JP2009539702A - 複合翼胴継手 - Google Patents

Abstract

複合構造体の一体複合パネルおよび継手の実施例について説明する。ある実現化例において、航空機の翼幅全体に実質的に延びる一体化パネルは、少なくとも中央部分と１対の外向きに突出した翼部分とを含む。これらの部分は、複合材料からなる連続する積み重ねすなわち層で形成された外板を含み得る。これらの層は、それぞれの部分間の継手で部分的に重なり合うとともにオフセットすることにより、上記部分間で負荷を伝達する肉厚領域を形成する。ある特定の実現化例では、外板を１つ以上の構造ストリンガの上に置き、ストリンガは、たとえばストリンガの厚みおよび／または剛性が徐々に減少することによって、上記部分間の継手に移行する。

Description

発明の分野
本発明は、複合構造からなる空気力学的構造体のための装置および技術に関し、より具体的には、新しく、改良され、一体化された、複合翼および翼胴継手に関する。

発明の背景
航空機の製造において、翼パネルなどの空気力学的構造体は、航空機の機体にまたはそれ以外の構造体に接合される。従来、機械突合せ継手が使用されており、この継手では、翼の一部の端を機体の一部の端と突合せ、ボルト、リベットおよびリブなどの装置を用い、機械継手を介して接合し得る。こうした従来の突合せ継手では、継手のボルトおよびリブを用いて継手の支持要件を満たす。したがって、航空機設計で使用される材料にとって許容可能な支持を実現するためには、十分なボルトおよびその他の機械的締結装置を使用しなければならない。

機械継手、特に多数のボルトを使用する継手は、非常に重くなる可能性があり、これは、航空機の重量の増大および運転コストの増大に相当する。さらに、機械継手に関連する生産コストが相当なものになる可能性がある。なぜなら、継手が、接合されるパネルとは別に形成されるので、製造時間（労働、機器など）がかかるとともに、継手が多数の異なる部品（リブ、ボルトなど）を含みこれらも製造しなければならないからである。加えて、ボルト継手は、長期にわたり疲労する可能性があるため、定期的に分析し、メンテナンスを行ない、交換しなければならず、結果として運転コストがさらに増大する。このように、空気力学的構造体のための従来の継手を用いて所望の結果は得られているものの、改良の余地がある。

発明の概要
複合航空機の翼などの複合構造体の一体複合パネルおよび継手について説明する。ある実現化例では、航空機の実質的に翼幅全体に及ぶ一体化されたパネルは、互いに一体的に形成された少なくとも第１の部分と第２の部分とを含む。これらの部分は、複合材料からなる連続する積み重ねすなわち層を含み、ストリンガ、リブおよび翼桁を含む骨組みに接合し得る。これらの層は、上記の部分の長さに実質的に沿って延在し得るとともに、上記の部分が機体（胴体線）と接触する場所である継手に近い隣接部の層と、織り合わせパターンをなして、重なり合う。このように重なり合うことによって、積層領域または肉厚部分が形成され、これを利用して負荷を継手を通して伝達し、継手の支持仕様を満たす。この肉厚部分の支持機能により、使用する機械またはボルト継手の数が少なくて済み、結果として軽量化された構造体となる。

以下において、本発明の実施例について以下の図面を参照しながら詳細に説明する。

詳細な説明
本発明は、複合翼および尾翼ならびに翼胴継手などの空気力学的構造体に関する。以下の説明および図１−図５において、本発明のいくつかの実施例の多数の詳細事項について述べることにより、これら実施例の十分な理解が得られるようにする。しかしながら、当業者は、本発明にはさらに実施例があること、または、本発明は以下の説明に基づく詳細
事項いくつかを用いなくても実施し得ることを理解するであろう。たとえば、いくつかの実施例は、航空機の複合翼構造体を参照するが、当業者は、ここで説明されている技術をさまざまな空気力学的構造体に応用し得ることを十分に理解するであろう。

図１は、本発明のある実施例に従う航空機１００を示す。この実施例において、航空機１００は、複合翼構造体１０４に接合された機体１０２を含む。この複合翼構造体１０４は、３つの部分、すなわち、機体１０２から外側に向かい横方向に延在する２つの翼部分１０６、１０８および機体１０２に広がる中央部分１１０である。これら３つの部分１０６、１０８、１１０は、それぞれに関連する３つの座標系を定める。１つの座標系は翼部分１０６、１０８各々のものであり、もう１つの座標系は中央部分１１０のものである。各部分について０度軸が定められ、この０度軸は、実質的に各翼部分の長さに沿って延び、航空機の長手方向の軸を横切るように中央パネルを横切って（たとえば機体１０４を横切って）延びる。本明細書において、位置を、各部分について定められた座標系および０度軸と関連付けて述べる。なお、明確にするために航空機１００のいくつかの特徴は示されていない。たとえば、翼部分１０６、１０８は、図示されていない、先端部、後端部、翼の先端およびそれ以外の部材に結合し得る。

複合翼構造体１０４は、１つ以上の複合パネルからなる。ある実現化例において、複合翼構造体１０４は、たとえば実質的に翼の端から端までの、１つの一体的に形成されたパネルでもよい。複数の構造部材（たとえばストリンガ、スパーおよびリブ）が骨格状の構造体（骨組みなど）を形成し、その上に複合材料外板１１４を重ねて複合パネルを形成する。示された図において、代表的なストリンガの位置は、翼１０６、１０８の長さに実質的に沿って延びかつ中央部分１１０を横切って延びる線１１２によって示される。ストリンガ１１２は、外板１１４を受けて支持するように構成された金属（たとえばアルミニウム、チタンなど）または複合（たとえば炭素繊維、グラファイトなど）ビームでもよい。外板１１４は、外板を形成する複合材料（たとえば複合テープ、金属箔、繊維状材料など）の連続する積み重ねすなわち層を積み上げることによって形成し得るものであり、この外板が次にストリンガ１１２および／または他の構造部材に固定される。外板１１４は、種々の材料からなる層から形成してもよい。ある実現化例では、この層は繊維テープから形成され、このテープは、テープの長さに沿って方向付けられた繊維またはフィラメントを有する。たとえば、炭素繊維グラファイトテープ、金属繊維テープ、箔などの軽量材料、または空気力学的構造体の層に適した他の材料を用いることができる。さらに、各層は、複合材料またはテープからなる複数のストリップで構成されてもよい。これについてのさらなる説明は図３に関連して示されるであろう。

胴体側部継手１１６、１１８は各々、航空機１００の機体１０２または胴体線の各側面と一致するものとして示されている。これら胴体側部継手１１６、１１８は、複合翼構造体１０４が機体に接合される部分であって、翼部分１０６、１０８および中央部分１１０が後退角をなして接触する部分にある。この実施例では、中央部分１１０は、機体１０２の長手方向の軸を実質的に横断するように方向付けられている。翼部分１０６、１０８は、ここでは中央部分１１０とほぼ３０度の後退角をなして後ろに延びるものとして描かれている。図１には３０度の後退角が例示されているが、０度の後退角または前方方向の後退角さえ含めて、さまざまな後退角を用い得ることに注目する。より具体的には、本明細書で説明する技術を用いて、所望の後退角（後方後退角、前方後退角、または後退角なし）を有する複合空気力学的構造体および／または翼を製造することができ、この構造体および／または翼は、本明細書で説明する発明の原理に従い軽量化された胴体側部継手を有するとともに、翼部分１０６、１０８および機体１０２の間で負荷を伝達するのに利用し得ることが、意図されている。

ある実現化例では、航空機１００の複合翼構造体１０４の複数の部分は、これら部分間
の界面で、複合材料の交互配置された層を介し、互いに一体的に形成される。たとえば、胴体側部継手１１６、１１８の場所に相当する複合翼構造体１０４の領域において、翼部分１０６、１０８に沿って延びる連続する層が、航空機の長手方向を横切って延びる中央部分１１０の層と交互配置される。特に、中央部分１１０は、左の翼部分１０６の一方側に沿って、および、右の翼部分１０８に一体的に接合された反対側に沿って、複数の交互配置された層を介し、一体的に接合される。これに代わる実施例では、中央部分１１０を省略し、複合翼構造体が、複合材料の交互配置された層を介し界面で互いに一体的に接合される翼部分１０６、１０８を含むようにしてもよい。この実施例において、翼部分１０６、１０８間の界面は、航空機の実質的に中央線に沿うものとすることができる。

層の交互配置により、負荷を上記部分の間で伝達することができる（たとえば、特に負荷を翼部分１０６、１０８から中央部分１１０へ）。さらに、この交互配置により、胴体側部継手１１６、１１８に相当する場所で、複合翼構造体１０４の上に、自然な肉厚の（ゲージまたは厚みが増した）領域が形成され、これにより、複合翼構造体１０４の支持機能が高まる（たとえば積層部自身が負荷を支える）。軸方向の負荷、キック負荷（kick load）などは、翼部分１０６、１０８および中央部分１１０および機体１０２の間で、従来の胴体側部継手のボルトを通してではなく、外板の一体的に形成された肉厚領域を介して、伝達される。このように、胴体側部継手１１６、１１８において使用するボルトまたは他の締結材料の数は、より少なくてもよくおよび／またはより小さくてもよく、これに応じて航空機１００の重量を減じることができる。さらに、数がより少ないボルト継手を使用することにより、ボルト継手疲労に関連する危険性を回避することができる。

この交互配置は、連続する積み重ねすなわち層を部分的に重ね合わせ、および／またはオフセットすることによって、実現することができる。このことについてはさらに、以下で図３および図４との関連で説明する。加えて、交互配置によって形成された肉厚部を補償するために、複合翼構造体１０４はストリンガ１１２を含み得る。このストリンガは、ストリンガが胴体側部継手１１６、１１８に近づくにつれて、材料が先細りになりおよび／または剛性が徐々に減少するようにするなどにより、胴体側部継手１１６、１１８に延びるまたは移行する、この移行するストリンガについてはさらに、以下で図３および図５との関連で説明する。

図２は、図１の代表的な胴体側部継手１１６の断面図を示す実現化例２００を示す（機体１０２の長手方向の軸に実質的に平行する前方向きの線に沿って見たもの）。胴体側部継手１１６は、図１に示された中央部分１１０と右翼部分１０８との間の界面（点線）にある。図２は、継手１１６の中央部側１１０（たとえば機体内側）の上にある上の内側部分２０２（１）と、継手１１６の翼１０８側（たとえば機体外側）の上にある上の外側部分２０２（２）との間の、継手１１６の上部分を示す。同様に、それぞれ中央部分１１０と翼部分１０８とに対応する下の内側部分２０２（３）と下の外側部分２０２（４）との間の、継手１１６の下部分を示す。もちろん、図１の継手１１８を同様に、中央部分１１０と左翼部分１０６との間に構成することができ、継手１１６、１１８がともに、図１に示された複合翼構造体１０４を作り出す。先に述べた胴体側部継手１１６、１１８を用いて、複合翼構造体１０４または一体形成されたパネル部分を、機体１０２に接合することができる。もちろん、２つの翼部分１０６、１０８を、中央部分１１０を省略した場合は、これら部分間の界面に沿って、同様に接合することができる。

継手１１６の上部分および下部分は、それぞれの胴体側部リブ２０４（１）、２０４（２）を介して実現されるものとして示されている。リブ２０４（１）、２０４（２）は、胴体側部継手１１６の領域において機体（胴体線）に沿って延びるとともに、この開示に従い複合構造体１０４を機体１０２に接合する継手（継手１１６など）を形成する装着ポイントとして作用する。リブ２０４（１）、２０４（２）は、たとえば、ボルト、リベッ
ト、または、機体におよび接合される各構造体（たとえば図２の翼部分１０８および中央部分１１０）に適した他の締結材を用いて締結することができる。ある特定の実現化例では、１対のリブ２０４（１）、２０４（２）はそれぞれ、共通の装着機構の部分であってもよい。図２には、複合翼構造体１０４のそれぞれの部分を接合する複数のボルト２０６が示されている。リブ２０４（１）、２０４（２）が示されているが、空気力学的構造体を接合するのに適したさまざまな金属および／または複合装着ポイントが意図されている。

先に述べたように、複合翼構造体１０４のそれぞれの部分２０２（１）−２０２（４）は、複合体の連続する積み重ねすなわち層を有する外板１１４を形成するとともに、図２の断面図で露出している複数のストリンガ１１２を含む内部構造体に外板１１４を締結することができる。外板１１４は、構造体に、接着剤、リベット、ボルトまたはこれらの組合せ、および他の適切な締結装置など、さまざまなやり方で、締結または接合することができる。ストリンガ１１２は、先に述べたように、それぞれの部分１１０、１０８の０度軸に実質的に沿い軸方向に延びるようにすることができる。なお、ストリンガ１１２は、継手１１６に向かって先細りになるまたは継手に移行するものとして示されている。言い換えれば、ストリンガの厚みは、ストリンガが継手１１６の界面に近づくにつれて徐々に小さくなる。

従来技術では、ストリンガの幅は、継手の領域では一定にされていることがある（たとえば先細りでない）。これは、ストリンガを通して延びる継手を作り出すために、望ましくない大きく重いボルト、リブ、または装着ポイントなどを必要とする。このような従来の手法では、構造体の間で（たとえば翼から機体へ）負荷を伝達するため、および、継手の支持要件の大半を満たすために、主に使用されるのは、ボルト締め機構である。しかしながら、本技術に従うと、交互配置複合外板１１４の自然な肉厚領域を用いて、負荷を伝達するとともに、支持のための特定の設計要件を満たす。継手１１６の支持機能を設計するにあたり、ボルト２０６を主に使用するのではないため、ここで説明するようにストリンガ１１２を先細りの形状にすることにより必要な装着機構の数および大きさを最小にすることができ、したがって、重量を大幅に減じることができる。継手１１６のボルト２０６は、たとえばキック負荷といった継手１１６に加わるいくらかの負荷を支えるが、本明細書で説明する発明の原理に従うと、支持および負荷伝達という目的のために設計上主として考慮されているのは（ボルト２０６ではなく）交互配置複合体である。ボルト２０６は、本明細書で説明する複合胴翼接合技術なしで設計される同様の構造体のボルトより、６０−８０％の範囲小さくおよび／または少ない。ストリンガ１１２の移行についてはさらに、図５との関連で説明する。

継手１１６の上部分および下部分各々の外板１１４は、次々に積み上げられたまたは積層された連続する積み重ねすなわち層（まとめて層２０８と呼ぶ）によって作られたものとして示される。外板１１４は次に、示されたストリンガ１１２などの構造上の構成部品に締結し得る。層２０８は、繊維状グラファイトテープなどの複合材料、または、空気力学的構造体に適した他の外板または積層材料で構成し得る。図２において、継手１１６の上部分における外板１１４を形成する代表的な層２０８（１）−２０８（５）が示されている。たとえば、層２０８（１）、２０８（３）および２０８（５）は、中央部分１１０を形成し、かつ、中央部分１１０を横切り図１の左側の継手１１８に向かって延在し得る。層２０８（２）および２０８（４）は、翼部分１０８を形成し、かつ、翼の先端部に向かって延在し得る。この実施例において、層２０８は、ある後退角をなして継手１１６と接触する。ある実現化例において、層２０８は、それぞれの部分１１０、１０８の０度軸に沿って方向付けられている。したがって、層２０８（１）、２０８（３）および２０８（５）は、翼部分１１０の０度の層と見なすことができ、２０８（２）および２０８（４）は、翼部分１０８の０度の層と見なすことができる。０度の層について説明しているが
、これらの層は実際、ある部分の０度軸にほぼ平行するさまざまな角度で方向付けることができる。ここで用いている０度に近い層とは、それぞれの構成部品の０度軸に対して（たとえば平行に）、プラスまたはマイナス１５度以内で方向付けられるように配置された層のことをいう。

先に述べたように、層２０８は継手領域で交互配置することができる。ある実現化例において、交互配置は一部重ね合わせパターンを含み、このパターンにおいて、中央部分１１０の０度の層は翼部分１０８の０度の層と一部重なり合う。たとえば、図２は代表的な一部重ね合わせパターンを示しており、このパターンにおいて、中央部分１１０からの層が翼部分１０８からの層と１つずつ互い違いになっている。より具体的には、層２０８（１）は、継手１１６を横切って延在するとともに、継手を同様に横切って延在する層２０８（２）と一部重なり、他も同様に、繰返しのパターンで層２０８（３）−２０８（５）が延在する。図２に示された層２０８（１）−２０８（５）は、継手１１６の領域において外板１１４を一体的に形成するために、上記の態様で使用し部分的に重ね合わせることができる、多数のこのような層２０８の代表例である。たとえば、外板１１４は任意の適切な数（たとえば５０、１００、５００など）の層２０８を含み得る。当然、これ以外のさまざまなパターンも用いることができ、たとえば２層ごとに重ね合わせたり、５層ごとに重ね合わせたり、一定でない間隔で重ね合わせたりなどすることができる。

この部分的な重ね合わせにより、継手１１６において自然な肉厚領域２１０が生まれる。肉厚領域２１０（またはゲージ増大）はしたがって、複合積層部の剛性、支持機能、負荷伝達などを高める。特に、部分的に重ね合わされた０度の層２０８（１）、２０８（３）、２０８（５）または中央部分１１０からの０度に近い層は、翼部分１０８のせん断層として機能し、これに対応して、翼部分１０８からの部分的に重ね合わされた層２０８（２）、２０８（４）は、中央部分１１０のせん断層として機能する。ボルト２０６または他の適切な締結部材が、肉厚領域２１０を通して延び、上の内側部分２０２（１）および上の外側部分２０２（２）を、リブ２０４（１）に接合する。層の部分的な重ね合わせについては、以下で図３を参照しながらさらに詳細に説明する。

図２の層２０８は、オフセット終点を有するものとしても示されている。たとえば、中央部１１０の層２０８（１）、２０８（３）、２０８（５）は、共通点で終端をなすのではなく、それぞれ異なる終点を有するものとして示されている。翼部分１０８の層２０８（２）、２０８（４）も同様に、独自のまたはオフセット終点を有する。オフセット終点を用いて、急または急勾配でなく緩やかな、肉厚部２１０の積層を形成する。この層のオフセットに関しては、以下で図４を参照しながらさらに詳細に説明する。

次に図３を参照して、図３は、図２の部分的に重ね合わされた層をより詳細に示す。特に、図３は、たとえば図１の航空機１００の上から見た、層２０８（１）、２０８（２）の俯瞰図を示す。図３はさらに、これらの層を各々、部分１１０、１０８の幅をそれぞれ横切るように配置された複数のストリップ３０２、３０４から形成されるものとして示す。これらストリップはたとえば、炭素繊維またはグラファイトテープなどの複合材料から形成されたテープストリップでもよく、さまざまな幅を有してもよく、そのいくつかの例は、３インチ、６インチ、１０インチおよび１２インチである。ストリップ３０２、３０４は、ストリップ３０２、３０４したがってこれらストリップを介して形成された層２０８（１）、２０８（２）がそれぞれの部分１１０、１０８の０度軸に沿って長さ方向に方向付けられるように、それぞれの部分１１０、１０８を横切って延在する。これらの層は約３０度として示されている後退角３０６で交差する。したがって、後退角は、中央部分１１０および翼部分１０８の０度軸間の相対的な関係によって定められる。先に述べたように、さまざまな異なる後退角が意図されている。

層２０８（１）、２０８（２）は、領域３０８において継手１１６を横切って部分的に重なり合うものとして示されており、これが、図２の肉厚部２１０に相当し、連続する層とともにこの肉厚部を形成する。上記のように、この配置において、中央部分１１０の０度軸に向けて方向付けられた層２０８（１）は、翼部分１０８の部分的な重ね合わせ３０８を介してせん断層として機能する。逆に、翼部分１０８の０度軸に向けて方向付けられた層２０８（２）は、中央部分の部分的な重ね合わせ３０８を介してせん断層として機能する。継手１１６に対応する部分および反対側の継手１１８に対応する部分においても、上側の部分および下側の部分各々において多数の層２０８が部分的に重なり合うであろう。翼の端から端までの完全な一体化されたパネルは、複合構造体１０４の上側パネルおよび下側パネルのうちいずれかまたは双方に対し、上記の複合翼胴技術および方法を通して形成することができる。さらに、端から端までの完全な一体化された複合構造体１０４（一体化された上側パネルおよび下側パネルを有する）も、形成することができる。別々の左側パネルおよび右側パネル、別々の上側パネルおよび下側パネルならびにさまざまな他の組合せなど、より小さな一体化部分も形成することができる。そうすれば、胴体側部継手１１６、１１８といった継手を利用して、一体的に形成された構造体またはパネルを、航空機に接合することができる。

次に図４を参照して、図４は、オフセットし部分的に重なり合う層をより詳細に示すある実現化例４００を示す。より具体的には、図４は、図３に示したように領域３０８で部分的に重なり合う層２０８（１）および２０８（２）を示す。なお、明確にするためにストリップ３０２、２０４のうちいくつかは、示していない。もう１つの層２０８（３）の一部が、層２０８（１）、２０８（２）の上に重なったものとして示されている。層２０８（３）は、中央部分１１０に対応し、各０度軸にほぼ平行に方向付けられている。層２０８（３）は、０度軸のプラスまたはマイナス１５度の範囲で０度に近い層として配置することもできる。なお、層２０８（３）は、翼１０８の層２０８（２）に、図３を参照して説明した層２０８（１）、２０８（２）の部分的な重なり合いと同様の態様で、重なり合う。このように、この実現化例４００における層の部分的な重なり合いは、図２に関連して先に述べた交互の部分的な重なり合いに従う。加えて、図４は、層の配置によって、層２０８（１）および２０８（３）それぞれの終点または切断部間に形成された、オフセット４０２を示す。

図４はさらに、層２０８（１）、２０８（２）および２０８（３）の上に重ねられた別の層２０８（４）の一部を示す。層２０８（４）は、この実現化例においては翼部分１０８に対応し、各０度軸にほぼ平行するように方向付けられている。層４０８（４）は中央部分の層２０８（１）、２０８（３）と部分的に重なり合う。さらに、オフセット４０４が、層の配置によって、層２０８（４）および２０８（２）それぞれの終点または切断部間に形成される。

先に述べたように、継手の層のオフセット４０２、４００は、肉厚部２１０の厚みが徐々に増大するようにするために追加されたものである。所望の肉厚部２１０に対応するように、たとえば所望の距離にわたって所望のゲージ増大（たとえば所望の肉厚部）が得られるように、さまざまな異なるオフセットを選択し得る。さらに、異なる層それぞれのオフセットが一定となるようにオフセットを各層について選択してもよい、または、それぞれのオフセットを異なる層間または部分１１０、１０８それぞれの層間で異なるようにしてもよい。さまざまな実施例において、約０．２５−１．２５インチの範囲のオフセットが選択されて所望の肉厚部を作っているが、他の実現化例ではより小さなまたは大きなオフセットを用いてもよい。さらに、オフセットパターンは、一定数の層が置かれた後で繰返されてもよい。一例として、２０層を重ねた後、オフセットパターンを繰返してもよく、したがって、全部で６０層を用いた場合、２０の終点場所の各々において３層が終端をなす。

図５は、継手領域に移行するストリンガの詳細な図を示す実現化例５００を示す。左翼部分１０６と中央部分１１０との間にある胴体左側継手１１８の断面図が示される。特に、翼部分１０６の下半分が示されており、これは、翼の下側に相当する（たとえば中央側１１０の下の内側部分に接合された翼側１０６上の下の外側部分）。パネルの外側部分（たとえば継手１１８の翼部分側１０６）は、外板１１４が接合されているストリンガ１１２を含む。中央部分１１０からの対応するストリンガ１１２の一部も示されている。外板１１４は、先に述べたように中央部分１１０からの層２０８と部分的に重なり合いオフセットされて図５に示される肉厚領域２１０を形成する、連続する層２０８から形成することができる。このように、一体化されたパネル部分は、層２０８を部分的に重ね合わせオフセットすることによって形成することができる。ストリンガ１１２および外板１１４を含む一体化されたパネル（たとえば一体的に形成された部分１０６、１０８）は、継手１１８で、ボルト２０６を介して胴体側部のリブ２０４に接合されるものとして示されており、ボルトは、部分１０６、１０８を通し、肉厚領域２１０にある界面で延在する。

図５に示された実現化例において、ストリンガ１１２は、継手領域１１８に移行するまたは継手領域に向かって先細りになるものとして示されている。特に、ストリンガ１１２は、相対的に厚みまたはゲージの大きな領域５０２と厚みがより小さなより狭い領域５０４との間で、たとえばストリンガ１１２がボルト２０８を介してリブ２０４に装着される部分で、ストリンガに沿い軸方向に先細りになるものとして示されている。先に述べたように、この移行または先細りによって、接合に使用するボルト２０８の数をより少なくおよび／またはより小さくすることができる。示されている移行領域５０６では、ストリンガ１１２は領域５０２から領域５０４に向けて次第に狭くなっている。この実施例では、一定の４５度または他の角度で線形的に移行することが示されている。さらに他の実施例では、このような線形的な先細りを、係合領域１１８に向かって約４０から５０インチにわたって用いる。他の実施例では、他の適切な移行領域５０６を用いることができ、たとえばさまざまな線形角度、曲線をなす経路、段差のついた経路などに対応するものを用いることができる。したがって、このストリンガ１１２の移行または先細りは、ストリンガ１１２に沿ってさまざまな距離で生じ得る。

対応する、中央部分１１０からのストリンガ１１２も、同様に移行し得る。部分１０６、１１０、１０８は各々、複数のストリンガ１１２を有し得るものであり、これらストリンガのうち１つ以上を、本明細書に記載の移行するストリンガ１１２とすることができる。ある実現化例では、ストリンガ１１２は、外板１１４の肉厚領域２１０がある領域とほぼ同じ領域にある。言い換えれば、移行領域５０６および肉厚領域２１０は、それぞれの部分１０６、１１０の長さに沿って実質的に同一の場所にある。このようにして、ストリンガ１１２の先細りまたは移行が、肉厚領域２１０の積層の全体または一部を補償する。

ある実現化例において、ストリンガ１１２の剛性を、ストリンガ１１２の長さに沿って変化させてもよい。この剛性の減少または軟化を、ストリンガの厚みを先細りにすることに加えて（またはその代わりに）用いることができる。たとえば、ストリンガ１１２は複合積層体で形成することができ、この積層体において積層材料をストリンガ１１２の長さを横切る方向で変化させる。特に、図５に示した領域５０２に向かって比較的剛性が高い材料があり、ストリンガの選択された材料または積層を、領域５０２から継手１１８に近い領域５０４にかけての長さに沿って、ストリンガ１１２の剛性が徐々に低下するまたはストリンガが軟化するように、変化させてもよい。この剛性の低下を再び用いて対応する剛性の増大を補償する。剛性の増大は、肉厚部２１０で層２０８を積層することによって得られる。さらに、ストリンガ１１２の軟化は、肉厚部２１０の部分的に重なり合う層２０８のせん断作用を介し、負荷移動から生まれた剥離負荷の効果を、吸収するとともに減じるように作用し得る。たとえば、軟化によってストリンガ１１２がさらに変形できるよ
うにする。さまざまな剛性または引張り係数を有する材料の組合せを用いて、ストリンガ１１２に沿い所望の変化を生み出すようにしてもよい。加えてまたはこれに代えて、剛性または係数を、ストリンガを構成する材料または複合材の繊維の整列または方向付けを変化させることによって、変化させることができる。ある実現化例において、ストリンガ１１２は、１００万ポンド／平方インチ（ＭＳＩ）で測定される引張り係数が変化する炭素繊維材料を含むように構成され、剛性は、領域５０２から継手１１８近くの領域５０４にかけて、約１６ＭＳＩから２ＭＳＩの範囲で、ストリンガ１１２の長さに沿って変化する。金属箔、チタン、アルミニウム、複合テープ、積層体および他の適切なストリンガ材料といった、さまざまな他の材料も意図されている。

本発明の好ましい実施例および代替実施例について例示し説明してきたが、上記のように、本発明の精神および範囲から逸脱することなく数多くの変更を行なうことができる。したがって、本発明の範囲は、これら好ましい実施例および代替実施例の開示によって限定されない。その代わりに、本発明は、全体として特許請求の範囲を参照して判断されるべきである。

本発明の実施例に従い形成された複合翼構造体および翼胴継手を有する航空機の概略俯瞰図を示す。 図１に示される複合翼胴継手の一部の断面を示す代表的な実現化例を示す。 図２に示される複合翼胴継手の部分的に重なり合う層をより詳細に示す。 図２の複合翼胴継手のオフセット層をより詳細に示す。 本発明に従うストリンガの代表的な実現化例を示す。

Claims (20)

1. 複合翼パネルであって、
   第１の部分と、
   少なくとも第２の部分とを含み、前記第２の部分は、前記第１および第２の部分間の界面で前記第１の部分と一体的に形成され、
   前記第１および第２の部分は各々、複合材料の複数の層を含み、
   前記第１および第２の部分の前記複数の層の少なくとも一部は、前記第１および第２の部分間の界面を横切る一部重ね合わせパターンで配置されることにより、前記界面の上に積層された外板を一体的に形成する、複合翼パネル。
2. 前記一部重ね合わせパターンは、前記第１および第２の部分間の界面に隣接する前記外板の肉厚部分を含み、前記肉厚部分は、負荷を前記界面を横切って伝達するように構成される、請求項１に記載の複合翼パネル。
3. 各部分の前記複数の層は、各部分の０度軸に沿って長さ方向に配置された複数の０度に近い層を含み、前記一部重ね合わせパターンは、前記第１の部分の前記０度に近い層と前記第２の部分の前記０度に近い層との部分的な重ね合わせを含む、請求項１に記載の複合翼パネル。
4. 中央部分、第１の翼部分および第２の翼部分として構成された少なくとも３つの部分を含み、前記中央部分ならびに前記第１および第２の翼部分が前記第１の翼部分の先端から前記第２の翼部分の先端にかけて一体的に形成されるように、各翼部分は、複数の一部重ね合わされた層を介して前記中央部分と一体的に形成される、請求項１に記載の複合翼パネル。
5. 前記中央部分は、前記中央部分の０度軸が実質的に航空機の機体の長手方向の軸を横切るように、前記機体を横切って延在するように構成され、
   前記第１および第２の翼部分は、前記中央部分の対向する側部で前記中央部分と一体的に形成されるとともに、各翼部分に対応する０度軸が前記中央部分の０度軸に対して相対的な後退角で配置されるように、前記中央部分に対して傾斜し、
   前記第１および第２の翼部分ならびに前記中央部分は各々、各部分の０度軸に沿ってほぼ長さ方向に配置された複数の０度に近い層を含み、
   前記一部重ね合わせパターンは、前記外板の１つ以上の肉厚部分が前記中央部分と各翼部分との間に形成されるように、前記中央部分の０度に近い層と各翼部分の０度に近い層との部分的な重ね合わせを含む、請求項４に記載の複合翼パネル。
6. 前記一体的に形成された部分が機体に接合されたときに、前記１つ以上の肉厚部分が各々、前記一体的に形成された部分が機体に接合される場所に隣接する機体の各側部上に位置するように、前記中央部分の長さは実質的に機体の幅に相当する、請求項５に記載の複合翼パネル。
7. 前記第１および第２の翼部分の０度に近い層と前記中央部分の０度に近い層との部分的な重ね合わせはそれぞれの後退角をなし、各翼部分の０度に近い層は、負荷を受けると、前記中央部分のせん断層として機能して前記負荷の少なくとも一部を部分的に重ね合わされた層の間の角度的せん断を介して前記中央部分に伝達する、請求項５に記載の複合翼パネル。
8. 前記一部重ね合わせパターンは、前記部分間の界面に隣接する前記外板の肉厚部分を含み、
   各部分の層の終点は、前記肉厚部分が徐々に生じるように互いにオフセットされている、請求項１に記載の複合翼パネル。
9. 前記複数の層のうち少なくとも一部は、各部分に沿ってほぼ長さ方向に延在する炭素繊維テープからなる１つ以上のストリップから形成され、
   前記一部重ね合わせパターンは、前記第１の部分の層と前記第２の部分の層とが界面を横切って交互に置かれた交互パターンを含み、
   前記一部重ね合わせパターンは、前記部分間の界面で前記外板の肉厚部分を含み、
   各部分の前記層の終点は、前記肉厚部分が徐々に生じるように、互いにオフセットされており、
   前記肉厚部分は、前記一体的に形成された部分が機体に結合されたときに前記機体の外側表面に隣接して位置するように構成され、前記肉厚部分は、前記機体に結合されるとともに負荷を前記部分間の界面を横切って伝達するように構成される、請求項１に記載の複合翼パネル。
10. 前記第１および第２の部分のうち少なくとも一方の前記複数の層は、各部分に沿って長さ方向に延在するとともに前記複数の層を受けて支持するように構成された複数のストリンガに接合され、
    少なくとも１つの前記ストリンガは、前記ストリンガが、相対的に厚みの大きな領域から前記部分間の界面に隣接する相対的に厚みの小さな領域へと移行するように、長さに沿って厚みが徐々に小さくなるように構成される、請求項１に記載の複合翼パネル。
11. 航空機であって、
    機体と、
    前記機体に接合された複合翼構造体とを含み、前記複合翼構造体は、
    前記機体にわたって延びる中央部分と、
    前記機体から横方向外向きに延在する複数の翼部分とを有し、
    前記複数の翼部分は、複数の交互配置された複合層を介して前記中央部分と一体的に形成される、航空機。
12. 前記複数の交互配置された層は、前記部分各々と関連付けられた０度軸に沿ってほぼ軸方向に配置された複数の層を含み、
    前記交互配置は、
    前記翼部分各々の０度の層を前記中央部分の０度の層と部分的に重ね合わせることにより、各翼部分と前記中央部分との交差部に隣接する厚みの増した領域を形成することと、
    前記厚みの増した領域において各部分の部分的に重ね合わされた層の終点をオフセットすることにより厚みを徐々に増大させることとを含む、請求項１１に記載の航空機。
13. 前記終点のオフセットは、１層当たり、約０．２５インチから約１．２５インチの範囲内である、請求項１２に記載の航空機。
14. 前記複合翼構造体を前記機体に接合する複数の胴体側部継手をさらに含み、
    前記中央部分と前記複数の翼部分のうち１つとの各交差部は、航空機の各側部上の機体の胴体線に実質的に沿っており、形成された対応する厚みの増した領域は前記胴体線に沿って延在し、
    前記胴体側部接合部は各々、交差部のうち１つに隣接し、対応する前記厚みの増した領域を通して前記複合翼構造体に結合され、
    前記厚みの増した領域は、前記複数の翼部分と中央部分との間で伝達される負荷を支えるように構成される、請求項１２に記載の航空機。
15. 前記翼部分は各々、傾斜した翼部分を含み、各傾斜した翼部分は、各部分の０度軸に実質的に平行して長さ方向に延在する複数のストリンガを含み、
    前記複数のストリンガは、対応する複数の交互配置された複合層を受けて支持するように構成され、
    １つの前記部分に対応する少なくとも１つの前記ストリンガは、前記ストリンガの長さに沿って剛性が徐々に減少し、前記ストリンガは、相対的に剛性の高い領域から、前記厚みの増した領域の１つに隣接して位置する前記ストリンガの端部に近づく相対的に剛性の小さな領域へと移行する、請求項１２に記載の航空機。
16. 複合パネルであって、
    第１の部分と、
    第２の部分とを含み、前記第２の部分は、界面で、前記第１および第２の部分各々の０度軸に沿って軸方向に配置された複数の複合層を介して結合され、前記第１の部分の前記複数の層は、前記第２の部分の前記複数の層と交互配置され、前記複合パネルはさらに、
    前記第１および第２の部分に結合されるとともに、前記部分各々に沿って長さ方向に延びるように配置された複数の細長いストリンガを有する骨組みを含み、少なくとも１つの前記部分の前記細長いストリンガの１つ以上は、前記ストリンガが前記界面に近づくにつれて徐々に減少するように構成される、複合パネル。
17. 前記第１および第２の部分の少なくとも一方は、繊維で強化された複合テープの連続する層から形成される、請求項１６に記載の複合パネル。
18. 前記徐々に減少することは、前記ストリンガが前記第１および第２の部分間の界面に近づくにつれて厚みが減少することを含む、請求項１６に記載の複合パネル。
19. 前記徐々に減少することは、前記ストリンガが前記第１および第２の部分間の界面に近づくにつれて前記ストリンガの剛性が減少することを含む、請求項１６に記載の複合パネル。
20. 前記剛性は、約１６ＭＳＩと約２ＭＳＩとの間で変化する、請求項１９に記載の複合パネル。

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