複合モジュールを用いた構造物の製作方法およびそれにより作製された構造物
複数の複合積層モジュール（２０８ｄ、２０８ｅ）を形成し、そぎ継ぎを用いて該モジュールをそれらの縁部（２１０）に沿ってつなぎ合わせることにより、大型複合構造物を製作する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、一般に複合構造物を製作するための技法に関し、より詳細には、複合モジュールをつなぎ合わせることにより大型複合構造物を製作する方法を扱う。
【背景技術】
【０００２】
航空機の胴体外板のような大型複合構造物は、比較的高速で複合材料をレイダウンすることができる高度ファイバー設置（ＡＦＰ）機械を用いて製作可能である。より高い単位生産速度を達成する一つの方法は、より多くのＡＦＰ機械を設けることにより達成可能であるが、追加のＡＦＰ機械を用いると、機械コスト、工具据え付けおよび工場の床面積の面で莫大な設備投資が必要となりかねない。
【０００３】
よって、比較的少ない設備投資および運転コストで比較的高い生産速度を達成する製造方法が必要である。また、比較的柔軟であり、かつ、ＡＦＰ機械より複雑でない設備に依存した製造方法も必要である。
【発明の概要】
【０００４】
開示される実施形態にしたがって、よりコストの低い設備を用いてより高い生産速度をもたらす複合構造物、とりわけ、大型複合構造物の製作方法を提供する。個別に製作され、次いでつなぎ合わせて共硬化されるモジュールの形態で大型構造物を製作することにより、生産時間を短縮可能である。構造物の個々のモジュールは、合計で従来のＡＦＰ機械と比べてより高い材料レイダウン速度が可能であるかもしれない適切な大きさの設備を用いて、並行して製作することができる。また、開示される方法により、構造物の特定の領域における荷重要件を満たすために必要となる可能性のある複数の形態の材料の取り扱いが可能な設備を用いることができるようになる。
【０００５】
開示される一実施形態にしたがって、各々が縁部を有する複数の複合モジュールを形成することと、それらの縁部に沿ってモジュールを接合することとを含む複合構造物の製作方法を提供する。モジュールは、１つ以上の重複する斜面を含んでいてもよいモジュールの縁部間のそぎ継ぎを用いて接合することができる。隣接するモジュールは、モジュールが０度または９０度以外に配向した一方向強化ファイバーを含む小鈍鋸歯状パターンを形成する複数のそぎ継ぎによりつなぎ合わせることができる。
【０００６】
開示される別の方法の実施形態にしたがって、複合構造物を製作することは、複数の複層複合モジュールを形成することと、モジュールの少なくともいくつか同士のそぎ継ぎを形成することを含め、複合モジュールを組み立てることと、そぎ継ぎの形成後にモジュールを共硬化させることとを含む。そぎ継ぎは、隣接するモジュールの同様の層を突き合わせることにより、または、同様の層を重複させることにより形成することができる。
【０００７】
開示されるさらなる実施形態にしたがって、航空機用複合構造物は、各々が縁部を有する複数の複合積層モジュールと、それらの縁部に沿ってモジュールを接合するためのそぎ継ぎとを含む。モジュールの各々は、複数の層を含む。モジュールのうち隣り合うものの中の同様の層は、そぎ継ぎにおいて突き合わせるか、または、重複させることができる。一変形例において、そぎ継ぎは、フィンガージョイントであってもよく、かつ、隣り合うモジュールのいくつか同士の接合部は、小鈍鋸歯状パターンを成していてもよい。
【０００８】
開示の実施形態は、比較的少ない設備投資に相当する適切な大きさの設備を用いて大型複合構造物を製作する方法に対する必要性を満たす。開示される実施形態はまた、高度に柔軟であり、かつ、構造物の複数のモジュールを並行して形成可能とする製作方法に対する必要性も満たす。
１．各々が縁部を有する複数の複合モジュールを形成することと、
モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることと
を含む複合構造物の製作方法。
２． モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールのそれぞれの縁部間にそぎ継ぎを形成することを含む請求項１に記載の方法。
３． モジュールが、配向軸に対して約４５度の角度を成すプリプレグファイバーを含み、かつ、
モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿って小鈍鋸歯状パターンを規定する接合部を形成することを含む請求項１に記載の方法。
４． モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿ってそぎ継ぎを形成することを含む請求項３に記載の方法。
５． モジュールの各々が、少なくとも２つの縁部を含み、かつ、モジュールをつなぎ合わせることが、
少なくとも２つの縁部に沿ってそれぞれモジュール間に少なくとも２つのそぎ継ぎを形成することを含む請求項１に記載の方法。
６． モジュールの各々が、複数の層を含み、かつ、モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることが、
縁部に沿って層の少なくともいくつかを重複させることを含む請求項１に記載の方法。
７． モジュールの各々が、複数の層を含み、かつ、モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることが、
縁部に沿って層同士を実質的に突き合わせることを含む請求項１に記載の方法。
８． モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿って少なくとも１つのそぎ継ぎを形成することを含む請求項１に記載の方法。
９． 請求項１に記載の方法により製作された大型航空機構造物。
１０． 複数の複層複合モジュールを形成することと、
複合モジュールの少なくともいくつか同士のそぎ継ぎを形成することを含め、複合モジュールを組み立てることと、
そぎ継ぎの形成後に複合モジュールを共硬化させることと
を含む複合構造物の製作方法。
１１． そぎ継ぎを形成することが、つなぎ合わされている少なくともいくつかのモジュールのうちの隣接するものの層を突き合わせることを含む請求項１０に記載の方法。
１２． そぎ継ぎを形成することが、つなぎ合わされている少なくともいくつかのモジュールのうちの隣接するものの層を実質的に重複させることを含む請求項１０に記載の方法。
１３． 複層複合モジュールを形成することが、モジュールの縁部が小鈍鋸歯状パターンを形成するようにモジュールの縁部を横切って延在するファイバー配向を有するファイバー強化複合材料の層をレイアップすることを含み、かつ、
モジュールを組み立てることが、つなぎ合わされているモジュールのうち隣接するものの小鈍鋸歯状パターンを嵌め合わせることを含む請求項１０に記載の方法。
１４． モジュールを組み立てることが、小鈍鋸歯状パターンが互いに対してオフセットするように、モジュールを互いに対して交互にずらして配置することを含む請求項１３に記載の方法。
１５． モジュールを組み立てることが、そぎ継ぎのうちの１つの上方にモジュールの少なくとも１つを設置することを含む請求項１０に記載の方法。
１６． モジュールを組み立てることが、硬化工具上にモジュールを互いに対して位置決めすることを含む請求項１０に記載の方法。
１７． 請求項１に記載の方法により製作された複合航空機構造物。
１８． 各々が縁部を有する複数の複合積層モジュールと、
前記モジュールの縁部に沿って前記モジュールを接合するためのそぎ継ぎと
を含む航空機用複合構造物。
１９． 前記モジュールの各々が、複数の層を含み、かつ、
前記モジュールのうち隣り合うものの中の同様の層が、前記そぎ継ぎにおいて互いに突き合わされている請求項１８に記載の複合構造物。
２０． 前記モジュールの各々が、複数の層を含み、かつ、
前記モジュールのうち隣り合うものの中の同様の層が、前記そぎ継ぎにおいて重複している請求項１８に記載の複合構造物。
２１． 前記そぎ継ぎが、フィンガージョイントである請求項１８に記載の複合構造物。
２２． 前記そぎ継ぎによりつなぎ合わされている縁部を有する前記モジュールの少なくともいくつかが、各々、共通の配向を有する強化ファイバーを含む少なくとも一層を含み、かつ、
前記いくつかのモジュールを接合している前記そぎ継ぎが、小鈍鋸歯状パターンを成している請求項１８に記載の複合構造物。
２３． 前記そぎ継ぎの少なくとも１つの上に位置し、かつ、これに接合されている複合材料の少なくとも一層
をさらに含む請求項１８に記載の複合構造物。
２４． 航空機用大型複合構造物であって、前記構造物は、
各々がファイバー強化樹脂の複数の層を含む複数の共硬化された複合積層モジュールを含み、モジュールの各々が互いを横切って延在している第１縁部および第２縁部を含み、
モジュールのうち隣接するものの層縁部が互いに重複して、隣接するモジュールをつなぎ合わせるそぎ継ぎを形成し、かつ、
隣接するモジュールの少なくともいくつかが、縁部を横切って配向したファイバー強化材を有する層を含み、第１縁部および第２縁部が小鈍鋸歯状パターンを形成する航空機用大型複合構造物。
２５． 各々がファイバープリプレグの複数の層を含む複数の複合モジュールを形成することであって、層の少なくともいくつかがモジュールの縁部を横切って延在するファイバー配向を含む、複数の複合モジュールを形成することと、
小鈍鋸歯状の外形を形成するようモジュールの縁部を設置することと、
モジュール間にそぎ継ぎを形成し、隣接するモジュールの小鈍鋸歯状の外形同士を合わせることを含め、複合モジュールを組み立てることと、
硬化工具上にモジュールを設置することと、
硬化工具上へのモジュールの設置後にモジュールを共硬化させることと
を含む大型複合航空機構造物の製作方法。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】図１は、モジュール式複合胴体外板製造方法の例示的実施形態の実施に適した製造システムの模式的上面図である。
【図２】図２は、モジュール式複合胴体外板製造方法の例示的実施形態の実施に適した製造システムの斜視図である。
【図３】図３は、ＳＡＤＬ（半自動化ダブラーロケーター）機械、ピックアンドプレース機械および硬化工具の端面図である。
【図４】図４は、モジュール式複合胴体外板製造方法の例示的実施形態を要約するフロー図である。
【図５】図５は、航空機生産および保守方法のフロー図である。
【図６】図６は、航空機のブロック図である。
【図７】図７は、複合構造物を製造するための実施形態を示したフロー図である。
【図８】図８は、複合構造物を製作するための追加の実施形態を示した図である。
【図９】図９は、隣接して設置された複合モジュールの断面図である。
【図１０】図１０は、開示される実施形態に係る複数のモジュールから形成される航空機胴体外板のサブセクションを示した平面図である。
【図１１】図１１は、図１０に示した種類のサブセクションから形成される胴体セクションの斜視図である。
【図１２】図１２は、図１０の１２−１２線断面図である。
【図１３】図１３は、図１２に示したそぎ継ぎの層を示した模式図である。
【図１４】図１４は、図１０の１４−１４線断面図である。
【図１５】図１５は、図１４のそぎ継ぎの層を示した模式図である。
【図１６】図１６は、図１０の「Ａ」で示した範囲の拡大図である。
【図１７】図１７は、代替の実施形態に係る別のそぎ継ぎの断面図である。
【図１８】図１８は、図１７のそぎ継ぎの層を示した模式図である。
【図１９】図１９は、小鈍鋸歯状縁部を有する複合モジュールの斜視図である。
【図２０】図２０は、別の実施形態を形成するそぎ継ぎを示した断面図である。
【図２１】図２１は、図２０のそぎ継ぎの層を示した模式図である。
【図２２】図２２は、そぎ継ぎの別の実施形態を示した断面図である。
【図２３】図２３は、図２２のそぎ継ぎの層を示した模式図である。
【図２４】図２４は、複数のモジュール同士の小鈍鋸歯状接合縁部間のオフセットを示した平面図である。
【図２５】図２５は、開示されている方法の実施形態の工程を大まかに示したフロー図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
まずはじめに図面の図１〜図３を参照して、モジュール式複合製造方法の例示的実施形態の実施に適した製造システムを、全体として参照番号１により示す。製造システム１は、図１において上面図で、図２において斜視図で示されている。モジュール式複合製造方法は、複合航空機胴体またはその他の部品の製作の一部として、連続してではなく並行プロセスでの複合材料のレイダウンを可能とする簡潔で適切な大きさの設備を利用してもよい。航空機胴体外板モジュールまたはその他の部品の自動化積層に対する並行プロセスアプローチの採用により、単一の部品の製作に要するフロー時間が劇的に短縮される可能性がある。このことにより、複合航空機胴体外板またはその他の部品の製作に必要な設備投資、工場床面積および支援スタッフを削減できるかもしれない。さらに、該方法は、例えば限定されないが航空機胴体外板といった平型レイアップ複合部品、または、例えば限定されないが航空機翼外板および安定板といった起伏型レイアップ複合部品の製作において用いることができる。該方法は、パネル、４分の１部分、２分の１胴体部分、胴体の２分の１以上の部分、または全胴体部分の製作に用いることができる。
【００１１】
図１および図２に示されているように、製造システム１は、例えば限定されないが航空機胴体外板といった平型レイアップ複合部品の製作を助ける１つまたは複数の平型テープレイアップ機械（ＦＴＬＭ）２を含んでいてもよい。これに加えてまたは代わりに、製造システム１は、例えば限定されないが航空機翼外板、機首外板および／または機尾外板といった起伏型レイアップ複合部品の製作を助ける１つまたは複数の起伏型テープレイアップ機械（ＣＴＬＭ）（図示せず）を含んでいてもよい。ＦＴＬＭおよびＣＴＬＭは、当業者に既知の設計を有する。ＦＴＬＭ２に対する構造例および運転方法を以下に説明するが、ＦＴＬＭ２に加えて、または、これの代わりに１つ以上のＣＴＬＭに対して同じ運転方法を利用してもよいことは認識され、かつ、理解されるだろう。
【００１２】
各ＦＴＬＭ２は、概して長尺の平行で離間した一対のフレームトラックレール３を含んでいてもよい。キャリッジフレーム４は、フレームトラックレール３に掛け渡され、かつ、これを双方向に横切るよう適合されていてもよい。キャリッジフレーム４は、概して長尺の平行で離間した一対のキャリッジフレーム部材５を含んでいてもよい。キャリッジフレーム部材５は、フレームトラックレール３に対して概して垂直な関係に向けられていてもよい。
【００１３】
切断キャリッジ６は、キャリッジフレーム４のキャリッジフレーム部材５を双方向に横切るよう適合されていてもよい。キャリッジモータ（図示せず）は、キャリッジフレーム４上の切断キャリッジ６の移動を助けるために、切断キャリッジ６と係合していてもよい。切断装置７は、切断キャリッジ６上に設けられていてもよい。いくつかの実施形態において、切断装置７は、超音波ナイフであってもよいが、当業者に知られており、かつ、目的に合致した代替の切断実施構成を用いてもよい。
【００１４】
フレームトラックレール３の間で、かつ、キャリッジフレーム４の下方に、円形または環状とすることができる搬送プラットフォーム回転トラック１０が設けられていてもよい。搬送プラットフォーム回転トラック１０上には、搬送プラットフォーム１４が着脱可能に設けられていてもよい。搬送プラットフォーム１４は、概して正方形とすることができる。搬送プラットフォーム１４の角部１４ａは、例えば限定されないがスルーローラ（図示せず）のような当業者の知見にしたがった搬送プラットフォーム回転トラック１０に摺動可能または回転可能に係合していてもよい。ここに説明するように、搬送プラットフォーム１４上にキャリアシート１６が設置されていてもよい。ここに用いられているように、「モジュール」および「複合モジュール」は、より大型の構造物を形成するためにつなぎ合わされた複合材料セクションを指し、かつ、プリプレグファイバートウまたは布地から形成される単層または複層アセンブリであってもよいが、必ずしもこれらに限定されない。複合モジュール１８は、キャリアシート１６上に設置されていてもよい。搬送プラットフォーム１４は、搬送プラットフォーム回転トラック１０上で回転させることができ、キャリッジフレーム４は、フレームトラックレール３に沿って移動させることができ、かつ、切断キャリッジ６は、キャリッジフレーム４のキャリッジフレーム部材５に沿って移動させて、切断装置７の運転により選択された１本以上の軸に沿って複合モジュール１８を切断しやすくしてもよい。
【００１５】
図１〜図３に示されているように、製造システム１は、ＳＡＤＬ（半自動化ダブラーロケーター）機械２２をさらに含んでいてもよい。ＳＡＤＬ機械２２は、複数の台座車輪２４により搬送可能とすることができる台座２３を含んでいてもよい。モジュール形成プラットフォーム２５は、台座２３上に設けられていてもよい。モジュール形成プラットフォーム２５は、以下に説明する目的のために複合モジュール１８が置かれているキャリアシート１６を受容かつ支持するよう適合されていてもよい。
【００１６】
図１〜図３にさらに示されているように、製造システム１は、ピックアンドプレース機械３０をさらに含んでいてもよい。図１および図２に示されているように、ピックアンドプレース機械３０は、ＳＡＤＬ機械２２に概して隣接して位置していてもよい。図１にさらに示されているように、いくつかの実施形態においては、ＳＡＤＬ機械２２は、ピックアンドプレース機械３０のそれぞれの端部に、または、これに概して隣接して設けられていてもよい。ピックアンドプレース機械３０は、概して長尺の平行で離間した一対のレール３２を有するガントリー３１を含んでいてもよい。ガントリー３１のレール３２は、各々が、図３に示されているような複数の離間したレール支持体３３により支持されていてもよい。少なくとも１つの設置ヘッドキャリッジ３６は、ガントリー３１のレール３２に掛け渡され、かつ、これに摺動可能に係合していてもよい。各設置ヘッドキャリッジ３６は、図１で両矢印８により示されているように、レール３２上の双方向移動用に適合されていてもよい。キャリッジモータ（図示せず）は、各設置ヘッドキャリッジ３６に係合して、レール３２上の設置ヘッドキャリッジ３６の移動を助けていてもよい。
【００１７】
図２および図３に示されているように、モジュール設置ヘッド４０は、各設置ヘッドキャリッジ３６から下垂していてもよい。モジュール設置ヘッド４０は、ヘッドシャフト４１と、概して湾曲したまたは弓形のモジュール係合部材４２とを含んでいてもよい。モジュール設置ヘッド４０のヘッドシャフト４１は、当業者に知られているあらゆる適切な技法を用いて設置ヘッドキャリッジ３６に取り付けられていてもよい。いくつかの実施形態において、設置ヘッドキャリッジ３６から少なくとも１つのヘッド装着フランジ３７が延在している。ヘッドシャフト４１から少なくとも１つのモジュール取り付けブラケット４４が延在している。モジュール取り付けブラケット４４は、ヘッド固定部材３８を介して少なくとも１つのヘッド装着フランジ３７に接続されていてもよい。
【００１８】
図２および図３にさらに示されているように、モジュール設置ヘッド４０のモジュール係合部材４２は、概して凸型のモジュール形成面４３を含んでいてもよい。点検スキャナシステム４６のスキャナ４９は、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３を横切るよう適合されていてもよい。スキャナ４９は、目的に合わせて当業者の知見にしたがってモジュール係合部材４２に取り付けられていてもよい。いくつかの実施形態において、モジュール形成面４３に概して隣接し、かつ、これに沿ったモジュール係合部材４２に、概して長尺で湾曲したスキャナスロット４７を設けてもよい。スキャナブラケット４８は、スキャナスロット４７を横切るためにスキャナスロット４７と係合していてもよい。スキャナ４９は、スキャナブラケット４８上に設けられていてもよい。スキャナモータ（図示せず）は、スキャナブラケット４８と係合して、スキャナスロット４７内のスキャナブラケット４８およびスキャナ４９が、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に沿って、かつ、これに隣接して選択的に移動しやすくしてもよい。点検分析および制御システム（図示せず）は、スキャナモータ（図示せず）およびスキャナ４９に接続されて、スキャナ４９の走査動作を助け、かつ、スキャナ４９から受け取った画像の読み出しおよび分析を行ってもよい。
【００１９】
製造システム１は、硬化工具、マンドレルまたはモールド５４をさらに含んでいてもよい。硬化工具５４は、例えば限定されないが、ＯＭＬ（外側モールドライン）またはＩＭＬ（内側モールドライン）硬化工具とすることができる。図１、図２および図３に示されているように、硬化工具５４は、ＳＡＤＬ機械２２に概して隣接して、かつ、ピックアンドプレース機械３０のレール３２の間に位置していてもよい。図３に示されているように、いくつかの実施形態において、硬化工具５４は、工具ベース５５と、工具ベース５５から延在する概して平行で離間した工具側面５６とを含んでいてもよい。概して湾曲した、または、半円状のモジュール設置面５７は、工具ベース５５および工具側面５６に設けられていてもよく、かつ、硬化工具５４の長手方向に沿って延在していてもよい。ただし、（例えばＩＭＬ硬化工具の場合のような）硬化工具５４は、硬化工具５４のモジュール設置面５７に対して示されているような完全に円筒状または半円筒状の断面を必ずしも有していなくともよいことは認識され、かつ、理解されるだろう。例えば限定されないが、４分の１パネルに対して該製造方法を利用することが望まれる状況下では、ＯＭＬとＩＭＬの両方の構成を有する硬化工具５４を用いることが可能である。さらに、硬化工具５４は、製作予定の部品次第で、翼または安定板モールド、工具、硬化工具として構成されるか、または、いかなる構成であってもよい。
【００２０】
モジュール式複合製造方法の典型的な実施構成において、該方法は、複数の複合モジュール１８を用いた航空機の胴体外板６０（図１）の製作に用いてもよい。用途および製作予定の部品によっては、各モジュール１８は、一方向カーボンファイバープリプレグ、カーボンファイバープリプレグ布地、グラスファイバー、ケブラー（Ｒ）ポリ（ｐ−フェニレンテレフタルアミド）またはその他の材料のあらゆる組み合わせを含んでいてもよい。各モジュール１８は、少なくとも１つの層を有していてもよい。はじめに、複合モジュール１８が配されているキャリアシート１６を搬送プラットフォーム１４上に設置してもよい。搬送プラットフォーム１４は、ＦＴＬＭ２の環状搬送プラットフォーム回転トラック１０上に設置してもよい。切断キャリッジ６上の切断装置７を、所望の寸法および形状に複合モジュール１８をトリミングするか、または、切断するよう運転してもよい。トリミング、切断またはモジュール化動作中、キャリッジフレーム４のキャリッジフレーム部材５に沿った切断キャリッジ６の移動、フレームトラックレール３に沿ったキャリッジフレーム４の移動、および／または、搬送プラットフォーム回転トラック１０上の搬送プラットフォーム１４の回転により、切断装置７に対して選択された向きに複合モジュール１８を位置決めしてもよい。各ＦＴＬＭ２は、ネットトリミング技術を用いて航空機の胴体外板６０を形成すべき複合モジュール１８の高速モジュール化を促進することができる。
【００２１】
複合モジュール１８のトリミングまたは切断後、キャリアシート１６およびトリミングまたは切断された複合モジュール１８が置かれた搬送プラットフォーム１４を、搬送プラットフォーム回転トラック１０から除去してもよい。搬送プラットフォーム１４は、ＦＴＬＭ２からＳＡＤＬ機械２２のうちの１つへ運んでもよい。搬送プラットフォーム回転トラック１０からの搬送プラットフォーム１４の除去および／または搬送プラットフォーム１４の運搬は、自動化されていても、手作業で行ってもよい。ＳＡＤＬ機械２２において、搬送プラットフォーム１４からキャリアシート１６を除去して、ＳＡＤＬ機械２２のモジュール形成プラットフォーム２５上に設置してもよい。キャリアシート１６は、モジュール形成プラットフォーム２５上へのキャリアシート１６の適正な位置決めおよび設置を助けるために、ＳＡＤＬ機械２２に位置合わせ可能な複数の据え付け／位置合わせ開口（図示せず）を備えていてもよい。
【００２２】
次に、ピックアンドプレース機械３０のガントリー３１上のレール３２に沿って摺動するよう設置ヘッドキャリッジ３６を操作して、モジュール設置ヘッド４０のモジュール係合部材４２を複合モジュール１８の真上に位置させてもよい。次いで、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に対してＳＡＤＬ機械２２のモジュール形成プラットフォーム２５を上昇させて、モジュール圧縮プロセスにより、図３に仮想線で示されているようにモジュール形成面４３の概して凸型の起伏に合わせて平型複合モジュール１８を形成するか、または、起伏させてもよい。モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に合わせたモジュール１８の形成および起伏付けは、自動化されていてもよい。ＦＴＬＭ機械２からＳＡＤＬ機械２２のモジュール形成プラットフォーム２５へ追加の複合モジュール１８を運び、航空機の胴体外板６０（図１）の所望の厚みを達成するのに必要な積層または複層の形態でモジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に合わせて形成してもよい。よって、連続した複合モジュール１８が互いの上に設置されて、複数の層を有する積層モジュール１８を形成することができる。用途によっては、モジュール設置ヘッド４０は、複合モジュール１８の編状層とともに連続ファイバー層または連続布地層を設置してもよい。いくつかの実施形態において、後により詳細に取り上げるように、隣接するモジュール１８同士を互いに結合してもよい。複合モジュール１８が、モジュール設置ヘッド４０上でモジュール係合部材４２のモジュール形成面４３上に必ずしも形成されていなくともよいことは、認識され、かつ、理解されるだろう。ＩＭＬ硬化工具５４の場合、モジュール１８は、ＳＡＤＬ機械２２を用いて、硬化工具５４上に直接、または、その他の外板層上に形成されてもよい。
【００２３】
所望の数の複合モジュール１８がピックアンドプレース機械３０のモジュール設置ヘッド４０上に段階的に設けられた後、複合モジュール１８を点検するためにモジュール係合部材４２のモジュール形成面４３を横切るよう点検スキャナシステム４６のスキャナ４９を運転してもよい。欠陥のある複合モジュール１８は、モジュール設置ヘッド４０から除去して、欠陥のない複合モジュール１８と置き換えることができる。モジュール設置ヘッド４０上のモジュール１８の点検は、自動化されたプロセスであってもよい。
【００２４】
次いで、ピックアンドプレース機械３０の設置ヘッドキャリッジ３６は、ピックアンドプレース機械３０のガントリー３１上のレール３２を横切るよう操作され、硬化工具５４のモジュール設置面５７（図３）上の所望の位置における積み重ねられ、積層され、圧縮され、かつ点検された複合モジュール１８の正確な設置を助けてもよい。積み重ねられ、積層され、かつ圧縮された追加のモジュール１８を同様にして形成し、モジュール形成面５７上の所望の位置に設置することにより、航空機の胴体外板６０を形成してもよい。隣接するモジュール１８のモジュール縁部１９は、航空機の胴体外板６０が完全にレイアップされるまで、傾斜をつけ、かつ、そぎ継ぎ（図示せず）または傾斜重ね継ぎ（図示せず）で重複させることができる。
【００２５】
次に、図４におけるフロー図３００を参照して、モジュール式複合製造方法の例示的実施形態を要約する。該方法は、例えば限定されないが、所望の厚みを有する航空機の胴体外板の製作に用いられてもよい。ブロック３０２において、複合モジュールをレイアップすることができる。モジュールは、例えば限定されないが、航空機の胴体外板といった構造物の製作に用いることのできる航空機胴体外板モジュールであってもよく、かつ、例えば限定されないが、ＦＴＬＭ（平型テープレイアップ機械）を用いてレイアップしてもよい。これに加えてまたは代わりに、モジュールは、例えば限定されないが、航空機の翼外板、機首外板または機尾外板といった構造物の製作に用いられてもよく、この場合、モジュールは、ＣＴＬＭ（起伏型テープレイアップ機械）を用いてレイアップしてもよい。ブロック３０４において、モジュールをＳＡＤＬ（半自動化ダブラーロケーター）機械へと搬送することができる。ブロック３０６において、航空機の胴体外板またはその他の構造物の起伏に合わせてモジュールを形成することができる。ブロック３０８において、ブロック３０２、３０４および３０６で行われた工程を繰り返して、航空機の胴体外板またはその他の構造物を所望の厚みとすることができる。ブロック３１０において、モジュールを点検することができる。ブロック３１２において、積み重ねられたか、または、積層されたモジュールを硬化工具上に積み重ねることができる。硬化工具は、例えば限定されないが、ＯＭＬ（外側モールドライン）またはＩＭＬ（内側モールドライン）硬化工具であってもよい。ブロック３１４において、ブロック３０２、３０４、３０６、３０８、３１０および３１２で行われた工程を適宜繰り返して、航空機の胴体外板またはその他の構造物を完全にレイアップすることができる。
【００２６】
次に図５および図６を参照して、図５に示されている航空機の製造および保守方法７８ならびに図６に示されている航空機９４との関連において、本開示の実施形態を用いることができる。本生産の前で、方法例７８は、航空機９４の仕様および設計８０ならびに材料調達８２を含んでいてもよい。生産の際は、航空機９４の構成部品および部分組立品の製造８４ならびにシステム統合８６が行われる。その後、航空機９４は、認証および納品８８を経て、運航９０されてもよい。顧客による運航中、航空機９４は、（改修、再構成、修繕などを含むかもしれない）定常的整備および保守９２を受けることとなる。
【００２７】
方法７８の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者および／または操作者（例えば、顧客）により行われるかまたは実施されてもよい。本件の説明のため、システムインテグレータは、任意の数の航空機製造者および主要なシステム下請け業者に限定されないがこれらを含んでもよい。第三者は、任意の数の取り扱い業者、下請け業者および供給業者に限定されないがこれらを含んでもよい。操作者は、航空会社、リース会社、軍隊、保守組織などであってもよい。
【００２８】
図６に示されているように、方法例７８により製造される航空機９４は、複数のシステム９６および内装１００とともに機体９８を含んでいてもよい。高度システム９６の例としては、推進システム１０２、電気システム１０４、油圧システム１０６および環境システム１０８のうちの１つ以上が挙げられる。任意の数の他のシステムを含んでもよい。航空宇宙の例が示されているが、本発明の原理は、自動車産業といった他の産業に適用することもできる。
【００２９】
ここで実施されている装置は、製造および保守方法７８のいずれか１つまたはそれ以上の段階中に使用してもよい。例えば、生産プロセス８４に対応する構成部品や部分組立品は、航空機９４が運航されている間に製造される構成部品や部分組立品と同様に組立てまたは製造されてもよい。また、航空機９４の組立てを大幅に早めるか、または、航空機９４のコストを削減することにより、例えば、製造段階８４および８６中に、一以上の装置の実施形態を利用してもよい。同様に、航空機９４が運航されている間に整備および保守９２に、例えば限定されないが一以上の装置の実施形態を利用してもよい。
【００３０】
前に言及したとおり、モジュール式複合製造方法は、複合航空機胴体またはその他の部品の製作の一部として、連続してではなく並行プロセスでの複合材料のレイアップを可能とする適切な大きさの設備を利用してもよい。これに関連して、図７および図８に言及する。数多くの実施形態によると、複合構造物を製造する方法７００は、図９に示されているようにモジュール１８の各々がモジュール１８の少なくとも別の１つに隣接するように、かつ、接合部７０４のように隣接するモジュール１８同士が複合構造物を形成するよう接着可能であるように、工具５４上に複数のモジュール１８を設置すること７０２を含んでいてもよい。
【００３１】
実施形態のうちのいくつかにおいて、２つ以上のモジュール１８を工具５４上に実質的に同時に設置してもよく、そのような実施形態では、複数の搬送プラットフォーム１４を設けてもよい。これに加えて、複合構造物の形成にあたって、モジュール１８を工具５４上に実質的に順番に設置してもよく、この際、（図８におけるｎ−１により示したように）工具５４上に後続のモジュール１８を設置しつつ、（図８におけるｎ−２により示したように）工具１８上にすでに設置されているモジュール１８のうちの１つに対して設置後の手順７０６を行う。多くの実施形態において、設置工程７０２および設置後プロセス工程７０６は、（図８におけるｎにより示したように）後続のモジュール１８の設置準備７０８を行いつつ、実施することができる。
【００３２】
設置後手順７０６を行うことについて、これは、（図８におけるｎ−２により示したように）工具１８上にすでに設置されているモジュール１８のうちの１つを点検すること７１０を含んでいてもよい。設置後手順の実施７０６はまた、隣接するモジュール１８間に形成された接合部７０４を加工する（working）ことを含んでいてもよい。図７および図８に示されているような実施形態のいくつかにおいて、製作方法７００は、例えば点検工程７１０および設置後プロセス工程７０６を、設置されている別々のモジュール１８に対して実質的に同時に行うことを含んでいてもよい。
【００３３】
多くの実施形態において、工具５４上にモジュール１８を設置すること７０２は、搬送プラットフォーム１４上にモジュール１８を搭載し７１２、搭載されたモジュールを適正位置に位置合わせし７１４、かつ／または、次いで工具５４上にモジュールをレイアップする７１６ことを含んでいてもよい。すべてのモジュール１８が工具５４上に設置され、かつ、あらゆる後続の設置後プロセス７０６が行われた後で、構造物を硬化させることができる。
【００３４】
ここで図１０および図１１に言及して、上に説明した一般的な複合モジュール２０８をそれらの共通する縁部２１０に沿ってつなぎ合わせて、バレル形航空機胴体セクション２０４のような大型構造物の外板２０２を形成することができる。より詳細に下に説明するように、モジュール２０８の各々は、一方向または双方向ファイバーで補強された複合材料の１つ以上の積層を含んでいてもよく、かつ、図１１に示されている胴体外板２０２のドア２０６といった特徴の形成に用いられる切り欠き（図示せず）および／または補強材（図示せず）および／または外形（図示せず）を含んでいてもよい。
【００３５】
ここで図１２〜図１５を参照して、モジュール２０８のうち隣接するもの同士をそれらの共通の縁部２１０に沿ってそぎ継ぎにより接合することができ、この実施例を番号２１３ａ、２１３ｂにより示す。ここで用いられているように、「そぎ継ぎ」とは、部品がともに設置されているとき、これらが１つの実質的に連続した部材を形成する重複した縁部を有するように、端部、縁部または側面をそぎ継ぎ用に斜めに切るか、または、斜角をつけることにより作製された２片の材料間の接合部を指す。図１３に示されているように、そぎ継ぎ２１３ａにより接合された２つの隣接するモジュール２０８ａ、２０８ｃの各々は、上部および底部フェイスシート２１６、２１８の間にそれぞれ挟まれた一方向または双方向予備含浸ファイバーの複数の層２１２を含んでいてもよい。フェイスシート２１６、２１８の各々は、生地またはその他のシート材料を含んでいてもよい。そぎ継ぎ２１３ａは、モジュール２０８ａ、２０８ｃの同様の層の外側端部２１４が互いに重複するように２つのモジュール２０８ａ、２０８ｃの層２１２をレイアップすることにより形成される。そぎ継ぎ２１３ａは、合計１２層の重複層２１２を含む４０：１斜面（すなわち、奥行き対立ち上がり比）を有する単純なそぎ継ぎを表し、用途によっては他の傾斜比率が可能である。
【００３６】
ある特定の外板サブセクション２００（図１０）は、二種類以上のそぎ継ぎ２１３により共通する縁部２１０に沿ってつなぎ合わされたモジュール２０８を含んでいてもよく、実際、ある特定のモジュール２０８は、その縁部２１０に沿って種々のそぎ継ぎにより隣接するモジュール２０８と接合されていてもよい。例えば、図１０に示されているモジュール２０８ａの一縁部２１０ａは、図１２および図１３に示されているそぎ継ぎ２１３ａによりモジュール２０８ｃと接合されていてもよい一方で、モジュール２０８ａの別の縁部２１０ｂは、図１４および図１５に示されている別の形態のそぎ継ぎ２１３ｂによりモジュール２０８ｂと接合されていてもよい。図１４および図１５に示されているように、そぎ継ぎ２１３ｂは、同様の層２１２の外側縁部２１４が実質的に同じ平面に存在し、かつ、互いに突き合わされている８０：１斜面に配置された１２層２１２を含む単純なそぎ継ぎ構成であり、用途によっては他の傾斜比率が可能である。
【００３７】
ここで図１０および図１６〜図１８を参照すると、モジュール２０８ｄおよび２０８ｅといったモジュール２０８のいくつかは、強化ファイバーの配向角が縁部２１０を横切って延在する層２１２を含んでいてもよい。例示的な実施例において、ファイバーの配向方向は、図１６の番号２１５により示されており、かつ、４５度を成す。隣り合うモジュール２０８ｄとモジュール２０８ｅの間にそぎ継ぎ２１３ｃを形成するために、縁部２１０は、接合部軸２２１（図１６）に対して対称なジグザグまたは小鈍鋸歯状パターン２２０として形成されている。小鈍鋸歯状パターン２２０は、直交する二方向においてモジュール２０８ｄ、２０８ｅの縁部２１０をそぎ継ぎ用に斜めに切ることにより生成する。例示的な実施例では、図１８においてもっともよく分かるように、そぎ継ぎ２１３ｃは、同様の層が互いに重複するのではなく突き合わされている８０：１斜面に配置された１２層２１２を含む。用途によっては８０：１以外の傾斜比率が可能である。図１９は、小鈍鋸歯状パターンが層ごとにオフセットされている小鈍鋸歯状縁部２２０を有する典型的なモジュール２０８を示す。
【００３８】
図２０および図２１は、そぎ継ぎ２１３ｄを用いて、同様の層がその縁部２１７において重複している複数の層２１２から各々が形成されている２つのモジュール２２８ａ、２２８ｂを接合しているモジュールアセンブリ２１９を示す。第３のモジュール２２６は、そぎ継ぎ２１３ｄの上方に設置された複数の層２２７を含む。図２０および図２１の実施形態は、そぎ継ぎ２１３ｄが、サブセクション２００（図１０）にわたって交互にずらして配置されてもよく、かつ、サブセクション２００の厚み全体を通して連続していなくともよいことを示している。
【００３９】
ここで、複数のそぎ継ぎ用斜面２２１により形成されたフィンガージョイント型のそぎ継ぎ２１３ｅを使用するモジュールアセンブリ２２９の別の実施形態を示す図２２および図２３に注目する。そぎ継ぎ２１３ｅは、モジュールアセンブリ２２９の厚み全体を通して延在しており、かつ、複数の隣接するモジュール２３０〜２３６を接合している。本実施例において、モジュールアセンブリ２２９は、上部および底部フェイスシート２１６、２１８を含む１２層２１２を含み、そぎ継ぎ用斜面２２１の各々は、８０：１斜面を有しており、用途によっては他の傾斜比率が可能である。本実施例ではまた、隣接するモジュール２３０〜２３６の同様の層２１２は、互いに重複するのではなく突き合わされている。
【００４０】
ここで、小鈍鋸歯状パターン２４０を形成するそぎ継ぎ（図示せず）に沿ってつなぎ合わされている複数のモジュール２０８から形成された積層構造物２３８を示す図２４に注目する。本実施例において、小鈍鋸歯状パターン２４０は、２つの群２４０ａ、２４０ｂに分けて配置されている。小鈍鋸歯状パターン２４０は、２つの群２４０ａ、２４０ｂの相が距離「ｘ」だけオフセットされていることにより、小鈍鋸歯状パターン２４０のうちの隣接するものが互いに一直線に並ばないように、互いに対して交互にずらして配置されている。この隣接する小鈍鋸歯状パターン２４０の交互配置により、積層構造物２３８の構造特性を高めることができる。
【００４１】
ここで、前に説明したモジュール２０８を用いて構造物を製作するための方法の大まかな工程を要約した図２５に注目する。始めに工程２４６において、単一または複数層の複合材料を含んでいてもよいモジュール２０８を形成する。次に２４８において、上に取り上げたさまざまな種類のそぎ継ぎ２１３のいずれかを用いてモジュール２０８を組み立てる。組み立てに続いて、工程２５０において、内側モールドラインまたは外側モールドライン硬化工具を含んでいてもよい硬化工具の上または中にモジュール２０８を設置してもよい。図１〜図３に関連して前に説明したように、モジュール２０８は、これらを硬化工具上に順番に設置することにより、または、モジュール２０８群を組み立ててから、該群を硬化工具上に設置することにより組み立てることができる。最後に工程２５２において、組み立てられたモジュール２０８を硬化工具中で共硬化させることにより、固められた実質的に均質の構造物を形成するそぎ継ぎ２１３を通じた樹脂の流れが生じる。
【００４２】
いくつかの例としての実施形態に関して本開示の実施形態を説明したが、当業者は他の変形例に想到するだろうから、該特定の実施形態は、限定ではなく例示を目的としていることは理解されねばならない。
【技術分野】
【０００１】
本開示は、一般に複合構造物を製作するための技法に関し、より詳細には、複合モジュールをつなぎ合わせることにより大型複合構造物を製作する方法を扱う。
【背景技術】
【０００２】
航空機の胴体外板のような大型複合構造物は、比較的高速で複合材料をレイダウンすることができる高度ファイバー設置（ＡＦＰ）機械を用いて製作可能である。より高い単位生産速度を達成する一つの方法は、より多くのＡＦＰ機械を設けることにより達成可能であるが、追加のＡＦＰ機械を用いると、機械コスト、工具据え付けおよび工場の床面積の面で莫大な設備投資が必要となりかねない。
【０００３】
よって、比較的少ない設備投資および運転コストで比較的高い生産速度を達成する製造方法が必要である。また、比較的柔軟であり、かつ、ＡＦＰ機械より複雑でない設備に依存した製造方法も必要である。
【発明の概要】
【０００４】
開示される実施形態にしたがって、よりコストの低い設備を用いてより高い生産速度をもたらす複合構造物、とりわけ、大型複合構造物の製作方法を提供する。個別に製作され、次いでつなぎ合わせて共硬化されるモジュールの形態で大型構造物を製作することにより、生産時間を短縮可能である。構造物の個々のモジュールは、合計で従来のＡＦＰ機械と比べてより高い材料レイダウン速度が可能であるかもしれない適切な大きさの設備を用いて、並行して製作することができる。また、開示される方法により、構造物の特定の領域における荷重要件を満たすために必要となる可能性のある複数の形態の材料の取り扱いが可能な設備を用いることができるようになる。
【０００５】
開示される一実施形態にしたがって、各々が縁部を有する複数の複合モジュールを形成することと、それらの縁部に沿ってモジュールを接合することとを含む複合構造物の製作方法を提供する。モジュールは、１つ以上の重複する斜面を含んでいてもよいモジュールの縁部間のそぎ継ぎを用いて接合することができる。隣接するモジュールは、モジュールが０度または９０度以外に配向した一方向強化ファイバーを含む小鈍鋸歯状パターンを形成する複数のそぎ継ぎによりつなぎ合わせることができる。
【０００６】
開示される別の方法の実施形態にしたがって、複合構造物を製作することは、複数の複層複合モジュールを形成することと、モジュールの少なくともいくつか同士のそぎ継ぎを形成することを含め、複合モジュールを組み立てることと、そぎ継ぎの形成後にモジュールを共硬化させることとを含む。そぎ継ぎは、隣接するモジュールの同様の層を突き合わせることにより、または、同様の層を重複させることにより形成することができる。
【０００７】
開示されるさらなる実施形態にしたがって、航空機用複合構造物は、各々が縁部を有する複数の複合積層モジュールと、それらの縁部に沿ってモジュールを接合するためのそぎ継ぎとを含む。モジュールの各々は、複数の層を含む。モジュールのうち隣り合うものの中の同様の層は、そぎ継ぎにおいて突き合わせるか、または、重複させることができる。一変形例において、そぎ継ぎは、フィンガージョイントであってもよく、かつ、隣り合うモジュールのいくつか同士の接合部は、小鈍鋸歯状パターンを成していてもよい。
【０００８】
開示の実施形態は、比較的少ない設備投資に相当する適切な大きさの設備を用いて大型複合構造物を製作する方法に対する必要性を満たす。開示される実施形態はまた、高度に柔軟であり、かつ、構造物の複数のモジュールを並行して形成可能とする製作方法に対する必要性も満たす。
１．各々が縁部を有する複数の複合モジュールを形成することと、
モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることと
を含む複合構造物の製作方法。
２． モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールのそれぞれの縁部間にそぎ継ぎを形成することを含む請求項１に記載の方法。
３． モジュールが、配向軸に対して約４５度の角度を成すプリプレグファイバーを含み、かつ、
モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿って小鈍鋸歯状パターンを規定する接合部を形成することを含む請求項１に記載の方法。
４． モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿ってそぎ継ぎを形成することを含む請求項３に記載の方法。
５． モジュールの各々が、少なくとも２つの縁部を含み、かつ、モジュールをつなぎ合わせることが、
少なくとも２つの縁部に沿ってそれぞれモジュール間に少なくとも２つのそぎ継ぎを形成することを含む請求項１に記載の方法。
６． モジュールの各々が、複数の層を含み、かつ、モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることが、
縁部に沿って層の少なくともいくつかを重複させることを含む請求項１に記載の方法。
７． モジュールの各々が、複数の層を含み、かつ、モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることが、
縁部に沿って層同士を実質的に突き合わせることを含む請求項１に記載の方法。
８． モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿って少なくとも１つのそぎ継ぎを形成することを含む請求項１に記載の方法。
９． 請求項１に記載の方法により製作された大型航空機構造物。
１０． 複数の複層複合モジュールを形成することと、
複合モジュールの少なくともいくつか同士のそぎ継ぎを形成することを含め、複合モジュールを組み立てることと、
そぎ継ぎの形成後に複合モジュールを共硬化させることと
を含む複合構造物の製作方法。
１１． そぎ継ぎを形成することが、つなぎ合わされている少なくともいくつかのモジュールのうちの隣接するものの層を突き合わせることを含む請求項１０に記載の方法。
１２． そぎ継ぎを形成することが、つなぎ合わされている少なくともいくつかのモジュールのうちの隣接するものの層を実質的に重複させることを含む請求項１０に記載の方法。
１３． 複層複合モジュールを形成することが、モジュールの縁部が小鈍鋸歯状パターンを形成するようにモジュールの縁部を横切って延在するファイバー配向を有するファイバー強化複合材料の層をレイアップすることを含み、かつ、
モジュールを組み立てることが、つなぎ合わされているモジュールのうち隣接するものの小鈍鋸歯状パターンを嵌め合わせることを含む請求項１０に記載の方法。
１４． モジュールを組み立てることが、小鈍鋸歯状パターンが互いに対してオフセットするように、モジュールを互いに対して交互にずらして配置することを含む請求項１３に記載の方法。
１５． モジュールを組み立てることが、そぎ継ぎのうちの１つの上方にモジュールの少なくとも１つを設置することを含む請求項１０に記載の方法。
１６． モジュールを組み立てることが、硬化工具上にモジュールを互いに対して位置決めすることを含む請求項１０に記載の方法。
１７． 請求項１に記載の方法により製作された複合航空機構造物。
１８． 各々が縁部を有する複数の複合積層モジュールと、
前記モジュールの縁部に沿って前記モジュールを接合するためのそぎ継ぎと
を含む航空機用複合構造物。
１９． 前記モジュールの各々が、複数の層を含み、かつ、
前記モジュールのうち隣り合うものの中の同様の層が、前記そぎ継ぎにおいて互いに突き合わされている請求項１８に記載の複合構造物。
２０． 前記モジュールの各々が、複数の層を含み、かつ、
前記モジュールのうち隣り合うものの中の同様の層が、前記そぎ継ぎにおいて重複している請求項１８に記載の複合構造物。
２１． 前記そぎ継ぎが、フィンガージョイントである請求項１８に記載の複合構造物。
２２． 前記そぎ継ぎによりつなぎ合わされている縁部を有する前記モジュールの少なくともいくつかが、各々、共通の配向を有する強化ファイバーを含む少なくとも一層を含み、かつ、
前記いくつかのモジュールを接合している前記そぎ継ぎが、小鈍鋸歯状パターンを成している請求項１８に記載の複合構造物。
２３． 前記そぎ継ぎの少なくとも１つの上に位置し、かつ、これに接合されている複合材料の少なくとも一層
をさらに含む請求項１８に記載の複合構造物。
２４． 航空機用大型複合構造物であって、前記構造物は、
各々がファイバー強化樹脂の複数の層を含む複数の共硬化された複合積層モジュールを含み、モジュールの各々が互いを横切って延在している第１縁部および第２縁部を含み、
モジュールのうち隣接するものの層縁部が互いに重複して、隣接するモジュールをつなぎ合わせるそぎ継ぎを形成し、かつ、
隣接するモジュールの少なくともいくつかが、縁部を横切って配向したファイバー強化材を有する層を含み、第１縁部および第２縁部が小鈍鋸歯状パターンを形成する航空機用大型複合構造物。
２５． 各々がファイバープリプレグの複数の層を含む複数の複合モジュールを形成することであって、層の少なくともいくつかがモジュールの縁部を横切って延在するファイバー配向を含む、複数の複合モジュールを形成することと、
小鈍鋸歯状の外形を形成するようモジュールの縁部を設置することと、
モジュール間にそぎ継ぎを形成し、隣接するモジュールの小鈍鋸歯状の外形同士を合わせることを含め、複合モジュールを組み立てることと、
硬化工具上にモジュールを設置することと、
硬化工具上へのモジュールの設置後にモジュールを共硬化させることと
を含む大型複合航空機構造物の製作方法。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】図１は、モジュール式複合胴体外板製造方法の例示的実施形態の実施に適した製造システムの模式的上面図である。
【図２】図２は、モジュール式複合胴体外板製造方法の例示的実施形態の実施に適した製造システムの斜視図である。
【図３】図３は、ＳＡＤＬ（半自動化ダブラーロケーター）機械、ピックアンドプレース機械および硬化工具の端面図である。
【図４】図４は、モジュール式複合胴体外板製造方法の例示的実施形態を要約するフロー図である。
【図５】図５は、航空機生産および保守方法のフロー図である。
【図６】図６は、航空機のブロック図である。
【図７】図７は、複合構造物を製造するための実施形態を示したフロー図である。
【図８】図８は、複合構造物を製作するための追加の実施形態を示した図である。
【図９】図９は、隣接して設置された複合モジュールの断面図である。
【図１０】図１０は、開示される実施形態に係る複数のモジュールから形成される航空機胴体外板のサブセクションを示した平面図である。
【図１１】図１１は、図１０に示した種類のサブセクションから形成される胴体セクションの斜視図である。
【図１２】図１２は、図１０の１２−１２線断面図である。
【図１３】図１３は、図１２に示したそぎ継ぎの層を示した模式図である。
【図１４】図１４は、図１０の１４−１４線断面図である。
【図１５】図１５は、図１４のそぎ継ぎの層を示した模式図である。
【図１６】図１６は、図１０の「Ａ」で示した範囲の拡大図である。
【図１７】図１７は、代替の実施形態に係る別のそぎ継ぎの断面図である。
【図１８】図１８は、図１７のそぎ継ぎの層を示した模式図である。
【図１９】図１９は、小鈍鋸歯状縁部を有する複合モジュールの斜視図である。
【図２０】図２０は、別の実施形態を形成するそぎ継ぎを示した断面図である。
【図２１】図２１は、図２０のそぎ継ぎの層を示した模式図である。
【図２２】図２２は、そぎ継ぎの別の実施形態を示した断面図である。
【図２３】図２３は、図２２のそぎ継ぎの層を示した模式図である。
【図２４】図２４は、複数のモジュール同士の小鈍鋸歯状接合縁部間のオフセットを示した平面図である。
【図２５】図２５は、開示されている方法の実施形態の工程を大まかに示したフロー図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
まずはじめに図面の図１〜図３を参照して、モジュール式複合製造方法の例示的実施形態の実施に適した製造システムを、全体として参照番号１により示す。製造システム１は、図１において上面図で、図２において斜視図で示されている。モジュール式複合製造方法は、複合航空機胴体またはその他の部品の製作の一部として、連続してではなく並行プロセスでの複合材料のレイダウンを可能とする簡潔で適切な大きさの設備を利用してもよい。航空機胴体外板モジュールまたはその他の部品の自動化積層に対する並行プロセスアプローチの採用により、単一の部品の製作に要するフロー時間が劇的に短縮される可能性がある。このことにより、複合航空機胴体外板またはその他の部品の製作に必要な設備投資、工場床面積および支援スタッフを削減できるかもしれない。さらに、該方法は、例えば限定されないが航空機胴体外板といった平型レイアップ複合部品、または、例えば限定されないが航空機翼外板および安定板といった起伏型レイアップ複合部品の製作において用いることができる。該方法は、パネル、４分の１部分、２分の１胴体部分、胴体の２分の１以上の部分、または全胴体部分の製作に用いることができる。
【００１１】
図１および図２に示されているように、製造システム１は、例えば限定されないが航空機胴体外板といった平型レイアップ複合部品の製作を助ける１つまたは複数の平型テープレイアップ機械（ＦＴＬＭ）２を含んでいてもよい。これに加えてまたは代わりに、製造システム１は、例えば限定されないが航空機翼外板、機首外板および／または機尾外板といった起伏型レイアップ複合部品の製作を助ける１つまたは複数の起伏型テープレイアップ機械（ＣＴＬＭ）（図示せず）を含んでいてもよい。ＦＴＬＭおよびＣＴＬＭは、当業者に既知の設計を有する。ＦＴＬＭ２に対する構造例および運転方法を以下に説明するが、ＦＴＬＭ２に加えて、または、これの代わりに１つ以上のＣＴＬＭに対して同じ運転方法を利用してもよいことは認識され、かつ、理解されるだろう。
【００１２】
各ＦＴＬＭ２は、概して長尺の平行で離間した一対のフレームトラックレール３を含んでいてもよい。キャリッジフレーム４は、フレームトラックレール３に掛け渡され、かつ、これを双方向に横切るよう適合されていてもよい。キャリッジフレーム４は、概して長尺の平行で離間した一対のキャリッジフレーム部材５を含んでいてもよい。キャリッジフレーム部材５は、フレームトラックレール３に対して概して垂直な関係に向けられていてもよい。
【００１３】
切断キャリッジ６は、キャリッジフレーム４のキャリッジフレーム部材５を双方向に横切るよう適合されていてもよい。キャリッジモータ（図示せず）は、キャリッジフレーム４上の切断キャリッジ６の移動を助けるために、切断キャリッジ６と係合していてもよい。切断装置７は、切断キャリッジ６上に設けられていてもよい。いくつかの実施形態において、切断装置７は、超音波ナイフであってもよいが、当業者に知られており、かつ、目的に合致した代替の切断実施構成を用いてもよい。
【００１４】
フレームトラックレール３の間で、かつ、キャリッジフレーム４の下方に、円形または環状とすることができる搬送プラットフォーム回転トラック１０が設けられていてもよい。搬送プラットフォーム回転トラック１０上には、搬送プラットフォーム１４が着脱可能に設けられていてもよい。搬送プラットフォーム１４は、概して正方形とすることができる。搬送プラットフォーム１４の角部１４ａは、例えば限定されないがスルーローラ（図示せず）のような当業者の知見にしたがった搬送プラットフォーム回転トラック１０に摺動可能または回転可能に係合していてもよい。ここに説明するように、搬送プラットフォーム１４上にキャリアシート１６が設置されていてもよい。ここに用いられているように、「モジュール」および「複合モジュール」は、より大型の構造物を形成するためにつなぎ合わされた複合材料セクションを指し、かつ、プリプレグファイバートウまたは布地から形成される単層または複層アセンブリであってもよいが、必ずしもこれらに限定されない。複合モジュール１８は、キャリアシート１６上に設置されていてもよい。搬送プラットフォーム１４は、搬送プラットフォーム回転トラック１０上で回転させることができ、キャリッジフレーム４は、フレームトラックレール３に沿って移動させることができ、かつ、切断キャリッジ６は、キャリッジフレーム４のキャリッジフレーム部材５に沿って移動させて、切断装置７の運転により選択された１本以上の軸に沿って複合モジュール１８を切断しやすくしてもよい。
【００１５】
図１〜図３に示されているように、製造システム１は、ＳＡＤＬ（半自動化ダブラーロケーター）機械２２をさらに含んでいてもよい。ＳＡＤＬ機械２２は、複数の台座車輪２４により搬送可能とすることができる台座２３を含んでいてもよい。モジュール形成プラットフォーム２５は、台座２３上に設けられていてもよい。モジュール形成プラットフォーム２５は、以下に説明する目的のために複合モジュール１８が置かれているキャリアシート１６を受容かつ支持するよう適合されていてもよい。
【００１６】
図１〜図３にさらに示されているように、製造システム１は、ピックアンドプレース機械３０をさらに含んでいてもよい。図１および図２に示されているように、ピックアンドプレース機械３０は、ＳＡＤＬ機械２２に概して隣接して位置していてもよい。図１にさらに示されているように、いくつかの実施形態においては、ＳＡＤＬ機械２２は、ピックアンドプレース機械３０のそれぞれの端部に、または、これに概して隣接して設けられていてもよい。ピックアンドプレース機械３０は、概して長尺の平行で離間した一対のレール３２を有するガントリー３１を含んでいてもよい。ガントリー３１のレール３２は、各々が、図３に示されているような複数の離間したレール支持体３３により支持されていてもよい。少なくとも１つの設置ヘッドキャリッジ３６は、ガントリー３１のレール３２に掛け渡され、かつ、これに摺動可能に係合していてもよい。各設置ヘッドキャリッジ３６は、図１で両矢印８により示されているように、レール３２上の双方向移動用に適合されていてもよい。キャリッジモータ（図示せず）は、各設置ヘッドキャリッジ３６に係合して、レール３２上の設置ヘッドキャリッジ３６の移動を助けていてもよい。
【００１７】
図２および図３に示されているように、モジュール設置ヘッド４０は、各設置ヘッドキャリッジ３６から下垂していてもよい。モジュール設置ヘッド４０は、ヘッドシャフト４１と、概して湾曲したまたは弓形のモジュール係合部材４２とを含んでいてもよい。モジュール設置ヘッド４０のヘッドシャフト４１は、当業者に知られているあらゆる適切な技法を用いて設置ヘッドキャリッジ３６に取り付けられていてもよい。いくつかの実施形態において、設置ヘッドキャリッジ３６から少なくとも１つのヘッド装着フランジ３７が延在している。ヘッドシャフト４１から少なくとも１つのモジュール取り付けブラケット４４が延在している。モジュール取り付けブラケット４４は、ヘッド固定部材３８を介して少なくとも１つのヘッド装着フランジ３７に接続されていてもよい。
【００１８】
図２および図３にさらに示されているように、モジュール設置ヘッド４０のモジュール係合部材４２は、概して凸型のモジュール形成面４３を含んでいてもよい。点検スキャナシステム４６のスキャナ４９は、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３を横切るよう適合されていてもよい。スキャナ４９は、目的に合わせて当業者の知見にしたがってモジュール係合部材４２に取り付けられていてもよい。いくつかの実施形態において、モジュール形成面４３に概して隣接し、かつ、これに沿ったモジュール係合部材４２に、概して長尺で湾曲したスキャナスロット４７を設けてもよい。スキャナブラケット４８は、スキャナスロット４７を横切るためにスキャナスロット４７と係合していてもよい。スキャナ４９は、スキャナブラケット４８上に設けられていてもよい。スキャナモータ（図示せず）は、スキャナブラケット４８と係合して、スキャナスロット４７内のスキャナブラケット４８およびスキャナ４９が、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に沿って、かつ、これに隣接して選択的に移動しやすくしてもよい。点検分析および制御システム（図示せず）は、スキャナモータ（図示せず）およびスキャナ４９に接続されて、スキャナ４９の走査動作を助け、かつ、スキャナ４９から受け取った画像の読み出しおよび分析を行ってもよい。
【００１９】
製造システム１は、硬化工具、マンドレルまたはモールド５４をさらに含んでいてもよい。硬化工具５４は、例えば限定されないが、ＯＭＬ（外側モールドライン）またはＩＭＬ（内側モールドライン）硬化工具とすることができる。図１、図２および図３に示されているように、硬化工具５４は、ＳＡＤＬ機械２２に概して隣接して、かつ、ピックアンドプレース機械３０のレール３２の間に位置していてもよい。図３に示されているように、いくつかの実施形態において、硬化工具５４は、工具ベース５５と、工具ベース５５から延在する概して平行で離間した工具側面５６とを含んでいてもよい。概して湾曲した、または、半円状のモジュール設置面５７は、工具ベース５５および工具側面５６に設けられていてもよく、かつ、硬化工具５４の長手方向に沿って延在していてもよい。ただし、（例えばＩＭＬ硬化工具の場合のような）硬化工具５４は、硬化工具５４のモジュール設置面５７に対して示されているような完全に円筒状または半円筒状の断面を必ずしも有していなくともよいことは認識され、かつ、理解されるだろう。例えば限定されないが、４分の１パネルに対して該製造方法を利用することが望まれる状況下では、ＯＭＬとＩＭＬの両方の構成を有する硬化工具５４を用いることが可能である。さらに、硬化工具５４は、製作予定の部品次第で、翼または安定板モールド、工具、硬化工具として構成されるか、または、いかなる構成であってもよい。
【００２０】
モジュール式複合製造方法の典型的な実施構成において、該方法は、複数の複合モジュール１８を用いた航空機の胴体外板６０（図１）の製作に用いてもよい。用途および製作予定の部品によっては、各モジュール１８は、一方向カーボンファイバープリプレグ、カーボンファイバープリプレグ布地、グラスファイバー、ケブラー（Ｒ）ポリ（ｐ−フェニレンテレフタルアミド）またはその他の材料のあらゆる組み合わせを含んでいてもよい。各モジュール１８は、少なくとも１つの層を有していてもよい。はじめに、複合モジュール１８が配されているキャリアシート１６を搬送プラットフォーム１４上に設置してもよい。搬送プラットフォーム１４は、ＦＴＬＭ２の環状搬送プラットフォーム回転トラック１０上に設置してもよい。切断キャリッジ６上の切断装置７を、所望の寸法および形状に複合モジュール１８をトリミングするか、または、切断するよう運転してもよい。トリミング、切断またはモジュール化動作中、キャリッジフレーム４のキャリッジフレーム部材５に沿った切断キャリッジ６の移動、フレームトラックレール３に沿ったキャリッジフレーム４の移動、および／または、搬送プラットフォーム回転トラック１０上の搬送プラットフォーム１４の回転により、切断装置７に対して選択された向きに複合モジュール１８を位置決めしてもよい。各ＦＴＬＭ２は、ネットトリミング技術を用いて航空機の胴体外板６０を形成すべき複合モジュール１８の高速モジュール化を促進することができる。
【００２１】
複合モジュール１８のトリミングまたは切断後、キャリアシート１６およびトリミングまたは切断された複合モジュール１８が置かれた搬送プラットフォーム１４を、搬送プラットフォーム回転トラック１０から除去してもよい。搬送プラットフォーム１４は、ＦＴＬＭ２からＳＡＤＬ機械２２のうちの１つへ運んでもよい。搬送プラットフォーム回転トラック１０からの搬送プラットフォーム１４の除去および／または搬送プラットフォーム１４の運搬は、自動化されていても、手作業で行ってもよい。ＳＡＤＬ機械２２において、搬送プラットフォーム１４からキャリアシート１６を除去して、ＳＡＤＬ機械２２のモジュール形成プラットフォーム２５上に設置してもよい。キャリアシート１６は、モジュール形成プラットフォーム２５上へのキャリアシート１６の適正な位置決めおよび設置を助けるために、ＳＡＤＬ機械２２に位置合わせ可能な複数の据え付け／位置合わせ開口（図示せず）を備えていてもよい。
【００２２】
次に、ピックアンドプレース機械３０のガントリー３１上のレール３２に沿って摺動するよう設置ヘッドキャリッジ３６を操作して、モジュール設置ヘッド４０のモジュール係合部材４２を複合モジュール１８の真上に位置させてもよい。次いで、モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に対してＳＡＤＬ機械２２のモジュール形成プラットフォーム２５を上昇させて、モジュール圧縮プロセスにより、図３に仮想線で示されているようにモジュール形成面４３の概して凸型の起伏に合わせて平型複合モジュール１８を形成するか、または、起伏させてもよい。モジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に合わせたモジュール１８の形成および起伏付けは、自動化されていてもよい。ＦＴＬＭ機械２からＳＡＤＬ機械２２のモジュール形成プラットフォーム２５へ追加の複合モジュール１８を運び、航空機の胴体外板６０（図１）の所望の厚みを達成するのに必要な積層または複層の形態でモジュール係合部材４２のモジュール形成面４３に合わせて形成してもよい。よって、連続した複合モジュール１８が互いの上に設置されて、複数の層を有する積層モジュール１８を形成することができる。用途によっては、モジュール設置ヘッド４０は、複合モジュール１８の編状層とともに連続ファイバー層または連続布地層を設置してもよい。いくつかの実施形態において、後により詳細に取り上げるように、隣接するモジュール１８同士を互いに結合してもよい。複合モジュール１８が、モジュール設置ヘッド４０上でモジュール係合部材４２のモジュール形成面４３上に必ずしも形成されていなくともよいことは、認識され、かつ、理解されるだろう。ＩＭＬ硬化工具５４の場合、モジュール１８は、ＳＡＤＬ機械２２を用いて、硬化工具５４上に直接、または、その他の外板層上に形成されてもよい。
【００２３】
所望の数の複合モジュール１８がピックアンドプレース機械３０のモジュール設置ヘッド４０上に段階的に設けられた後、複合モジュール１８を点検するためにモジュール係合部材４２のモジュール形成面４３を横切るよう点検スキャナシステム４６のスキャナ４９を運転してもよい。欠陥のある複合モジュール１８は、モジュール設置ヘッド４０から除去して、欠陥のない複合モジュール１８と置き換えることができる。モジュール設置ヘッド４０上のモジュール１８の点検は、自動化されたプロセスであってもよい。
【００２４】
次いで、ピックアンドプレース機械３０の設置ヘッドキャリッジ３６は、ピックアンドプレース機械３０のガントリー３１上のレール３２を横切るよう操作され、硬化工具５４のモジュール設置面５７（図３）上の所望の位置における積み重ねられ、積層され、圧縮され、かつ点検された複合モジュール１８の正確な設置を助けてもよい。積み重ねられ、積層され、かつ圧縮された追加のモジュール１８を同様にして形成し、モジュール形成面５７上の所望の位置に設置することにより、航空機の胴体外板６０を形成してもよい。隣接するモジュール１８のモジュール縁部１９は、航空機の胴体外板６０が完全にレイアップされるまで、傾斜をつけ、かつ、そぎ継ぎ（図示せず）または傾斜重ね継ぎ（図示せず）で重複させることができる。
【００２５】
次に、図４におけるフロー図３００を参照して、モジュール式複合製造方法の例示的実施形態を要約する。該方法は、例えば限定されないが、所望の厚みを有する航空機の胴体外板の製作に用いられてもよい。ブロック３０２において、複合モジュールをレイアップすることができる。モジュールは、例えば限定されないが、航空機の胴体外板といった構造物の製作に用いることのできる航空機胴体外板モジュールであってもよく、かつ、例えば限定されないが、ＦＴＬＭ（平型テープレイアップ機械）を用いてレイアップしてもよい。これに加えてまたは代わりに、モジュールは、例えば限定されないが、航空機の翼外板、機首外板または機尾外板といった構造物の製作に用いられてもよく、この場合、モジュールは、ＣＴＬＭ（起伏型テープレイアップ機械）を用いてレイアップしてもよい。ブロック３０４において、モジュールをＳＡＤＬ（半自動化ダブラーロケーター）機械へと搬送することができる。ブロック３０６において、航空機の胴体外板またはその他の構造物の起伏に合わせてモジュールを形成することができる。ブロック３０８において、ブロック３０２、３０４および３０６で行われた工程を繰り返して、航空機の胴体外板またはその他の構造物を所望の厚みとすることができる。ブロック３１０において、モジュールを点検することができる。ブロック３１２において、積み重ねられたか、または、積層されたモジュールを硬化工具上に積み重ねることができる。硬化工具は、例えば限定されないが、ＯＭＬ（外側モールドライン）またはＩＭＬ（内側モールドライン）硬化工具であってもよい。ブロック３１４において、ブロック３０２、３０４、３０６、３０８、３１０および３１２で行われた工程を適宜繰り返して、航空機の胴体外板またはその他の構造物を完全にレイアップすることができる。
【００２６】
次に図５および図６を参照して、図５に示されている航空機の製造および保守方法７８ならびに図６に示されている航空機９４との関連において、本開示の実施形態を用いることができる。本生産の前で、方法例７８は、航空機９４の仕様および設計８０ならびに材料調達８２を含んでいてもよい。生産の際は、航空機９４の構成部品および部分組立品の製造８４ならびにシステム統合８６が行われる。その後、航空機９４は、認証および納品８８を経て、運航９０されてもよい。顧客による運航中、航空機９４は、（改修、再構成、修繕などを含むかもしれない）定常的整備および保守９２を受けることとなる。
【００２７】
方法７８の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者および／または操作者（例えば、顧客）により行われるかまたは実施されてもよい。本件の説明のため、システムインテグレータは、任意の数の航空機製造者および主要なシステム下請け業者に限定されないがこれらを含んでもよい。第三者は、任意の数の取り扱い業者、下請け業者および供給業者に限定されないがこれらを含んでもよい。操作者は、航空会社、リース会社、軍隊、保守組織などであってもよい。
【００２８】
図６に示されているように、方法例７８により製造される航空機９４は、複数のシステム９６および内装１００とともに機体９８を含んでいてもよい。高度システム９６の例としては、推進システム１０２、電気システム１０４、油圧システム１０６および環境システム１０８のうちの１つ以上が挙げられる。任意の数の他のシステムを含んでもよい。航空宇宙の例が示されているが、本発明の原理は、自動車産業といった他の産業に適用することもできる。
【００２９】
ここで実施されている装置は、製造および保守方法７８のいずれか１つまたはそれ以上の段階中に使用してもよい。例えば、生産プロセス８４に対応する構成部品や部分組立品は、航空機９４が運航されている間に製造される構成部品や部分組立品と同様に組立てまたは製造されてもよい。また、航空機９４の組立てを大幅に早めるか、または、航空機９４のコストを削減することにより、例えば、製造段階８４および８６中に、一以上の装置の実施形態を利用してもよい。同様に、航空機９４が運航されている間に整備および保守９２に、例えば限定されないが一以上の装置の実施形態を利用してもよい。
【００３０】
前に言及したとおり、モジュール式複合製造方法は、複合航空機胴体またはその他の部品の製作の一部として、連続してではなく並行プロセスでの複合材料のレイアップを可能とする適切な大きさの設備を利用してもよい。これに関連して、図７および図８に言及する。数多くの実施形態によると、複合構造物を製造する方法７００は、図９に示されているようにモジュール１８の各々がモジュール１８の少なくとも別の１つに隣接するように、かつ、接合部７０４のように隣接するモジュール１８同士が複合構造物を形成するよう接着可能であるように、工具５４上に複数のモジュール１８を設置すること７０２を含んでいてもよい。
【００３１】
実施形態のうちのいくつかにおいて、２つ以上のモジュール１８を工具５４上に実質的に同時に設置してもよく、そのような実施形態では、複数の搬送プラットフォーム１４を設けてもよい。これに加えて、複合構造物の形成にあたって、モジュール１８を工具５４上に実質的に順番に設置してもよく、この際、（図８におけるｎ−１により示したように）工具５４上に後続のモジュール１８を設置しつつ、（図８におけるｎ−２により示したように）工具１８上にすでに設置されているモジュール１８のうちの１つに対して設置後の手順７０６を行う。多くの実施形態において、設置工程７０２および設置後プロセス工程７０６は、（図８におけるｎにより示したように）後続のモジュール１８の設置準備７０８を行いつつ、実施することができる。
【００３２】
設置後手順７０６を行うことについて、これは、（図８におけるｎ−２により示したように）工具１８上にすでに設置されているモジュール１８のうちの１つを点検すること７１０を含んでいてもよい。設置後手順の実施７０６はまた、隣接するモジュール１８間に形成された接合部７０４を加工する（working）ことを含んでいてもよい。図７および図８に示されているような実施形態のいくつかにおいて、製作方法７００は、例えば点検工程７１０および設置後プロセス工程７０６を、設置されている別々のモジュール１８に対して実質的に同時に行うことを含んでいてもよい。
【００３３】
多くの実施形態において、工具５４上にモジュール１８を設置すること７０２は、搬送プラットフォーム１４上にモジュール１８を搭載し７１２、搭載されたモジュールを適正位置に位置合わせし７１４、かつ／または、次いで工具５４上にモジュールをレイアップする７１６ことを含んでいてもよい。すべてのモジュール１８が工具５４上に設置され、かつ、あらゆる後続の設置後プロセス７０６が行われた後で、構造物を硬化させることができる。
【００３４】
ここで図１０および図１１に言及して、上に説明した一般的な複合モジュール２０８をそれらの共通する縁部２１０に沿ってつなぎ合わせて、バレル形航空機胴体セクション２０４のような大型構造物の外板２０２を形成することができる。より詳細に下に説明するように、モジュール２０８の各々は、一方向または双方向ファイバーで補強された複合材料の１つ以上の積層を含んでいてもよく、かつ、図１１に示されている胴体外板２０２のドア２０６といった特徴の形成に用いられる切り欠き（図示せず）および／または補強材（図示せず）および／または外形（図示せず）を含んでいてもよい。
【００３５】
ここで図１２〜図１５を参照して、モジュール２０８のうち隣接するもの同士をそれらの共通の縁部２１０に沿ってそぎ継ぎにより接合することができ、この実施例を番号２１３ａ、２１３ｂにより示す。ここで用いられているように、「そぎ継ぎ」とは、部品がともに設置されているとき、これらが１つの実質的に連続した部材を形成する重複した縁部を有するように、端部、縁部または側面をそぎ継ぎ用に斜めに切るか、または、斜角をつけることにより作製された２片の材料間の接合部を指す。図１３に示されているように、そぎ継ぎ２１３ａにより接合された２つの隣接するモジュール２０８ａ、２０８ｃの各々は、上部および底部フェイスシート２１６、２１８の間にそれぞれ挟まれた一方向または双方向予備含浸ファイバーの複数の層２１２を含んでいてもよい。フェイスシート２１６、２１８の各々は、生地またはその他のシート材料を含んでいてもよい。そぎ継ぎ２１３ａは、モジュール２０８ａ、２０８ｃの同様の層の外側端部２１４が互いに重複するように２つのモジュール２０８ａ、２０８ｃの層２１２をレイアップすることにより形成される。そぎ継ぎ２１３ａは、合計１２層の重複層２１２を含む４０：１斜面（すなわち、奥行き対立ち上がり比）を有する単純なそぎ継ぎを表し、用途によっては他の傾斜比率が可能である。
【００３６】
ある特定の外板サブセクション２００（図１０）は、二種類以上のそぎ継ぎ２１３により共通する縁部２１０に沿ってつなぎ合わされたモジュール２０８を含んでいてもよく、実際、ある特定のモジュール２０８は、その縁部２１０に沿って種々のそぎ継ぎにより隣接するモジュール２０８と接合されていてもよい。例えば、図１０に示されているモジュール２０８ａの一縁部２１０ａは、図１２および図１３に示されているそぎ継ぎ２１３ａによりモジュール２０８ｃと接合されていてもよい一方で、モジュール２０８ａの別の縁部２１０ｂは、図１４および図１５に示されている別の形態のそぎ継ぎ２１３ｂによりモジュール２０８ｂと接合されていてもよい。図１４および図１５に示されているように、そぎ継ぎ２１３ｂは、同様の層２１２の外側縁部２１４が実質的に同じ平面に存在し、かつ、互いに突き合わされている８０：１斜面に配置された１２層２１２を含む単純なそぎ継ぎ構成であり、用途によっては他の傾斜比率が可能である。
【００３７】
ここで図１０および図１６〜図１８を参照すると、モジュール２０８ｄおよび２０８ｅといったモジュール２０８のいくつかは、強化ファイバーの配向角が縁部２１０を横切って延在する層２１２を含んでいてもよい。例示的な実施例において、ファイバーの配向方向は、図１６の番号２１５により示されており、かつ、４５度を成す。隣り合うモジュール２０８ｄとモジュール２０８ｅの間にそぎ継ぎ２１３ｃを形成するために、縁部２１０は、接合部軸２２１（図１６）に対して対称なジグザグまたは小鈍鋸歯状パターン２２０として形成されている。小鈍鋸歯状パターン２２０は、直交する二方向においてモジュール２０８ｄ、２０８ｅの縁部２１０をそぎ継ぎ用に斜めに切ることにより生成する。例示的な実施例では、図１８においてもっともよく分かるように、そぎ継ぎ２１３ｃは、同様の層が互いに重複するのではなく突き合わされている８０：１斜面に配置された１２層２１２を含む。用途によっては８０：１以外の傾斜比率が可能である。図１９は、小鈍鋸歯状パターンが層ごとにオフセットされている小鈍鋸歯状縁部２２０を有する典型的なモジュール２０８を示す。
【００３８】
図２０および図２１は、そぎ継ぎ２１３ｄを用いて、同様の層がその縁部２１７において重複している複数の層２１２から各々が形成されている２つのモジュール２２８ａ、２２８ｂを接合しているモジュールアセンブリ２１９を示す。第３のモジュール２２６は、そぎ継ぎ２１３ｄの上方に設置された複数の層２２７を含む。図２０および図２１の実施形態は、そぎ継ぎ２１３ｄが、サブセクション２００（図１０）にわたって交互にずらして配置されてもよく、かつ、サブセクション２００の厚み全体を通して連続していなくともよいことを示している。
【００３９】
ここで、複数のそぎ継ぎ用斜面２２１により形成されたフィンガージョイント型のそぎ継ぎ２１３ｅを使用するモジュールアセンブリ２２９の別の実施形態を示す図２２および図２３に注目する。そぎ継ぎ２１３ｅは、モジュールアセンブリ２２９の厚み全体を通して延在しており、かつ、複数の隣接するモジュール２３０〜２３６を接合している。本実施例において、モジュールアセンブリ２２９は、上部および底部フェイスシート２１６、２１８を含む１２層２１２を含み、そぎ継ぎ用斜面２２１の各々は、８０：１斜面を有しており、用途によっては他の傾斜比率が可能である。本実施例ではまた、隣接するモジュール２３０〜２３６の同様の層２１２は、互いに重複するのではなく突き合わされている。
【００４０】
ここで、小鈍鋸歯状パターン２４０を形成するそぎ継ぎ（図示せず）に沿ってつなぎ合わされている複数のモジュール２０８から形成された積層構造物２３８を示す図２４に注目する。本実施例において、小鈍鋸歯状パターン２４０は、２つの群２４０ａ、２４０ｂに分けて配置されている。小鈍鋸歯状パターン２４０は、２つの群２４０ａ、２４０ｂの相が距離「ｘ」だけオフセットされていることにより、小鈍鋸歯状パターン２４０のうちの隣接するものが互いに一直線に並ばないように、互いに対して交互にずらして配置されている。この隣接する小鈍鋸歯状パターン２４０の交互配置により、積層構造物２３８の構造特性を高めることができる。
【００４１】
ここで、前に説明したモジュール２０８を用いて構造物を製作するための方法の大まかな工程を要約した図２５に注目する。始めに工程２４６において、単一または複数層の複合材料を含んでいてもよいモジュール２０８を形成する。次に２４８において、上に取り上げたさまざまな種類のそぎ継ぎ２１３のいずれかを用いてモジュール２０８を組み立てる。組み立てに続いて、工程２５０において、内側モールドラインまたは外側モールドライン硬化工具を含んでいてもよい硬化工具の上または中にモジュール２０８を設置してもよい。図１〜図３に関連して前に説明したように、モジュール２０８は、これらを硬化工具上に順番に設置することにより、または、モジュール２０８群を組み立ててから、該群を硬化工具上に設置することにより組み立てることができる。最後に工程２５２において、組み立てられたモジュール２０８を硬化工具中で共硬化させることにより、固められた実質的に均質の構造物を形成するそぎ継ぎ２１３を通じた樹脂の流れが生じる。
【００４２】
いくつかの例としての実施形態に関して本開示の実施形態を説明したが、当業者は他の変形例に想到するだろうから、該特定の実施形態は、限定ではなく例示を目的としていることは理解されねばならない。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
各々が縁部を有する複数の複合モジュールを形成することと、
モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることと
を含む複合構造物の製作方法。
【請求項２】
モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールのそれぞれの縁部間にそぎ継ぎを形成することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項３】
モジュールが、配向軸に対して約４５度の角度を成すプリプレグファイバーを含み、かつ、
モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿って小鈍鋸歯状パターンを規定する接合部を形成することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項４】
モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿ってそぎ継ぎを形成することを含む請求項３に記載の方法。
【請求項５】
モジュールの各々が少なくとも２つの縁部を含み、かつ、モジュールをつなぎ合わせることが、
少なくとも２つの縁部に沿ってそれぞれモジュール間に少なくとも２つのそぎ継ぎを形成することを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
モジュールの各々が複数の層を含み、かつ、モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることが、
縁部に沿って層の少なくともいくつかを重複させることを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
モジュールの各々が複数の層を含み、かつ、モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることが、
縁部に沿って層同士を実質的に突き合わせることを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項８】
モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿って少なくとも１つのそぎ継ぎを形成することを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項９】
請求項１に記載の方法により製作された大型航空機構造物。
【請求項１０】
各々が縁部を有する複数の複合積層モジュールと、
前記モジュールの縁部に沿って前記モジュールを接合するためのそぎ継ぎと
を含む航空機用複合構造物。
【請求項１１】
前記モジュールの各々が複数の層を含み、かつ、
前記モジュールのうち隣り合うものの中の同様の層が、前記そぎ継ぎにおいて互いに突き合わされている、請求項１０に記載の複合構造物。
【請求項１２】
前記モジュールの各々が複数の層を含み、かつ、
前記モジュールのうち隣り合うものの中の同様の層が、前記そぎ継ぎにおいて重複している、請求項１０に記載の複合構造物。
【請求項１３】
前記そぎ継ぎがフィンガージョイントである請求項１０に記載の複合構造物。
【請求項１４】
前記そぎ継ぎによりつなぎ合わされている縁部を有する前記モジュールの少なくともいくつかが、各々、共通の配向を有する強化ファイバーを含む少なくとも一層を含み、かつ、
前記いくつかのモジュールを接合している前記そぎ継ぎが、小鈍鋸歯状パターンを成している、請求項１０に記載の複合構造物。
【請求項１５】
前記そぎ継ぎの少なくとも１つの上に位置し、かつ、これに接合されている複合材料の少なくとも一層
をさらに含む、請求項１０に記載の複合構造物。
【請求項１】
各々が縁部を有する複数の複合モジュールを形成することと、
モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることと
を含む複合構造物の製作方法。
【請求項２】
モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールのそれぞれの縁部間にそぎ継ぎを形成することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項３】
モジュールが、配向軸に対して約４５度の角度を成すプリプレグファイバーを含み、かつ、
モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿って小鈍鋸歯状パターンを規定する接合部を形成することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項４】
モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿ってそぎ継ぎを形成することを含む請求項３に記載の方法。
【請求項５】
モジュールの各々が少なくとも２つの縁部を含み、かつ、モジュールをつなぎ合わせることが、
少なくとも２つの縁部に沿ってそれぞれモジュール間に少なくとも２つのそぎ継ぎを形成することを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
モジュールの各々が複数の層を含み、かつ、モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることが、
縁部に沿って層の少なくともいくつかを重複させることを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
モジュールの各々が複数の層を含み、かつ、モジュールの縁部に沿ってモジュールをつなぎ合わせることが、
縁部に沿って層同士を実質的に突き合わせることを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項８】
モジュールをつなぎ合わせることが、モジュールの縁部に沿って少なくとも１つのそぎ継ぎを形成することを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項９】
請求項１に記載の方法により製作された大型航空機構造物。
【請求項１０】
各々が縁部を有する複数の複合積層モジュールと、
前記モジュールの縁部に沿って前記モジュールを接合するためのそぎ継ぎと
を含む航空機用複合構造物。
【請求項１１】
前記モジュールの各々が複数の層を含み、かつ、
前記モジュールのうち隣り合うものの中の同様の層が、前記そぎ継ぎにおいて互いに突き合わされている、請求項１０に記載の複合構造物。
【請求項１２】
前記モジュールの各々が複数の層を含み、かつ、
前記モジュールのうち隣り合うものの中の同様の層が、前記そぎ継ぎにおいて重複している、請求項１０に記載の複合構造物。
【請求項１３】
前記そぎ継ぎがフィンガージョイントである請求項１０に記載の複合構造物。
【請求項１４】
前記そぎ継ぎによりつなぎ合わされている縁部を有する前記モジュールの少なくともいくつかが、各々、共通の配向を有する強化ファイバーを含む少なくとも一層を含み、かつ、
前記いくつかのモジュールを接合している前記そぎ継ぎが、小鈍鋸歯状パターンを成している、請求項１０に記載の複合構造物。
【請求項１５】
前記そぎ継ぎの少なくとも１つの上に位置し、かつ、これに接合されている複合材料の少なくとも一層
をさらに含む、請求項１０に記載の複合構造物。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【図１４】
【図１５】
【図１６】
【図１７】
【図１８】
【図１９】
【図２０】
【図２１】
【図２２】
【図２３】
【図２４】
【図２５】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【図１４】
【図１５】
【図１６】
【図１７】
【図１８】
【図１９】
【図２０】
【図２１】
【図２２】
【図２３】
【図２４】
【図２５】
【公表番号】特表２０１２−５０１２７４（Ｐ２０１２−５０１２７４Ａ）
【公表日】平成２４年１月１９日（２０１２．１．１９）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−５２５２３６（Ｐ２０１１−５２５２３６）
【出願日】平成２１年８月２８日（２００９．８．２８）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００９／０５５３７８
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／０２５３７６
【国際公開日】平成２２年３月４日（２０１０．３．４）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２４年１月１９日（２０１２．１．１９）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年８月２８日（２００９．８．２８）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００９／０５５３７８
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／０２５３７６
【国際公開日】平成２２年３月４日（２０１０．３．４）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
【Ｆターム（参考）】
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