專利名稱：混合式復合面板系統(tǒng)與方法
技術領域：
0001本公開的領域涉及復合面板系統(tǒng)與方法，且更為具體地，涉
及利用自動與非自動制造活動的混合工藝來形成的非對稱復合面板。
背景技術：
0002由于復合材料良好的強度與重量特征，因此復合材料在各種工業(yè)中的利用繼續(xù)擴展。在飛行器制造中，復合材料與復合結構組件的使用日益增多，這導致了飛行器重量顯著減輕。這些重量的減輕轉化為燃油經濟的顯著改進，以及操作費用與大氣排放的實質性降低。例如，由于在大尺度上廣泛利用復合材料，因此，已經估算出，飛行器消耗的燃料與當代對比飛行器相比估計可少20%。
0003利用復合材料成形結構的可行性取決于多種因素，包括結構的尺寸與復雜性以及結構將經受的載荷。在飛行器制造的過程中，機翼蒙皮面板對于使用復合材料具有巨大挑戰(zhàn)。機翼蒙皮面板必須能承載極大載荷。當前的方法利用附裝到蒙皮面板的桁條以便提供硬度，但是由于額外的機翼深度可能增加氣動阻力，因此桁條的尺寸必須保持為最小值，尤其是在機翼的最外側部分。此外，復合材料的制造工藝包括大量手動層合工作，而這可導致不期望的高成本與低產出率。因此，由飛行器機翼蒙皮面板所采用的符合強度與尺寸要求且可以以經濟的方式制造的復合面板系統(tǒng)將有相當大的實用性。

發(fā)明內容
0004根據(jù)本公開教導的混合式復合面板系統(tǒng)和方法可有利地符合飛行器機翼蒙皮面板所用的強度與尺寸要求，且可導致飛行器重量減輕、操作成本下降、提高燃油經濟并減少排放。
0005在一個實施例中，組件包括主區(qū)段、與主區(qū)段接合的矩陣構件、以及與該矩陣構件接合的與主區(qū)段相對的次區(qū)段。該主區(qū)段包括多個由第一增強材料增強的第一復合層，且次區(qū)段包括多個由第二增強材料增強的第二復合層。所述主與次區(qū)段被構造成承載至少部分橫向施加到所述第一與第二復合層的操作載荷，以及所述主與次區(qū)段被進一步非對稱地構造成使得所述主區(qū)段承載了所施加的操作載荷的大部分。
0006在另一個實施例中， 一種交通工具包括至少一個推進單元以
及結構組件，該結構組件被連結到所述至少一個推進單元并被構造成支撐有效載荷。所述結構組件包括至少一個復合面板，該復合面板包含主區(qū)段、與所述主區(qū)段接合的矩陣構件以及次區(qū)段，所述次區(qū)段與所述主區(qū)段相對且與所述矩陣構件接合。如上所述，該主區(qū)段包括多個由第一增強材料增強的第一復合層，且次區(qū)段包括多個由第二增強材料增強的第二復合層。所述主與次區(qū)段被構造成承載至少部分橫于所述第一與第二復合層的操作載荷，并且所述主與次區(qū)段被非對稱地構造成使得所述主區(qū)段承載了所施加的操作載荷的大部分。
0007在另一實施例中， 一種形成復合結構的方法包括形成主區(qū)
段，其中所述主區(qū)段包括多個用第一增強材料增強的第一復合層；將矩陣構件與所述主區(qū)段接合；以及形成次區(qū)段，其中所述次區(qū)段包括多個用第二增強材料增強的第二復合層。所述次區(qū)段與所述主區(qū)段相對且與所述矩陣構件相接合，其中所述主與次區(qū)段被構造成承載至少部分橫于所述第一與第二復合層的操作載荷，并且所述主與次區(qū)段被非對稱地構造成使得所述主區(qū)段承載了所施加的操作載荷的大部分。
0008上面已經或下面將要討論的特征、功能以及有利之處可獨立地在各種實施例中獲得，或者可組合而成其他實施例，進一步的細節(jié)將參考下列說明與附圖而見到。


0009下面參照下列附圖，將詳細描述根據(jù)本公開的教導的系統(tǒng)與方法的實施例。
0010圖1是包括根據(jù)本發(fā)明實施例的混合式復合面板的飛行器的0011圖2是圖1的組件的機翼尖端部分的放大、剖視平面0012圖3是圖1的機翼組件的混合式復合面板的局部分解的、端部剖視圖；以及
0013圖4是用于制造根據(jù)本發(fā)明的另一實施例的混合式復合面板的示例性工藝流程圖。
具體實施例方式
0014本公開傳授了混合式復合面板系統(tǒng)與方法。本發(fā)明的某些實施例的多個具體細節(jié)在下面的說明中以及圖1-4中被提出，以便提供對這樣的實施例的深刻理解。然而，本領域的技術人員將理解，本發(fā)明可具有其他實施例，或本發(fā)明可在沒有下面說明中所描述的幾個細節(jié)的情況下被實現(xiàn)。
0015通常，根據(jù)本公開的教導，混合式復合面板系統(tǒng)與方法的實施例包括相對厚的、承重外側層板、蜂窩芯部以及一個或更多個內側纖維層板。外側層板可包括高強度、高模數(shù)、韌性的環(huán)氧單向復合帶
(epoxy uni-directional composite tape)， 其可禾U用一個或多個自動機器而被施加。承重材料的大部分駐留在這些外側帶層板內。蜂窩芯部可設置在外側承重層板上，且然后被有限數(shù)量的內側纖維層板覆蓋，其中所述內側纖維層板可用手鋪設。因此，根據(jù)本公開的混合式復合面板系統(tǒng)與方法組合了更高硬度、更高強度且更耐用的單向復合帶層，以便提供一種具有理想硬度、強度、重量、耐用性以及可制造性特征的碳復合材料系統(tǒng)，其中可利用自動工藝用更低廉的、更低強度的可用手鋪設的內側纖維層板來形成所述復合帶層。
0016圖1是根據(jù)本發(fā)明的實施例的飛行器100的等軸側圖。在本實施例中，飛行器100包括機身102，其具有被構造成承載乘客與貨物的內部區(qū)域。 一對機翼組件110從機身102的中間區(qū)段橫向向外凸出。每一個機翼組件110均包括根據(jù)本公開教導的混合式復合面板120，如下更為全面描述的。尾翼組件104被附裝到機身102的后部分，且推進單元106被附裝到每個機翼組件110。飛行器100也包括多個部件與 系統(tǒng)，這些部件和系統(tǒng)大致是本領域公知的且協(xié)同地提供飛行器100 正確操作的理想性能，限于篇幅將不在此詳細描述這些部件和系統(tǒng)。
0017圖2是圖1的飛行器100的機翼組件110中的一個(即左側 機翼組件110)的放大剖切平面圖。更為具體地，在圖2中，機翼組件 110的上側部分已被移除，而暴露出包括混合式復合面板120的機翼組 件110的下側部分。作為參考，機翼組件110具有機翼尖端部分112、 前緣114以及后緣116。將要理解的是，機翼組件110可包括多個混合 式復合面板120，且為了可視的目的從圖2被移除的上側部分也可包括 一個或多個混合式復合面板120。
0018圖3是圖2沿線3-3所示的機翼組件110的混合式復合面板 120的局部分解的、端部剖視圖。在本實施例中，混合式復合面板120 被構造為非對稱，并包括高強度、抗沖擊部分122以及低強度部分124。 高強度、抗沖擊部分122被構造成承載施加到混合式復合面板120的 大部分載荷，且低強度部分124被構造成基本承載所施加載荷的小部 分。例如，在一些實施例中，高強度部分122被構造成，在正常操作 條件下，承載施加到混合式復合面板120的載荷的至少70%。在其他 實施例中，高強度部分122被構造成承載超過所施加載荷的90%。
0019如圖3中進一步所示，高強度、抗沖擊部分122包括由多個 纖維增強的復合層形成的主區(qū)段126。主區(qū)段126是高強度部分122 的主要承重區(qū)段。在一些實施例中，利用自動復合層施加裝置來形成 主區(qū)段126。外側層128被形成在主區(qū)段126的外向表面上，其提供了 相對光滑、相對耐用的保護性表面，這樣的表面有助于保護主區(qū)段126 免受由元件所致的可能的物理損壞與老化。結合層130 (例如粘合劑) 被形成在主區(qū)段126的內向表面上。
0020低強度部分124包括由多個纖維增強的復合層形成的次區(qū)段 132。在一些實施例中，利用人工或"用手層合"的工藝來形成次區(qū)段 132的層。次結合層134被連結在硬度更高的區(qū)段136以及次區(qū)段132 之間。硬度更高的區(qū)段136為混合式復合面板120提供硬度。在一些實施例中，硬度更高的區(qū)段136由輕質矩陣材料形成，且該輕質矩陣 材料具有由相對剛性材料的交叉薄壁限定的多個開放空間
(open-space)單元。更為具體的，在具體實施例中，硬度更高的區(qū)段 136由矩陣材料(例如，鋁、鈦、非金屬浸漬樹脂材料，鋁鈦合金、其 他金屬或非金屬等)形成，且其中所述矩陣材料具有多邊或"蜂窩" 狀單元。低強度部分124被連結到高強度部分122的結合層130。
0021可以理解，混合式復合面板120的具體設計細節(jié)(例如尺寸、 材料、熱機械性能等)可變化地調節(jié)成廣泛地滿足各種要求與操作條 件。例如，在一些實施例中，主區(qū)段126由纖維增強的、復合帶材料 的連續(xù)層而制成，且其中所述纖維增強的、復合帶材料具有大致沿一 條軸線(例如主應力方向)對齊的單向纖維。然而，在替換實施例中， 主區(qū)段126的增強纖維可以被定向為多方向。
0022在具體實施例中，主區(qū)段126的厚的、耐用的承重外側層板 是韌性環(huán)氧單向帶，其通過自動機器被置于工具表面。大部分承重材 料被置留在這些外側帶層板內。利用纖維增強的復合帶連續(xù)層形成復 合結構的自動系統(tǒng)包括那些例如在授予Holmes等人的No. 6,799,619 B2號美國專利以及授予Engdbart等人的No. 6,871,684 B2號美國專利 中公開的系統(tǒng)。蜂窩芯部可被放置在這些層板上，并然后被有限數(shù)量 的內側纖維增強層板覆蓋，其中所述內側纖維增強的層板可用手鋪設。 這樣的構造結合了較高強度和硬度的單向帶，該單向帶利用自動化用 通過手鋪設的、更低廉的較低強度與硬度的內側纖維層板而被制作。
0023可利用各種材料制成增強纖維，所述材料包括含有金屬、合 金、聚合物、陶瓷、自然存在材料、合成材料或任何其他適合材料的 纖維。熱硬化性與熱塑性的纖維增強復合帶材料的范圍一般是公知的。 例如，可被用于高強度部分122內的、適合的纖維增強的復合帶材料 包括那些從Lowell， Massachusetts的Specialty Materials, Inc.可購買到的 材料，以及那些由Langley Virginia的the NASA Langley Research Center 與Greenbelt， Maryland的the NASA Goddard Space Flight Center所研制
(或代表)的材料，或者任何其他適合的纖維增強復合材料。相似的，用于低強度部分124的纖維增強復合材料可包括可從New York, New York的Argosy International, Inc.購買的那些材料，或者由Cleveland, Ohio的the NASA Glenn Research Center研發(fā)(或代表)的那些材料， 或者任何其他適合的纖維增強的復合材料。
0024根據(jù)本公開所教導的混合式復合面板可由多種方式制造。例 如，圖4是用于制造根據(jù)本發(fā)明的另一實施例的混合式復合面板的示 例性工藝200的流程圖。為了討論的目的，參考圖1至圖3的上述示 例性部件，下面將描述示例性工藝200。
0025在本實施例中，工藝200包括提供適合的成形工具(或心軸 (mandrel)),其中在該成形工具(或心軸)上將部分或完全形成混合 式復合面板，在202處。例如，在一些實施例中，成形工具的形狀可 被制成形成飛行器部件(例如，機翼蒙皮面板)。在204，高強度部分 122的主區(qū)段126利用自動工藝在成形工具上被成形。在204，主區(qū)段 126的成形可包括連續(xù)的纖維增強復合層的施加與固化?？商鎿Q地，在 204的成形可包括纖維增強復合層的施加，且纖維增強復合層的固化可 在工藝200的另一部分處發(fā)生。
0026此外，在一些實施例中，可利用用于纖維增強復合帶材料的 施加與加固(例如，定位、壓緊、固化等)的自動系統(tǒng)可在204處成 形主區(qū)段126。在主區(qū)段126的復合層內的增強纖維可以是單向的(例 如，沿機翼組件110的縱軸線延伸)，或可替換地，可以被被定向為多 個方向。如前面所述，主區(qū)段126可被構造成，承載在正常操作條件 期間由混合式復合面板經受的所施加載荷的大部分。在可選框205，假 定主區(qū)段126在204處成形期間已被固化，則可針對任何所需的特征
(如強度、多孔性、缺陷等)對主區(qū)段126進行無損檢測。
0027如圖4進一步所示，硬度更高的區(qū)段136在206被連結到主 區(qū)段126。在一些實施例中，硬度更高的區(qū)段136經由粘合層130 (圖 3)而被連結到主區(qū)段126，該粘合層130可由適合的粘合劑形成?？?替換地，任何其他適合的技術可被用于將硬度更高的區(qū)段136連結到 主區(qū)段126，且包括使用一個或多個中間層。0028在208，利用手工施加工藝在硬度更高的區(qū)段136上形成低強 度部分124的次區(qū)段132。更為具體地，在一些實施例中，可通過施加 纖維增強復合材料的連續(xù)層、利用人工或"手動層合"工藝而形成次 區(qū)段132。次區(qū)段132的成形(在208)可包括連續(xù)的纖維增強復合層 的施加與固化，或可替換地，纖維增強復合層的固化可在工藝200的 另一部分進行。
0029在可選框210，混合式復合面板組件的一個或多個部分可被固 化與完成。例如，在210處的固化可包括固化(例如，利用升高的溫 度、升高的壓力或此兩者)主區(qū)段126、次區(qū)段132或此兩者。在具體 實施例中，主區(qū)段126在204成形過程中被固化，而次區(qū)段132則在 210通過將混合式復合面板組件置于高壓釜內并利用包括受控地施加 升高的溫度和/或壓力的固化工藝而被固化。在210處的完成也可包括 在主區(qū)段126上形成保護性外側層128，或其他任何所需的成形、機加 工或調節(jié)操作。
0030應當理解，示例性工藝200是一個可能的實施例，且可以想 到根據(jù)本公開會有多種工藝。例如，在替換實施例中，形成復合面板 組件的工藝可包括復合層板的高強度架構，在第一升高溫度或壓力下 固化該高強度架構，以及針對多孔性或其他特征對高強度架構進行無 損檢測。檢測之后，工藝包括將硬化的矩陣構件應用到高強度架構上， 在硬化的矩陣構件上形成復合層板的低強度架構，以及然后在低于第 一升高的溫度和/或壓力的第二溫度和/或壓力下固化該組件。此替換工 藝有利地確保高強度架構以高強度架構被連結到硬度更高且低強度架 構之后不實用或不可能的方式被徹底檢查(例如針對多孔性)。
0031根據(jù)本公開的制造工藝(例如工藝200)的實施例可被用于制 造各種部件。例如，在替換實施例中，根據(jù)本公開的混合式復合面板 可用于飛行器的各個部分。更為具體地，如圖1所示，混合式復合面 板的實施例可被用于尾翼組件104 (例如面板120b)、機身102 (例如 面板120c)、推進單元106 (例如面板120d)或飛行器100的任何其他 適當部分。0032盡管圖1所示的飛行器100 —般代表了伊利諾斯州商用載客
飛行器，但是，將會理解，在替換實施例中，可裝備有根據(jù)本公開的 混合式復合面板的任何其他類型的飛行器實施例。例如，在替換實施 例中，根據(jù)本公開的系統(tǒng)與方法可被包含在宇航飛行器的其他類型中， 包括軍用飛行器、螺旋槳飛行器、無人航空飛行器、導彈、火箭以及 交通工具與站臺的任何其他類型，如同在各種參考文獻中更為完整示
例的，例如可從Coulsdon, Surrey, UK的Jane's Information Group, Ltd.
得到的Jane's All The World's Aircraft 。在其他實施例中，根據(jù)本公開的
混合式復合面板可被用于船只、車輛、建筑部件、容器以及任何其他 結構與組件。
0033根據(jù)本公開教導的混合式復合面板系統(tǒng)與方法的實施例可提 供顯著的有利之處。例如，這種混合式復合系統(tǒng)與方法可有利地滿足 由所需的操作環(huán)境，例如，飛行器機翼蒙皮面板以及其他高載荷、高 局限性的環(huán)境，所施加的強度、重量以及尺寸要求。更為具體地，混 合式復合面板的實施例確保了滿足高承重要求的薄型機翼的研發(fā)。薄 型機翼研發(fā)增加了機翼性能，導致飛行器操作成本的降低，改進了燃 油經濟，并減少了排放。
0034此外，根據(jù)本公開的混合式面板確保外側層板(例如高強度 部分122)承載大部分機翼載荷。外側層板的制造允許自動機器做絕大 部分的制作，減少了人工工時并降低了整體的制造費用。此外，單向 帶比相似強度的可比纖維材料典型地更便宜，這樣帶來了額外的費用 減少。如上所述，在一些實施例中，可在增加硬度更高的區(qū)段以及次 區(qū)段的內側、纖維增強層之前通過固化來將外側層板固化并加工成更 高強度規(guī)格。通過在施加外側層之后，增加硬度更高的區(qū)段與內側纖 維層(例如，低強度部分124)，混合式復合面板組件可被加工成更低 的制造規(guī)格，而這允許使用較便宜的內側纖維材料，并限制了所需層 板的數(shù)量。這樣有利地減少了手工制造的時間量并降低了人工成本。
0035將要理解的是，在架構(buildup)中或完成的產品中應用復 合層板的方法可通過檢查而被確定。典型地，利用自動架構工藝所制造的部件顯示出比利用手工架構工藝更好的均勻度。在一些實施例中， 自動工藝也可將容易辨別的特性與特征(例如循環(huán)或重復的特征)留 在架構內，該架構可通過檢查而被檢測，并可被用于確認架構被形成 的方式。
0036盡管如上所述，本發(fā)明的具體實施例己在此示出并描述，但
是，無需脫離本發(fā)明的精神與范圍仍可實現(xiàn)多種變化。因此，本發(fā)明
的范圍并不應限于上述具體實施例的公開。相反，本發(fā)明應當完全通 過參考其權利要求而被確定。
權利要求
1.一種組件，其包括包括用第一增強材料增強的多個第一復合層的主區(qū)段；與所述主區(qū)段接合的矩陣構件；以及包括用第二增強材料增強的多個第二復合層的次區(qū)段，該次區(qū)段與所述主區(qū)段相對地接合于所述矩陣構件，其中所述主區(qū)段與所述次區(qū)段被構造成承載至少部分橫于所述第一復合層與所述第二復合層的操作載荷，且所述主區(qū)段與所述次區(qū)段還被非對稱地構造，從而所述主區(qū)段承載了所施加操作載荷的大部分。
2. 根據(jù)權利要求1所述的組件，其中所述第一增強材料包括多種 增強纖維，且所述第二增強材料包括一種增強纖維。
3. 根據(jù)權利要求2所述的組件，其中所述多種增強纖維包括多種 單向纖維。
4. 根據(jù)權利要求1所述的組件，其中利用自動施加過程而形成所 述主區(qū)段的所述多個第一復合層，且利用手工施加過程而形成所述次 區(qū)段的所述多個第二復合層。
5. 根據(jù)權利要求4所述的組件，其中所述自動施加過程包括自動 復合帶施加過程。
6. 根據(jù)權利要求1所述的組件，其中所述矩陣構件包括多個交叉 壁，所述多個交叉壁被定向成近似橫于所述多個第一復合層，所述交 叉壁由近似剛性的材料形成，并限定了多個開放空間單元。
7. 根據(jù)權利要求6所述的組件，其中所述多個開放空間單元包括 多個多邊形單元。
8. —種交通工具，其包括至少一個推進單元；結構組件，其被連結到所述至少一個推進單元并被構造成支撐有 效載荷，所述結構組件包括至少一個復合面板，該復合面板包含..主區(qū)段，其包括用第一增強材料增強的多個第一復合層； 與所述主區(qū)段接合的矩陣構件；以及次區(qū)段，其包括用第二增強材料增強的多個第二復合層，所述 次區(qū)段與所述主區(qū)段相對地接合于所述矩陣構件，其中所述主區(qū)段 與所述次區(qū)段被構造成承載至少部分橫向施加到所述第一復合層 與所述第二復合層的操作載荷，以及所述主區(qū)段與所述次區(qū)段被進 一步非對稱地構造，從而所述主區(qū)段承載了所施加的操作載荷的大 部分。
9. 根據(jù)權利要求8所述的交通工具，其中所述第一增強材料包括 多種增強纖維，且所述第二增強材料包括一種增強纖維。
10. 根據(jù)權利要求8所述的交通工具，其中利用自動施加過程來形 成所述主區(qū)段的所述多個第一復合層，且利用手工施加過程來形成所 述次區(qū)段的所述多個第二復合層。
11. 根據(jù)權利要求8所述的交通工具，其中所述至少一個推進單元 包括飛行器發(fā)動機。
12. 根據(jù)權利要求11所述的交通工具，其中所述結構組件包括帶 有被構造成接收所述有效載荷的內部區(qū)域的細長機身、從所述機身向 外突出并被構造成提供氣動升力的一對機翼組件以及連結到所述機身 的端部部分的尾翼組件，且其中所述至少一個復合面板被置于所述機 身、所述機翼組件以及所述尾翼組件中的至少一個內。
13. —種形成復合結構的方法，其包括形成包括用第一增強材料增強的多個第一復合層的主區(qū)段； 使矩陣構件與所述主區(qū)段接合；以及形成包括用第二增強材料增強的多個第二復合層的次區(qū)段，所述次區(qū)段與所述主區(qū)段相對地接合于所述矩陣構件，其中所述主區(qū)段與所述次區(qū)段被構造成承載至少部分橫于所述第一復合層與所述第二復合層的操作載荷，以及所述主區(qū)段與所述次區(qū)段被進一步非對稱地構造，從而所述主區(qū)段承載所施加的操作載荷的大部分。
14. 根據(jù)權利要求13所述的方法，其中形成主區(qū)段首先包括形成包含用多種增強纖維增強的多個第一復合層的主區(qū)段，且其中形成次區(qū)段包括形成包括用一種增強纖維增強的多個第二復合層的次區(qū)段。
15. 根據(jù)權利要求13所述的方法，其中形成主區(qū)段首先包括利用自動施加過程來形成主區(qū)段，且其中形成次區(qū)段包括利用手工施加過程來形成次區(qū)段。
16. 根據(jù)權利要求15所述的方法，其中所述自動施加過程包括自動復合帶施加過程。
17. 根據(jù)權利要求13所述的方法，其中使矩陣構件與所述主區(qū)段接合包括將包含有多個近似橫向定向的交叉壁的矩陣構件接合到所述多個第一復合層，所述交叉壁由近似剛性材料形成且限定了多個開放空間單元。
18. 根據(jù)權利要求13所述的方法，其中形成所述主區(qū)段包括在使所述矩陣元件與所述主區(qū)段接合之前，固化所述主區(qū)段。
19. 根據(jù)權利要求18所述的方法，其中固化所述主區(qū)段包括在第一升高溫度和壓力下固化所述主區(qū)段，所述方法進一步包括在使所述矩陣構件與所述主區(qū)段接合之后以及在形成所述次區(qū)段之后，在第二升高溫度和壓力下固化所述次區(qū)段，所述第二升高溫度和/或壓力低于所述第一升高溫度。
20. 根據(jù)權利要求13所述的方法，其中形成所述主區(qū)段與形成所述次區(qū)段中的至少一者包括固化所述主區(qū)段與所述次區(qū)段中的相應一水
全文摘要
公開了混合式復合面板系統(tǒng)(120)及方法。在一個實施例中，組件包括主區(qū)段(126)、與該主區(qū)段(132)接合的矩陣構件(136)以及與該主區(qū)段相對且接合矩陣構件的次區(qū)段。主區(qū)段包括用第一增強材料增強的多個第一復合層，且次區(qū)段包括用第二增強材料增強的多個第二復合層。主與次區(qū)段被構造成承載至少部分橫向施加到所述第一與第二復合層的操作載荷，且所述主與次區(qū)段被非對稱地構造成使得所述主區(qū)段承載了所施加的操作載荷的大部分。
文檔編號B29D24/00GK101652240SQ200880009468
公開日2010年2月17日 申請日期2008年5月7日 優(yōu)先權日2007年5月11日
發(fā)明者G·R·格里森, J·F·阿克爾曼 申請人:波音公司