JP2008174223A - 航空機構造およびそれを製造するための方法 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機構造のための方法および装置。
【解決手段】有利な一実施例において、航空機構造は、リブと、複数の縦通材と、１組のシェアタイとを有し得る。複数の縦通材は、当該複数の縦通材の端部において、航空機構造のための外板に締結され得る外板フランジを有し得る。１組のシェアタイは、リブから延在することができ、１組の細長い部材を有し得る。１組のシェアタイにおいて、１組の細長い部材は、複数の縦通材に取付けられる。
【選択図】図４

Description

背景の情報
１．分野
この開示は、一般に航空機に関し、特定的には、航空機の構造システムのための方法および装置に関する。この開示は、より特定的には、複合翼パネルのためのリブ構造および取付システムのための方法および装置に関する。

２．背景
航空機構造において、翼パネルは、外板および縦通材からなり、翼の曲げ荷重に対応し得る。これらの荷重およびその結果として生じる撓みは、翼上方の圧縮座屈と、翼パネルを支持するリブに対する圧砕荷重とを生じ得る。パネルが圧縮座屈を生じる可能性は、形状寸法、リブの間隔、および縦通材の間隔により左右され得る。パネルについての境界条件は、リブが外板／縦通材を支持する方法によって決定される。

図１に示す従来のアルミニウムパネルの設計は、縦通材１２の自由フランジ１６と、関連付けられたリブ翼弦フランジ１８との間で一連のリブボルト１４を用いて、リブ１０を縦通材１２に取付けることにより、パネルの支持を提供することができる。外板２０は、締結具を用いて縦通材外側フランジ２２に取付けられ得る。代替的な方法は、縦通材のウェブとリブ翼弦との間に蝶クリップを取付けることであり得る（図示せず）。これらの取付けにより、パネルに対して支柱の安定性が提供され得、縦通材をロールオーバーさせないことが考えられる。これらの設計は望ましくない場合がある。なぜなら、これらの設計が、ウイングボックスの建造中に据付を必要とするためである。封鎖されたウイングボックス内に穴を穿孔することは、多くの課題を生じ得る。

さらに、このリブボルトの設計を複合翼構造に適用すると、縦通材の半径において層間張力の問題を生じ得る。この構成は、複合構造に対して良好な荷重経路を提供しないことが考えられ、これにより、縦通材の半径に対して補強方法を要することが考えられ、費用が嵩む。複合翼はまた、縦通材にリブを取付けることに加え、縦通材および外板に共通するディスボンド休み締結具（disbond arrestment fastener）も必要とし得る。

したがって、翼パネルのリブの支持に対し、改善された荷重経路を設ける構造要素を提供することが望ましい。封鎖されたウイングボックス内に穴の穿孔を必要としない構造が、さらに望ましい。

概要
種々の有利な実施例が、航空機構造のための方法および装置を提供する。有利な一実施例において、航空機構造は、リブと、複数の縦通材と、１組のシェアタイ（shear tie）とを有し得る。複数の縦通材は、当該複数の縦通材の端部において、航空機構造のための外板に締結され得る外板フランジを有し得る。１組のシェアタイは、リブから延在することができ、１組の細長い部材を有し得る。１組のシェアタイにおいて、１組の細長い部材は、複数の縦通材に取付けられる。

別の有利な一実施例において、航空機構造を製造するための方法が使用され得る。複数のリブが設けられ得、これらの複数のリブは、当該複数のリブから延在するシェアタイを
有する。外板フランジを有する複数の縦通材は、航空機構造のためのシェアタイに取付けられ得る。

さらに別の有利な一実施例において、航空機構造は、複数のリブと、外板パネルと、当該複数のリブに当該外板パネルを取付けるための構造手段とを含む。構造手段は、当該外板パネルから当該複数のリブへの荷重経路を設ける。

特徴、機能、および利点は、この開示のさまざまな実施例において別個に達成され得るか、または、さらに別の実施例において組合され得る。さらに別の実施例では、以下の説明および図面を参照して、より詳細を認識することができる。

有利な実施例の特徴であると考えられる新規の特徴を、前掲の請求項に明示する。しかしながら、有利な実施例に加え、好ましい使用の態様、ならびに、そのさらに別の目的および利点は、この開示の有利な一実施例の以下の詳細な説明を、添付の図面と関連付けて読む際に参照すると、最も良く理解されるであろう。

詳細な説明
図面をより特定的に参照すると、図２に示す、航空機を製造して使用に供する方法２００と、図３に示す航空機３０２との文脈において、この開示の実施例を説明することができる。生産前において、例示的な方法２００は、航空機３０２の特定および設計２０４と、材料の調達２０６とを含み得る。生産中に、航空機３０２の構成要素およびサブアセンブリの製造２０８と、システム統合２１０とが行なわれる。その後、航空機３０２は、認証および配送２１２を経て使用２１４に供され得る。航空機３０２は、顧客による使用時に、定期保守および整備２１６（これは、改造、再設定、改装等も含み得る）が予定される。

方法２００のプロセスの各々は、システムインテグレータ、第三者、および／またはオペレータ（顧客等）により実施または実行され得る。本説明のために、システムインテグレータは、以下のものに限定されないが、任意の数の航空機製造業者および主システムの請負業者を含み得、第三者は、以下のものに限定されないが、任意の数の販売業者、請負業者、および供給業者を含み得、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス組織等であり得る。

図３に示すように、図２の例示的な方法２００により生産された航空機３０２は、複数のシステム３２０と内部３２２とを有する機体３１８を含み得る。高レベルシステム３２０の例は、推進システム３２４、電気システム３３０、油圧システム３２８、および環境システム３２６の１つ以上を含む。任意の数の他のシステムが含まれてよい。航空宇宙産業の例を示しているが、この開示の原理を自動車業界等の他の業界に適用してもよい。

本明細書で具体化される装置および方法は、図２の生産および使用方法２００の段階の１つ以上のいずれかの間に使用され得る。たとえば、図２の生産プロセス２０８に対応する構成要素またはサブアセンブリは、航空機３０２が使用に供されている間に生産される構成要素またはサブアセンブリと同様の態様で製作または製造され得る。また、１つ以上の装置の実施例、方法の実施例、またはそれらの組合せは、たとえば、航空機３０２の組立を実質的に迅速処理するか、または、航空機３０２の費用を削減することにより、図２における生産段階２０８および２１０において利用され得る。同様に、装置の実施例、方法の実施例、またはそれらの組合せの１つ以上は、たとえば、以下のものに限定されないが、図２の、航空機３０２が使用に供される時から保守および整備２１６までの間で利用され得る。種々の有利な実施例では、機体３１８における航空機の翼のための構造上の構
成要素を製造するために、方法および装置を使用することができる。

次に図４に移ると、翼パネルに対してリブの支持を提供するために使用される構成要素の例が、有利な一実施例に従って示される。この示された例では、種々の有利な実施例が実現され得る翼が示される。たとえば、以下のものに限定されないが、スタビライザ、操縦面、胴体、および扉等の他の構造で、他の有利な実施例を実現することができる。

この例において、リブ４００は、構造要素４０２を含む。これらの構造要素は、たとえば、以下のものに限定されないが、補剛材４０４を含み得る。加えてリブ４００は、シェアタイ４０６も含み得る。これらの例において、シェアタイ４０６は、構造要素４０８を含み得る。これらの構造要素は、たとえば、以下のものに限定されないが、ガセット４１０を含み得る。シェアタイ４０６は、リブ４００に一体化し得る。これらの例において、シェアタイ４０６は、構造要素４０８、たとえばガセット４１０を介して縦通材４１２および外板４１４に取付けられ得る。この態様で、たとえば、以下のものに限定されないが、荷重経路４１６等の荷重経路が、構造要素４０８を介してリブ４００から縦通材４１２および外板４１４まで形成され得る。

この種の建造様式は、縦通材４１２がリブ４００に直接接続され得る、現在使用されている構成とは対照的であり得る。現在の構成において、縦通材４１２は、荷重経路４１６の一部である。

その結果、種々の有利な実施例は荷重経路４１６を設け、この荷重経路４１６では、シェアタイ４０６が縦通材４１２および外板４１４に直接接続する。この態様で、縦通材における当該縦通材の半径に力が加わったとき等の問題が、これらの種々の有利な実施例によって提供される構成により、回避され得る。その結果、一般的に「Ｉ型」断面の縦通材が圧縮下において安定性を有し得、縦通材４１２のロールオーバーを防止する機械的構造または方法を必要としないことが考えられる。この種々の実施例は、たとえば、以下のものに限定されないが、Ｊ、Ｔ、Ｚ、および帽子型の構成等の他の構成を有する縦通材に適用されてよい。

次に図５を参照すると、図３の航空機３０２のための翼の一部の例示が、有利な一実施例に従って示される。この例において、翼５００は、前桁５０２、後桁５０４、リブ５０６、リブ５０８、およびリブ５１０を含む。外板５２４に沿った縦通材５１２、５１４、５１６、５１８、５２０、および５２２は、外板パネル５２６を形成する。図５に示す構成要素は、図４に示すブロック構成要素の物理的な例である。これらの構成要素は、航空機の翼構造を形成し得る。これらの構成要素における複合物は、たとえば、以下のものに限定されないが、グラファイト、ケブラー（登録商標）（Kevlar（登録商標））、ガラス繊維強化複合物、金属強化複合物、またはそれらの組合せであり得る。避雷（lightning strike conductive）材料が使用される場合、外板５２４は金属の層を含んでよい。避雷は、箔の層、遮蔽、またはメッシュによりもたらされ得る。外板５２４における複合材料の層の接着剤として、樹脂を使用することができる。

これらの例において、外板５２４は、複合外板であり得る。当然ながら、複合物以外の他の材料、たとえば均質な材料を、外板５２４に使用することができる。たとえば、以下のものに限定されないが、アルミニウムまたは他の任意の適切な材料を用いて外板５２４を形成してよい。これらの構成要素は、図３の航空機３０２の機体３１８内の構造アセンブリを形成し得る。

次に図６を参照すると、翼５００の一部の部分断面図の例示が、有利な一実施例に従って示される。この例において、示された図は、図５のセクション５２８のより詳細な例示
である。翼の外板パネル５２６では、縦通材の外板フランジ６０８、６１０、および６１２が、シェアタイ６００および６０２に取付けられ得る。この取付けは、それぞれ締結具６１４、６１６、６１８、および６２０を用いて行なわれ得る。これらの締結具は、たとえば、以下のものに限定されないが、ボルト、引張り／圧縮荷重経路とディスボンド休み締結具との組合せ、または、他の任意の適切な締結具システムもしくは機構等のさまざまな形態を取り得る。また、これらの締結具は、外板５２４をリブ５０８に取付けおよび／または締結し得る。

これらの有利な実施例において、シェアタイは、リブ５０８の翼弦６２２の下に配置される任意の構造であり得る。より具体的な例として、シェアタイは、リブ５０８の翼弦６２２の下において、外板パネル５２６をリブ５０８に接続するために使用され得る任意の構造であり得る。

これらの例において、シェアタイ６００および６０２は、リブ５０８に一体化され得る。他の有利な実施例において、シェアタイ６００および６０２は、リブ５１０に締結および／または接合され得る。記載された実施例のいずれにおいても、リブ５１０のすべては、シェアタイ６００および６０２を介して外板パネル５２６に取付けられる。

示されるように、シェアタイ６００は、ガセット６２４およびガセット６２６を含み得る。シェアタイ６０２は、ガセット６２８およびガセット６３０を含み得る。さらに、シェアタイ６００は、ウェブ６３２を含み得、このウェブ６３２は、実質的に平坦な部材であり得る。この例において、シェアタイ６０２は、空間６３７を有するセクション６３３およびセクション６３５を含み得る。セクション６３３およびセクション６３５は、ウェブ６３２に類似する平坦なセクションである。

示される例において、空間６３７、セクション６３３、およびセクション６３５は、開放された領域を設けるように形成され得る。この開放された領域を介して、たとえば、以下のものに限定されないが、ケーブル、ワイヤ、およびチューブ等の構成要素が、リブ５０８が配置される翼内の空間６３７を通り得る。

外板パネル５２６は、リブ５０８に取付けられることにより、内面のプロファイルを形成する形状を有し得る。リブは、下側翼面から上側翼面まで剛化され得る。この剛化は、リブ５０８、シェアタイ６００および６０２、ならびに外板パネル５２６の配列により生じ得る。

この種の配列により、外板パネル５２６に加わる力に対し、引張り引離し荷重（tensile pull off load）および／または破砕荷重が生じ得る。この種の荷重は、外板パネル５２６をリブ５０８から引離す傾向を有し得、および／または、外板パネル５２６をリブ５０８に圧砕または圧縮する傾向を有し得る。特に、リブ５０８のためのシェアタイ６００および６０２に縦通材５１８、５２０、および５２２を取付けることにより、それを経由して引張り引離し荷重および／または圧砕荷重が伝達され得る構成が形成される。

この引張り引離しおよび／または圧砕荷重に対応するために、ガセット６２４、６２６、６２８、および６３０は、リブから下方向に延在する構造部材であり得る。これらのガセットは、空間６３４、６３６、および６３８の周辺に形成され得る。これらの空間は、シェアタイ内に形成され得、および／または、シェアタイの切取部により形成され得る。これらのガセットは、外板パネルの取付部からリブ５０８の他の領域、たとえば、以下のものに限定されないが、ウェブ６３２、補剛材６４０、および補剛材６４２に荷重を伝達することを助け得る。

空間６３４、６３６、および６３８を形成する際のガセット６２４、６２６、６２８、および６３０の構成は、縦通材５１８、５２０、および５２２がリブ５０８内を通るための空間を設け得る。また、ガセット６２４、６２６、６２８および６３０は、リブ５０８の補剛材６４０および６４２と協調して作用し、引張り引離し荷重および／または破砕荷重に対応することに加え、リブ５０８に対する構造上の整合性を提供し得る。例示的な実施例において、リブ５０８等のリブは、ガセットおよび空間、たとえば、空間６３４、６３６、および６３８を有するガセット６２４、６２６、６２８、および６３０を設けるように機械加工され得る。他の有利な実施例において、これらの構造は、他の方法、たとえば、以下のものに限定されないが、複合レイアップ、スタンピング、鋳造、および／または鍛造を用いて形成される。

例示するように、外板フランジ６０８、６１０、および６１２は、縦通材の自由フランジ６４６、６４８、および６５０に比べて幅が広い。これらの例において、縦通材の自由フランジ６４６、６４８、および６５０は、空間６３４、６３６、および６３８のサイズが最小化され得るような態様で形作られ得るか、および／または、タブ付けされ得る。さらに、この構成により、ガセット６２４、６２６、６２８、および６３０は、縦通材の半径６５２、６５４、６５６、および６５８により近接して位置付けられるか、または、配置され得る。この種の構成により、フランジ６６０、６６２、６６４、および６６６等の部材は、それぞれガセット６２４、６２６、６２８、および６３０から延在し得る。これらのフランジは、締結具６１４、６１６、６１８、および６２０を介して縦通材の外板フランジ６００、６０２、および６０４に取付けられ得、および／または、締結され得る。さらに、この取付けは、外板５２４をも縦通材の外板フランジ６０８、６１０、および６１２に締結し、および／または、取付ける。

この例において、パネル下部６６８は、ガセット用のフランジ、たとえばフランジ６６０とフランジ６６２との間のセクションであり得る。パネル下部６６８はまた、リブシェアタイ下部とも呼ばれ得る。パネル下部６６８は、これらの例において、シェアタイ６００への外板５２４のさらなる取付点を設ける。パネル下部６６８は、締結具６７０または他の任意の適切な取付機構により、外板５２４に取付けられ得る。

この種の構成は、縦通材の半径６５２、６５４、６５６、および６５８にかかる荷重を減じ得る。この種の構成は、縦通材の自由フランジがリブに直接取付けられ得る、現在使用されている構成とは対照的である。図１に示すこの種の構成では、より大きなトルク引張り力および破砕力、曲げ力、せん断力、前後方向の力、および／または他の力が、縦通材の半径にかかり得る。この種の構成は、種々の有利な実施例に例示されるものに比べ、この種の力に対応するのに望ましいものではない。

次に図７に移ると、縦通材の外板フランジの高さにおける、縦通材およびリブ構造の構成の断面平面図の例示が、有利な一実施例に従って示される。この例では、リブ５０８、縦通材５１８、および縦通材５２０の図が、図６の線７−７から得られる。

この例示から分かるように、縦通材の外板フランジ６０８は、タブ張出部７００および７０２を含む。縦通材の外板フランジ６１２は、タブ張出部７０４および７０６を含む。タブ張出部７００および７０２は、フランジ、たとえば図６のフランジ６６２および６６４に接続され得る。

次に図８を参照すると、フランジを経た縦通材における、縦通材およびリブ構造の断面図の例示が、有利な一実施例に従って示される。この例において、縦通材の自由フランジ６４８および６５０の例示は、図６の線８−８に沿って得た断面図から示される。この図から分かるように、縦通材の自由フランジ６４８は、セクション８００においてより狭く
なり得、セクション８００の外側では外に広がり得る。セクション８００の幅は、ガセット６２６および６２８が互いに対して、かつ、縦通材５４０（図示せず）に対してより近接し得るように空間６３４が十分に狭くなるよう設計され得る。

次に図９を参照すると、縦通材およびリブ構造の構成の断面平面図の例示が、有利な一実施例に従って示される。この例では、種々の構成要素の図が、図６の線９−９から得られる。

したがって、種々の図面および他の例示から分かるように、リブ５０８を有するシェアタイ６００および６０２の構成と、縦通材５１８、５２０、および５２２への接続および／または取付けとにより、支柱の安定性の向上が提供され得る。この例において、タブ張出部７００および７０２は、以下に述べるように、支柱の安定性の提供を助け得る。これらの例において、支柱は、荷重経路内、たとえば図４に示す荷重経路４１６内の要素を含み得る。これらの要素は、縦通材４１２等の縦通材と、フランジ６６２および６６４上のタブ張出部７００および７０２とを含み得る。

タブ張出部７００および７０２を有するこの種の配列は、ガセット６２６および６２８を、補剛材６４０を基準として、より近接して間隔を空けた状態で配置することを可能にし得る。その結果、これらの要素は、支柱の安定性を得るための、より安定性の高い構造を提供し得る。この種の安定性は、翼が曲がるのに伴い、上側パネルおよび下側パネルに対する抵抗をもたらし得る。垂直方向の空間に対して構成要素をより近接して共に配設することにより、前後方向の引張り力および／または破砕力に対処する抵抗および／または能力が増大し得る。

認識されるように、これらの種々の例示的な実施例では、シェアタイ６００および６０２を有するリブ５０８の構成により、リブ５０８は、アセンブリの剛性を増大させることを助け得る態様で、かつ、外板からの前後方向の撓みを減じることを助け得る態様で、縦通材５２０等の縦通材上にリブ５０８が載置または配設されることを可能にし得る。換言すると、シェアタイ６０２を有するリブ５０８の建造様式により、シェアタイ６０２は、縦通材５２０の縦通材外板フランジ６１０に直接接続することが可能になり得る。

この種の構成は、図１に示す、縦通材がリブに直接接続される、現在使用されている構成とは対照的である。図１に示す例では、縦通材１２がリブ翼弦フランジ１８に接続され得る。認識されるように、１つの構造部材のみが存在し、これは、撓みの影響を一層受けやすいことが考えられる。

これとは対照的に、種々の有利な実施例は、追加の部材およびシェアタイを使用して、リブの他の部分、たとえば翼弦６２２および補剛材６４０に構造上の剛性をもたらす。その結果、ガセット６２６および６２８等のガセットは、荷重が翼弦６２２および補剛材６４０等の他の構成要素に関連してこれらの構成要素を通過する際に、図４の荷重経路４１６等の荷重経路においてさらなる構造上の安定性を提供し得る。

この態様で、外板パネル５２６は、リブ５０８において良好に支持され得る。セクション８００において、縦通材の自由フランジにタブ付けするか、または、縦通材の自由フランジを一層狭くした状態で、リブ５０８の構造要素間の距離を短縮することができる。ここで、シェアタイ６００およびシェアタイ６０２へ縦通材５２０を取付けることが可能になり、支柱の安定性を増大させることができる。

これらの例において、縦通材５２０におけるリブ間のフランジ部８０２および８０４と、縦通材５１８におけるリブ間のフランジ部８０６および８０８とは、所望される構造上
の安定性を高める態様で、強度を高めるように調整され得る。加えて、この調整により、種々の有利な実施例を組込んだ設計の重量を減じることも可能になり得る。これらの例において、この調整は、セクション８００における縦通材の自由フランジ６４８等の縦通材の自由フランジの幅の縮小を含み得る。図８に示す縦通材の自由フランジ６４８および６５０の幅の調整は、ガセット６２６および６２８が、互いに対して、および／または、補剛材６４０および翼弦６２２に対してより近接して配設されることを可能にし得る。これらの種々の有利な実施例は、シェアタイ内の構造上の構成要素が縦通材および外板上に位置付けられ得る、翼の下部構造用の構成を提供する。

次に図１０に進むと、翼を組立てるためのプロセスのフローチャートが、例示的な一実施例に従って示される。

このプロセスは、ガセットを有するシェアタイを形成することにより開始される（動作１０００）。これらの例において、ガセットは、リブ内の他の構造上の構成要素とアライメントされてリブ内のガセットおよび他の構造上の構成要素を通る負荷経路に対して構造上の安定性の増大をもたらし得る、構造上の構成要素であり得る。ガセットは、構造上の構成要素、たとえばリブの補剛材の周辺で、および／または、補剛材に近接してアライメントされ得る。この種のアライメントは、支柱の安定性の増大だけでなく、前後方向の撓みに対する抵抗を提供し得る。これらの例において、シェアタイは、リブの一部として一体的に形成され得、または、さまざまな機構および／または締結システムを用いて取付けられおよび／または接合され得る。このプロセスにより、外板フランジおよび自由フランジを有する縦通材が形成される（動作１００２）。

外板フランジは、シェアタイに取付けられ（動作１００４）、その後、このプロセスは終了する。これらの例において、外板フランジは、ガセットから延在するフランジ、および／または、ガセットに関連付けられるフランジに取付けられ得る。縦通材の外板フランジ上にシェアタイを重ねるか、または配設することにより、ガセットを介した荷重経路において、より大きな構造上の安定性が得られ得る。この種の安定性は、ガセット間の空間を削減することによって達成され得る。さらに、この種の構成により、外板および縦通材は、シェアタイに取付けられ得るようになる。加えて、シェアタイの他の部分が外板パネル上の外板に直接接続され得る。

次に図１１を参照すると、外板パネルを据付けるためのプロセスのフローチャートが、有利な一実施例に従って示される。このプロセスは、外部からの穿孔および／または締結具の据付を可能にし得る。

このプロセスは、外板パネルをシェアタイにアライメントすることにより開始される（動作１１００）。このアライメントは、翼の他の部分を基準として外板パネルを定位置に配設することを含み得る。その後、１組のパイロット穴が穿孔され得る（動作１１０２）。当該１組のパイロット穴として、１つ以上の穴が作製され得る。これらのパイロット穴は、手動により、または、ユーザが穿孔位置を選択して、外板パネルを翼に取付けるための残りの穴を穿孔するための適切な基準マークを識別することにより、穿孔され得る。

この１組のパイロット穴が穿孔された後に、プロセスは、コンピュータ制御工具により残りの穴を穿孔することができ（動作１１０４）、その後、このプロセスは終了する。当業者は、穿孔工具を制御する他の手段を認識することができる。動作１１０４において、最初の基準穴により、コンピュータ制御工具が残りの穴を穿孔するための基準が提供される。残りの穴の位置は、構造についてのデータまたはモデルを介して識別され得る。その結果、最初のパイロット穴が一旦正しく識別されると、残りの穴の穿孔は、翼の内部からの穿孔の必要性をなくす態様で、コンピュータ制御工具を用いて実施され得る。当然なが
ら、穴を形成および／または穿孔するどのような工具が使用されてもよい。たとえば、以下のものに限定されないが、パイロット穴にピン止めされる従来の穿孔治具を用いることもできる。

したがって、種々の有利な実施例は、航空機の翼構造のための方法および装置を提供する。有利な一実施例において、航空機の翼構造は、リブと、複数の縦通材と、１組のシェアタイとを有し得る。複数の縦通材は、複数の縦通材の端部において、当該航空機の翼構造の外板に締結され得る外板フランジを有し得る。１組のシェアタイは、リブから延在することができ、１組の細長い部材を有する。１組のシェアタイにおいて、１組の細長い部材は、複数の縦通材に取付けられる。当業者は、以下のものに限定されないが、胴体、スタビライザ、操縦面、扉等の他の適切な航空機の構造にこれらの教示を適合させることができる。

これらの例示された実施例は、リブ内のシェアタイに依存せずに縦通材がリブに直接取付けられる現在の構成に比べ、航空機の翼構造において一層改善された構造上の整合性を提供することができる。これらの例において示された構成は、縦通材の半径に加えられる力に対する懸念を軽減および／または除去することができる。

さらに、有利ないくつかの実施例では、航空機の翼構造の組立が、より簡単になり得る。なぜなら、外板パネルをリブに取付けるための穴が、当該外板パネルを定位置に配置した後に、翼構造の外部からの穿孔を伴わずに形成され得るためである。種々の有利な実施例において、外板パネルをシェアタイに取付けるための締結具の位置により、この特徴が提供され得る。

加えて、これらの有利な実施例の一部またはすべてにより、重量の削減、製造コストの削減、および製作の高速化が生じ得る。また、構成要素が翼内に配列され得る態様は、翼内で穿孔されて据付けられる締結具の数を減らし得る。さらに別の利点には、異物および塵が翼内に入る可能性を低減することが含まれ得る。

種々の有利な実施例の説明は、例示および説明の目的で提示されており、排他的であること、または、開示された形態にこの実施例を限定することを意図しない。当業者には、多くの変更および変形が明らかになるであろう。さらに、種々の有利な実施例は、他の有利な実施例に比べ、異なる利点を提供し得る。選択された実施例は、これらの実施例の原理および実際の適用を最も良く説明するために、ならびに、企図された特定の用途に適したさまざまな変更を伴うさまざまな実施例のための開示を他の当業者が理解することができるように、選択および説明されている。

有利な一実施例が実現され得る、リブおよび翼パネルの取付要素を示す公知の翼構造の立面図を示す図である。 有利な一実施例に従った、航空機の生産および使用の方法論のフロー図である。 有利な一実施例に従った航空機のブロック図である。 有利な一実施例に従った、翼パネルに対してリブの支持を提供するために使用される構成要素を示す図である。 有利な一実施例に従った、航空機のための翼の一部を示す図である。 有利な一実施例に従った、翼の一部の断面図を示す図である。 有利な一実施例に従った、縦通材の外板フランジの高さにおける、縦通材およびリブ構造の構成の断面平面図を示す図である。 有利な一実施例に従った、フランジを経た縦通材における、縦通材およびリブの構造の断面図を示す図である。 有利な一実施例に従った、縦通材およびリブ構造の構成の断面平面図を示す図である。 有利な一実施例に従った、翼を組立てるためのプロセスのフローチャートである。 有利な一実施例に従った、外板パネルを据付けるためのプロセスのフローチャートである。

符号の説明

４００ リブ、４０２ 構造要素、４０４ 補剛材、４０６ シェアタイ、４０８ 構造要素、４１０ ガセット、４１２ 縦通材、４１４ 外板、４１６ 荷重経路。

Claims (18)

1. 航空機構造であって、
   リブと、
   複数の縦通材とを備え、前記複数の縦通材は、前記複数の縦通材の端部において、前記航空機構造のための外板に締結され得る外板フランジを有し、前記航空機構造はさらに、
   前記リブから延在し、かつ、１組の細長い部材を有する１組のシェアタイを備え、前記１組のシェアタイにおいて、前記１組の細長い部材は、前記複数の縦通材の外板フランジに取付けられる、航空機構造。
2. 前記１組の細長い部材の端部におけるフランジは、前記複数の縦通材の上において前記外板フランジに取付けられる、請求項１に記載の航空機構造。
3. 前記１組のシェアタイは、前記複数の縦通材の前記外板フランジおよび外板に取付けられる、請求項１に記載の航空機構造。
4. 前記１組の細長い部材の端部におけるフランジは、前記複数の縦通材上の前記外板フランジおよび外板に取付けられる、請求項１に記載の航空機構造。
5. 前記１組の細長い部材間に配置された１組のリブシェアタイ下部をさらに備え、前記１組のリブシェアタイ下部は前記外板に取付けられる、請求項４に記載の航空機構造。
6. 前記１組のシェアタイは、前記リブの一部として形成される、請求項１に記載の航空機構造。
7. 前記１組の細長い部材は１組のガセットである、請求項１に記載の航空機構造。
8. 前記複数の縦通材における縦通材は、外板フランジを有し、前記１組のガセットにおける第１のガセットは、前記縦通材の第１の側に配置され、前記１組のガセットにおける第２のガセットは、前記縦通材の第２の側に配置され、前記第１のガセットのための第１のフランジは、前記外板フランジに締結され、前記第２のガセットのための第２のフランジは、前記外板フランジに締結される、請求項７に記載の航空機構造。
9. 前記第１のフランジおよび前記第２のフランジに対向する端部における、前記リブ内の補剛材に関連する位置において、前記リブからの前記第１のガセットおよび前記第２のガセットは、荷重経路を形成する、請求項８に記載の航空機構造。
10. 前記位置は、前記航空機構造にかかる力に応答して前後方向の撓みを減じる、請求項９に記載の航空機構造。
11. 前記航空機構造は、翼、スタビライザ、操縦面、胴体、および扉の１つから選択される、請求項１に記載の航空機構造。
12. 航空機構造を製造するための方法であって、
    複数のリブを設けるステップを含み、前記複数のリブは、前記複数のリブから延在するシェアタイを有し、前記方法はさらに、
    前記航空機構造のための前記シェアタイに、縦通材外板フランジを有する複数の縦通材を取付けるステップとを含む、方法。
13. 前記シェアタイは、前記複数のリブから延在するガセットを有し、前記ガセットはフラ
    ンジを有し、前記取付けるステップは、
    前記複数の縦通材のための前記縦通材外板フランジを、前記ガセットのための前記フランジに取付けるステップを含む、請求項１２に記載の方法。
14. 前記シェアタイは、前記複数のリブから延在するガセットを有し、前記ガセットはフランジを有し、前記取付けるステップは、
    前記複数の縦通材のための前記縦通材外板フランジを、前記ガセットのための前記フランジと、翼のための外板とに取付けるステップを含む、請求項１２に記載の方法。
15. 前記ガセットと前記外板との間にリブシェアタイ下部を取付けるステップをさらに含む、請求項１４に記載の方法。
16. 前記設けるステップは、
    前記複数のリブにおけるリブから延在する前記シェアタイを単一構造として形成するステップを含む、請求項１２に記載の方法。
17. 前記設けるステップは、
    前記複数のリブから延在する前記シェアタイを、締結具を用いて前記複数のリブに取付けるステップを含む、請求項１２に記載の方法。
18. 前記取付けるステップは、
    前記航空機構造上に前記複数の縦通材および外板をアライメントするステップと、
    前記複数の縦通材および前記外板の外側から１組のパイロット穴を穿孔するステップと、
    コンピュータ制御工具を用いて残りの穴を穿孔するステップとを含む、請求項１２に記載の方法。

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