Reinforcement method of blocks of the block and the composite material of the composite material

本発明は、衝撃と他の外部応力に耐えるために強化される複合材料のブロックに関するものである。 特に本発明は、航空機の翼が航空機胴体に固定される部位において翼部を修復する（元に戻す）ために航空機の翼の上側表面に配置される複合材料のブロックに関する。 また、本発明は、複合材料のブロックの補強方法にも関するものである。

以前は金属材料製であった構成要素を、特に一つ以上の構成要素を備える装置の総質量を減らすために、複合材料製の構成要素と置き換えることは、多くの分野において現在公知である。 かくして、航空分野において、多くの構成要素、例えば梁、カバーパネルなどは、現在複合材料で製造される。 最終航空機質量の観点から望ましい結果が得られる場合、複合材料の構成要素は、時折、耐えるべき負担に対し、または、環境ストレスに対し、不十分な耐性を有することがある。

これは、航空機の翼が航空機胴体に固定される部分にトランジションブロックが使用される場合、そして固定部分において翼部を元に戻すことを目的とする場合に、特に該当する。 このような複合材料のブロックは、特許文献１に記載されている。 複合材料のトランジションブロックは、翼の上側表面に設置されており、悪天候に晒され且つ他の外部応力を受ける。 トランジションブロックは、例えば硬質で軽量のポリメタクリルイミドフォームで製造され、航空機翼の上側表面上でのその取扱いと設置とを容易にする。

しかし、複合材料のブロックの外表面は、単層または複数層の保護塗装層の塗布後でも、ざらつきが残る。

その上、複合材料のブロックは、航空機翼上への固着時に疵がつく、それどころか損傷を受けることが頻繁に起こる。 ブロックは、設置に携わる職工の膝の跡により、そしてブロックをカバーするために使用する塗料のポットなどによって、多くの場合凹んでいる。 ブロックの外表面上の凹みは航空機の空力(空気力学的)性能を低下させる傾向があり、それにより特に航空機の燃料消費が増加する。

本発明の目的の１つは、例えば翼と航空機の胴体との間の接合部におけるトランジションブロックとして使用される、複合材料のブロックの耐性を補強させることである。

このために、本発明によれば、ブロックの外部輪郭に適合する単層または複層のガラス層で複合材料のブロックをカバーすることが提案される。 このガラス層は、複合材料の中央部分（the central mass）上に有利に重合する。 ゆえに、たとえその形状がどのようなものであっても、ブロックは、外表面を滑らかにし且つ外部応力に対して外表面を補強するガラス層で、全面的にカバーされる。 本発明は、複合材料のブロックが単層または複層のガラス層でカバーされるという、ブロックの補強方法を提供することを目的とする。
本発明による方法は、ガラス層が複合材料の中央部分上で重合され次第ブロックを取外すために、高温に耐えられ、且つ取外し可能な鋳型を使用する。

本発明の目的は、したがって、航空機翼の上側表面に固定されるよう意図されたブロックであり、そのブロックは、複合材料のコアと、当該複合材料のコアの外表面や壁部を少なくとも部分的にカバーする少なくとも１層の重ねられたガラス層とを備えることを特徴とする。

本発明のブロックの実施例によれば、以下の追加的な特徴の全部または一部を提供することが可能である：
‐ブロックは、３つの連続した層が複合材料のコアの周囲に重ねて形成されるように、３層の重畳ガラス層を備えることを特徴とし、;
‐ブロックのコアを形成している複合材料は、ポリメタクリルイミドフォームであることを特徴とする。

本発明はまた、以下の工程：
‐鋳型底面をカバーするため、且つ第１下層被重ガラス層の端部が、鋳型の側壁から突出するために、第１下層被重ガラス層が鋳型に配置され；
‐ブロックの外側が鋳型の外部に面した状態でブロックが鋳型に配置され；
‐前記第１下層被重ガラス層はブロックの外部輪郭に適合するようにブロックを覆って重ねられ;
‐鋳型はカバーによって密閉され;
‐鋳型内のブロックは、前記第１下層被重ガラス層を重合させるために、炉において焼成され；
‐前記被重ガラス層でカバーされたブロックが取外される；
という工程を備えることを特徴とする複合材料のブロックの補強方法である。

本発明の方法のある実施例によれば、以下の追加的な工程の全部または一部を実施することが可能であることを特徴とする：
‐第２下層被重ガラス層は、第１下層被重ガラス層をカバーするために、鋳型に入れられ；第３下層被重ガラス層は、第２下層被重ガラス層を覆って同様に入れられ；第３下層被重ガラス層は、接合面に向けられ；続いて第３下層被重ガラス層は、ブロックの外側を覆って重ねられる。 ここでブロック及び鋳型の寸法が、使用する被重ガラス片の寸法よりも厳密に上まわる場合、多くのガラス片は、所定の被重ガラス層を形成するために鋳型内の隣接した配置で使用される；
‐鋳型に当該ブロックを配置する前に、ブロックの外側を第１上部被重ガラス層でカバーする。 ゆえに、下層被重ガラス層の寸法がブロックのコアの表面全体をカバーするには不十分である場合、コアの外側は上層被重ガラス層でカバーされ、その一方で、当該ブロックのコアの内側および側壁は、下層被重ガラス層でカバーされる；
‐ブロックは、温度が１５０℃＋／−２０℃の温度に達するまで、２℃／分の割合で徐々に上昇する炉において焼成され；温度は、２時間（＋／−１５分）保たれ；
‐その上に４枚の側壁と着脱自在のカバーが載置された基底を有する鋳型が使用され；焼成工程後、カバー及び４枚の側壁は、被重ガラス層でカバーされたブロックを取外すために、鋳型から取外される。

本発明は、以下の説明及び添付図面から、より十分に理解されるであろう。 これらの図面は表示的な図面として示されているが、本発明の非制限的な具体例である。

本発明による被重ガラス層でカバーされる複合材料のブロックの第１実施例の概略図である。

本発明による被重ガラス層でカバーされる複合材料のブロックの第２実施例の概略図である。

図２におけるブロック前端部の断面拡大図を示す。

図２におけるブロック中央部の断面拡大図を示す。

図２におけるブロック後部の断面拡大図を示す。

本発明の方法を実施するために使用される鋳型の横断面の概略図である。

被重ガラス層でカバーされるブロックが配置される、本発明の鋳型の横断面の概略図である。

下記で記載されている実施例において、航空機胴体に翼を固着する手段から翼の上側表面までの接合の移行（passage）を容易にするために、航空機翼の上側表面に固定されるトランジションブロックのみについて言及される。 当然、本発明は、たとえその寸法がどのようなものでも、他のいかなる複合材料のブロックにも適用可能である。

このようなトランジションブロックは、数１０メートルの長さと、ブロックの一方から他方まで変化する厚みを有してもよい。 「長さ」とは、ブロックの縦軸に対して平行に伸びるブロックの寸法を意味する。 「厚さ」とは、ブロックが延在する面に垂直に伸びるブロックの寸法を意味する。

また、「外側」とは、鋳型の外側に面しているブロック面を意味し、さらに「内側」は、鋳型の底面と接触するブロック面を意味する。 一方、使用時において、ブロックの外側は航空機翼の上側表面に固定され、そして内側は外部応力を受ける。

図１では、航空機翼の上側表面に固定される複合材料のブロック１の第１の実施例を示す。

ブロック１は斜切端部２（面取端部２）と、斜切端部２の反対側に直角の端部である第２端部３を備える。 その上、断面図Ｉ‐Ｉから明らかなように、ブロック１の厚さＥ、ｅは横方向に減少する。 「幅」は、ブロック１の縦軸Ａに直角に延在するブロック1の寸法を意味する。

図２では、トランジションブロック１０の第２の実施例を示し、当該ブロック１０は一定の厚さを有しているが、第１端部１１から第２端部１２まで減少する幅Ｉ、Ｉ´を有し、斜切端とは対照的に、両端部は直角の端部である。

ブロック１０は、外部応力に対するブロック１０の耐性を補強させる少なくとも１層の被重ガラス層でカバーされる複合材料のコア１３を備える。

本発明の方法において、いかなるブロックも、その寸法や形状等が何であれ、単層または複層の被重ガラス層でカバーすることができる。

この目的を達成するために、本発明の方法によれば、図４に示されるような鋳型が使用される。

鋳型１００は、基底１０１、そしてブロック１０を受ける内側１０２を備える。 「内側」とは、鋳型１００の内部容積Ｖにおける面を意味する。 鋳型１００は、別途４つの側壁１０３（側面の左右２枚の壁のみが図４に示される。）を備え、当該側壁１０３は、基底１０１から取外されるように取外し可能である。 さらに鋳型１００は、鋳型１００の内部容積Ｖを密封するために、側壁１０３の上端１０５上で封止可能なカバー１０４を備える。

鋳型１００の内部容積Ｖは、ブロック１０を受容することが可能である。

本発明の方法によれば、第１下層被重ガラス層１４は、鋳型１００の基底１０１の内側壁１０２に対し最初に配置される。 第１下層被重ガラス層１４は、鋳型１００の形状に適合し、基底の内側１０２および側壁１０３を上端１０５までカバーする。 より正確に言えば、第１下層被重ガラス層の外縁１５は、側壁１０３の上端１０５に対して併置される。 第１下層被重ガラス層の外縁１５は、それが取り囲むフォーム（発砲体）コア１３の外側と接触することが意図される層である。

次に、第２下層被重ガラス層１６は、第１下層被重ガラス層１４を覆って配置される。 第２下層被重ガラス層１６の縁１７は、第１下層被重ガラス層１４の外縁１５をカバーする。

次に、第３下層被重ガラス層１８は、それが取り囲む第２下層被重ガラス層を覆って配置される。

第３下層被重ガラス層１８の外縁１９は、鋳型１００の側壁１０３の上端１０５に向けられる。 被重ガラス層１４、１６、１８の縁１５、１７、１９がブロック１０のコア１３の外側２１に対して折り重ねられるので、前記外側２１の必要以上の厚さは回避される。

複合材料のコア１３の内側２０が鋳型１００の基底１０１の内壁（内側）１０２に対して配置されるように、ブロック１０の複合材料のコア１３は鋳型１００の内部容積Ｖ内に配置される。

図５で示される実施例において、複合材料のコア１３の外側２１は、最初に３枚の重畳上層被重ガラス層２２でカバーされる。 これにより、コア１３の表面全体が少なくとも一層の被重ガラス層でカバーされることを保証するとともに、ブロック１０のコア１３を確実に堅固にすることが可能となる。 それどころか、複合材料のコア１３の外側２１がそれ自体の被重ガラス層でカバーされない場合、そして、下層被重ガラス層の寸法が不十分である場合、下層被重ガラス層がブロック１０のコア１３の外側を覆って折り重ねられれば、ブロック１０のコア１３の中央部がカバーされない可能性がある。

もちろん、重畳上層被重ガラス層２２は、このコアが鋳型１００に配置された場合にのみ、そして下層被重ガラス層１４、１６、１８の縁１９、１７、１５がコアの外側２１を覆って折り重ねられる前に、さらにコアの外側２１を覆って縁１９、１７、１５を折り重ねた後でさえ、複合材料のコア１３の外側２１上に配置することができる。

複合材料のコア１３が鋳型１００の内部容積Ｖに配置されると、第３下層被重ガラス層１８の外縁１９は、コア１３の外壁（外側）２１に対し、それから第２下層被重ガラス層１６の外縁１７に対し、そして最後に第１下層被重ガラス層１４の外縁１５に対して、折り重ねられる。

したがって被重ガラス層１４、１６、１８、２２は、その形状に適合しながら、フォームコア１３上を覆う。

コア１３の外壁（外側）２１上に下層被重ガラス層１４、１６、１８を折り重ねる前に、局所的に損傷しやすい過剰な厚さになりうる被重ガラス層１４、１６、１８の過剰重複を防ぐために、被重ガラス層の全ての角、あるいはそのうちの数箇所のみを、４５°の角度で切断してもよい。

次いで鋳型１００の内部容積Ｖは、側壁１０３に何らかの手段によって固定されるカバー１０４によって密閉される。

次に、鋳型１００は炉に入れられ、２℃／分の割合で１５０℃まで加熱され、次いで鋳型はこの温度で２時間放置される。

次に、鋳型１００は炉から取り出され、自然対流によって６０℃まで冷却するために放置される。

鋳型１００は、ブロック１０を取り出すために開かれる。 そのために、側壁１０３は、鋳型１００からブロック１０を取り外し易くするために、基底１０１から取外される。

図３Ａ、３Ｂ、３Ｃは、本発明による被重ガラス層でカバーされるブロック１０の異なる断面図を示す。 当然ブロック１０は、被重ガラス層の厚さによって、そしてブロックの目的によって、程度の差はあるが被重ガラス層でカバーすることができる。

そして図３Ａは、ブロック１０の前端１２の縦断面図を示す。

３枚の重畳上層被重ガラス層２２は、航空機翼の上側表面に固定されるブロック１０の複合材料のコア１３の外壁２１（外側）をカバーする。 ３枚の下層被重ガラス層１４、１６、１８は、外部応力を受ける複合材料のコア１３の内壁（内側）２０の外部形状に適合する。 この端部１２において、当該上層被重ガラス層は、下層被重ガラス層１４、１６、１８をカバーし、これによって複合材料のコア１３をガラスの保護により確実に堅固にすることが可能となる。

図３Ｂは、ブロック１０のある位置におけるブロック１０の縦断面図を示す。

以上から、コア１３の内側２０をカバーしている３層の下層被重ガラス層１４、１６、１８と同様に、ブロック１０のコア１３の外側２１をカバーしている３枚の上層被重層２２が理解できる。

図３Ｂで示される実施例において、考慮される各被重ガラス層１４、１６、１８、２２は、同じ面で連続して配置される予備含浸ファブリックの多数のバンドから形成される。 当然、使用される予備含浸ファブリックのバンドが十分な寸法を有する場合、各被重ガラス層に対し１つのバンドを使用することができる。 しかしながら、ブロック１０が大きい寸法を有する場合、所定の被重ガラス層を形成するための予備含浸ファブリックのバンドを多数使用することで、鋳型１００への設置を容易にすることができる：鋳型１００の全長を覆って、鋳型１００の基底１０２に対して、および鋳型の側壁１０３に対して、それを配置するために大きい寸法を有する予備含浸ファブリックのバンドを１つだけ扱う代わりに、鋳型１００の内側面全体をカバーするために、多数の小さな予備含浸ファブリックのバンドが連続して配置される。

図３Ｃは、ブロック１０のある位置におけるブロック１０の横断面を示しており、コア１３の周囲に堅固な保護曲面板を形成する被重ガラス層１４、１６、１８、２２の連続層によって囲まれる複合材料のコア１３を示す。

航空機翼の上側表面に固定されるトランジションブロックの具体的事例において、各被重ガラス層は、０．２ｍｍ＋／−０．０５ｍｍの厚さを有利に有する。

１ ブロック ２ 斜切端部（面取端部）
３ 第２端部 １０ トランジションブロック １１ 第１端部 １２ 第２端部／前縁 １３ コア １４ 第１下層被重ガラス層 １５ 外縁 １６ 第２下層被重ガラス層 １７ 縁 １８ 第３下層被重ガラス層 １９ 外縁 ２０ 内側／内壁 ２１ 外側／外壁 ２２ ３枚の重畳上層被重ガラス層 １００ 鋳型 １０１ 基底 １０２ 内側／内壁 １０３ 側壁 １０４ カバー １０５ 上端 Ｅ、ｅ 厚さ Ｉ、Ｉ´ 幅 Ｖ 内部容積