JP2009504494A - 翼用の支持構造 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明は、航空機用の支持構造に関する。
【解決手段】支持構造は、１つまたは数個の棒部材（３６）と１つまたは数個の接合部材（３７）からなり、少なくとも１つの棒部材（３６）は、少なくとも１つの接合部材（３７）を係合可能性な遷移領域（９）からなる。棒部材（３６）の遷移領域（９）が接合部材（３７）を係合する場合に、少なくとも１つの中心力の伝達が、棒部材（３６）と接合部材（３７）との間に起こる。
【選択図】図２

Description

［関連出願の参照］本出願は、２００５年８月１７日に出願の米国仮特許出願第６０／７０９，１４６号明細書および２００５年８月１７日に出願の独国特許出願第１０ ２００５ ０３８ ８４９．３号明細書の出願日の利益を主張するものであり、その開示を参照することによって本明細書に援用される。

本発明は、一般に静力学の技術分野に関し、特に、本発明は、支持構造、連結部材、支持構造用の接合部材、翼、棒部材と接合部材との間の力の伝達の方法、連結部材を製造する方法、航空機における支持構造の使用方法、および支持構造を含む航空機に関する。

航空機の構造において、Ｕ字形状断面または二重Ｔ字形状断面を備える、大きな負荷のかかる骨組みを構築する。さらにまた、長方形の断面を有する棒を、例えばＡ３８０の垂直尾翼の中央ボックスの下方リブにおいて頻繁に使用する。

そのような形状断面は、大きな負荷をかけることのできる骨組みを組み立てるために適しているが、これらの棒は比較的強固にする必要がある。

その結果、大きな負荷をかけることができる骨組みの重量が増加する。比較的に軽負荷の場合、いわゆるＳＡＲＭＡロッドを使用する。例えば、ＳＡＲＭＡロッドは、床受け材として使用する。

しかしながら、ＳＡＲＭＡロッドは、寸法設計が不十分なので、大きな負荷がかかる骨組みには適さない。

管連結システムは、独国特許第１９９ ２１ ６９０ Ｂ４号明細書、独国特許第２０ ２００４ ０１５ ８８３ Ｕ１号明細書、独国特許第１９９ ２０ ４２７ Ａ１号明細書、独国特許第３７ ２１ ０９２ Ｃ２号明細書、および独国特許第２０ ２００４ ０１５ ０４７ Ｕ１号明細書といった文献によって公知である。

概して、圧力荷重のもとでの座屈は、骨組みにおけるブレース／棒にとっての限界荷重の場合である。なぜなら、モーメントのかからない骨組み設計に起因して、主に張力または圧力がかかるからである。

骨組み全体に力の分配および力の伝達を調和するにもかかわらず、特に、ほぼ全体的な力が構造に作用する場合に、ほぼ個々の圧力による力が個々のブレースに作用することが考えられる。

特に、いわゆる骨組み結合点、すなわち骨組み棒の先端において、複雑で強力な結合を働かせる必要がある。

航空機の場合、航空機翼の中央ボックスは、概して、多大な負荷を受けている。特に、中央ボックスは、横負荷および関連する曲げ負荷を、航空機胴体に確実に伝達する必要がある。

概して、中央ボックスは、２つの対向する側面を備えるので、中央ボックスが受ける曲げ負荷は、一方の側面においては圧力負荷になり、中央ボックスが取り付けられる底部パネルに対して垂直な他方の領域においては張力になる。中央ボックスは、ボックス支持体として設計される。

すなわち、中央ボックスの構造は、骨組みを備え、骨組みは、桁、リブ、および縦桁によって補強される。これらの部品を用いて、中央ボックスの局部的な堅くする材料を達成する。

しかしながら、中央ボックス作用相当な力にるためには、桁、リブ、または縦桁が、非常に強固な構造である必要がある。

多大な力に適応するために、通常、多数の大きな部品が必要である。一方では、大きな部品は相当な経費で修復する必要があるので、製造誤差がある場合に短所になる。

もう一方で、導かれた負荷（例えば航空機が飛行している間に圧力または張力の結果として生じる負荷など）を、特にリブを使用することによって、最短経路で胴体連結に伝達できない。

従って、桁、リブおよび縦桁を備える中央ボックスの支持構造体の公知の構造は、それに対応した重い重量である場合のみに非常な強さを達成する。

本発明の目的は、航空機用の改良された支持構造体を提供することである。

従って、航空機用の支持構造体、支持構造体用の連結部材、支持構造体用の接合部材、支持構造体を備える翼、棒部材と接合部材との間の力伝達の方法、航空機における支持構造体の使用方法、および独立請求項に従った特徴を有する支持構造体を備える航空機が提供される。

本発明において、「力」という用語は、圧力による力および張力を指す。

本発明の一例示的実施形態によると、航空機用に提供される支持構造体は、少なくとも１つの棒部材および少なくとも１つの接合部材を備える。この配置において、少なくとも１つの棒部材は、少なくとも部分的に重なるように少なくとも１つの接合部材と係合する遷移領域を含む。この配置において、遷移領域が少なくとも１つの接合部材１と係合するときに、棒部材と少なくとも１つの接合部材との間で力を中心に向かって伝達するように、少なくとも１つの遷移領域を設計する。

部分的に重なる連結は、接合部材（クノッテレメント）の中へ対称的にまたは中心に向かって力を導くことを達成するのに有効な場合がある。２剪断（ツヴァイシュニティグ）連結は、例えば、両側において接合部材に対して平面態様に留まる２つの面を備える。このようにして、接合部材の中に対称的に力を導いてもよい。

本発明の別の例示的実施形態によると、基本的本体を有する支持構造体用の連結部材が提供される。基本的本体は、棒部材に連結する第１端部を備える。さらにまた、連結部材の基本的本体は、少なくとも部分的に重なるように接合部材と係合するような第２端部を備える。この配置において、連結部材の基本的本体が接合部材と係合するときに、棒部材と接合部材との間で力が中心に向かって伝達されるように、連結部材の基本的本体が設計される。なお、この文脈において、「係合する」という用語は、セクションが連結部材または締結部材によって相互連結することを意味する。

本発明のさらに別の例示的実施形態によると、支持構造体用の接合部材が提供される。接合部材は、少なくとも１つの取付け表面または取付け領域を備える。この配置において、取付け領域は、棒部材の遷移領域によって重複して少なくとも部分的に受け入れられるように設計する。換言すれば、棒部材の遷移領域は、接合部材と部分的に重なるかまたはその側面に位置する。

さらに、本発明の別の例示的実施形態によって、支持構造体、連結部材、接合部材の少なくとも１つを備える翼を記載する。

本発明において、「翼」という用語は、任意の種類の翼を指す。特に、この用語は、航空機翼を指し、「航空機翼」という用語は、その最も広い意味において解釈するべきである。

特に、「航空機翼」という用語は、翼、水平尾翼、および垂直尾翼を指す。航空機翼の例として、垂直尾翼の設計を下記に記載する。垂直尾翼は、前縁領域、耐荷中央ボックス、端部ボックス、ならびに操縦翼面または方向舵を備える。

さらに、本発明の別の例示的実施形態によると、連結部材による棒部材と接合部材との間の力の伝達の方法が提供される。この趣旨で、最初に、棒部材を、連結部材の基本的本体の第１端部に連結する。さらに、少なくとも部分的に重なるように、連結部材の基本的本体の第２端部に、接合部材を連結する。その後、棒部材と接合部材との間で、中心に向かって力を伝達または交換する。

この配置において、棒部材から接合部材へ、および接合部材から棒部材へと、力を伝達できる。

本発明の更なる例示的実施形態によると、航空機の支持構造体の使用方法が提供される。

本発明のさらに別の例示的実施形態によると、支持構造体を有する航空機が提供される。

本発明の例示的実施形態によると、棒部材と接合部材との間で、中心力の伝達がある。換言すれば、このことは、事実上の力線に沿って力が伝達されることを意味し、事実上の力線は、力の分配に関係するすべての部品の、中心面または中心線、対称線および／または対称面、あるいは質量中心線または質量中心面を通して延びる。すなわち、例えば、力が、管、成形品、および結合点に沿って伝達される場合、伝達される力の事実上の線は、結合点の中心面、成形品の中心線、および管の中心線を通って延びる。

このようにして、モーメントのない力の分配が有効に生じる場合がある。中心面または中心線から特定の距離の箇所で力が作用する場合に、モーメントが生じる。この場合、距離は、モーメントを加えることが可能なてこ（レバー）として働く。

従って、力の効果または経路が中心面上に正確に延びる場合、あるいは伝達される力の事実上の線が部品の中心面を通って延びる場合、その結果として、モーメントが生じ得ないので、曲げの結果としての更なる負荷が発生しない。

従って、前もって力の勾配を有効に確定することが基本的に可能である。このような力の勾配の知識によって、構造（例えば翼または翼の部材）を、より適切な寸法に決めることができる。さらにまた、クランプ力を防止することができる。

偏心連結において生じる曲げモーメントとは別に、中心力の伝達によって、偏心連結の場合に生じるモーメントを防止することができる。部品が偏心的に取り付けられる場合、すなわち別の部品の中心面からある距離の箇所に取り付けられる場合、モーメントが生じることがある。

しかしながら、曲げの結果としての更なる負荷は、完全に対称的な設計によって防止することができる。モーメントがないということは、例えば、モーメントが伝達されないことをも意味する。従って、例えば、更なる応力の増強を防止することができる。

例えば、棒部材上に遷移領域を提供することによって、棒部材の中心線を、接合部材の中心線と一致させて保つことができる。

棒部材の中心線（遷移領域の中心線を含む）が接合部材の中心線または中心面と一致するようにして、棒部材の遷移領域が接合部材に係合させる。

例えば、接合部材が、長方形または立方形である場合、その中心線、質量中心線または中心面は、立方形の接合部材の２つの画定表面の中央に延びる。例えば、棒の中心線は、接合部材または接合プレートの質量中心と一致する場合もある。

棒部材の中心線の仮想上の延長を、接合部材の中心線または中心面と一致させるようにして、棒部材上の遷移領域によって、棒部材または棒部材の中心線を、接合部材の中心線より上に配置することができる。モーメントを生じる中心面または中心線からの距離はない。従って、棒部材に沿って作用する力を接合部材の方向に導くことによって、モーメントのない、すなわちモーメントの生じない接合部材へと力を完全に導くことができる。

従って、接合部材の中、または接合部材の上の曲げモーメントを防止することができる。従って、上記力は、接合部材の中心線または中心面と対称的に伝達できる。

力が、中心線上に直接に作用し、中心線からある距離の箇所において作用する力の結果として生じるモーメントが、互いに対称的に相殺するので、この力伝播によって、モーメントの発生を防止することが可能である。

本発明の更なる例示的実施形態によると、棒部材、支持部材またはブレースの遷移領域は、第１断面形状を有する第１端部と、第２断面形状を有する第２端部とを備える。この配置において、第１および第２断面形状は異なってもよい。

従って、遷移領域は、第１断面形状と第２断面形状との間の遷移を形成するのに役立つことができる。この種の遷移が有効になるのは、例えば、棒部材は、静力学的な理由から有利な断面形状にあることから可能であり、その一方で、棒部材は、別の断面形状を備えてもよい別の部材に連結されるからである。

遷移領域は、棒部材と直接に隣接するか、または棒部材の中に入ることができる。さらにまた、遷移領域は、棒部材の端部領域を改造することによって製造することができる。従って、遷移領域は、棒部材の不可欠な部分を形成することができる。

さらにまた、棒部材の一端上の、最上部、連結、延長、アダプタ、または何らかの他の適合装置によって、遷移領域を棒部材の一端に取り付けることが可能である。この配置において、遷移領域は、静力学的な必要条件を満たす。遷移領域は、棒部材と棒部材に取り付けた更なる部材との間の、最適で中心力を伝達するために設計するべきである。

遷移領域は、棒部材と棒部材に取り付けた更なる部品との間でモーメントのない伝達を可能にするためのものである。遷移領域ならびに棒部材自体は、対称的な設計が有効である。

本発明の更なる例示的実施形態によると、遷移領域は、基本的に円形の断面形状を備える。棒部材は、例えば、ロッドである。ロッドは、固体材料で設計することができる。遷移領域が円形端部を有する場合、棒部材から遷移領域へと力を最適に導くことができる。

遷移領域は、棒部材の一端から形成してもよい。このようにして、遷移領域における更なる部品または部材の必要性を回避することができる。これに対応する遷移領域をすでに備えている棒部材を製造することができる。有利には、このようにして、動的不均一性または接触点を有効に防止または低減することができる。

本発明の更なる例示的実施形態によると、少なくとも１つの棒部材は、基本的に管状断面形状を備える。支持構造体が、骨組み接合部への連結のために、可能な限り大きい直径を有する薄肉管を使用することが、特に有利である。大きい管直径は、細さ比率を低下させ、その結果として許容応力が増加し、その構造の結果として、より優れた材料を利用することが可能になる。

軽量の薄肉管は、大きい負荷Ｆを受け入れることを可能にする。

以下、薄肉管の効果を説明する。最初に、伝達される力Ｆ（棒部材はその力のために設計される）と、棒長１とは、所与のものとして考慮する。

管状断面の重量Ｇは、以下の通りである。
Ｇ＝Ｖ×ρ

ここで、Ｖは管状断面の大きさを表し、ρは管状断面を製造する材料の比質量を表す。Ａは、力Ｆが作用する横断面を表し、σは、力学的な（座屈）歪みを表す。
Ｖ＝Ａ×ｌおよび力Ｆに必要な領域

ならびに座屈負荷に関するオイラーの公式

の応用によって、以下が適用される。

従って、大きい弾性率Ｅと低い比質量ρとを有する材料が選択される場合、重量が減少する。さらにまた、縦横比または厚さ定量λの幾何学的なパラメータを低減するために、重量を減少させることができる。

以下の縦横比の公式

は、縦横比λが減少するにつれて、二次断面二次モーメントＩ_ｙ（フラッシェントラゲイシュモメント）が増加することを示す。

近似値によって平均管直径ｄ_ｍおよび壁厚ｓを有する薄肉管

について（すなわち例えば０．０５〜０．１の領域において）、以下が適用される。

を用いて、

である。このことは、所定の面積Ａについて、大きいＩ_ｙを達成するためには、ｄ_ｍを拡大すべきであることを示す。
＜薄肉管に関する条件＞

を破らないためには、結果的に、薄い壁厚ｓを選択すべきである。

しかしながら、あまりに薄い壁厚ｓを選択した場合には、局部座屈が生じることがあることを考慮すべきである。従って、部品の故障を防ぐために、一定の最小限の壁厚を維持すべきである。

さらに、σについては、可塑性または延性のある領域において、座屈負荷に関するオイラーの公式に対応する値よりも低い値を使用すべきである。

例えば、管、従ってそれらの遷移領域もまた、２０〜３０トンまたは１５〜５０トン規模の負荷の圧力負荷および引張負荷に対して設計する。

垂直尾翼のための支持構造体の棒部材として管を使用する場合には、例えば、この規模の負荷が生じることがある。航空機が飛行している間、負荷が垂直尾翼の外面に作用することがあり、その負荷は、支持構造体によって取り除かれる。面負荷については、個々の管の負荷、または管における面負荷からの圧力負荷または引張負荷として働く力が、上述の規模に達することがある。

同様に、駐機した航空機、特に駐機した航空機の垂直尾翼、または航空機翼に作用する突風の結果として生じる力は、これに対応する力を生み出す。許容力に関する詳細は、支持構造体の対応する棒、棒部材、または管の、寸法設計の上限として使用することができる。より大きな力に対して設計することも可能である。

航空機に支持構造体を使用することは、組み立て中の減量に有効に貢献することがある。支持構造体を有する航空機は、軽い重量でありながら、大きな安定性を提供することができる。

管または棒部材の製造に使用できる材料は、例えば、炭素繊維強化プラスチックまたは金属（例えばチタン）である。

本発明の更なる例示的実施形態によると、遷移領域の第２端部は、基本的にシート状である。シート状の設計は、例えば、管を対称的に平坦化してもよい。管を対称的に平坦化する際に、遷移領域の平坦な端部を拡張または拡大することができる。従って、管状の棒部材の遷移領域は、管状から線形状への連続的な遷移を含んでもよい。そのような形状は、（歯みがきのチューブのような）管の形状とほぼ類似している。

管の端部領域のシート状の形状は、立法形またはシート状の連結部品に管を取り付け可能にする。遷移領域のシート状の部分は、正のロッキング（係止）になるように、連結部品のシート状の領域に取り付けてもよい。この設計によって、均一な力の伝達が達成可能になる。

さらに、シート状の形状は、取付け方法に関して有利な場合もある。例えば、リベットまたはネジは、シート状の領域に、より良好に取り付けることができる。同様に、シート状の領域の場合には、接着性連結が可能である。この配置において、取付けは、基本的に応力をかけることがない。

本発明の更なる例示的実施形態によると、遷移領域の第２端部は、くちばし形状またはクランプ形状を備える。なお、この文脈において、「くちばし形状」という用語は、基本的に平行になるように離れて互いに対向する２つの領域を指す。

空間は、例えば、材料において機械加工される凹部である場合がある。くちばし形状の遷移領域は、対称性を伴う。例えば、プラグタイプの連結（シュテックヴェルビンドゥング）は、くちばし形状の遷移領域によって確立することができる。

この配置において、２つの平坦な領域間の間隔またはギャップに更なる部材をプラグインしてもよい。この第２部材がシート状の物体（例えば立法形の物体）でもある場合には、正確な嵌合を有する連結を２つの部材の間に確立してもよい。対称的設計と同様に、正確な嵌合を有する連結は、非対称または不均一性の結果として生じる曲げモーメントを防止することができる。

正確な嵌合を有する連結によって、クランプ力（締付力）を防止することができる。正確な嵌合を有する連結は、設置している間に材料を曲げることによって補正される望ましくない間隔を防止できる。正確な嵌合に隣接する部材は、ギャップなしに結合できる。

このようにして、大きな負荷のかかる部品の場合には、締付け（クランプ力）の間に生じる更なる応力を防止することが可能な場合がある。

従って、優れた材料を使用する結果としての減量という局面を考慮してもよい。応力集中の防止は、繊維強化材料を使用することで可能になる場合がある。

遷移領域のシート状の端部、遷移領域の拡張された領域の少なくとも一方は、結果として連結部材用に改良された取付けオプションにしてもよい。

例えば、より大きい領域に、リベットまたはネジなどのより多くの取付け部材を取り付けてもよく、あるいは破壊に対して抵抗力を有するリベットまたはネジを取り付けてもよい。

本発明の更なる例示的実施形態によると、棒部材の遷移領域は、連結部材、特に管状の連結として設計する。

この配置において、連結部材は、棒部材から分離可能に設計する。すなわち、棒部材は、例えば、連結部材と独立して、または遷移領域と独立して製造してもよい。さらに、棒部材および連結部材は、異なる材料で製造してもよい。従って、連結部材は、棒部材の着脱可能な遷移領域であってもよい。

従って、標準部品（ノルムテイレ）として棒部材および連結部材を製造することが可能な場合があり、必要な連結に応じて、張力または圧力による力を中心に向かって導くための対応する遷移領域を可能にする、対応する連結部材を使用することが可能な場合がある。

遷移領域の分離可能な設計は、棒部材が遷移領域を有する必要性がない場合があることを意味する。連結部材は、棒部材に取り付け可能であり、従って交換可能でもある。標準部品は、例えば、一定の直径または長さに製造することができる。モジュール式の方法において、遷移領域を有するかまたは遷移領域を有しない任意の棒部材は、対応する連結部材と組み合わせたり、対応する連結部材で補ったり、または対応する連結部材に適合させる場合もある。

標準部品を使用することは、保管の必要がある部品の数を減少させるので、在庫管理の際の利点を有する。さらにまた、例えば、遷移領域および棒部材を異なる材料で製造することが可能である。

このようにして、遷移領域の耐荷力に関する異なる必要条件、または１つの断面形状から別の断面形状へと力を伝達する領域を、提供することができる。さらにまた、具体的な故障の場合には、影響を受けた個々の部品だけを交換すればよい。

同一の部材の数が少ないので、標準部品を用いて可能になる連続生産の場合には、単純生産および多数の部品が可能なことがある。例えば、連結部材は、管の各端部に取り付けてもよい。

従って、軸方向に対称的でない連結部材の場合には、管の一端または管の他端において、縦軸を中心に回転する連結部材の取付を提供することが可能である。例えば９０度の回転は、様々な位置における取付に有利なことがある。回転は、管の縦軸を中心に発生する。

本発明の更なる例示的実施形態によると、連結部材は、１つの部品として設計され、すなわち一体的に作り上げられる。例えば、１部品からなる設計は、製造における利点を提供することがある。さらにまた、例えば管状の棒部材の場合、連結部材は、回転方法を使用して部分的に製造してもよい。

本発明の更なる例示的実施形態によると、連結部材は、いくつかの部品（例えば２つの部品）で設計される。連結部材の２部品からなる設計は、連結部材の棒部材への取り付けにおける利点を伴うことがある。

例えば、２部品からなる連結部材は、設計において骨組み形状にすることができる。すなわち、２つある片方ずつの骨組みを、管の端部に嵌合することができる。従って、それぞれ片方ずつの骨組みは、単独で、かつ他方の骨組みから独立して、管の外壁または内壁に嵌合する場合もある。

このようにして、正確な嵌合（すなわち可能な限り小さい隙間空間を有する嵌合）を達成することが可能である。骨組みの内部が管の外壁に当接載置されない場合には、隙間または自由空間が生じることがある。

管の内壁または外壁に片方ずつの骨組みを正確に嵌合することは、そのような連結の安定性に関する利点を伴うことがある。このようにして、曲げモーメントまたは剪断力を防止することができる。

分離可能に設計された連結部材は、例えば、確実な緩み止めになるため、または正確な嵌合を保持するために、管の外側または外壁または内壁に取り付ける。

連結部材または連結は、繊維強化複合材料（例えば炭素繊維強化プラスチック）から、または金属（金属薄板、さらには機械加工されたもの）から製造される２つの同一の成形品を備えることができる。製作公差を考慮すると、連結は、管または棒部材の外側および内側で行うことができる。成形部品は、断面の輪郭と同様の、連続生産を可能にする輪郭を有する。

本発明の更なる例示的実施形態によると、接合部材（少なくとも１つはある）は、遷移領域、または少なくとも１つの棒部材の連結部材の一端に係合するように設計する。

このことは、取付け部材または接合部材（特に、その形状）が、棒部材の遷移領域の形状に整合することを意味する。形状を整合させることは、可能な限り正確な嵌合を有する連結の提供、または正確な嵌合連結の提供を可能にする。このようにして、曲げモーメントおよび不均一性を防止できる。

正確な嵌合形状によって、接合部材が遷移領域と直接接触しているので、組み込みの間に、例えば圧力から生じる応力を防止できる。すなわち、２つの部材（特に、棒部材または連結部材の接合部材および遷移領域）が、正確な嵌合ではない場合には、組み込みの間に、圧力が部品を対応する形状に押し込む可能性があり、その結果として応力が生じる可能性がある。

本発明の更なる例示的実施形態によると、少なくとも１つの接合部材は、取付け面を備える。さらにまた、接合部材は基準側面を備え、接続可能な棒部材のための空間方向を特定できる方法によって、基準側面および取付け面が連結される。

例えば、取付け面および基準側面は、クモの巣状または金属薄板の形状の場合がある。金属薄板部品は、相互に様々な角度で配置する場合がある。基準側面は、設置面（例えばリブ、縦桁またはフレーム部材など）に取り付ける場合もある。

従って、基準側面は、設置面に平行に延びることができる。基準側面と取付け面との間の角度によって、取付け面は、設置面に関してある角度に配置する場合がある。

例えば、くちばし形状の端部領域、対応する連結部材、または遷移領域を設置する間に、連結部材と棒部材の管との間の角度が、取付け面と基準側面との間の角度に対応するように、取付け面の形状を、遷移領域または連結部材の形状に整合させることができる。

このようにして、規則的設計を有する支持構造体用の角度を有する、特別な連結点または接合点を製造可能である。これらの支持構造体は、骨組みの態様で設計する場合もある。

従って、取付け面と基準側面との間の角度、または棒部材と基準側面（または棒部材と設置面）との間の対応する角度によって、最適化された力経路を達成することが可能である。しかしながら、取付け面は、胴体部材、リブ、縦桁またはフレーム部材の不可欠な部分である場合もある。

例えば、接合部材がＬ字状の支持体である場合には、取付け面と基準側面との間の角度は９０°である。

例えば、炭素繊維強化プラスチック構造の場合には、ごく少数（例えば２つ）の敷設型および壁体強度の変化を用いて、様々な壁厚のものを製造できる。壁体強度の変化は、層数を変化させることによって生じさせることができ、すべての考えられる負荷規模は、材料の厚さまたは層数を変化させることによって網羅することができる。

炭素繊維強化プラスチックを備えることとは別に、接合部材は、航空機構造において共通のアルミニウムまたは鋼または任意の他の材料から製造してもよい。

本発明の更なる例示的実施形態によると、接合部材は、機体部材である。なお、「機体部材」という用語は、例えば、桁、縦桁、フレーム部材またはリブを指す。機体部材は、航空機のフレームに強さを提供する。

機体部材は、力（例えばアドオン装置によって導かれる力）を受け入れるのに役立つ。例えば、アドオン装置としては、垂直尾翼、翼、または垂直尾翼の支持構造体が挙げられる。

接合部材として設計される機体部材の場合、別々の接合部材を使用する必要がない。

本発明の多くの改良は、支持構造体に関して記載されている。これらの設計は、連結部材、接合部材、翼、ならびに棒部材と接合部材との間で力を伝達する方法にも適用する。

図面に示す特徴は、縮尺通りではない。異なる図面における同一または類似の特徴は、同一または類似の参照符号によって示す。

図１は、連結部材の上面図を示す。連結部材９は、円形断面３４から狭い四角形断面３０までの遷移（渡り）を形成する。連結部材９は、その円形端部３４、またはその管受け３４に、管を受け入れる開口部を備える。

挿入された管または棒部材は、固定されていない状態において、受け入れ領域または取付け領域１４に沿って摺動することができる。変形例として、取付け領域１４は、管に挿入する場合もある。

取付け領域１４に挿入された管は、固定されていない状態において、中心線１７に沿って摺動、または中心線１７を中心に回転することができる。取付け領域１４において管を摺動させることによって、公差補償が可能になる。すなわち、全長（中心線１７に沿った連結部材９の長さおよび挿入された管の長さから形成される）を、必要に応じて変化させることができる。

管状の端部１４において、固定するためにブラインドリベットを使用する場合もある。リベットによって、非常に多大な負荷を連結部品９で受け入れできる。好ましくは、リベットは、指定されたリベット結合領域１６に固定される。連結部品の円形端部３４と長方形端部３０との間の遷移は、連続的である。連結部品９の長方形端部３０に、平坦領域１３が形成される。

この平坦またはシート状の領域１３は、連結部材（例えばリベットまたはネジなど）を受け入れたり固定したりするのに役立つ。あるいは、この領域（特に、ギャップ３５の中の面の対応する領域）は、接合部材に連結部品を結合するために、粘着面として使用してもよい。この趣旨で、接合部材は、ギャップ３５に挿入される。

この配置において、シート状の領域１３は、くちばし形状である。ギャップ３５は、接合部材を受け入れるために、いくぶん延長または拡張することができる。このようにして、接合部材のギャップへの挿入が容易になる。ギャップ隙間を増加させると、結果として復原力になる。接合部材は、所望の位置に配置されるときに、ギャップの開口部に対して作用するシート状の領域１３によって固定される。

広範囲なシート状の形状１３は、リベット用の空間を提供する。リベット結合は、リベット結合によって平坦な端部１３における材料上の負荷が過剰にならないことを考慮に入れて、指定された領域１５において行われる。ギャップ３５は、四角形断面３０の長いほうの端と共に、連結部品９に対称平面を提供する。この平面によって、連結部品９を分離することができる。

分離すると、２つの同一の骨組み形状の成形品になる。これらの成形品は、繊維強化複合材料、ならびに金属（例えば金属薄板の部品）から製造する。壁厚１８を変化させることによって、連結部品または管状の連結９が、異なる負荷規模または負荷を伝達することが可能である。

この趣旨で、例えば、炭素繊維強化プラスチック（繊維強化複合材料）を使用する製造における層数が変わる。例えば、２つの敷設型および層数を変えることによる壁厚の変化を用いて、多数の異なる負荷量を伝達することができる。

連結部材９または成形品の対称的設計、すなわち上部および下部の骨組み９は、中心線１７に沿った円形断面３４と四角形断面３０との間でモーメントのない力の伝達を可能にする。この配置において、中心線１７は、円形断面領域３４および四角形断面３０の中心または質量中心を連結する。

四角形断面３０に対応する形状を有する接合部材（例えば金属薄板の部品など）を、ギャップ３５に挿入することができる。連結部品９、または成形品の最上部または底部９は、挿入された状態で、平坦領域１３に取り付けられたリベットによって接合部材に取り付けることができる。従って、中心線１７に沿って接合部材の中心に向かって力を導くことが可能になる。

成形品９は、中心線１７を中心に回転することができる。成形品９または骨組み部品９は、対応する管の各端部に固定することができる。中心線１７を中心に成形品を回転させることによって、互いに対向する、すなわち管の他端にそれぞれ配置される２つの成形品９のシート状の側面１３によって区切られる平面は、互いに対して回転することができる。このようにして、接合部材の角度のずれを補正することが可能である。

図２は、接合部材３７上の２つの棒部材３６の配置を示す。棒部材３６は、管状部材８と連結部材９とを備える。連結部材９は、２つの成形品２０からなり、管状部材８の一端に取り付けられる。２つの成形品２０は、円形断面から四角形断面までの遷移領域を可能にする連結部材９に対応する。

遷移のために、ギャップ３５は連結部材全体にわたって延び、その結果として２つの骨組み２０が生じる。２つの骨組み２０は、連結部材９と同一の成形品である。空間３７によって、正確な嵌合連結または正確な嵌合を有する連結において、成形品２０の内側が管状部材８の外側に一致するという状況を達成することが可能である。成形品２０は、リベット（特にブラインドリベット）によって、管状部材８の端部領域にリベット留めされる。

図は、管状部材８の断面領域、つまり管８の円形の（特に管状の）断面領域へと、力Ｆが導かれることを示す。管状部材８の軸方向に対称的な設計のために、力Ｆは、仮想上の中心線１７上の縦軸、または管状部材８の対称軸に沿って作用する。

実質的に、力の伝播は、管状部材８の壁において生じる。可能な限り最大の直径を有する寸法設計によって、この管状部材８の低い縦横比を達成することができる。すなわち、パラメータλは、低い値を有する。連結部材９の領域において、中心線１７は、連結部材９の対称平面に延びる。

連結部品９の２つの成形品２０（形状が同一である）は、ギャップ３７および３５に沿う対称平面を備える。中心線１７も、連結部品９の対称平面を通って延びる。

管状部材および連結部品９の対称的設計によって、連結部品９の対称平面の両側に対等な力が作用するので、モーメントが生じない。

力の経路も、中心線１７に対して対称的に延びる。中心線１７は、接合部材３８の取付け部材１９の中で延び、取付け部材１９は、連結部品９の２つの成形品２０によって囲まれる。従って、力は、対称的かつモーメントなしに、接合部材３８の取付け部材１９の中に導かれる。２つの棒部材３６は、シート状、平坦、または長方形の取付け部材１９によって区切られる領域の中で、互いに角度３９で配置される。この角度によって、一定の方向の力を受け入れるための、棒構造または骨組み構造を生み出すことができる。

リベット（図２に図示せず）によって、連結部材９の成形品２０のシート状の端部領域は、取付け金属薄板１９に連結される。次に、取付け金属薄板１９は、下部プレート２１に対して角度２２で配置される。

次に、角度２２によって、底部領域２１に対する棒部材３６の角度を設定することができる。例えば、接合部材３８は、機体の骨組み部品である場合がある。

このようにして、例えば、航空機アドオン部品から伝達される力を、対象とする方法で機体構造の中または外に伝達することができる。

完全に対称的な設計は、偏心連結を防止し、その結果として、曲げによる更なる負荷が生じない。伝達された力Ｆの事実上の線は、接合点３８または取付け部材１９の中心面、成形品２０の中心線、および管状部材８の中心線１７を通って延びる。

管状部材８または取付け部材１９を、成形品２０において距離Ｌだけ摺動させることによって、公差補償および縦方向の補償を達成することができる。

下部プレート２１によって、接合部材３８を、例えばフレーム部材に固定できる。しかしながら、接合部材３８は、一体となって製造される骨組み部品の不可欠な部分である場合がある。

管状部材８は、円形断面を有する。この配置において、内側領域２８は基本的に中空であり、安定性は、特に管８の壁厚２９および管の直径によって決定する。

図３は、接合部材３８上の２つの棒部材３６のさらなる概略配置を示す。図は、連結部材または成形品２０の壁厚４２を示す。複合材料を用いて製造する場合の具体的な厚さ４２または層４２の数は、成形品２０の耐荷力に対する影響を有する。

壁厚が厚いほど、連結部材９の有する耐荷力がより大きくなる。可能なリベット取付け位置は、リベット結合中心線１５、１６によって示す。

図４は、本発明の例示的実施形態による接合部材３８の概略図を示す。図４に示す接合部材は、底面部材２１と２つの取付け部材１９とを備え、それらは中間部品によって下部プレートに取り付ける。

連結する棒部材の空間方向は、取付け部材１９の互いの位置、および底面部材２１に対する位置によって、決定することができる。位置および空間方向は、表面１９、２１の互いの角度によって決定する。

図５は、本発明の例示的実施形態による接合部材上の２つの棒部材のさらなる概略配置を示す。底部材２１は、平面態様でフレーム部品（部材）３に隣接する。

この配置において、底面２１は、取付け面として役立つことができる。底面２１は、例えば、骨組み部品３への連結を確立するために、リベットまたはネジを受け入れることができる。しかしながら、底面２１は、例えば、骨組み部品３に結合されることもある。

２つの棒部材３６は、取付け部材１９に取り付けられる。底面２１と棒部材３６との間に棒部材を配置する角度は、取付け部材１９と下部プレート２１との間の角度、または取付け部材１９間の互いの角度によって決定する。

図６は、接合部材２７上に配置される４つの棒部材２３、２４、２５および２６を示す。さらにまた、接合部材２７は、下部プレートを備える。

図３に示す配置によって、接合部材２７の下部プレートに作用する力を、４つの支持体または棒部材２３、２４、２５および２６に分配できる。さらにまた、支持体から接合部材２７の中に力を導くことができる。

さらにまた、棒部材２３、２４、２５、２６は、管状部材８と連結部材９とを備える。連結部材９は、管状部材８の一端に取り付けられる。他の端部（すなわち対向端部）は、図６においては開放状態で示す。

しかしながら、例えば更に管状の連結部品、連結部材、棒部材２３、２４、２５、２６、または接合部材を、棒部材２３、２４、２５、および２６の管状部材８のそれぞれの開放端部に連結することができる。

従って、棒部材２３、２４、２５、２６、管状部材８、連結部材９、および接合部材の、個々の部品から、空間的な骨組みを配置することが可能である。個々の棒部材の互いの角度は、例えば、棒部材によって受け入れられる負荷に依存する。

図７は、フレーム部材３の上に配置される図６の配置を示す。図４は、接合部材２７を受け入れる基礎盤として役立つＬ字状支持部材３を示す。フレーム部材３は、側面５を補強する。

図８は、フレーム部材３上に４つの棒部材２３、２４、２５、２６を備える接合部材２７の拡大概略配置を示す。図は、接合部材２７の底面が、Ｌ字状のフレーム部材３の底面に平らに当接載置されることを示す。

図９は、本発明の例示的実施形態による支持構造体７を備える航空機翼の断面図を示す。図は、特に航空機翼の中央ボックスの（観察者の方向から見た場合の）後方の側面５を示す。

側面５の形状および方向付けから、それが航空機の垂直尾翼用の中央ボックスの側面５であることを示す。側面５は、（観察者の方向から見た場合の）後方の外部スキン１と前方の内部スキン２とを備える。

外部スキン１および内部スキン２は、互いに距離ｓの間隔を置く。外部スキン１と内部スキン２との間に、いくつかのスペーサ、骨組み部品またはＵ断面３が配置されること、それぞれのクモの巣（ウェブ）は、高さｓを有す。

従って、スペーサ３は、内部スキン２を外部スキン１から間隔を開け、これらのスキンは、ブラインドリベット（図示せず）によってスペーサにリベット留めされる。ブラインドリベットを用いた取付けは、特に有利な場合があるが、外部スキン１および外部スキン２は、何らかの他の方法で（例えば接着性連結によって）スペーサに取り付けることもできる。

図９に更に示すように、内部スキン２は、外部スキン１の全高を超えて延びることはない。これに代わって、内部スキン２は、高さｈのみを超えて延び、モーメントの矢印シンボルＭによって示すように、空力負荷の結果としてのモーメントに対する露出は特に高い。

相当なモーメントに対する露出は、特に中央ボックスの胴体連結４の近くのルート領域に適用されるので、この領域のみに内部スキン２を配置するのに十分である。この領域は、航空機の種類および寸法に依存して、翼長全体の１０％〜５０％を占めることがある。

図９は、なお一層の力の伝達または力の受け入れのために、接合点１０または接合部材１０が、それぞれのスペーサまたは骨組み断面３上に配置されることを示す。連結部品９および管状部材８と共に、接合点１０または接合部材１０は、骨組みの態様で設計される支持構造体７を形成する。

構造７によって、モーメントは、棒に沿う張力と圧力による力とに分けられ、垂直尾翼の側面に伝達され、その側面（図９に図示せず）は側面５に対向する。同様に、力の一部は、圧力による力または張力の形で、連結領域４（特に航空機胴体６）に送り込まれる。

垂直尾翼に作用するモーメントまたは力を分けることは、外部スキンまたはブレース部品３によって行われるのみならず、これらの力は支持構造体７全体によって有効に伝達される。従って、有利な態様において、翼または垂直尾翼３を剛化するために、寸法がより小さくなるように、側面５または骨組み部品を設計することが可能である。

大きなモーメント負荷は、中央ボックスの胴体連結４の近くのルート領域において生じるので、特に良好な耐負荷特性を有するように製造される棒部材８または連結部材９は、下部領域（すなわち航空機胴体６に近い支持構造体７の領域）において使用することが有効である。

内部スキン２および外部スキン１は、胴体端４の領域の嵌合または角度によって、胴体６に力およびモーメントを伝達することができる。

図は、棒部材８の連結によって、接合点が、側面５および側面５に対向する側面の両方の上に形成されることを示す。対向する側面は、これらの場所に配置され、側面５と同様に、反対方向に作用する力を受け入れる。

２つの側面５にかかる異なる圧力負荷は、例えば、曲線飛行する航空機に起因する場合があり、ここではその胴体６の部分的な領域のみを図示する。曲線飛行する際には、方向舵または偏揺方向舵１１は、図面平面の中、および図面平面の外に移動することがある。

方向舵１１の変化は、制御面嵌合１２（ルデルベッシュラーゲ）によって制御する。方向舵１１の位置を変化させることによって、圧力または吸引圧が、公知の方法で垂直尾翼から生み出される。

支持構造体によって、そのような力を分配することができ、翼の中央ボックスを安定するように設計することができる。図４に示す配置による支持構造体７は、翼（特に航空機の垂直尾翼）の安定設計のみならず軽量設計をも可能にする。

記載した支持構造体７によって、棒部材の低い縦横比および多数のリベットによって非常に相当な力を伝達することが可能になる。さらにまた、支持構造体を中央ボックスに嵌合するにあたって、対応する公差補償は、管状部材が連結部材に達する深さによって生じる。効果を抑制することによって、棒部材の事実上の座屈長さの削減を達成することができる。さらにまた、応力集中を防止することができる。

エアバスＡ３８０において、使用可能なフレーム部材３の例は、ＳＬＷ中央ボックスリブ１〜７を含む。しかしながら、これに加えて、複数の可能な応用がある。支持構造体７の可能な応用は、航空機翼の中央ボックスに制限されない。これに代わって、複数の可能な応用を記載できる。例えば、床の下部構造（フッシュボデヌンテルバウコンシュトルクティオネン）は、支持構造体によって、特に航空機の床用に形成することができる。

図１０は、支持構造体を備える翼の更なる斜視断面図を示す。選択された斜視図は、連結部材９をも備える管８の終点が、内部スキン２、外部スキン１の少なくと一方に対して平面を形成することを示す。内部スキン２および外部スキン１によって適用できる場合には、対応する接合部材１０を用いて、これらの接合点に側面５を固定することも可能である。

図１１は、内部スキンのない図１０の斜視断面図を示す。図は、図１０では内部スキン２によって隠れている領域に沿って、Ｕ断面３も延びることを示す。

図１２〜１４は、翼（特に垂直尾翼）の更なる斜視図を示す。それぞれの図は、垂直尾翼、および操縦翼面または方向舵の設計を示す。図は、方向舵１１が操縦翼面嵌合１２（ルデルベシュラーゲ）によって垂直尾翼に保持される態様を示す。方向舵１１の結果として、支持構造体７、内部スキン２、外部スキン１、ならびに嵌合４によって支えるべき付加された負荷が生じる。

図１５は、航空機の垂直尾翼の断面を示す部分的な正面図を示す。２つの側面５は、平坦な構造を有する垂直尾翼を提供し、その側面は図面平面に延びる。２つの側面５は、骨組み７の周囲に骨組みを形成する。

航空機が図面平面から外に出ると、空気は側面５を通り越して流れることができる。図１５は、外部スキン１を形成する２つの側面５を示す。接合点１０において、側面５は、骨組み７に連結される。このようにして、接合点１０は、垂直尾翼の形状を決定する。骨組み７は、側面５によって覆われるので、骨組み７を側面５のフレーミングとして使用することができる。骨組み７は、側面５を支持する。

図１５は、骨組み７の側面に配置される２つの個々の側面５を示す。しかしながら、外部スキン１もまた、連続的な部材として設計することができ、垂直尾翼の上方領域は、図中では開いた状態で示すが、閉じており、外部スキンによって覆われる。

２つの面５の間に、骨組み７を備える基本的に中空の空間が形成される。従って、軽量の垂直尾翼を設計することが可能である。中空空間の方向において側面５に作用する力は、垂直尾翼の内部における骨組み７によって、直線の航空機の胴体６に伝達される。

骨組み７によって側面５から航空機の胴体まで伝達された力を導くために、骨組み７および側面５は、航空機の胴体６に連結される。連結は、例えば、リベット連結（図１５に図示せず）によって確立することができる。

しかしながら、骨組みと胴体６との直接接触を確立することなく、骨組み７を側面５のみに連結することも可能である。この場合、骨組み７および側面５によって、力が胴体に導かれる。

図１６は、本発明の実施形態による管状断面の下面図を示す。図１６に示す、管状断面３１、プレスドシート金属部品３１、炭素繊維強化ファブリックまたはガラス繊維強化インターレイドファブリック３１は、それによって連結部材９（特に成形品２０）を製造できる半製品３１である。半製品３１は、管を中央で切り開くことによって得られる断面である。図１９に更に詳細に記載するように、等距離間隔で平坦化を実行する。図に示す管状部材は、すでに骨組み形状を有する。

半製品３１は、長辺と短辺とを備える。短辺は、半製品３１の幅を決定する。半製品３１は、管状または半管状の領域４０におけるよりも、平坦化された領域４１におけるほうが広い。破線３２および３３は、分離の可能性がある位置を示す。

これらの分離位置は、均等間隔で交互に繰り返す。半製品が分離３２および３３の位置で分離される場合、連結部材９の成形品が得られる。図１６に示す半製品３１から、連結部材９のための８つの成形品を得ることができる。

図１７は、図１６の半製品３１の上面図を示す。断面の骨組み状の設計は、連結部材９の複数部品からなる設計による成形品２０を示す。これらの成形品２０はまた、管状または半管状の端部４０と平坦な端部４１との間の遷移を特徴とする。同様に図１６に記載するように、分離によって成形品２０を製造することができる。

図１９において、成形品２０を製造する方法を説明する。

図１８は、連結部材によって棒部材と接合部材との間で力を伝達する方法を説明する。上記方法は、ステップＳ１〜Ｓ５を含む。

方法の実施において、ステップＳ１において、静止状態から離れた後に、ステップＳ２において、棒部材は、連結部材の基本的本体の第１端部に連結される。

次のステップＳ３において、連結部材の基本的本体の第２端部に、少なくとも部分的に重なるように、接合部材が連結される。なお、ステップＳ２およびＳ３の順序は、必要に応じて逆になってもよい。

最後に、ステップＳ４において、棒部材と接合部材との間で、力が中心に向かって伝達すると、モーメントが発生しない。力の伝達が完了した後、ステップＳ５において、再び静止状態に達する。

図１９は、連結部材を製造する方法のフローチャートを示す。この配置において、上記方法は最初にステップＳ１１を伴い、ここで管が提供される。ステップＳ１２において、管の一部が、規則的な間隔で対称的に平坦化される。

要望通り繰り返すことのできるステップＳ１２の後で、管状領域および平坦化領域を有する管状断面が得られる、という方法で管を変形させる。

ステップＳ１３は、管状断面から（の）連結部材を等距離で分離または切断することを交互に伴う。分離または切断が、平坦化された位置および管状の位置で行われる。切断は、管状断面の長さ方向によって規定される軸に対して垂直に行われる。

次のステップＳ１４において、円形断面の第１端部を有し、四角形断面の第２端部（平坦である）を有する、連結部材が提供される。

最後に、ステップＳ１５において、受け入れ領域は、平坦な端部に対して平行になるように、連結部材の平坦な端部における１つの平面において、対称的に機械加工される。この受け入れ領域は、接合部材を受け入れるために使用される。

この後で、連結部材は、連結部材の平坦な端部に対して平行な平面において中央で分割される（Ｓ１６）。この文脈において、「中央で」という用語は、連結部材の円形端部の直径に関する。

最終状態Ｓ１７に達したとき、少なくとも１つの連結部材、または少なくとも２つの対称的な成形品が得られる。

連結部材の成形品は、複合材料（例えばガラス繊維強化プラスチックまたは炭素繊維強化プラスチック）から製造することもできる。いわゆる敷設作業工程において、断面の正の型または負の型が提供される。

可能な限り精密な連結部材の内部寸法を達成することになるので、正の型を伴う製造方法を下記に更に詳細に説明する。

複合材料を、正の型の上に、所望の厚さの層で敷設する。気泡（ブリスタ）の発生を防止するために、吸引器を使用することによって、複合材料を型上に吸い込む。真空度を増加させるために、空気不透過性フィルムを複合材料の周辺に配置する。

このようにして、片方ずつの骨組み断面を製造することができ、そこから個々の片方ずつの骨組みを分離することができる。

あるいは、連結部材は、金属薄板押圧作業工程または引張り成形作業工程を使用して、金属薄板から製造する場合もある。この趣旨で、対応した構造の金属薄板の部品は、断面の正の型の上に置かれ、圧力による力を受ける。その結果、金属薄板は断面の形状をとる。上記の通り、方法は、片方ずつの骨組み断面を用いて続けられる。

また、「備える」は、他の部材またはステップを除外せず、「１つの」は、複数を除外しないことを指摘する。

さらにまた、上記の例示的実施形態の１つを参照して説明した特徴またはステップは、上記の他の例示的実施形態の他の特徴またはステップと組み合わせて使用できることを指摘する。

特許請求の範囲における参照符号は、限定として解釈すべきではない。

以下、添付図面を参照しながら本発明をより詳細に説明する。
本発明の例示的実施形態による連結部材を示す上面図である。 本発明の例示的実施形態による接合部材上の２つの棒部材を示す概略配置図である。 本発明の例示的実施形態による接合部材上の２つの棒部材を示すさらなる概略配置図である。 本発明の例示的実施形態による接合部材を示す概略図である。 本発明の例示的実施形態による接合部材上の２つの棒部材を示すさらなる概略配置図である。 本発明の例示的実施形態による接合部材上の４つの棒部材を示す概略配置図である。 本発明の例示的実施形態によるフレーム部材上に４つの棒部材を備える接合部材を示す概略配置図である。 本発明の例示的実施形態によるフレーム部材上に４つの棒部材を備える接合部材を示す拡大概略配置図である。 本発明の例示的実施形態による支持構造体を備える翼を示す斜視断面図である。 本発明の例示的実施形態による支持構造体を備える翼を示す更なる斜視断面図である。 図１０を示す斜視断面図のうち内部スキンのない斜視断面図である。 本発明の例示的実施形態による支持構造体を有する翼を示す斜視側面図である。 図１２を示す斜視側面図のうち内部スキンのない斜視側面図である。 本発明の例示的実施形態による支持構造体を備える翼を示す更なる斜視断面図である。 本発明の例示的実施形態による垂直尾翼の断面を示す部分的な正面図である。 本発明の例示的実施形態による管状断面を示す下面図である。 本発明の例示的実施形態による管状断面を示す上面図である。 本発明の例示的実施形態によって支持する方法を示すフローチャートである。 本発明の例示的実施形態による連結部材を製造する方法を示す図である。

Claims (25)

1. 少なくとも１つの棒部材（３６）と、
   少なくとも１つの接合部材（３８）と、
   前記少なくとも１つの棒部材（３６）は、遷移領域（９）を備え、
   前記遷移領域（９）は、前記少なくとも１つの接合部材（３８）によって係合可能であり、部分的な重なりが少なくともあり、
   前記少なくとも１つの棒部材（３６）の前記遷移領域（９）は、
   遷移領域（９）が少なくとも１つの接合部材（３８）と係合する場合に、前記少なくとも１つの棒部材（３６）と前記少なくとも１つの接合部材（３８）との間で力を中心に向かって伝達するように設計され、
   前記遷移領域（９）は、第１断面形状を有する第１端部（１４）と、
   前記遷移領域（９）は、第２断面形状を有する第２端部（１３）とを備え、
   前記第１断面形状と第２断面形状とは、異なり、
   前記遷移領域（９）の前記第２端部（１３）は、管の対称形の平面加工のように成形する、ことを特徴とする航空機用の支持構造。
2. 前記遷移領域（９）の第１端部（１４）は、主として円形の断面形状（３４）からなる、ことを特徴とする請求項１記載の支持構造。
3. 前記少なくとも１つの棒部材（３６）は、主として管状断面形状（２８）からなる、ことを特徴とする請求項１または２のいずれか１つに記載の支持構造。
4. 前記遷移領域（９）の第２端部（１４）は、くちばし形状からなる、ことを特徴とする請求項１記載の支持構造。
5. 前記遷移領域（９）は、接続部材（９）として設計され、
   前記接続部材（９）は、前記少なくとも１つの棒部材（３６）と分離可能に設計される、ことを特徴とする請求項１〜４のいずれか１つに記載の支持構造。
6. 前記接続部材（９）は、１つの部分として設計される、ことを特徴とする請求項５記載の支持構造。
7. 前記接続部材（２０）は、いくつかの部分において設計される、ことを特徴とする請求項５記載の支持構造。
8. 前記少なくとも１つの接合部材（３８）は、前記少なくとも１つの棒部材（３６）の前記遷移領域（９）を係合するように設計される、ことを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１つに記載の支持構造。
9. 前記少なくとも１つの接合部材（３８）は、少なくとも１つの取付け部材（１９）と、
   前記少なくとも１つの接合部材（３８）は、基準側面（２１）からなり、
   前記少なくとも１つの取付け部材（１９）は、前記取付け部材（１９）によって前記基準側面（２１）に接続し、
   前記少なくとも１つの棒部材（３６）に向かう空間方向（２２、３９）は、区別可能である、ことを特徴とする請求項１乃至８のいずれか１つに記載の支持構造。
10. 前記接合部材（３８）は、機体部材（３）である、ことを特徴とする請求項１乃至９のいずれか１つに記載の支持構造。
11. 支持構造のための接続部材であって、
    基本的本体を備え、
    前記基本的本体は、第１端部（１４）からなり、
    前記第１端部（１４）は、棒部材（８）に接続可能であり、
    前記基本的本体は、第２端部（１３）からなり、
    前記第２端部（１３）は、最少の部分で重なる接合部材（３８）によって係合可能であり、
    前記基本的本体は、この種の方法で設計され、
    前記接続部材（９）が、前記棒部材（３６）と前記接合部材（３８）との間に力が伝達されて中央にある前記接合部材（３８）を係合するために、
    前記接続部材（９）の前記第１端部は、第１断面形状（３４）からなり、
    前記接続部材の前記第２端部は、第２断面形状（３０）からなり、
    前記第１断面形状（３４）と前記第２断面形状（３０）とは、異なり、
    前記接続部材の前記第２端部（１３）は、管の非対称の平面加工として成形される、ことを特徴とする支持構造のための接続部材。
12. 前記第１端部（１４）は、
    主として円形の断面形状を有する棒部材（８）が、接続可能であるように設計される、ことを特徴とする請求項１１記載の接続部材。
13. 主として管状断面形状を有する棒部材（８）が、前記接続部材（９）の前記第１端部（１４）に接続可能であるように設計される、ことを特徴とする、請求項１１記載の接続部材。
14. 前記接続部材の前記第２端部（１３）は、くちばし形状からなる、ことを特徴とする請求項１１記載の接続部材。
15. 前記接続部材（９）は、１つの部分として設計される、ことを特徴とする請求項１１乃至１４のいずれか１つに記載の接続部材。
16. 前記接続部材（２０）は、いくつかの部分において設計される、ことを特徴とする請求項１１乃至１４のいずれか１つに記載の接続部材。
17. 少なくとも１つの取付け部材（１９）を有し、
    前記取付け部材（１９）は、接続部材（２０）、棒部材（３６）の少なくとも一方の遷移領域と最少の部分で重なって係合するように設計される、ことを特徴とする請求項１記載の支持構造のための接合部材。
18. 基準側面（２１）をさらに備え、
    前記取付け部材によって接続可能な棒部材（３６）、接続部材（９）の少なくとも一方のための空間方向（２２）が区別できる方法において、前記少なくとも１つの取付け部材（１９）は前記基準側面（２１）に接続する、ことを特徴とする請求項１７記載の接合部材。
19. 前記接合部材（３８）は、機体部材（３）である、ことを特徴とする請求項１７または１８に記載の接合部材。
20. 請求項１乃至１０のいずれか１つに記載の支持構造と、
    請求項１１乃至１６のいずれか１つに記載の接続部材（９）と、
    請求項１７乃至１９のいずれか１つに記載の接合部材（３８）と、のいずれか１つからなる翼。
21. 棒部材と接続部材による接合部材との間の力の伝達のための方法であって、
    前記棒部材を前記接続部材の基本的本体の第１端部に接続する工程と、
    前記接続部材の前記基本的本体の第２端部に最小の部分で前記接合部材の接続部分に重ねる工程と、
    前記棒部材と前記接合部材との間に前記力の中心に伝達する工程と、
    第１横断面に作用する力に適応する工程と、
    第２横断面への前記力の中心に導入のために前記力を移す工程と、
    前記力を第２横断面の中央に導入する工程とを含み、
    前記第１横断面および前記第２横断面は、互いに異なり、
    前記基本的本体の前記第２端部は、管の対称形の平面加工として成形される、ことを特徴とする方法。
22. 円形の横断面上の前記力に適応する工程を更に含む、ことを特徴とする請求項２１記載の方法。
23. 管状横断面上の前記力に適応する工程をさらに含む、ことを特徴とする請求項２１または２２に記載の方法。
24. 航空機の請求項１乃至１０のいずれか１つに記載の支持構造の使用。
25. 請求項１乃至１０のいずれか１つに記載の支持構造からなる航空機。

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