JP7606382B2 - 複合材構造およびその製造方法 - Google Patents

Description

本発明は、複合材構造およびその製造方法に関する。

近年の航空機構造は、燃費改善の要求によって、軽量化が求められている。軽量化の手段として炭素繊維複合材の適用と各部材の結合部には従来のボルト結合ではなく接着結合の適用が進んでいる。しかし、現状の複合材構造組立においては、接着への信頼度が不充分であることからフェイルセーフ性を考慮し、従来の金属部材と同様に、部材同士をボルト締結（チキンファスナ、アレスティングファスナ）で補強することが義務づけられている。そのため、機体全体で数十万本のボルトが締結されている。

例えば、特許文献１には、航空機の翼の外板を形成し得る複合材構造が開示されている。特許文献１の複合材構造は、パネル（外板）と、該パネルの表面に結合されたストリンガ（補強材）とを備えている。パネルには、凹部が形成され、ストリンガのランアウト（長手方向の一対の端部）には、凹部に係合可能なパッドが形成される。ストリンガのパッドは、パネルの凹部に係合している。ストリンガとパネルとの間には、接着剤が設けられる。また、ストリンガのパッドとパネルの凹部とは、ファスナにより締結される。

特表２０１０－５２５９７９号公報

しかしながら、上記特許文献１に記載のようにファスナを締結するためには、ストリンガのパッドとパネルの凹部に対し、穿孔やボルト締結作業が発生し、膨大な組立時間を要する。また、ボルト締結により複合材構造の重量が増加する。

そこで、本発明は、組立時間の短縮および軽量化を達成することが可能な複合材構造およびその製造方法を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明の複合材構造の製造方法は、スキンと補強材とを備える航空機の複合材構造の製造方法であって、治具のうち補強材を保持する保持部と隣り合う領域に、未硬化の複合材シートを積層することにより、スキンのうち、補強材のフランジの幅方向の両端部を係止する係止部を含むスキン内側層を形成する第１積層工程と、補強材のフランジの両端部をスキン内側層の係止部に当接させるようにして、補強材を治具の保持部に装着する装着工程と、補強材のフランジの外面およびスキン内側層の外面上に、未硬化の複合材シートを積層することにより、スキンのうちスキン外側層を形成する第２積層工程と、スキン内側層およびスキン外側層を硬化させる硬化工程と、を含み、スキンは、スキン内側層が形成されない箇所に窪み部を備え、フランジの内面は、スキンの窪み部外に位置し、スキン内側層に覆われていない。

上記課題を解決するために、本発明の複合材構造は、スキンと補強材とから構成される航空機の複合材構造であって、スキンは、補強材のフランジの幅方向の両端部に当接して係止する係止部を含むスキン内側層と、補強材のフランジの外面およびスキン内側層の外面上に積層され、補強材のフランジの外面に接着されたスキン外側層とを備え、スキンは、スキン内側層が形成されない箇所に窪み部を備え、フランジの内面は、スキンの窪み部外に位置し、スキン内側層に覆われていない。

スキンの窪み部に補強材のフランジが埋め込まれた状態で、スキン内側層の係止部によりフランジの幅方向の両端部が係止されてもよい。

フランジの幅方向の端面は、第１テーパ面を有し、スキン内側層の係止部は、第１テーパ面と当接する第２テーパ面を有してもよい。

スキンのスキン外側層と補強材のフランジとを接着する接着層をさらに備え、接着層によりスキンと補強材を接着する接着構造の剛性は、係止部によりスキンと補強材を結合する機械的結合構造の剛性よりも高くてもよい。

本発明によれば、複合材構造の組立時間の短縮および軽量化を達成することができる。

本発明の一実施形態に係る航空機の概略斜視図である。 同実施形態に係る胴体の構造部材の一部を示す概略斜視図である。 同実施形態に係るスキンとストリンガの接合構造を示す概略断面図である。 同実施形態に係る複合材構造の荷重－変位線図である。 同実施形態に係るスキン内側層を形成する第１積層工程を示す断面図である。 同実施形態に係る治具にストリンガを装着する装着工程を示す断面図である。 同実施形態に係るストリンガのフランジの外面に接着層を取り付ける貼付工程を示す断面図である。 同実施形態に係るスキン外側層を形成する第２積層工程を示す断面図である。 同実施形態に係るスキン外側層の積層後のスキンの硬化工程を示す断面図である。 同実施形態に係る複合材構造の製造方法を示すフローチャートである。 変形例に係る複合材構造を示す概略断面図である。

以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値等は、発明の理解を容易にするための例示に過ぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。

[１．航空機の全体構成]
まず、図１を参照して、本発明の一実施形態に係る航空機１の全体構成について説明する。図１は、本発明の一実施形態に係る航空機１の概略斜視図である。

図１に示すように、航空機１は、胴体３と、主翼５と、水平尾翼７と、垂直尾翼９とを備える。以下では、主翼５と、水平尾翼７と、垂直尾翼９を単に翼ともいう。

胴体３は、航空機１の機体の中心構造部材であり、前後方向（ロール軸方向）の長さが左右方向（ピッチ軸方向）および上下方向（ヨー軸方向）の長さよりも長い。胴体３の内部には、搭乗者が搭乗可能な搭乗スペースが形成されるとともに、エンジン等の駆動源、燃料タンク、運転装置、計測器等の各種装置が搭載される。

胴体３の中央部の左右両側に、一対の主翼５、５が設けられる。一対の主翼５、５は、胴体３の中央部から左右方向に張り出すように配置される。主翼５は、航空機１に上向きの揚力を発生させる。

胴体３の後部の左右両側に、一対の水平尾翼７、７が設けられる。一対の水平尾翼７、７は、胴体３の後部から左右方向に張り出すように配置される。水平尾翼７は、航空機１のピッチ軸回りの安定性を保つ機能を有する。

胴体３の後部の上側に、垂直尾翼９が設けられる。垂直尾翼９は、胴体３の後部から上方向に張り出すように配置される。垂直尾翼９は、航空機１のヨー軸回りの安定性を保つ機能を有する。

本実施形態に係る航空機１の複合材構造は、例えば、胴体３の構造部材に好適に適用されるため、以下では胴体３の構造部材の例ついて詳述する。しかし、本発明の航空機の複合材構造は、胴体３以外にも、翼（例えば、主翼５）などに適用されてもよい。

［２．胴体の内部構成］
図２は、本実施形態に係る航空機１の複合材構造の一例として、胴体３の構造部材の一部を示す概略斜視図である。図２に示すように、胴体３は、スキン１１（外板）と、複数のストリンガ１３（補強材）と、複数のフレーム１５と、複数のフロアビーム１７とを含む。ここで、ストリンガ１３は、胴体３の複合材構造を構成する補強材の一例である。

スキン１１は、大凡円筒形状である。スキン１１は、胴体３の外皮を形成する。スキン１１の外面は、胴体３の外部空間に露出し、内面は、胴体３の内部空間を形成する。

複数のストリンガ１３は、スキン１１の内面に取り付けられ、航空機１の機体の前後方向（ロール軸方向）に延びるように配置される。複数のストリンガ１３は、スキン１１の内周面の周方向に間隔をあけて配置される。複数のストリンガ１３は、スキン１１の内周面の周方向に等間隔に配置されてもよいし、不等間隔に配置されてもよい。

複数のストリンガ１３は、胴体３のスキン１１を補強する補強材であり、本発明のスキンを補強する補強材の一例である。本実施形態では、航空機１の複合材構造として、胴体３のスキン１１の内面に複数のストリンガ１３（補強材）が取り付けられる構造例について説明するが、本発明の航空機の複合材構造は、かかる例に限定されない。例えば、本発明のスキンは、上記胴体３のスキン１１以外にも、航空機１の翼（主翼５、水平尾翼７、垂直尾翼９）の外皮、またはその他の各部のスキン（外板、内板等）であってもよい。また、本発明の補強材は、上記の胴体３のストリンガ１３以外にも、航空機１の翼（主翼５、水平尾翼７、垂直尾翼９）、またはその他の各部のスキンを補強する補強材であってもよい。

複数のフレーム１５は、スキン１１の内面に取り付けられ、複数のストリンガ１３と交差（直交）する方向に延びるように配置される。本実施形態では、複数のフレーム１５は、スキン１１の内周面の周方向に延びるように配置される。フレーム１５は、胴体３のスキン１１を補強する補強材の一例である。

複数のフロアビーム１７は、それぞれ複数のフレーム１５に１つずつ取り付けられる。複数のフロアビーム１７は、胴体３の上下方向の下部に配置される。複数のフロアビーム１７は、搭乗者が搭乗可能な搭乗スペースの床の一部を構成する。複数のフロアビーム１７は、床にかかる荷重を受ける役割を有する。

胴体３のうち、少なくともスキン１１およびストリンガ１３は、複合材、例えば、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ：Carbon Fiber Reinforced Plastics）により構成される。ただし、スキン１１およびストリンガ１３は、ＧＦＲＰ（Glass-Fiber-Reinforced Plastics）またはＡＦＲＰ（Aramid-Fiber-Reinforced Plastics）などの他の繊維強化プラスチックにより構成されてもよい。これにより、スキン１１およびストリンガ１３が金属材料で構成される場合よりも、比強度を大きくすることができ、また軽量化が可能となる。

本実施形態に係る航空機１の複合材構造は、航空機の構造体のうち、このような繊維強化プラスチック等の複合材で構成される構造体を意味する。かかる航空機１の複合材構造では、近年、燃費改善の要求によって、軽量化が求められている。その解決手段として、スキン、補強材等の構造材として、ＣＦＲＰ等の複合材を適用することと、当該構造材同士の結合部には、従来のボルト結合ではなく、接着剤を用いた接着結合を適用することが進んでいる。

本実施形態に係る航空機１の複合材構造では、接着剤を用いた接着結合に加えて、構造材同士の結合部の成形方法を工夫して機械的な結合を併用する。これにより、接着構造にアレスティングファスナを用いていたものから、フェイルセーフ性を維持したまま、複合材構造の軽量化、部品点数、ファスナ、治具等の削減によるコスト低減、および、組立工数の削減を図ることができる。以下に本実施形態に係る航空機１の複合材構造とその製造方法について詳述する。

［３．スキンおよびストリンガの接合構造］
図３は、本実施形態に係るスキン１１とストリンガ１３の接合構造を示す概略断面図である。図３に示すように、スキン１１は、スキン内側層１９と、スキン外側層２１とを含む。スキン内側層１９は、スキン１１のうち胴体３の内面側に位置し、スキン外側層２１は、スキン１１のうち胴体３の外面側に位置する。スキン内側層１９の外面１９ａに、スキン外側層２１の内面２１ｂが接合される。これにより、スキン内側層１９とスキン外側層２１とが一体化されて、スキン１１が構成される。このように、スキン１１は、スキン内側層１９とスキン外側層２１とからなる２層の積層構造を有する。

スキン外側層２１は、スキン１１の外面全体に渡って形成される。一方、スキン内側層１９は、スキン１１の内面全体に渡って形成されず、スキン１１の内面側には部分的にスキン内側層１９が形成されていない領域が存在する。このように、スキン１１は、胴体３の内面側において、スキン内側層１９が形成されない箇所に窪み部２３を有し、ストリンガ１３のフランジ２５を埋設するためのスペースを構成する。ストリンガ１３のフランジ２５は、スキン１１の窪み部２３に埋め込まれるように配置され、窪み部２３に係合可能である。

ストリンガ１３は、図３に示すように、例えば、Ｔ字型の断面形状を有する構造材である。ストリンガ１３は、フランジ２５と、ウェブ２７とを有する。フランジ２５は、平板帯状の長尺部材であり、ウェブ２７に対して垂直に接合される。図３に示すように、フランジ２５の少なくとも一部は、スキン１１の窪み部２３内に配置される。フランジ２５は、外面２５ａと、内面２５ｂと、幅方向の一対の端部２５ｃとを含む。なお、フランジ２５の幅方向は、図３の左右方向（両矢印Ｒで示す方向）である。

ウェブ２７は、平板帯状の長尺部材である。本実施形態では、ストリンガ１３は、Ｔ型の断面形状を有し、フランジ２５とウェブ２７がＴ字状に接合された構造部材である。ただし、ストリンガ１３の断面形状は、この例に限定されず、Ｈ型、Ｉ型、Ｌ型、コの字型、など他の形状を有してもよい。また、本実施形態では、ストリンガ１３は、複数の複合材パーツを接合することで構成される。ただし、これに限定されず、ストリンガ１３は、単一の複合材パーツにより構成されてもよい。本実施形態の複合材構造は、スキン１１、ストリンガ１３、および、接着層２９により構成される。

フランジ２５の外面２５ａは、スキン１１の窪み部２３内に位置する。窪み部２３内において、フランジ２５の外面２５ａとスキン外側層２１の内面２１ｂとの間には、接着層２９が設けられる。接着層２９は、フランジ２５の外面２５ａとスキン外側層２１の内面２１ｂとを接着する。つまり、接着層２９は、ストリンガ１３のフランジ２５とスキン１１のスキン外側層２１との間に介在して、ストリンガ１３とスキン１１とを接着する。ただし、フランジ２５の外面２５ａとスキン外側層２１の内面２１ｂとの間には、接着層２９が設けられなくてもよく、例えば、硬化済みのフランジ２５の外面２５ａと未硬化のスキン外側層２１の内面２１ｂとが、コボンド接着等により直接的に接合されてもよい。

フランジ２５の内面２５ｂは、外面２５ａと反対側の面であり、スキン１１の窪み部２３外に位置する。ただし、フランジ２５の内面２５ｂは、スキン１１の窪み部２３内に位置してもよい。フランジ２５の内面２５ｂの幅方向中央位置には、ウェブ２７が接合される。ウェブ２７は、フランジ２５の内面２５ｂに対し直交する方向に立設される。

フランジ２５の幅方向の端部２５ｃの一部は、スキン１１の窪み部２３内に配置され、当該端部２５ｃの残部は窪み部２３外に配置される。フランジ２５の端部２５ｃの端面２５ｄは、テーパ面となっている。本実施形態では、フランジ２５の厚み方向（図３の上下方向）の位置によってフランジ２５の幅（図３の左右方向Ｒ）が異なり、フランジ２５の幅は、外面２５ａから内面２５ｂにかけて漸減する。そのため、フランジ２５の端面２５ｄは、外面２５ａから内面２５ｂにかけて、ウェブ２７に近づくように傾斜するテーパ面（第１テーパ面）である。

ここで、スキン内側層１９は、窪み部２３に面する位置に係止部１９ｃを備える。スキン内側層１９の係止部１９ｃは、窪み部２３内に位置するフランジ２５の端部２５ｃと当接する。係止部１９ｃは、フランジ２５が窪み部２３内から離脱しないように、フランジ２５の端部２５ｃを係止する。

係止部１９ｃの図３の左右方向Ｒの端面１９ｄは、テーパ面となっている。本実施形態では、係止部１９ｃの端面１９ｄは、スキン内側層１９の外面１９ａから内面１９ｂにかけて、ウェブ２７に近づくように傾斜するテーパ面（第２テーパ面）である。

スキン内側層１９の一対の係止部１９ｃの端面１９ｄ（第２テーパ面）は、フランジ２５の一対の端面２５ｄ（第１テーパ面）の少なくとも一部と当接している。このとき、係止部１９ｃの端面１９ｄが、フランジ２５の端部２５ｃの端面２５ｄに覆いかぶさるように配置されるため、一対の係止部１９ｃによりフランジ２５の両端部２５ｃが係止される。これにより、フランジ２５がスキン１１（接着層２９）から離隔する方向（図３の上下方向）に移動することが制限される。このようにして、ストリンガ１３のフランジ２５がスキン１１の窪み部２３と係合し、かつ、フランジ２５の両端部２５ｃがスキン内側層１９の係止部１９ｃに当接して係止される。この結果、ストリンガ１３のフランジ２５がスキン１１と機械的に結合される。

本実施形態によれば、スキン１１から離隔する方向への荷重がストリンガ１３に加えられ、接着層２９によるストリンガ１３のフランジ２５とスキン１１との接着構造が剥がれた場合でも、上記スキン１１の係止部１９ｃによりストリンガ１３のフランジ２５がスキン１１と機械的に結合されている。このように、本実施形態では、スキン１１とストリンガ１３の接着構造が剥離した際のフェイルセーフ構造として機能する機械的結合構造（係止部１９ｃ、窪み部２３等）が設けられている。これにより、従来、フェイルセーフ構造として使用されていた、構造部材同士のボルト締結構造（チキンファスナ、アレスティングファスナ等）を不要とすることができる。その結果、ボルト締結構造のための穿孔やボルト締結作業等が不要となるので、組立時間を大幅に短縮できる。また、大量のボルトが不要となるので、航空機１の複合材構造を軽量化することができる。

次に、図４を参照して、本実施形態に係るスキン１１とストリンガ１３の接合構造の強度について説明する。図４は、本実施形態に係る複合材構造の荷重－変位線図である。

図４中、縦軸は、スキン１１とストリンガ１３とが離隔する方向に加えられる荷重を表し、横軸は、スキン１１に対するストリンガ１３の変位を表す。また、図４中、破線は、スキン１１とストリンガ１３が接着構造のみにより接合された場合の荷重変位曲線である。一点鎖線は、スキン１１とストリンガ１３が係止部１９ｃによる機械的結合構造のみにより接合された場合の荷重変位曲線である。実線は、スキン１１とストリンガ１３が接着構造と機械的結合構造の双方により接合された場合の荷重変位曲線である。

図４中、破線で示されるように、スキン１１とストリンガ１３が接着構造のみにより接合された場合、スキン１１とストリンガ１３とが離隔する方向に荷重Ｆ１が加えられ、変位Ｘ１となったときに、接着層２９による接着構造が破壊される。また、図４中、一点鎖線で示されるように、スキン１１とストリンガ１３が係止部１９ｃによる機械的結合構造のみにより接合された場合、スキン１１とストリンガ１３とが離隔する方向に荷重Ｆ２が加えられ、変位Ｘ２となったときに、係止部１９ｃによる機械的結合構造が破壊される。ここで、荷重Ｆ１は、荷重Ｆ２よりも大きく、変位Ｘ１は、変位Ｘ２よりも小さい。

これに対し、本実施形態の複合材構造によれば、図４中、実線で示されるように、スキン１１とストリンガ１３とが離隔する方向に荷重Ｆ１が加えられ、変位Ｘ１となったときに、接着層２９による接着構造が破壊される。しかし、本実施形態の複合材構造は、接着構造に加え、係止部１９ｃによる機械的結合構造も備えている。そのため、接着構造が破壊された後も、機械的結合構造の係止部１９ｃにより荷重を分担して、スキン１１とストリンガ１３の接合部における亀裂の進展を抑制でき、スキン１１とストリンガ１３とが即座に破断することを抑制できる。例えば、図４に示すように、荷重Ｆ１により接着構造が破壊された後も、スキン１１とストリンガ１３の接合部に対して作用する荷重が荷重Ｆ２まで増加し、かつ、変位が変位Ｘ２まで増加するまでは、ストリンガ１３のフランジ２５はスキン１１の窪み部２３から脱離せず、スキン１１とストリンガ１３の接合が維持される。

本実施形態の複合材構造では、接着層２９による接着構造の剛性と係止部１９ｃによる機械的結合構造の剛性との間に差（剛性差）が設けられている。ここで、接着構造の剛性は機械的結合構造の剛性よりも高い。そのため、接着構造が破壊されるまでの間、接着構造は、スキン１１とストリンガ１３との間の荷重伝達を良好に行うことができる。一方、接着構造の破壊が開始した後、接着構造が完全に破断するまでの間は、係止部１９ｃによる機械的結合構造によって、荷重の一部を分担し、接着構造と機械的結合構造の双方で荷重を受け持つことができる。よって、接着構造の破壊開始箇所からのき裂の進展を抑制でき、即座の破断を防止することができる。

ここで、もし仮に、接着構造の剛性が機械的結合構造の剛性より低い場合、機械的結合構造が破壊されると、接着構造も即座に破壊されてしまう。即ち、接着構造において亀裂が即座に進展し、スキン１１とストリンガ１３が即座に破断してしまう。そのため、本実施形態では、接着層２９による接着構造の剛性を、係止部１９ｃによる機械的結合構造の剛性より高く設定している。これにより、構造部材の接合部における亀裂の進展を抑制できる航空機１の複合材構造を提供できる。したがって、万が一、構造部材の接着構造に不具合があり、剥離等が発生したとても、機械的結合構造がフェイルセーフ構造となり、航空機１の複合材構造が早期破壊に至ることを防止できる。

［４．複合材構造の製造方法］
次に、図５～図１０を参照して、本実施形態に係る航空機１の複合材構造の製造方法について説明する。ここで、図１０は、本実施形態に係る複合材構造の製造方法を示すフローチャートである。

（１）第１積層工程
図５は、本実施形態に係る複合材構造の製造方法において、スキン内側層１９を形成する第１積層工程を示す断面図である。図５に示すように、スキン内側層１９は、治具５０の表面に、積層機６０により未硬化の複合材シートＳ（プリプレグ）が積層されることで形成される。

積層機６０は、治具５０の表面のうち、ストリンガ１３を保持するための保持部５０ａと異なる領域５０ｂ（非保持領域）に、複合材シートＳを積層し、スキン内側層１９を形成する（図１０の第１積層工程：ステップＳ１００）。保持部５０ａは、非保持領域５０ｂに対し、治具５０の内側に窪んだ位置に形成される。領域５０ｂは、治具５０の表面のうち、保持部５０ａと隣り合う領域である。

ここで、積層機６０は、スキン内側層１９の各層ごとに、胴体３の周方向Ｒにおいて長さの異なる複合材シートＳを積層する。積層機６０は、治具５０の表面（非保持領域５０ｂ）に近いほど、長さの長い複合材シートＳを積層する。その結果、スキン内側層１９に上述した係止部１９ｃおよび端面１９ｄ（テーパ面）が形成される。

（２）装着工程
図６は、治具５０にストリンガ１３を装着する装着工程を示す断面図である。図６に示すように、スキン内側層１９の形成後、ストリンガ１３は、非保持領域５０ｂよりも治具５０の内側に窪んだ保持部５０ａに装着される（図１０の装着工程：ステップＳ２００）。ここで、保持部５０ａには、例えば、硬化済みのストリンガ１３が装着される。ただし、これに限定されず、保持部５０ａには、未硬化状態のストリンガ１３が装着されてもよい。

ストリンガ１３は、保持部５０ａ内に位置した状態で、不図示の保持具により保持される。このとき、フランジ２５の両端部２５ｃ（端面２５ｄ）は、フランジ２５の厚さ方向において、スキン内側層１９の係止部１９ｃ（端面１９ｄ）と重なるように配置され、フランジ２５の端面２５ｄは、係止部１９ｃの端面１９ｄと当接する（図７参照）。フランジ２５の端面２５ｄの一部は、フランジ２５の厚さ方向において、スキン内側層１９の端面１９ｄと重複している。

（３）貼付工程
図７は、ストリンガ１３のフランジ２５の外面２５ａに接着層２９を取り付ける貼付工程を示す断面図である。図７に示すように、本実施形態の接着層２９は、接着フィルムにより構成され、フランジ２５の外面２５ａに貼付される（図１０の貼付工程：ステップＳ３００）。ただし、これに限定されず、接着層２９は、液状の接着剤により構成されてもよく、フランジ２５の外面２５ａに塗布されてもよい。接着層２９がフランジ２５の外面２５ａに貼付されると、スキン内側層１９の外面１９ａと接着層２９の外面２９ａとは、大凡面一になる。

（４）第２積層工程
図８は、スキン外側層２１を形成する第２積層工程を示す断面図である。図８に示すように、スキン外側層２１は、スキン内側層１９の外面１９ａおよび接着層２９の外面２９ａに、積層機６０により未硬化の複合材シートＳ（プリプレグ）が積層されることで形成される（図１０の第２積層工程：ステップＳ４００）。ただし、これに限定されず、スキン外側層２１は、接着層２９が設けられない場合、スキン外側層２１は、スキン内側層１９の外面１９ａおよびフランジ２５の外面２５ａに形成（積層）されてもよい。

スキン内側層１９の外面１９ａと接着層２９の外面２９ａとが大凡面一であるため、スキン外側層２１の外面２１ａ（胴体３の外面）に窪み部や突出部が形成され難い（図９参照）。なお、スキン外側層２１を構成する複合材シートＳの材質は、スキン内側層１９を構成する複合材シートＳの材質と同じである。ただし、これに限定されず、スキン外側層２１を構成する複合材シートＳの材質は、スキン内側層１９を構成する複合材シートＳの材質と異なっていてもよい。

（５）硬化工程
図９は、スキン外側層２１の積層後のスキン１１の硬化工程を示す断面図である。スキン外側層２１の積層後、スキン１１（スキン内側層１９、スキン外側層２１）と、ストリンガ１３と、接着層２９とは、治具５０に保持された状態で、不図示のオートクレーブ内に導入され、加熱される。このとき、オートクレーブ内で加熱されたスキン１１（スキン内側層１９、スキン外側層２１）は、硬化する（図１０の硬化工程：ステップＳ５００）。スキン１１が硬化することで、図３に示す本実施形態に係る複合材構造が形成される。

以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。

上記実施形態では、スキン内側層１９の係止部１９ｃの端面１９ｄおよびフランジ２５の端面２５ｄがテーパ面である例について説明した。しかし、これに限定されず、端面１９ｄ、２５ｄは、テーパ面に代えて、段差面を有してもよい。

図１１は、本実施形態の変形例に係る複合材構造の概略断面図である。上記実施形態の複合材構造と実質的に等しい構成要素については、同一符号を付して説明を省略する。図１１に示すように、フランジ２５の幅方向における端面１２５ｄは、段差面（第１段差面）を有する。また、係止部１９ｃの左右方向Ｒにおける端面１１９ｄは、段差面（第２段差面）を有する。フランジ２５の端面１２５ｄ（第１段差面）は、係止部１９ｃの端面（第２段差面）１１９ｄと当接し、係止部１９ｃの一部は、フランジ２５の端部２５ｃの一部に覆いかぶさるように配置される。本変形例によれば、上記実施形態と同様に複合材構造の組立時間の短縮および軽量化を達成できるという効果を奏する。また、本変形例の端面１１９ｄ、１２５ｄは、段差面により構成される。そのため、上記実施形態のように端面１９ｄ、２５ｄがテーパ面により構成される場合よりも、係止部１９ｃの厚さを大きくすることができ、係止部１９ｃの強度を高めることができる。

Ｓ 複合材シート
１ 航空機
３ 胴体
１１ スキン
１３ ストリンガ
１５ フレーム
１７ フロアビーム
１９ スキン内側層
１９ａ 外面
１９ｂ 内面
１９ｃ 係止部
１９ｄ 端面（第２テーパ面）
２１ スキン外側層
２１ａ 外面
２１ｂ 内面
２３ 窪み部
２５ フランジ
２５ａ 外面
２５ｂ 内面
２５ｃ 端部
２５ｄ 端面（第１テーパ面）
２７ ウェブ
２９ 接着層
５０ 治具
６０ 積層機

Claims (5)

1. スキンと補強材とを備える航空機の複合材構造の製造方法であって、
   治具のうち前記補強材を保持する保持部と隣り合う領域に、未硬化の複合材シートを積層することにより、前記スキンのうち、前記補強材のフランジの幅方向の両端部を係止する係止部を含むスキン内側層を形成する第１積層工程と、
   前記補強材の前記フランジの両端部を前記スキン内側層の前記係止部に当接させるようにして、前記補強材を前記治具の前記保持部に装着する装着工程と、
   前記補強材の前記フランジの外面および前記スキン内側層の外面上に、未硬化の複合材シートを積層することにより、前記スキンのうちスキン外側層を形成する第２積層工程と、
   前記スキン内側層および前記スキン外側層を硬化させる硬化工程と、
   を含み、
   前記スキンは、前記スキン内側層が形成されない箇所に窪み部を備え、
   前記フランジの内面は、前記スキンの前記窪み部外に位置し、前記スキン内側層に覆われていない、複合材構造の製造方法。
2. スキンと補強材とから構成される航空機の複合材構造であって、
   前記スキンは、
   前記補強材のフランジの幅方向の両端部に当接して係止する係止部を含むスキン内側層と、
   前記補強材の前記フランジの外面および前記スキン内側層の外面上に積層され、前記補強材の前記フランジの外面に接着されたスキン外側層と、
   を備え、
   前記スキンは、前記スキン内側層が形成されない箇所に窪み部を備え、
   前記フランジの内面は、前記スキンの前記窪み部外に位置し、前記スキン内側層に覆われていない、複合材構造。
3. 前記スキンの前記窪み部に前記補強材の前記フランジが埋め込まれた状態で、前記スキン内側層の前記係止部により前記フランジの幅方向の両端部が係止される、請求項２に記載の複合材構造。
4. 前記フランジの幅方向の端面は、第１テーパ面を有し、
   前記スキン内側層の前記係止部は、前記第１テーパ面と当接する第２テーパ面を有する、請求項２または３に記載の複合材構造。
5. 前記スキンの前記スキン外側層と前記補強材の前記フランジとを接着する接着層をさらに備え、
   前記接着層により前記スキンと前記補強材を接着する接着構造の剛性は、前記係止部により前記スキンと前記補強材を結合する機械的結合構造の剛性よりも高い、請求項２～４のいずれか１項に記載の複合材構造。

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