステップａ）において、コア充填材が、後続のコア複合体の少なくとも１つの折り畳まれたハニカム・コア内に、少なくとも一部の領域内で導入される。コア充填材を導入することは、引き続いて行われるカバー層のコア構造への機械的結合のために、折り畳まれたハニカム・コアを機械的に安定させるのに役立つ。コア充填材は、適切な溶剤または温度の使用によってコア複合体の製作後に残留物を残さず再度除去できる硬化可能な材料である。一例として、水中で可溶性である材料「ＡｑｕａＣｏｒｅ（登録商標）」をコア充填材として使用することができ、したがって、残留物なしにコア複合体の内側から洗い出すことができる。別法として、低溶融のワックスまたは金属合金もコア充填材として使用することができる。
【０００９】
方法の後続のステップｂ）において、下部および上部の「ドライ」カバー層が、折り畳まれたハニカム・コア上に配置される。カバー層は、既知の補強繊維構成、一例として炭素繊維織物または炭素繊維非捲縮材料で形成される。ここで、「ドライ」という用語は、たとえばエポキシ樹脂、ポリエステル樹脂、フェノール樹脂またはＢＭＩ樹脂などの硬化可能な可塑性材料でまだ起こっていない注入を意味する。これとは対照的に、折り畳まれたハニカム・コアは、硬化された可塑性材料で既に含浸された補強繊維構成で形成される。折り畳まれたハニカム・コア用の適切な材料は、したがって一例として名のよく知られたＮｏｍｅｘ（登録商標）−ｐａｐｅｒ、すなわち、エポキシ樹脂で含浸され、次に硬化された炭素繊維補強構成である。
【００１０】
この段階で、製造されるべきコア複合体の構成要素の所定の理想的形状への適合が、実施される。
【００１１】
方法のステップｃ）において、カバー層の折り畳まれたハニカム・コアへの機械的結合が実施される。従来の通常の純粋な接着結合と比較して、折り畳まれたハニカム・コアからカバー層の一部の領域内での進行性の層間はく離に対する大幅に高い安全性が得られる。したがって、本発明により製作されるコア複合体は、大型旅客機の主要な構造においてさえ、問題なく使用できる高い損傷耐性を有する。さらに、折り畳まれたハニカム・コアの２つのカバー層のうちの少なくとも１つへのさらなる接着を少なくとも一部の区域内で提供することができる。下部カバー層および上部カバー層の機械的結合は、同時、または交互に行うことができる。
【００１２】
方法の後続のステップｄ）において、適切な硬化可能な可塑性材料での注入が２つのカバー層に行われる。空気包含および他の望ましくない空洞を回避しつつ、２つのカバー層の最も完全な可能で一様な含浸を達成するために、少なくとも一部の領域内でホイルで全構造をカバーし、真空を適用することによって注入プロセスを強めることが必要であり得る。
【００１３】
以下の方法のステップｅ）において、圧力および／または温度を印加することによって、完成されたコア複合体の硬化が実施され、ここで、このプロセスのステップは、たとえば、炉またはオートクレーブ内で行われる。
【００１４】
方法の最後のステップｆ）において、コア充填材は、コア複合体から除去される。コア充填材の残留物のない除去は、具体的に使用された材料に応じて、一例として洗い落すまたは融解させることによって行うことができる。
【００１５】
本方法の有利な展開によれば、コア複合体は、カバー層の機械的結合の前に、少なくとも１つの適切な工具を用いて平坦な形状から外れた形状を与えられる。一例として、１次（円柱状）または２次（球形状）の湾曲したシェル・セグメントを、航空機用の胴体部分を生産する方法に従ってここに製造することができる。胴体部分は、それぞれ胴ばりを生産することによる、このようないくつかのシェル・セグメントを円周方向に接合することによって生産される。少なくとも４つのシェル・セグメントが、ここで使用できることが好ましい。
【００１６】
方法のさらなる展開によれば、折り畳まれたハニカム・コアへのカバー層への機械的結合は、縫合によって行われる。これにより、固体の機械的結合材が、カバー層と折り畳まれたハニカム・コアとの間に単純な仕方で得られる。全表面領域をカバーして縫合することは、一般に必要ではない。少なくとも一部の領域内で、層間はく離が続くのを確実に止めるために、少なくとも一部の領域内での縫合が、一般に十分である。「縫い糸」として、カバー層に対しても使用される同じ材料のロービングを使用することが好ましい。カバー層が、一例として、炭素繊維織物または炭素繊維非捲縮材料で形成される場合、有利には少なくとも１つの炭素繊維ロービングまたは炭素繊維の撚り線が、縫い糸として使用される。しかし、基本的に、十分に強い任意の可塑性繊維、または任意の可塑性紡績糸または任意の天然繊維を、縫い糸として使用することができる。たとえば、炭素繊維ロービング、ポリエステル糸、アラミド糸（登録商標）または麻糸を、縫い糸として使用することができる。縫い糸がカバー層および折り畳まれたハニカム・コアを貫通するので、硬化可能な可塑性材料でカバー層に引き続いて注入することにより、縫い糸は、その当該位置で固定される。
【００１７】
方法のさらに有利な展開によれば、少なくとも１つのカバー層が、折り畳まれたハニカム・コアに少なくとも一部の領域内で固着される。これにより、層間はく離に対するさらなる安全性を達成することができる。さらに、縫い糸の位置の固定が改良される。
【００１８】
方法のさらなる展開によれば、縫合および／あるいは接着は、基本的に折り畳まれたハニカム・コアの基部ラインおよび／または頂部ラインに沿って行われる。縫合用に使用されるソーイング・ヘッドの位置合わせが、これにより容易になる。ソーイング・ヘッドの位置制御は、一例として、頂部ラインおよび／または基部ラインの領域で増大された電気伝導率によって行うことができる。伝導率のこの局所的増加は、たとえば、樹脂の注入プロセス以前に残留物なしに除去され、一例として、折り畳まれたハニカム・コアの基部ラインおよび頂部ラインに沿ってソーイング・ヘッドの誘導的な案内を可能にする可溶性導電性ペーストによる被膜によって影響を受け得る。代替的方法として、流路の経路は、ＣＮＣ制御において敷設することもでき、これを用いて、ソーイング・ヘッドは次いでコンピュータ制御で案内される。
【００１９】
縫合プロセスが着手されている間、折り畳まれたハニカム・コアの全長排水可能流路は、機械的安定化のために、少なくとも領域内にコア充填材が充填される。領域内で自由に配置できるソーイング・ヘッドは、針および縫い糸を誘導する機能を果たす。縫合プロセスが、コア複合体の１つの側から実施できるために、丸針を針として使用するのが好ましい。折り畳まれたハニカム・コアの貫通は、頂部ラインまたは基部ラインの領域内、および少なくとも１つのカバー層において、一例として、針を用いて行われる。縫合線の強度は、ループを形成することで縫い糸自体をさらに結ぶことによって一層強めることができる。基本的に、１つの縫合プロセスにおいて、折り畳まれたハニカム・コアに両カバー層を結合することができる。別法として、上部カバー層だけを縫合し、コア複合体を返した後に、次いで、下部カバー層が、折り畳まれたハニカム・コアに縫合される。該当する場合、縫合プロセスの前に、カバー層および／または折り畳まれたハニカム・コアの互いに対する位置を固定するために、さらなる留め具手段（針、粘着性スポット、粘着テープ等）を準備することが必要となる可能性がある。
【００２０】
この方法を続ける際、折り畳まれたハニカム・コアは、少なくとも一部の区域内で、フランジがカバー層に縫合される、基部ラインおよび／または頂部ラインの領域内でフランジを有する。これにより、折り畳まれたハニカム・コアとカバー層との間に大きな接続表面積をもたらし、その結果、より高い負荷容量を生む。さらに、両側に配置されるのが好ましいフランジを用いて、縫合線を頂部ラインおよび／または基部ラインの両側で延ばすことが可能である。フランジは、両側で「曲げ返し」、両側で、折り畳まれたハニカム・コアの頂部ラインまたは基部ラインに水平に、それぞれ下部または上部のカバー層と平行に延びることによって、単一体で形成されることが好ましい。ひだを防止するために、台形状、ジグザグ、または正弦波状で延びる頂部ラインおよび基部ライン、およびいくつかの一様な間隔が空けられた切り込みを備えた区域内の連続流路を有する折り畳まれたハニカム・コアの場合、フランジを提供するのが必要となる可能性がある。切り込みは、ジグザグまたは台形状に延びる流路がフランジ内、特に、基部ラインおよび頂部ラインの曲がり角の底部に挿入される場合である（当該ラインの方向の変化）。
【００２１】
方法のさらなる展開において、コア複合体は、実質的にシェル・セグメントの幾何形状が与えられる。
【００２２】
次いで、完全な胴体部分が、縦方向に揃えられた胴ばりの形成によるこのようなシェル・セグメントをいくつか、より詳細には、少なくとも４つ合わせることによって完成される。
【００２３】
さらに有利な展開によれば、コア複合物には、実質的に中空円柱形状が与えられる。これにより、完全な胴体部分を、折り畳まれたハニカム・コアを備えた、本発明によるコア複合体を用いた一体的構築方法で生産することが可能であり、いくつかのシェル・セグメントから胴体部分を製作するときに起こる重量増加する胴ばりは、置き換えなしに省略することができる。
【００２４】
本発明によるコア複合体は、両側にカバー層が設けられ、カバー層に平行に延びる排水可能な流路を有する折り畳まれたハニカム・コアを含む。
【００２５】
カバー層が、少なくとも区域内で、頂部ラインおよび／または基部ラインの領域内で、折り畳まれたハニカム・コアに機械的に接続される、より詳細には、縫合されるという点で、本発明によるコア複合体で組み立てられた構成部分の高い損傷耐性が生まれる。特に、折り畳まれたハニカム・コアからのカバー層の進行性層間はく離が回避されるので、コア複合体は、民間航空機の主要な構造内で制限なく使用するのに適している。
【００２６】
本発明のさらなる特徴および利点は、参照が添付の図面に対してなされる、本発明の好ましい実施形態の以下の説明から明らかである。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】航空機の胴体部分用の縫合されたコア複合体で形成されたシェル・セグメントの斜視図である。
【図２】挿入されたコア充填材および符号で示した縫合線の経路を有する、図１によるコア複合体を通る断面積を概略的に示す図である。
【図３】丸針を用いた縫合プロセスの原理説明図を示す。
【図４】折り畳まれたフランジを備えた折り畳まれたハニカム・コアの代替構成を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００２８】
図１は、航空機胴体部分を製造するための本発明による方法による縫合されたコア複合体で形成されたシェル・セグメントの斜視図を示す。
【００２９】
コア複合体１はとりわけ、下部および上部のカバー層３、４が貼り付けられた、折り畳まれたハニカム・コア２で形成される。折り畳まれたハニカム・コア２は、それぞれジグザグ状の流路５に対応するように構成された、いくつかの全長排水可能流路を有する。折り畳まれたハニカム・コア２は、３つの基部ライン６〜８によって最下部で画定され、一方、２つの頂部ライン９、１０は、折り畳まれたハニカム・コア２を最上部で画定する。基部ライン６〜８、さらに頂部ライン９、１０の両方が、ジグザグ単位を反復して延びるが、一例として台形状、ほぼ方形状、または正弦波状に延びることもできる。折り畳まれたハニカム・コア２は、図面の全ての方向に続く。図１の実施形態において、コア複合体１は、ほぼ１次曲線の（中空円柱状）３次元形状を有するが、２次曲面（球形状）を有する、または平板として設計することもできる。
【００３０】
カバー層３、４は、一例として、炭素繊維織物または炭素繊維非捲縮材料で形成され、エポキシ樹脂で浸透される。折り畳まれたハニカム・コア２は、Ｎｏｍｅｘ（登録商標）−ｐａｐｅｒで形成されることが好ましいが、たとえば、エポキシ樹脂、ポリエステル樹脂、フェノール樹脂またはＢＭＩ樹脂などの熱硬化性可塑性材料で含浸される任意の炭素繊維補強構成（織物または非捲縮材料）で製作することができる。２つのカバー層３、４は、本発明による方法によって、点線で示されたように、基部ライン６〜８ならびに頂部ライン９、１０に沿って、折り畳まれたハニカム・コアに縫合される。図示された３次元構造を作り出すために、折り畳まれたハニカム・コア２は、基部および頂部ライン６〜１０に沿って互いに反対側に折り畳まれる。これにより、基部および頂部ライン６〜１０それぞれの領域内で、３本の基部縫合線１１〜１３ならびに２本の頂部縫合線１４および１５が生成される。カバー層３、４および折り畳まれたハニカム・コア２内部の繊維補強のためにも機能するので、同じ材料が縫い糸用に使用されるべきことが好ましい。これにより、カバー層３、４の樹脂基材において縫い糸の特に良好な固定部が作り出される。
【００３１】
折り畳まれたハニカム・コア２へのカバー層３、４の縫合の結果として、（純粋な接着接続の場合に発生し得る）折り畳まれたハニカム・コア２からのカバー層３、４の進行性層間はく離が、実質的に解消される。基部ライン６〜８および頂部ライン９、１０は、折り畳まれたハニカム・コア２の全体にわたって縫合される必要はない。原則として、コア複合体１の全表面領域にわたって一例として１０ｃｍの一様な格子間隔でのスポット縫合は、一般に、一部の領域内で、折り畳まれたハニカム・コア２からカバー層３、４が分離するようになる危険を確実に抑制するには十分である。コア複合体１は、これにより構造的構成部分として、たとえば、大型航空機用の胴体部分を形成するためのシェル・セグメントとして、いかなる追加の改造もなく使用することができる。
【００３２】
方法手順は、コア充填材が既に部分的に導入された状態で、図１の条件による延長されたコア複合体を通る概略の断面図を示す図２から一層明らかである。
【００３３】
第１の方法のステップａ）において、コア充填材１６、１７は、折り畳まれたハニカム・コア２の流路に導入される。コア充填材１６、１７は、硬化可能な材料とすることができ、これは、製作された後で、残留物なしにコア複合体１から再度除去することができる。コア充填材１６、１７は、たとえば材料ＡｑｕａＣｏｒｅ（登録商標）が使用することができ、これは、溶剤として従前通りの水を使用することによって、折り畳まれたハニカム・コア２から再度洗い出すことができる。その結果、重量が増大する構成部分は、コア複合体に残らない。
【００３４】
以下の方法のステップｂ）において、最初はまだ「ドライ」な下部および上部のカバー層３、４が、折り畳まれたハニカム・コア２上に配置され、すなわち、まだ縫合されていない。この文脈において、「ドライ」という用語は、一例として、炭素繊維織物材料または炭素繊維非捲縮材料とすることができる、カバー層３、４の補強繊維構成は、硬化可能な可塑性材料でまだ含浸されていないことを意味する。この方法の段階で（コア充填材材料１６、１７がまだ完全に硬化しない限り）、製造されるべきコア複合体１には、例示された平坦な構成から外れた所定の理想的な形状を与えることができ、再度、折り畳まれたハニカム・コア２の３次元形状は、製造者の側から既に改変されている。これは、折り畳まれたハニカム・コア構造２を成型し、機械的に支持するために、一例として相応に成型された支持テーブルおよび／または理想的な形状に対応する接触圧力板によって起こり得る。コア充填材１６、１７により、カバー層３、４を折り畳まれたハニカム・コア２に機械的に結合させる以下のプロセスを通して、折り畳まれたハニカム・コア２の未定義の変形が起こらないことが確実にされる。
【００３５】
コア充填材１６、１７が、方法のステップｃ）で折り畳まれたハニカム・コアで完全に硬化した後、少なくとも一部の領域内で、カバー層３、４の折り畳まれたハニカム・コア２への機械的結合が行われ、これは、当該構成要素の従来通りの縫合によって実施されることが好ましい。縫合は、たとえば、空間内に自由に配置することができ、適切な縫い糸を受け取るために少なくとも１つの丸針を有するソーイング・ヘッド（図示せず）によって行われる。垂直な点鎖線の基部および頂部ライン１１〜１５により示されたように、折り畳まれたハニカム・コア２は、頂部ライン９、１０、ならびに基部ライン６〜８の領域内のカバー層３、４に縫合されることが好ましい。ここで、一部の領域内においてのみ、折り畳まれたハニカム・コア２およびカバー層３、４を一緒に縫合するだけで十分である。
【００３６】
折り畳まれたハニカム・コア２の２つのカバー層３、４への縫合が完了した後、方法のステップｄ）において、硬化可能な可塑性材料、一例としてエポキシ樹脂によるコア複合体１への注入が、真空を適用することによる従前通りの樹脂注入プロセスによって行われる。同時に、縫い糸が、この材料で含浸され、これにより、機械的に非常に高張力の結合が、カバー層３、４と折り畳まれたハニカム・コア２との間に生じる。特に、これにより、飛行動作中の極端な負荷条件下であっても、折り畳まれたハニカム・コア２からのカバー層３、４の進行性の層間はく離が解消される。コア複合体１の樹脂注入は、カバーするためのホイルを使用して一例として行うことができ、これは、浸透プロセスを加速し、均一にするために、十分な加圧下で衝突する。
【００３７】
次いで方法のステップｅ）において、完全な構造が、圧力および／または温度を同時に使用して硬化され、これは、一例として従前型の炉またはオートクレーブ内で行うことができる。
【００３８】
方法の最後のステップｆ）において、コア複合体１を製作するために、コア充填材１６、１７は、折り畳まれたハニカム・コア２の全ての空洞および流路から除去される。ワックス型物質または低溶融金属合金が、コア充填材材料１６、１７として使用される場合には、コア充填材材料１６、１７の除去は、加熱によっても実施することができ、その結果、これは、重力効果で自動的に流れ出る。遠心力の動きを介してプロセスをスピードアップするために、ある状況において、コア複合体は、急速な回転に設定することもできる。
【００３９】
図３は、丸針での縫合プロセスの原理の図を示す。
【００４０】
丸針１８は、旋回運動するように、ソーイング・ヘッド（図示せず）に取り付けられる。丸針１８は、縫い糸１９およびコア複合体の貫通を誘導する機能を果たす。丸針１８は、いくつかのアクチュエータ（図示せず）を用いて、空間内の少なくとも６本の軸に配置することができ、それによってアクチュエータは、制御およびレギュレータ機構で制御される。丸針１８の移動は、こうして片側の手の縫合プロセスと同様に行うことができる。
【００４１】
コア複合体２０は、互いに（図１、２参照）平行に延びるカバー層２２、２３が両側に設けられた、折り畳まれたハニカム・コア２１を含む。折り畳まれたハニカム・コア２１は、縫合プロセスを実施するために、安定化のための適切なコア充填材で充填されることが好ましいが、これは、全体を見やすくするために図示されない。コア複合体２０は、コア複合体２０に定められた形状を与えるために、金属固形化（成型）工具２４上に載置されることが好ましい。図示された実施形態において平坦な幾何学的構成を有する工具２４は、あるいは１次元または２次元（球形）曲面として成型することもできる。少なくとも一部の領域内でコア充填材で充填された折り畳まれたハニカム・コアに十分な固有の剛性がある場合、工具は必要ない。
【００４２】
縫い糸１９を有する丸針１８が、（それぞれ小さい楕円および円により表される）２つの穴の点それぞれで、折り畳まれたハニカム・コア２１を含む上部カバー層２３を突き通った後、上部カバー層２３から完全に現れ、丸針１８は、ソーイング・ヘッド上の適切なホルダを用いて「回転」し、折り畳まれたハニカム・コア２１を含む上部カバー層２３を相応に、折り畳まれたハニカム・コア２１および上部のカバー層２３において、同様に、楕円によって示された４つの穴の点をさらに形成することによって、丸針１８が、コア複合体２０から再び完全に現れるまで逆方向にだけ貫通する。ループ２５が、これによりカバー層２３の上部に形成され、ここを通って縫い糸１９が案内され、次いで針１８を用いて締め付けられる。カバー層２２、２３の含浸の前に、得られる縫合線の耐久性は、縫い糸１９を接着剤で被膜することによって必要に応じて改良することができる。コア複合体２０を通る縫い糸１９の進行方向は、縫い糸１９の末端での２つの方向矢印によって示される。
【００４３】
このループを形成プロセスは、折り畳まれたハニカム・コア２の頂部ラインに沿った縫合が完全に完成されるまで周期的に繰り返され、それにより、ソーイング・ヘッドは、所定の経路に沿って誘導される。縫合プロセスは、少なくとも残存する頂部ラインに沿った区域内で続けられる。折り畳まれたハニカム・コア２１の基部ラインの下部カバー層２２への縫合は、工具２４上のコア複合体をひっくり返してからのみ、この縫合方法で行うことができる。例として上で示された縫合プロセスは、可能である縫合線形成の多くの代替方法の種類の１つにすぎない。
【００４４】
丸針１８の代わりに、従前型の真っ直ぐな針も使用することができる。この場合、２つのカバー層２２、２３は、交互に突き通され、それにより、縫い糸１９は、カバー層２２、２３の間を毎回ほぼ垂直に進み、頂部ラインと基部ラインとの間の領域内に折り畳まれたハニカム・コア２１を一度突き通し、これは、折り畳まれたハニカム・コア２１の傾斜するフランクの領域内である。最後に、折り畳まれたハニカム・コア２１は、頂部ラインならびに基部ラインの領域内の少なくとも一部の区域で、さらにカバー層２２、２３に固着させることができる。この方法の変形形態では、下にある工具２４から下部カバー層２２を貫通する針に対する損傷を防止するために、エラストマー（ゴムマット）で形成された中間層が、支持工具とコア複合体２０との間のカバー複合体２０の下に取り付けられる。
【００４５】
図４は、コア複合体のカバー層に縫合するためのフランジを有する折り畳まれたハニカム・コアの代替実施形態を示す。
【００４６】
コア複合体２６は、両側で折り畳まれたハニカム・コア２９をカバーする２つのカバー層２７、２８を含む。先の折り畳まれたハニカム・コアとは対照的に、折り畳まれたハニカム・コア２９は、基部ライン３０、ならびに頂部ライン３１の領域内で、両側で均一に水平に延びるフランジ３２を有する。フランジ３２は、反復的折りたたみによって折り畳まれたハニカム・コア２９の製造プロセス中に製造される。フランジ３２は、カバー層２７、２８と折り畳まれたハニカム・コア２９との間の結合表面積または接続表面積を増大させ、これは、実施される可能性のある、いかなるさらなる接着および／または縫合にとっても特に有利である。
【００４７】
さらに、フランジ３２は、垂直に整列された点鎖線によって示されるように、縫合が基部ライン３０および頂部ライン３１の両側上で実施されることを可能にし、これにより、本発明により縫合によって実施された折り畳まれたハニカム・コア２９とカバー層２７、２８との間の接続の機械的支持強度がさらに改良される。
【符号の説明】
【００４８】
１ コア複合体（単一カーブ）
２ 折り畳まれたハニカム・コア
３ 下部カバー層
４ 上部カバー層
５ 流路（全長、排水可能）
６ 基部ライン
７ 基部ライン
８ 基部ライン
９ 頂部ライン
１０ 頂部ライン
１１ 基部縫合線
１２ 基部縫合線
１３ 基部縫合線
１４ 頂部縫合線
１５ 頂部縫合線
１６ コア充填材
１７ コア充填材
１８ 丸針（旋回）
１９ 縫い糸
２０ コア複合体
２１ 折り畳まれたハニカム・コア
２２ 下部カバー層
２３ 上部カバー層
２４ ツール（軸受支持面）
２５ ループ
２６ コア複合体
２７ 下部カバー層
２８ 上部カバー層
２９ 折り畳まれたハニカム・コア
３０ 基部ライン
３１ 頂部ライン
３２ フランジ
【技術分野】
【０００１】
本発明は、折り畳まれたハニカム・コアが、カバー層と平行に延びるいくつかの排水可能流路を有する、両側にカバー層を備えた折り畳まれたハニカム・コアを有するコア複合体の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
サンドイッチ構造で、またはコア複合体として設計される構成部品は、非常に低重量であると同時に非常に高い機械的強度を有する。したがって、一例として、サンドイッチ板が、客室の内部クラッディング用、または旅客機内の床骨組み上の底板として使用される。サンドイッチ板は、一例としてカバー板が両側に貼り付けられたハニカム形状のコアで形成される。しかし、ハニカム形状の構造のコアを有するサンドイッチ構成要素は、ハニカムの独立セル構造のために設けられない排水設備の不足により、特に、大型の構成部品に適していない。これは、所謂折り畳まれたハニカム・コアを使用することによって改善することができ、折り畳まれたハニカム・コアは、互いに平行に延びる、したがって、発生した、または折り畳まれたハニカム・コア内に流し込まれた結露水があればその進路を再度元に戻すことができるいくつかの連続する、全長の流路を有する。
【０００３】
しかし、サンドイッチ構成部品の両変形形態に発生する１つの問題は、損傷に対する耐性が弱いことである。これが意味するのは、ある負荷状況にあるカバー層が、コア構造からの少なくとも一部の領域内で分離され得るという危険性であり、応力が長引く場合には、この層間はく離のプロセスは、着実に進行する傾向をさらに示す。このような層間はく離のために、コア複合体の構造的な強度は突然に崩壊し、その結果として、該当する構成部品の瞬時の故障につながる。この最後に言及した状況は、その機械的特性（この点について、特に良好な強度荷重比が言及されるべきである）のために理想的である、折り畳まれたハニカム・コアを備えたサンドイッチ構成部品が、現在、大型航空機の主要な構造においてわずかしか検討されていないという事実に対する決定的な理由である。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
したがって、本発明の目的は、特に、カバー層の進行性の分離が解消される、排水可能な折り畳まれたハニカム・コアでコア複合体を製造する方法を提供することである。
【０００５】
これは、本発明によれば、請求項１の特徴を有する方法、ならびに請求項１２による、両側にカバー層が設けられた折り畳まれたハニカム・コアを有するコア複合体によって達成される。好ましい実施形態は、それぞれの従属請求項の主題である。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明による方法は、以下のステップを有する：
ａ）少なくとも１つの折り畳まれたハニカム・コア内に、少なくとも一部の領域内でコア充填材を導入するステップ、
ｂ）折り畳まれたハニカム・コア上に下部および上部のドライ・カバー層を配置するステップ、
ｃ）少なくとも一部の領域内でカバー層を折り畳まれたハニカム・コアに機械的に結合させるステップ、
ｄ）カバー層に、硬化可能な可塑性材料を注入するステップ、
ｅ）圧力および／または温度を印加することによってコア複合体全体を硬化させるステップ、および
ｆ）コア充填材を除去するステップ。
【０００７】
この方法のステップｃ）で行われる、折り畳まれたハニカム・コアへの２つのカバー層の機械的結合の結果として、特に、発生する航空機の全ての動作状態下で、カバー層の領域内の進行性の層間はく離が確実に防止される。したがって、本発明による方法を用いて製造された折り畳まれたハニカム・コアを備えたコア複合体は、第一に、航空機の主要な構造における使用に、制限なく適している。
【０００８】
本発明による方法中、先ずステップａ）において、コア充填材が、後続のコア複合体の少なくとも１つの折り畳まれたハニカム・コア内に、少なくとも一部の領域内で導入される。コア充填材を導入することは、引き続いて行われるカバー層のコア構造への機械的結合のために、折り畳まれたハニカム・コアを機械的に安定させるのに役立つ。コア充填材は、適切な溶剤または温度の使用によってコア複合体の製作後に残留物を残さず再度除去できる硬化可能な材料である。一例として、水中で可溶性である材料「ＡｑｕａＣｏｒｅ（登録商標）」をコア充填材として使用することができ、したがって、残留物なしにコア複合体の内側から洗い出すことができる。別法として、低溶融のワックスまたは金属合金もコア充填材として使用することができる。
【０００９】
方法の後続のステップｂ）において、下部および上部の「ドライ」カバー層が、折り畳まれたハニカム・コア上に配置される。カバー層は、既知の補強繊維構成、一例として炭素繊維織物または炭素繊維非捲縮材料で形成される。ここで、「ドライ」という用語は、たとえばエポキシ樹脂、ポリエステル樹脂、フェノール樹脂またはＢＭＩ樹脂などの硬化可能な可塑性材料でまだ起こっていない注入を意味する。これとは対照的に、折り畳まれたハニカム・コアは、硬化された可塑性材料で既に含浸された補強繊維構成で形成される。折り畳まれたハニカム・コア用の適切な材料は、したがって一例として名のよく知られたＮｏｍｅｘ（登録商標）−ｐａｐｅｒ、すなわち、エポキシ樹脂で含浸され、次に硬化された炭素繊維補強構成である。
【００１０】
この段階で、製造されるべきコア複合体の構成要素の所定の理想的形状への適合が、実施される。
【００１１】
方法のステップｃ）において、カバー層の折り畳まれたハニカム・コアへの機械的結合が実施される。従来の通常の純粋な接着結合と比較して、折り畳まれたハニカム・コアからカバー層の一部の領域内での進行性の層間はく離に対する大幅に高い安全性が得られる。したがって、本発明により製作されるコア複合体は、大型旅客機の主要な構造においてさえ、問題なく使用できる高い損傷耐性を有する。さらに、折り畳まれたハニカム・コアの２つのカバー層のうちの少なくとも１つへのさらなる接着を少なくとも一部の区域内で提供することができる。下部カバー層および上部カバー層の機械的結合は、同時、または交互に行うことができる。
【００１２】
方法の後続のステップｄ）において、適切な硬化可能な可塑性材料での注入が２つのカバー層に行われる。空気包含および他の望ましくない空洞を回避しつつ、２つのカバー層の最も完全な可能で一様な含浸を達成するために、少なくとも一部の領域内でホイルで全構造をカバーし、真空を適用することによって注入プロセスを強めることが必要であり得る。
【００１３】
以下の方法のステップｅ）において、圧力および／または温度を印加することによって、完成されたコア複合体の硬化が実施され、ここで、このプロセスのステップは、たとえば、炉またはオートクレーブ内で行われる。
【００１４】
方法の最後のステップｆ）において、コア充填材は、コア複合体から除去される。コア充填材の残留物のない除去は、具体的に使用された材料に応じて、一例として洗い落すまたは融解させることによって行うことができる。
【００１５】
本方法の有利な展開によれば、コア複合体は、カバー層の機械的結合の前に、少なくとも１つの適切な工具を用いて平坦な形状から外れた形状を与えられる。一例として、１次（円柱状）または２次（球形状）の湾曲したシェル・セグメントを、航空機用の胴体部分を生産する方法に従ってここに製造することができる。胴体部分は、それぞれ胴ばりを生産することによる、このようないくつかのシェル・セグメントを円周方向に接合することによって生産される。少なくとも４つのシェル・セグメントが、ここで使用できることが好ましい。
【００１６】
方法のさらなる展開によれば、折り畳まれたハニカム・コアへのカバー層への機械的結合は、縫合によって行われる。これにより、固体の機械的結合材が、カバー層と折り畳まれたハニカム・コアとの間に単純な仕方で得られる。全表面領域をカバーして縫合することは、一般に必要ではない。少なくとも一部の領域内で、層間はく離が続くのを確実に止めるために、少なくとも一部の領域内での縫合が、一般に十分である。「縫い糸」として、カバー層に対しても使用される同じ材料のロービングを使用することが好ましい。カバー層が、一例として、炭素繊維織物または炭素繊維非捲縮材料で形成される場合、有利には少なくとも１つの炭素繊維ロービングまたは炭素繊維の撚り線が、縫い糸として使用される。しかし、基本的に、十分に強い任意の可塑性繊維、または任意の可塑性紡績糸または任意の天然繊維を、縫い糸として使用することができる。たとえば、炭素繊維ロービング、ポリエステル糸、アラミド糸（登録商標）または麻糸を、縫い糸として使用することができる。縫い糸がカバー層および折り畳まれたハニカム・コアを貫通するので、硬化可能な可塑性材料でカバー層に引き続いて注入することにより、縫い糸は、その当該位置で固定される。
【００１７】
方法のさらに有利な展開によれば、少なくとも１つのカバー層が、折り畳まれたハニカム・コアに少なくとも一部の領域内で固着される。これにより、層間はく離に対するさらなる安全性を達成することができる。さらに、縫い糸の位置の固定が改良される。
【００１８】
方法のさらなる展開によれば、縫合および／あるいは接着は、基本的に折り畳まれたハニカム・コアの基部ラインおよび／または頂部ラインに沿って行われる。縫合用に使用されるソーイング・ヘッドの位置合わせが、これにより容易になる。ソーイング・ヘッドの位置制御は、一例として、頂部ラインおよび／または基部ラインの領域で増大された電気伝導率によって行うことができる。伝導率のこの局所的増加は、たとえば、樹脂の注入プロセス以前に残留物なしに除去され、一例として、折り畳まれたハニカム・コアの基部ラインおよび頂部ラインに沿ってソーイング・ヘッドの誘導的な案内を可能にする可溶性導電性ペーストによる被膜によって影響を受け得る。代替的方法として、流路の経路は、ＣＮＣ制御において敷設することもでき、これを用いて、ソーイング・ヘッドは次いでコンピュータ制御で案内される。
【００１９】
縫合プロセスが着手されている間、折り畳まれたハニカム・コアの全長排水可能流路は、機械的安定化のために、少なくとも領域内にコア充填材が充填される。領域内で自由に配置できるソーイング・ヘッドは、針および縫い糸を誘導する機能を果たす。縫合プロセスが、コア複合体の１つの側から実施できるために、丸針を針として使用するのが好ましい。折り畳まれたハニカム・コアの貫通は、頂部ラインまたは基部ラインの領域内、および少なくとも１つのカバー層において、一例として、針を用いて行われる。縫合線の強度は、ループを形成することで縫い糸自体をさらに結ぶことによって一層強めることができる。基本的に、１つの縫合プロセスにおいて、折り畳まれたハニカム・コアに両カバー層を結合することができる。別法として、上部カバー層だけを縫合し、コア複合体を返した後に、次いで、下部カバー層が、折り畳まれたハニカム・コアに縫合される。該当する場合、縫合プロセスの前に、カバー層および／または折り畳まれたハニカム・コアの互いに対する位置を固定するために、さらなる留め具手段（針、粘着性スポット、粘着テープ等）を準備することが必要となる可能性がある。
【００２０】
この方法を続ける際、折り畳まれたハニカム・コアは、少なくとも一部の区域内で、フランジがカバー層に縫合される、基部ラインおよび／または頂部ラインの領域内でフランジを有する。これにより、折り畳まれたハニカム・コアとカバー層との間に大きな接続表面積をもたらし、その結果、より高い負荷容量を生む。さらに、両側に配置されるのが好ましいフランジを用いて、縫合線を頂部ラインおよび／または基部ラインの両側で延ばすことが可能である。フランジは、両側で「曲げ返し」、両側で、折り畳まれたハニカム・コアの頂部ラインまたは基部ラインに水平に、それぞれ下部または上部のカバー層と平行に延びることによって、単一体で形成されることが好ましい。ひだを防止するために、台形状、ジグザグ、または正弦波状で延びる頂部ラインおよび基部ライン、およびいくつかの一様な間隔が空けられた切り込みを備えた区域内の連続流路を有する折り畳まれたハニカム・コアの場合、フランジを提供するのが必要となる可能性がある。切り込みは、ジグザグまたは台形状に延びる流路がフランジ内、特に、基部ラインおよび頂部ラインの曲がり角の底部に挿入される場合である（当該ラインの方向の変化）。
【００２１】
方法のさらなる展開において、コア複合体は、実質的にシェル・セグメントの幾何形状が与えられる。
【００２２】
次いで、完全な胴体部分が、縦方向に揃えられた胴ばりの形成によるこのようなシェル・セグメントをいくつか、より詳細には、少なくとも４つ合わせることによって完成される。
【００２３】
さらに有利な展開によれば、コア複合物には、実質的に中空円柱形状が与えられる。これにより、完全な胴体部分を、折り畳まれたハニカム・コアを備えた、本発明によるコア複合体を用いた一体的構築方法で生産することが可能であり、いくつかのシェル・セグメントから胴体部分を製作するときに起こる重量増加する胴ばりは、置き換えなしに省略することができる。
【００２４】
本発明によるコア複合体は、両側にカバー層が設けられ、カバー層に平行に延びる排水可能な流路を有する折り畳まれたハニカム・コアを含む。
【００２５】
カバー層が、少なくとも区域内で、頂部ラインおよび／または基部ラインの領域内で、折り畳まれたハニカム・コアに機械的に接続される、より詳細には、縫合されるという点で、本発明によるコア複合体で組み立てられた構成部分の高い損傷耐性が生まれる。特に、折り畳まれたハニカム・コアからのカバー層の進行性層間はく離が回避されるので、コア複合体は、民間航空機の主要な構造内で制限なく使用するのに適している。
【００２６】
本発明のさらなる特徴および利点は、参照が添付の図面に対してなされる、本発明の好ましい実施形態の以下の説明から明らかである。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】航空機の胴体部分用の縫合されたコア複合体で形成されたシェル・セグメントの斜視図である。
【図２】挿入されたコア充填材および符号で示した縫合線の経路を有する、図１によるコア複合体を通る断面積を概略的に示す図である。
【図３】丸針を用いた縫合プロセスの原理説明図を示す。
【図４】折り畳まれたフランジを備えた折り畳まれたハニカム・コアの代替構成を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００２８】
図１は、航空機胴体部分を製造するための本発明による方法による縫合されたコア複合体で形成されたシェル・セグメントの斜視図を示す。
【００２９】
コア複合体１はとりわけ、下部および上部のカバー層３、４が貼り付けられた、折り畳まれたハニカム・コア２で形成される。折り畳まれたハニカム・コア２は、それぞれジグザグ状の流路５に対応するように構成された、いくつかの全長排水可能流路を有する。折り畳まれたハニカム・コア２は、３つの基部ライン６〜８によって最下部で画定され、一方、２つの頂部ライン９、１０は、折り畳まれたハニカム・コア２を最上部で画定する。基部ライン６〜８、さらに頂部ライン９、１０の両方が、ジグザグ単位を反復して延びるが、一例として台形状、ほぼ方形状、または正弦波状に延びることもできる。折り畳まれたハニカム・コア２は、図面の全ての方向に続く。図１の実施形態において、コア複合体１は、ほぼ１次曲線の（中空円柱状）３次元形状を有するが、２次曲面（球形状）を有する、または平板として設計することもできる。
【００３０】
カバー層３、４は、一例として、炭素繊維織物または炭素繊維非捲縮材料で形成され、エポキシ樹脂で浸透される。折り畳まれたハニカム・コア２は、Ｎｏｍｅｘ（登録商標）−ｐａｐｅｒで形成されることが好ましいが、たとえば、エポキシ樹脂、ポリエステル樹脂、フェノール樹脂またはＢＭＩ樹脂などの熱硬化性可塑性材料で含浸される任意の炭素繊維補強構成（織物または非捲縮材料）で製作することができる。２つのカバー層３、４は、本発明による方法によって、点線で示されたように、基部ライン６〜８ならびに頂部ライン９、１０に沿って、折り畳まれたハニカム・コアに縫合される。図示された３次元構造を作り出すために、折り畳まれたハニカム・コア２は、基部および頂部ライン６〜１０に沿って互いに反対側に折り畳まれる。これにより、基部および頂部ライン６〜１０それぞれの領域内で、３本の基部縫合線１１〜１３ならびに２本の頂部縫合線１４および１５が生成される。カバー層３、４および折り畳まれたハニカム・コア２内部の繊維補強のためにも機能するので、同じ材料が縫い糸用に使用されるべきことが好ましい。これにより、カバー層３、４の樹脂基材において縫い糸の特に良好な固定部が作り出される。
【００３１】
折り畳まれたハニカム・コア２へのカバー層３、４の縫合の結果として、（純粋な接着接続の場合に発生し得る）折り畳まれたハニカム・コア２からのカバー層３、４の進行性層間はく離が、実質的に解消される。基部ライン６〜８および頂部ライン９、１０は、折り畳まれたハニカム・コア２の全体にわたって縫合される必要はない。原則として、コア複合体１の全表面領域にわたって一例として１０ｃｍの一様な格子間隔でのスポット縫合は、一般に、一部の領域内で、折り畳まれたハニカム・コア２からカバー層３、４が分離するようになる危険を確実に抑制するには十分である。コア複合体１は、これにより構造的構成部分として、たとえば、大型航空機用の胴体部分を形成するためのシェル・セグメントとして、いかなる追加の改造もなく使用することができる。
【００３２】
方法手順は、コア充填材が既に部分的に導入された状態で、図１の条件による延長されたコア複合体を通る概略の断面図を示す図２から一層明らかである。
【００３３】
第１の方法のステップａ）において、コア充填材１６、１７は、折り畳まれたハニカム・コア２の流路に導入される。コア充填材１６、１７は、硬化可能な材料とすることができ、これは、製作された後で、残留物なしにコア複合体１から再度除去することができる。コア充填材１６、１７は、たとえば材料ＡｑｕａＣｏｒｅ（登録商標）が使用することができ、これは、溶剤として従前通りの水を使用することによって、折り畳まれたハニカム・コア２から再度洗い出すことができる。その結果、重量が増大する構成部分は、コア複合体に残らない。
【００３４】
以下の方法のステップｂ）において、最初はまだ「ドライ」な下部および上部のカバー層３、４が、折り畳まれたハニカム・コア２上に配置され、すなわち、まだ縫合されていない。この文脈において、「ドライ」という用語は、一例として、炭素繊維織物材料または炭素繊維非捲縮材料とすることができる、カバー層３、４の補強繊維構成は、硬化可能な可塑性材料でまだ含浸されていないことを意味する。この方法の段階で（コア充填材材料１６、１７がまだ完全に硬化しない限り）、製造されるべきコア複合体１には、例示された平坦な構成から外れた所定の理想的な形状を与えることができ、再度、折り畳まれたハニカム・コア２の３次元形状は、製造者の側から既に改変されている。これは、折り畳まれたハニカム・コア構造２を成型し、機械的に支持するために、一例として相応に成型された支持テーブルおよび／または理想的な形状に対応する接触圧力板によって起こり得る。コア充填材１６、１７により、カバー層３、４を折り畳まれたハニカム・コア２に機械的に結合させる以下のプロセスを通して、折り畳まれたハニカム・コア２の未定義の変形が起こらないことが確実にされる。
【００３５】
コア充填材１６、１７が、方法のステップｃ）で折り畳まれたハニカム・コアで完全に硬化した後、少なくとも一部の領域内で、カバー層３、４の折り畳まれたハニカム・コア２への機械的結合が行われ、これは、当該構成要素の従来通りの縫合によって実施されることが好ましい。縫合は、たとえば、空間内に自由に配置することができ、適切な縫い糸を受け取るために少なくとも１つの丸針を有するソーイング・ヘッド（図示せず）によって行われる。垂直な点鎖線の基部および頂部ライン１１〜１５により示されたように、折り畳まれたハニカム・コア２は、頂部ライン９、１０、ならびに基部ライン６〜８の領域内のカバー層３、４に縫合されることが好ましい。ここで、一部の領域内においてのみ、折り畳まれたハニカム・コア２およびカバー層３、４を一緒に縫合するだけで十分である。
【００３６】
折り畳まれたハニカム・コア２の２つのカバー層３、４への縫合が完了した後、方法のステップｄ）において、硬化可能な可塑性材料、一例としてエポキシ樹脂によるコア複合体１への注入が、真空を適用することによる従前通りの樹脂注入プロセスによって行われる。同時に、縫い糸が、この材料で含浸され、これにより、機械的に非常に高張力の結合が、カバー層３、４と折り畳まれたハニカム・コア２との間に生じる。特に、これにより、飛行動作中の極端な負荷条件下であっても、折り畳まれたハニカム・コア２からのカバー層３、４の進行性の層間はく離が解消される。コア複合体１の樹脂注入は、カバーするためのホイルを使用して一例として行うことができ、これは、浸透プロセスを加速し、均一にするために、十分な加圧下で衝突する。
【００３７】
次いで方法のステップｅ）において、完全な構造が、圧力および／または温度を同時に使用して硬化され、これは、一例として従前型の炉またはオートクレーブ内で行うことができる。
【００３８】
方法の最後のステップｆ）において、コア複合体１を製作するために、コア充填材１６、１７は、折り畳まれたハニカム・コア２の全ての空洞および流路から除去される。ワックス型物質または低溶融金属合金が、コア充填材材料１６、１７として使用される場合には、コア充填材材料１６、１７の除去は、加熱によっても実施することができ、その結果、これは、重力効果で自動的に流れ出る。遠心力の動きを介してプロセスをスピードアップするために、ある状況において、コア複合体は、急速な回転に設定することもできる。
【００３９】
図３は、丸針での縫合プロセスの原理の図を示す。
【００４０】
丸針１８は、旋回運動するように、ソーイング・ヘッド（図示せず）に取り付けられる。丸針１８は、縫い糸１９およびコア複合体の貫通を誘導する機能を果たす。丸針１８は、いくつかのアクチュエータ（図示せず）を用いて、空間内の少なくとも６本の軸に配置することができ、それによってアクチュエータは、制御およびレギュレータ機構で制御される。丸針１８の移動は、こうして片側の手の縫合プロセスと同様に行うことができる。
【００４１】
コア複合体２０は、互いに（図１、２参照）平行に延びるカバー層２２、２３が両側に設けられた、折り畳まれたハニカム・コア２１を含む。折り畳まれたハニカム・コア２１は、縫合プロセスを実施するために、安定化のための適切なコア充填材で充填されることが好ましいが、これは、全体を見やすくするために図示されない。コア複合体２０は、コア複合体２０に定められた形状を与えるために、金属固形化（成型）工具２４上に載置されることが好ましい。図示された実施形態において平坦な幾何学的構成を有する工具２４は、あるいは１次元または２次元（球形）曲面として成型することもできる。少なくとも一部の領域内でコア充填材で充填された折り畳まれたハニカム・コアに十分な固有の剛性がある場合、工具は必要ない。
【００４２】
縫い糸１９を有する丸針１８が、（それぞれ小さい楕円および円により表される）２つの穴の点それぞれで、折り畳まれたハニカム・コア２１を含む上部カバー層２３を突き通った後、上部カバー層２３から完全に現れ、丸針１８は、ソーイング・ヘッド上の適切なホルダを用いて「回転」し、折り畳まれたハニカム・コア２１を含む上部カバー層２３を相応に、折り畳まれたハニカム・コア２１および上部のカバー層２３において、同様に、楕円によって示された４つの穴の点をさらに形成することによって、丸針１８が、コア複合体２０から再び完全に現れるまで逆方向にだけ貫通する。ループ２５が、これによりカバー層２３の上部に形成され、ここを通って縫い糸１９が案内され、次いで針１８を用いて締め付けられる。カバー層２２、２３の含浸の前に、得られる縫合線の耐久性は、縫い糸１９を接着剤で被膜することによって必要に応じて改良することができる。コア複合体２０を通る縫い糸１９の進行方向は、縫い糸１９の末端での２つの方向矢印によって示される。
【００４３】
このループを形成プロセスは、折り畳まれたハニカム・コア２の頂部ラインに沿った縫合が完全に完成されるまで周期的に繰り返され、それにより、ソーイング・ヘッドは、所定の経路に沿って誘導される。縫合プロセスは、少なくとも残存する頂部ラインに沿った区域内で続けられる。折り畳まれたハニカム・コア２１の基部ラインの下部カバー層２２への縫合は、工具２４上のコア複合体をひっくり返してからのみ、この縫合方法で行うことができる。例として上で示された縫合プロセスは、可能である縫合線形成の多くの代替方法の種類の１つにすぎない。
【００４４】
丸針１８の代わりに、従前型の真っ直ぐな針も使用することができる。この場合、２つのカバー層２２、２３は、交互に突き通され、それにより、縫い糸１９は、カバー層２２、２３の間を毎回ほぼ垂直に進み、頂部ラインと基部ラインとの間の領域内に折り畳まれたハニカム・コア２１を一度突き通し、これは、折り畳まれたハニカム・コア２１の傾斜するフランクの領域内である。最後に、折り畳まれたハニカム・コア２１は、頂部ラインならびに基部ラインの領域内の少なくとも一部の区域で、さらにカバー層２２、２３に固着させることができる。この方法の変形形態では、下にある工具２４から下部カバー層２２を貫通する針に対する損傷を防止するために、エラストマー（ゴムマット）で形成された中間層が、支持工具とコア複合体２０との間のカバー複合体２０の下に取り付けられる。
【００４５】
図４は、コア複合体のカバー層に縫合するためのフランジを有する折り畳まれたハニカム・コアの代替実施形態を示す。
【００４６】
コア複合体２６は、両側で折り畳まれたハニカム・コア２９をカバーする２つのカバー層２７、２８を含む。先の折り畳まれたハニカム・コアとは対照的に、折り畳まれたハニカム・コア２９は、基部ライン３０、ならびに頂部ライン３１の領域内で、両側で均一に水平に延びるフランジ３２を有する。フランジ３２は、反復的折りたたみによって折り畳まれたハニカム・コア２９の製造プロセス中に製造される。フランジ３２は、カバー層２７、２８と折り畳まれたハニカム・コア２９との間の結合表面積または接続表面積を増大させ、これは、実施される可能性のある、いかなるさらなる接着および／または縫合にとっても特に有利である。
【００４７】
さらに、フランジ３２は、垂直に整列された点鎖線によって示されるように、縫合が基部ライン３０および頂部ライン３１の両側上で実施されることを可能にし、これにより、本発明により縫合によって実施された折り畳まれたハニカム・コア２９とカバー層２７、２８との間の接続の機械的支持強度がさらに改良される。
【符号の説明】
【００４８】
１ コア複合体（単一カーブ）
２ 折り畳まれたハニカム・コア
３ 下部カバー層
４ 上部カバー層
５ 流路（全長、排水可能）
６ 基部ライン
７ 基部ライン
８ 基部ライン
９ 頂部ライン
１０ 頂部ライン
１１ 基部縫合線
１２ 基部縫合線
１３ 基部縫合線
１４ 頂部縫合線
１５ 頂部縫合線
１６ コア充填材
１７ コア充填材
１８ 丸針（旋回）
１９ 縫い糸
２０ コア複合体
２１ 折り畳まれたハニカム・コア
２２ 下部カバー層
２３ 上部カバー層
２４ ツール（軸受支持面）
２５ ループ
２６ コア複合体
２７ 下部カバー層
２８ 上部カバー層
２９ 折り畳まれたハニカム・コア
３０ 基部ライン
３１ 頂部ライン
３２ フランジ
【特許請求の範囲】
【請求項１】
両側にカバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を備える、折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）を有し、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）が、前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）と平行に延びるいくつかの排水可能な流路（５）を有する、コア複合体（１、２０、２６）を製造する方法であって、
ａ）前記折り畳まれたハニカム・コアの頂部ラインで、実質的に水平に揃えられたフランジ（３２）が形成されるように、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、１９）の前記頂部ライン（６〜１０）を曲げるステップと、
ｂ）前記少なくとも１つの折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）内に、少なくとも一部の領域内でコア充填材（１６、１７）を導入するステップと、
ｃ）前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）上に下部および上部カバーのドライ・カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を配置するステップと、
ｄ）少なくとも一部の領域内で前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）の前記フランジ（３２）に機械的に結合させるステップと、
ｅ）前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）に、硬化可能な可塑性材料を注入するステップと、
ｆ）圧力および／または温度を印加することによって前記コア複合体（１、２０、２６）全体を硬化させるステップと、
ｇ）前記コア充填材（１６、１７）を除去するステップとを含む製造方法。
【請求項２】
前記コア複合体（１、２０、２６）が、カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を結合する前に、少なくとも１つの工具（２４）を用いて平坦な構成から外れた形状を与えられることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）への前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）の前記機械的結合が縫合によって実施されることを特徴とする、請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
少なくとも１つのカバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）が、少なくとも一部の領域内で前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）に固着されることを特徴とする、請求項１乃至３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項５】
前記縫合および／または固着が、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）の前記基部ライン（６〜８）および／または頂部ライン（９、１０）に沿って実質的に実施されることを特徴とする、請求項１乃至４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項６】
航空機胴体複合部分を形成するために、前記コア複合体（１、２０、２６）に、実質的にシェル・セグメントの幾何形状が与えられることを特徴とする、請求項１乃至５のいずれか一項に記載の方法。
【請求項７】
単一体の航空機胴体部分を形成するために、前記コア複合体（１、２０、２６）に、実質的に中空円柱形状が与えられることを特徴とする、請求項１乃至６のいずれか一項に記載の方法。
【請求項８】
前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）が、硬化された可塑性材料で含浸され、多重に折り畳まれた補強材配置で形成されることを特徴とする、請求項１乃至７のいずれか一項に記載の方法。
【請求項９】
前記コア充填材（１６、１７）が、溶剤を用いて融解または溶解することによって前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）から除去されることを特徴とする、請求項１乃至８のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１０】
前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）は、薄層状の補強繊維構成、より詳細には、炭素繊維織物材料および／または炭素繊維非捲縮材料で形成され、前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）の前記注入が、エポキシ樹脂を用いて、より詳細には、真空プロセスでなされることを特徴とする、請求項１乃至９のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１１】
両側にカバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を備える、折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）を有し、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）が、前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）と平行に延びるいくつかの排水可能な流路（５）を有する、より詳細には、請求項１乃至１０のいずれか一項に記載のコア複合体（１、２０、２６）であって、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）は、実質的に水平に揃えられたフランジ（３２）を備えた基部ラインおよび頂部ライン（６〜１０）を有し、前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）が、機械的に接合され、より詳細には、前記フランジ（３２）に沿った少なくとも一部の区域内で前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）に縫合されることを特徴とする、コア複合体（１、２０、２６）。
【請求項１２】
前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）に縫合することができる表面積を設けるために、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）が、前記基部ライン（６〜８）および／または頂部ライン（９、１０）の領域内の少なくとも一部の区域内でフランジ（３２）を有することを特徴とする、請求項１１に記載のコア複合体（１、２０、２６）。
【請求項１】
両側にカバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を備える、折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）を有し、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）が、前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）と平行に延びるいくつかの排水可能な流路（５）を有する、コア複合体（１、２０、２６）を製造する方法であって、
ａ）前記折り畳まれたハニカム・コアの頂部ラインで、実質的に水平に揃えられたフランジ（３２）が形成されるように、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、１９）の前記頂部ライン（６〜１０）を曲げるステップと、
ｂ）前記少なくとも１つの折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）内に、少なくとも一部の領域内でコア充填材（１６、１７）を導入するステップと、
ｃ）前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）上に下部および上部カバーのドライ・カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を配置するステップと、
ｄ）少なくとも一部の領域内で前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）の前記フランジ（３２）に機械的に結合させるステップと、
ｅ）前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）に、硬化可能な可塑性材料を注入するステップと、
ｆ）圧力および／または温度を印加することによって前記コア複合体（１、２０、２６）全体を硬化させるステップと、
ｇ）前記コア充填材（１６、１７）を除去するステップとを含む製造方法。
【請求項２】
前記コア複合体（１、２０、２６）が、カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を結合する前に、少なくとも１つの工具（２４）を用いて平坦な構成から外れた形状を与えられることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）への前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）の前記機械的結合が縫合によって実施されることを特徴とする、請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
少なくとも１つのカバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）が、少なくとも一部の領域内で前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）に固着されることを特徴とする、請求項１乃至３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項５】
前記縫合および／または固着が、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）の前記基部ライン（６〜８）および／または頂部ライン（９、１０）に沿って実質的に実施されることを特徴とする、請求項１乃至４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項６】
航空機胴体複合部分を形成するために、前記コア複合体（１、２０、２６）に、実質的にシェル・セグメントの幾何形状が与えられることを特徴とする、請求項１乃至５のいずれか一項に記載の方法。
【請求項７】
単一体の航空機胴体部分を形成するために、前記コア複合体（１、２０、２６）に、実質的に中空円柱形状が与えられることを特徴とする、請求項１乃至６のいずれか一項に記載の方法。
【請求項８】
前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）が、硬化された可塑性材料で含浸され、多重に折り畳まれた補強材配置で形成されることを特徴とする、請求項１乃至７のいずれか一項に記載の方法。
【請求項９】
前記コア充填材（１６、１７）が、溶剤を用いて融解または溶解することによって前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）から除去されることを特徴とする、請求項１乃至８のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１０】
前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）は、薄層状の補強繊維構成、より詳細には、炭素繊維織物材料および／または炭素繊維非捲縮材料で形成され、前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）の前記注入が、エポキシ樹脂を用いて、より詳細には、真空プロセスでなされることを特徴とする、請求項１乃至９のいずれか一項に記載の方法。
【請求項１１】
両側にカバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）を備える、折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）を有し、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）が、前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）と平行に延びるいくつかの排水可能な流路（５）を有する、より詳細には、請求項１乃至１０のいずれか一項に記載のコア複合体（１、２０、２６）であって、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）は、実質的に水平に揃えられたフランジ（３２）を備えた基部ラインおよび頂部ライン（６〜１０）を有し、前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）が、機械的に接合され、より詳細には、前記フランジ（３２）に沿った少なくとも一部の区域内で前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）に縫合されることを特徴とする、コア複合体（１、２０、２６）。
【請求項１２】
前記カバー層（３、４、２２、２３、２７、２８）に縫合することができる表面積を設けるために、前記折り畳まれたハニカム・コア（２、２１、２９）が、前記基部ライン（６〜８）および／または頂部ライン（９、１０）の領域内の少なくとも一部の区域内でフランジ（３２）を有することを特徴とする、請求項１１に記載のコア複合体（１、２０、２６）。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図２】
【図３】
【図４】
【公表番号】特表２０１１−５１６３１７（Ｐ２０１１−５１６３１７Ａ）
【公表日】平成２３年５月２６日（２０１１．５．２６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−５０４３９１（Ｐ２０１１−５０４３９１）
【出願日】平成２１年２月２０日（２００９．２．２０）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００９／０５２０３４
【国際公開番号】ＷＯ２００９／１２７４６１
【国際公開日】平成２１年１０月２２日（２００９．１０．２２）
【出願人】（５０９２０３１２０）エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング (67)
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２３年５月２６日（２０１１．５．２６）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年２月２０日（２００９．２．２０）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００９／０５２０３４
【国際公開番号】ＷＯ２００９／１２７４６１
【国際公開日】平成２１年１０月２２日（２００９．１０．２２）
【出願人】（５０９２０３１２０）エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング (67)
【Ｆターム（参考）】
[ Back to top ]