JP2012515103A - 波状補強部材を備えたエアロフォイル構造体 - Google Patents

Abstract

エアロフォイル構造体（１）が提供され、エアロフォイル構造体（１）は、少なくとも二つのスパー（２、４）であって、スパー間の燃料保持容積を画成するように前後の方向に離間された少なくとも二つのスパー（２、４）と、スパー間に配置された、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材（６、７）であって、各補強部材が、補強部材の前側に位置する一連の前側リッジ（９）と、補強部材の後側に位置する一連の後側リッジ（８）とを形成するように長手方向において波状である、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材とを具備し、各補強部材は、補強部材の前側リッジによってスパーのうちの一つのスパー又は補強部材のうちの近接した一つの補強部材に直接取り付けられ、且つ、補強部材の後側リッジによってスパーのうちの一つのスパー又は補強部材のうちの近接した一つの補強部材に直接取り付けられる。また、エアロフォイル構造体を製造する方法も提供される。構造体の製造部品の数を減少させ、構造体の剛性を高め、且つ構造体の重量を減少させるべく、補強部材は構造体のほぼ全長に亘って延在することができる。

Description

本発明は、エアロフォイル構造体と、エアロフォイル構造体を製造する方法とに関する。

エアロフォイル構造体は、航空機の翼又はタービンブレードのような本体であり、周囲の作動媒体（working medium）に対する動作時に所望の反力を提供するように設計される。航空機の翼及び風力タービンブレードのようないくつかのエアロフォイル構造体は周囲の空気の流れに対して垂直な揚力を発生させる。レーシングカーのウイングのような他のエアロフォイル構造体はダウンフォースを発生させる。エアロフォイル構造体の他の例には、プロペラブレード、ヘリコプターのローターブレード、ヨットのセンターボード、航空機の垂直尾翼、水平尾翼、及び操縦翼面が含まれる。

典型的には、航空機の翼及び他の多くのエアロフォイル構造体は、内部の補強フレームワークによって支持された薄い外側スキンを具備し、セミモノコック構造として公知である。翼の上方スキン及び下方スキン又は翼の上方カバー及び下方カバーは空気力学的圧力分布（aerodynamic pressure distribution）を支持する。これら空気力学的な力は補強フレームワークに伝えられ、補強フレームワークは、典型的には、長手方向の補強スパー、長手方向の補強ストリンガ、及び横方向のリブを含む。スパーは上方スパーキャップと下方スパーキャップとの間又は上方フランジと下方フランジとの間にスパーウェブ（spar web）を含む。リブは、エアロフォイルの断面形状を維持すべく空気力学的圧力荷重に耐え、さらに、例えば着陸装置からの集中荷重を分散する。ストリンガは、スキンを小さなパネルに分割すべくスキン及びリブに取り付けられる。スキン及びスパーウェブはせん断荷重及びねじり荷重に耐えるべく共に作用し、スキン、スパーキャップ、及びストリンガは軸線方向の荷重及び曲げ荷重に耐えるべく共に作用する。

この典型的な航空機の翼構造は、製造性及びメンテナンスに関して利点を提供するが、メイン構造体のスパー要素及びリブ要素が常に最大荷重のラインに沿って延びるわけではないので、構造的な非効率がもたらされるという欠点を有する。このことは、特に、遷音速で作動する民間航空機について一般的に使用される航空機の後退翼についての場合である。後退翼上のトルクが、翼の前縁から後縁にかけて（概してメインスパーに対して垂直に）延びるリブの次善の（sub-optimal）荷重をもたらす。金属の航空機の翼設計から複合材又はプラスチックの構造体への最近の移行において、これら新しい材料のいくつかの利点が以下の従来の翼設計によっては現在のところ有効に生かされていない。

本発明の第１態様はエアロフォイル構造体であり、エアロフォイル構造体は、少なくとも二つのスパーであって、スパー間の燃料保持容積を画成するように前後の方向に離間された少なくとも二つのスパーと、スパー間に配置された、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材であって、各補強部材が、補強部材の前側に位置する一連の前側リッジ（ridge）と、補強部材の後側に位置する一連の後側リッジとを形成するように長手方向において波状である、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材とを具備し、各補強部材は、その前側リッジによって、スパーのうちの一つのスパー又は補強部材のうちの近接した一つの補強部材の後側リッジに直接取り付けられ、且つ、その後側リッジによって、スパーのうちの一つのスパー又は補強部材のうちの近接した一つの補強部材の前側リッジに直接取り付けられる。

構造体内における荷重が常に点の間の直線に沿って延びる。上述され且つ航空機の翼及び他の多くのエアロフォイル構造体において一般的に使用される従来のスパー／リブの「ボックス」設計は、トルク荷重ライン上に又はトルク荷重ラインの近くに置かれる補強部材を有することなく、トルク荷重ラインは典型的にはメインスパーに対して約４５°〜６０°に位置する。したがって、従来のスパー／リブ設計を有するエアロフォイル構造体のトルク荷重は主にカバーによって支持される。本発明では、各波状補強部材の近接するリッジ間における各波状補強部材の部分が、これらトルク荷重ラインに、より近接して延びることができ、このことによって、より効率的な構造体設計がもたらされることは有利である。各波状補強部材は、エアロフォイルの断面形状を維持すべく空気力学的荷重を支持することもでき、このため、従来設計のリブに部分的に又は完全に置き換わることができる。各波状補強部材は軸線方向の荷重又は曲げ荷重も支持することができ、このため、従来設計のストリンガは小さな寸法にされ又は完全に省かれることができる。

好ましくは、構造体の製造部品の数を減らし、構造体の剛性を高め、且つ構造体の重量を減らすために、各補強部材は構造体のほぼ全長に亘って延在する。

好ましくは、波状のピッチは各補強部材の長さに沿って変化する。ピッチは、構造体によって保持されるべき局部荷重に依存することができる。

補強部材の全ての波状がスパーにまで延在することは、このことが、構造的な完全性（structural integrity）を得るのに必要とされない限り、必須ではない。状況次第では、補強部材のいくつかの波状のみがスパーに接触すれば十分であろう。

ほとんどのエアロフォイル構造体は、前後方向に離間された少なくとも二つのスパーを含む。二つのメインスパーの設計が使用される場合、スパーは典型的には前縁及び後縁に近接して前後方向に離間され、リブはスパー間に延びる。前縁におけるメインスパーと後縁におけるメインスパーとの間に追加のスパーを含む設計も公知である。

好ましい実施形態では、エアロフォイル構造体は前後方向に離間された二つのスパーと、スパー間に配置された二つの長手方向の波状補強部材とを含む。前方補強部材はその前側リッジによって前方スパーに直接取り付けられ、後方補強部材はその後側リッジによって後方スパーに直接取り付けられる。好ましくは、前方補強部材及び後方補強部材は、前方補強部材の後側リッジと後方補強部材の前側リッジとが構造体の長手方向の中心線に沿って接触するように構成される。この態様では、補強部材は長手方向の中心線に沿ってスパー状部材を形成する。波状補強部材はこれらのリッジによって中心線に沿って互いに対して取り付けられることができる。

波状補強部材は、平面図において見られるとき（直立したスパーウェブに接続されたとき）、様々な波状形状を有して形成されることができ、様々な異なる波形に近似する。例えば、波状は、三角形、鋸歯、正弦波、正方形、又は長方形の波形に近似しうる。好ましくは、各波状補強部材は、平面図において見られるとき、台形波形に近似する形状を有する。本発明の好ましい実施形態では、前後に背中合わせの補強部材がエアロフォイル構造体において提供される場合、台形の波状補強部材は構造体内において一連のほぼ六角形のパターンを生成する。これらパターンの大きさ及び形状は、局部荷重のレベル／方向に依存して、エアロフォイル構造体の長さに沿って変化しうる。

空気力学的表面を得るために、エアロフォイル構造体は、好ましくは、スパー及び波状補強部材を覆うカバーを含む。したがって、波状補強部材は、好ましくは、カバーを収容するように輪郭が決められる。カバーは別体の上方カバー及び下方カバー又は上方スキン及び下方スキンを含み且つスパー及び補強部材に接続されることができる。補強部材は、従来の「リブ脚」を使用してカバーに取り付けられることができる。

本発明の第２態様はエアロフォイル構造体を製造する方法であり、本方法は、少なくとも二つのスパーであって、スパー間の燃料保持容積を画成するように前後の方向に離間された少なくとも二つのスパーを提供することと、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材であって、各補強部材が、補強部材の前側に位置する一連の前側リッジと、補強部材の後側に位置する一連の後側リッジとを形成するように長手方向において波状である、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材を提供することと、スパーのうちの一つのスパー又は補強部材のうちの近接した一つの補強部材の後側リッジに各補強部材をその前側リッジによって直接取り付けることと、スパーのうちの一つのスパー又は補強部材のうちの近接した一つの補強部材の前側リッジに各補強部材をその後側リッジによって直接取り付けることとを含む。

好ましくは、本方法は、前後の方向に離間されたスパーのうちの二つのスパーを提供することと、長手方向の波状補強部材のうちの二つの長手方向の波状補強部材を二つのスパーの間に提供することと、前方スパーに前方補強部材をその前側リッジによって直接取り付けることと、後方スパーに後方補強部材をその後側リッジによって直接取り付けることとを含む。

本方法は、前方補強部材の後側リッジと、後方補強部材の前側リッジとを互いに取り付けることを更に含むことができる。このことは、補強部材をスパーに取り付ける前に生じうる。

本方法は、波状補強部材を所望の縁輪郭に機械加工することを更に含むことができる。

補強部材を提供するステップは、より顕著なリッジを連続的に形成すべく一連の段階において波状を成形することを含むことができる。

図１は、前方スパー及び後方スパーを含む航空機の翼を示し、各スパーは長手方向の波状補強部材に接続されている。 図２は、図１の波状補強部材を分離して示す。 図３は、図２の波状補強部材のうちの一方を分離して示す。 図４は、複合材料から波状補強部材を生産するための製造手順を示す。

本発明の実施形態が、以下、添付の図面を参照して記述される。
本発明を具現する航空機の翼１が図１において示される。翼は翼１の前縁３の方に前方スパー２を含み且つ翼１の後縁５の方に後方スパー４を含む。一対の背中合わせの波状補強部材６、７が前方スパー２と後方スパー４との間に配置される。

図２では、一対の背中合わせの波状補強部材６、７は分離されて示される。各補強部材６、７は、一連の前側リッジ８及び一連の後側リッジ９を形成する波状を有する。補強部材６、７は、それぞれの前側リッジ８及び後側リッジ９が翼１の長手方向の中心線１０にほぼ沿ってそこから背中合わせに座位するように構成される。補強部材６、７は、これらそれぞれのリッジ８、９が中心線１０に沿って接触する箇所で互いに接続される。

前方補強部材６は、その前側リッジ８が前方スパー２に接触するように構成される。後方補強部材７は、その後側リッジ９が後方スパー４に接触するように構成される。スパー２、４は、従来のスパー／リブの翼設計において使用されるスパーと同様であり、各スパーは、直立したウェブと、上方スパーキャップ及び下方スパーキャップ又は上方フランジ及び下方フランジとを含む。キャップ又はフランジが図１では示されないことに留意されたい。補強部材６、７は、これらの前側リッジ８又は後側リッジ９がこれらそれぞれのスパー２、４に接触する点においてスパーウェブに接続される。

前方補強部材６及び後方補強部材７は基本的には互いに鏡像であり、後方補強部材７は図３において詳細に示される。補強部材７は根元から先端にかけての翼１のテーパー形状に適合すべく補強部材７の長さに沿ってテーパー状である。波状のピッチは補強部材７の長さに沿って変化しうる。ピッチが大きければ大きいほど、傾斜角度が大きければ大きいほど、波状は中心線１０によって作られる。波状のピッチは、補強部材７が受ける局部荷重の大きさ及び方向に適合するように設計される。翼１がその先端よりもその根元においてより高い荷重を受けるので、波状のピッチは補強部材７の長さに沿って根元から先端にかけて概して増加するように設計されることができる。

補強部材６、７の波状は、平面図において見られるとき（直立したスパーウェブに接続されたとき）、台形波形に近似する。補強部材６、７がこれらのリッジ８、９によって背中合わせに接合されるとき、台形の波状補強部材は構造体内において一連のほぼ六角形のパターンを生成する。六角形のパターンの大きさ及び形状は波状のテーパー及び任意のピッチ変化によって翼１の長さに沿って変化する。

この発明に係るエアロフォイル構造体の設計は、Barnes Wallisによって開発された「測地の（geodetic）」航空機設計のコンセプトと同様の原理に続くものであり、波状は実質的に最大荷重のラインに沿って延び、このため、構造が最適化される。荷重が常に構造体内の点の間の直線に沿って延びるので、好ましい実施形態の台形波形は代替的な正弦波形よりも好ましい。

翼１は、上方カバー１１及び下方カバー１２又は上方スキン１１及び下方スキン１２を具備するカバーを更に含む。上方カバー１１及び下方カバー１２は、補強部材６、７と、前方スパー２及び後方スパー４のフランジ（図示せず）とに取り付けられる。カバー１１、１２は、製造の容易化のために共に接合された複数の区域から構築されるが一体部品として形成されてもよい。カバー１１、１２は従来型の長手方向の（図１において示される）ストリンガ１３で補強される。しかしながら、ストリンガ１３は、従来のリブでは耐えることができない相当量の翼の曲げ及び軸線方向の荷重に耐えることができる補強部材６、７の能力のおかげで、従来の翼のリブ／スパー設計において使用されるストリンガと比較して小さな寸法を有する。スパー２、４は、前縁及び後縁における装置、例えば、従来の翼設計のものと同様のスラット、フラップ、及びエルロンを支持する。

前方スパー２、後方スパー４、補強部材６、７、及びカバー１１、１２によって形成される「翼ボックス」は航空機の燃料用の燃料タンクとして使用され、このことは従来のスパー／リブ設計の翼についても共通である。特に燃料が満たされたタンクは「動的燃料散乱（dynamic fuel slosh）」として公知の問題を引き起こし、この問題は、燃料が航空機の加速度の変化によって散乱するときに起きる。燃料が散乱するとき、過渡的な力が、タンクの壁、ひいては航空機に伝達される。動的燃料散乱によって、燃料の動作が航空機の動作と一致する場合に航空機の安定性及び制御が問題となりうる。補強部材６、７の近接した前側リッジ８と後側リッジ９との間の傾斜領域２１が、燃料タンク壁の大部分が燃料の動作の典型的な方向に対して垂直ではないということを意味する。このことによって、従来のスパー／リブ構造の翼と比較したとき、燃料が散乱することによる有害な効果が低減される。

取外し可能なマンホールカバーが下方カバー１２に嵌められるので、翼１の内部は、例えば、燃料タンクとして翼内部を使用することに関連したあらゆる腐食の問題が点検の間隔において判断されうるように、検査されることができる。補強部材６、７によって形成された六角形のパターンにおける各「ポケット」の大きさは検査要件に従うべく直径８００ｍｍに制限される必要がありうるが、各ポケットの大きさは、より効率的な構造設計のおかげで、従来のスパー／リブの翼設計において形成されたものよりも大きくてもよい。翼１内における空間の大きなサイズは翼内における良好なアクセスを可能とする。

前方補強部材６及び後方補強部材７は、これらそれぞれの後側リッジ９と前側リッジ８とが構造体の長手方向の中心線１０に沿って接触するように構成される。この態様では、補強部材６、７は長手方向の中心線１０に沿ってスパー状の部材を形成する。したがって、補強部材６、７は翼１の軸線方向の荷重及び曲げ荷重に耐えることができ、このため、主な前方スパー２及び後方スパー４における軸線方向の荷重及び曲げ荷重が適切に減少せしめられる。このことはスパー２、４の最適化及び軽量化を可能とする。補強部材６、７は根元から先端にかけて翼１のほぼ全長に亘って延在する。この連続的な設計は翼剛性を高め且つ重量を軽量にする。エアロフォイル構造体が軸線方向の大きな広がりを有する場合、端から端まで接合された１以上の区域において補強部材６、７を形成することが必要となりうる。

補強部材６、７の縁は上方カバー１１及び下方カバー１２の曲率に適合するように輪郭が決められる。カバー１１、１２は、従来のリブ脚を使用して補強部材６、７に取り付けられる。代替的に、補強部材６、７の縁は、フランジを有して形成されてもよく、フランジはカバー１１、１２に取り付けられることができる。

好ましくは、エアロフォイル構造体は、複合材料、例えば、炭素繊維強化プラスチック、ガラス繊維強化プラスチック、又はケブラー（登録商標）（ＴＭ）から形成される。代替的に、エアロフォイル構造体はアルミニウム又はチタンのような金属から形成されてもよい。また、エアロフォイル構造体はポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）のような熱可塑性材料から形成されてもよい。補強部材６、７の形状は波状のおかげで複合材料又は熱可塑性材料に適している。金属が使用される場合、平らな金属シートが、波状を形成すべく一連の歯車付きローラーに通されうる。この技術は、プリプレグ層が最終的な硬化前にローラーを通ることによって形状に成形される場合に複合材についても使用されうる。

補強部材６、７の好ましい製造方法では、繊維強化複合材の層は複数の段階の形成工程において成形される。主要な段階では、層は、大まかな形状に形成され、第２段階では、最終的な所望の形状に形成される。この工程の概略図が図４ａ）〜図４ｆ）において示される。

ａ）では、強化繊維の積層体１４が、過剰な空気を除去すべく圧密工程（debulking process）において平らな水平面１５上に圧着される（consolidated）。その後、予め圧着された積層体１４は、ｂ）第１成形型１６に移動せしめられ、第１成形型１６の形状に積層体１４を成形すべく、熱及び／又は圧力が適用される。コールプレート（caul plate）が成形型１６のリッジと積層体１４との間に使用されてもよい。この工程は、波状の段差の深さを増加させるために、ステップｃ）〜ｅ）において、第２成形型１７、第３成形型１８、及び第４成形型１９について繰り返される。最終ステップｆ）では、対応する成形型２０が、最終の成形型１９と共に積層体１４を挟み込むように降ろされる。形成された積層体は、その後、硬化され、硬化のために所望の温度及び圧力を得るのにオートクレーブが必要とされる場合がある。

ステップの数、ひいては必要な成形型の数は、積層体１４の厚み、適用される温度及び／又は圧力、並びに積層体における積層の方向に依存する。図４では四つの成形型１６〜１９が例としてのみ示されるが、必要な数の成形型が使用されてもよい。所要の場合、対応する成形型が、ステップｂ）〜ｅ）において、最終ステップｆ）と同様に積層体を挟み込むのに使用されてもよい。代替的に、対応する成形型は最終ステップｆ）において必要とされなくてもよい。圧密ステップ及び形状形成ステップは全ての積層について同時に行われてもよく、又はこの工程は、所望の厚みの積層を積み重ねるべく積層の集合体について繰り返されてもよい。積層が成形型の形状に適合することを促すのに、増圧機を使用する必要がありうる。

上記の方法において使用された積層複合材はプリプレグ又は乾いた繊維でありうる。乾いた繊維の場合、樹脂が硬化前に注入される。好ましくは、積層体１４は、連続する成形型１６〜１９上での積層体の成形性を改善するように±４５°の高い比率の積層を含む。フランジがカバー１１、１２への取付けのために補強部材６、７の一つ以上の縁上に必要とされる場合、フランジ形成工程のステップがステップｆ）と最終的な硬化との間に含まれる。積層体１４は、各補強部材６、７について必要とされる幅寸法よりも大きな幅寸法を有する波状形状に形成される。雌型が、積層体１４の縁がＣ字断面を有するように、フランジを形成すべく積層体１４の縁に適用される熱及び／又は圧力と共に使用されうる。

補強部材６、７の波状形状は、複合材又は金属の代わりに熱可塑性材料を使用するのに適している。熱可塑性シート材料が、迅速且つ多量の生産方法では、図４において示される成形型と同様の一つ以上の成形型上に形成されうる。代替的に、熱可塑性シート材料は、所望の形状を得るべく加熱ローラーに通されてもよい。

好ましくは、補強部材６、７はこれらの前側リッジ８及び後側リッジ９によって前方スパー２及び後方スパー４にそれぞれ接着材で固着される。代替的に、補強部材はボルトによってスパー２、４に取り付けられてもよい。補強部材６、７は、接着材による固着又はボルトによって中心線１０に沿ってこれらのリッジ８、９によって互いに接合される。

エアロフォイル構造体を製造する方法が、以下、単に模範的な実施形態として翼１に関して記述される。補強部材６、７は、上記の形成方法によって別々に製造され、その後、中心線１０に沿ってこれらのリッジ８、９によって互いに接合される。接合された補強部材６、７は、その後、これらが取り付けられるべきカバー１１、１２の所望の局所的な形状に適合するように機械加工されることによって補強部材６、７の縁に沿って輪郭が決められる。その後、前方補強部材６及び後方補強部材７はこれらそれぞれのスパー２、４に取り付けられる。フランジが補強部材６、７の縁上に形成されない場合、リブ脚が補強部材６、７の縁に適用され、その後、カバー１１、１２はスパー及び補強部材６、７に取り付けられる。

上記の単に模範的な実施形態が、二つのスパー及び二つの補強部材を有する航空機の翼に関して記述されてきたが、本発明は、二つ以上のスパーを有する他のエアロフォイル構造体にも適用されうる。代替的な二つのスパー構造では、単一の補強部材が、その前側リッジが前方スパーに取り付けられ且つその後側リッジが後方スパーに取り付けられるようにスパー間に取り付けられてもよい。三つ以上の補強部材が一対のスパー間に取り付けられてもよい。三つ以上のスパーを有するエアロフォイル構造体の場合、一つ以上の補強部材が、近接したスパー間に取り付けられてもよい。

本発明が、一つ以上の好ましい実施形態に関して上述されたが、添付の特許請求の範囲において定義されるような発明の範囲を逸脱することなく種々の変更または修正がなされうることが理解されるであろう。

Claims (14)

1. エアロフォイル構造体であって、
   少なくとも二つのスパーであって、該スパー間の燃料保持容積を画成するように前後の方向に離間された少なくとも二つのスパーと、
   該スパー間に配置された、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材であって、各補強部材が、前記補強部材の前側に位置する一連の前側リッジと、前記補強部材の後側に位置する一連の後側リッジとを形成するように前記長手方向において波状である、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材と
   を具備し、
   各補強部材が、各補強部材の前側リッジによって、前記スパーのうちの一つのスパー又は前記補強部材のうちの近接した一つの補強部材の後側リッジに直接取り付けられ、且つ、各補強部材の後側リッジによって、前記スパーのうちの一つのスパー又は前記補強部材のうちの近接した一つの補強部材の前側リッジに直接取り付けられる、エアロフォイル構造体。
2. 各補強部材が当該構造体のほぼ全長に亘って延在する、請求項１に記載のエアロフォイル構造体。
3. 前記波状のピッチが各補強部材の長さに沿って変化する、請求項１又は２に記載のエアロフォイル構造体。
4. 前記ピッチが、当該構造体によって保持されるべき局部荷重に依存する、請求項３に記載のエアロフォイル構造体。
5. エアロフォイル構造体であって、
   前後の方向に離間された前記スパーのうちの二つのスパーと、
   該スパー間に配置された、前記長手方向の波状補強部材のうちの二つの長手方向の波状補強部材と
   を具備し、
   前記前方補強部材が該前方補強部材の前側リッジによって前記前方スパーに直接取り付けられ、前記後方補強部材が該後方補強部材の後側リッジによって前記後方スパーに直接取り付けられる、請求項１〜４のいずれか１項に記載のエアロフォイル構造体。
6. 前記前方補強部材の後側リッジと前記後方補強部材の前側リッジとが当該構造体の長手方向の中心線に沿って接触する、請求項５に記載のエアロフォイル構造体。
7. 前記波状補強部材が該波状補強部材のリッジによって前記中心線に沿って互いに対して取り付けられる、請求項６に記載のエアロフォイル構造体。
8. 前記波状補強部材が当該構造体内において一連の六角形のパターンを生成する、請求項５〜７のいずれか１項に記載のエアロフォイル構造体。
9. エアロフォイル構造体を製造する方法において、
   少なくとも二つのスパーであって、該スパー間の燃料保持容積を画成するように前後の方向に離間された少なくとも二つのスパーを提供することと、
   少なくとも一つの長手方向の波状補強部材であって、各補強部材が、前記補強部材の前側に位置する一連の前側リッジと、前記補強部材の後側に位置する一連の後側リッジとを形成するように前記長手方向において波状である、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材を提供することと、
   前記スパーのうちの一つのスパー又は前記補強部材のうちの近接した一つの補強部材の後側リッジに各補強部材を各補強部材の前側リッジによって直接取り付けることと、
   前記スパーのうちの一つのスパー又は前記補強部材のうちの近接した一つの補強部材の前側リッジに各補強部材を各補強部材の後側リッジによって直接取り付けることと
   を含む、方法。
10. 前後の方向に離間された前記スパーのうちの二つのスパーを提供することと、
    前記長手方向の波状補強部材のうちの二つの長手方向の波状補強部材を前記二つのスパーの間に提供することと、
    前記前方スパーに前記前方補強部材を該前方補強部材の前側リッジによって直接取り付けることと、
    前記後方スパーに前記後方補強部材を該後方補強部材の後側リッジによって直接取り付けることと
    を含む、請求項９に記載の方法。
11. 前記前方補強部材の後側リッジと、前記後方補強部材の前側リッジとを互いに取り付けることを更に含む、請求項１０に記載の方法。
12. 前記前方補強部材と前記後方補強部材とが、前記スパーに取り付けられる前に、互いに対して取り付けられる、請求項１１に記載の方法。
13. 前記波状補強部材を所望の縁輪郭に機械加工することを更に含む、請求項１１又は１２に記載の方法。
14. 前記補強部材又は各補強部材を提供するステップが、より顕著なリッジを連続的に形成すべく一連の段階において波状を成形することを含む、請求項８〜１３のいずれか１項に記載の方法。

Images