JP2018013239A - 機械的締結システム、並びに関連する構造アセンブリ及び方法 - Google Patents

Abstract

【課題】一方の構造体を、他方の１つ又は複数の構造部材に短時間で接合すること。
【解決手段】第１の側面で第１の部分的ボアの外周２１６から延在する第１の突出部２１８及び第２の側面で第１の部分的ボアの外周から延在する第２の突出部２２０を含む第１の構造部材２０２と、第１の側面で第２の部分的ボアの外周２３６から延在する第１の突出部２３８及び第２の側面で第２の部分的ボアの外周から延在する第２の突出部２４０を含み、貫通ボア２５０を画定するために、第２の部分的ボアが第１の部分的ボアと整列する、第２の構造部材２０４と、第１の突出部と係合する第１の係合部材１０２と、第２の突出部と係合する第２の係合部材１０４とを含んでおり、第１の構造部材及び第２の構造部材が、第１の係合部材及び第２の係合部材の間で締め付けられる、構造アセンブリ。
【選択図】図６

Description

本出願は、構造部材の接合に関し、より具体的には、一方の構造部材を他方の１つ又は複数の構造部材に接合するための機械的締結システムに関する。

航空機の翼は、通常、リブ、スパー、及び外板パネル（例えば、上方外板パネル及び下方外板パネル）から構成される。特に、リブは、翼の長さに沿って互いから離間される。リブの前端は前方スパーに接続され、リブの後端は後方スパーに接続される。上方外板パネルは、各リブの上方部に接続され、下方外板パネルは、各リブの下方部に接続される。

したがって、リブ、スパー、及び外板パネルは、閉じ込められた翼ボックスを画定し、特定の航空機では、燃料貯蔵を目的とするタンクとして使用され得る。一旦翼ボックスが閉じ込められると、翼の中で任意の作業を行うには、閉じ込められた空間に人員が入ることが必要となる。したがって、様々な安全対策を行うことが必要となり、航空機製造の全体的なコストが増大する。

この閉じ込められた空間という問題を避けるためには、分割翼設計が開発された。一例として、２部品型リブが使用され、上方外板パネルは上方リブ部に接続され、下方外板パネルは下方リブ部に接続された。したがって、翼ボックスを空けて作業又は検査を容易に行うことができ、次いで、上方リブ部と下方リブ部を接合することにより翼ボックスを閉じることができる。しかしながら、上方リブ部と下方リブ部を整列且つ接合させる工程は時間がかかり、使用するファスナは、航空機の重量を著しく増加させる。

したがって、当業者は、構造部材の接合に関する調査及び開発の努力を続けている。

構造アセンブリが開示される。一実施例では、開示された構造アセンブリは、第１の側面及び第１の側面の反対側の第２の側面を含み、且つ第１の側面から第２の側面へと延在する第１の部分的ボアを画定する第１の構造部材であって、第１の構造部材が、第１の構造部材の第１の側面で第１の部分的ボアの外周に近接して突出する第１の突出部、及び第１の構造部材の第２の側面で第１の部分的ボアの外周に近接して突出する第２の突出部をさらに含む、第１の構造部材と、第１の側面及び第１の側面の反対側の第２の側面を含み、且つ第１の側面から第２の側面へと延在する第２の部分的ボアを画定する第２の構造部材であって、第２の構造部材が、第２の構造部材の第１の側面で第２の部分的ボアの外周に近接して突出する第１の突出部、及び第２の構造部材の第２の側面で第２の部分的ボアの外周に近接して突出する第２の突出部をさらに含み、第２の部分的ボアが、貫通ボアを画定するために、ボア軸に沿って、第１の部分的ボアと整列する、第２の構造部材と、第１の構造部材の第１の突出部及び第２の構造部材の第１の突出部の両方と係合する第１の係合部材と、第１の構造部材の第２の突出部及び第２の構造部材の第２の突出部の両方と係合する第２の係合部材とを含み得、第１の構造部材及び第２の構造部材は、第１の係合部材と第２の係合部材との間で締め付けられる。

さらに第１の構造部材を第２の構造部材に接合するための方法が開示されており、第１の構造部材及び第２の構造部材は、それぞれ、第１の側面と、第１の側面の反対側の第２の側面と、第１の側面から第２の側面へと延在する部分的ボアと、第１の側面で部分的ボアの外周に近接して突出する第１の突出部と、第２の側面で部分的ボアの外周に近接して突出する第２の突出部とを備えている。一実施例では、開示された方法は、（１）貫通ボアを画定するために、ボア軸に沿って、第１の構造部材の部分的ボアを第２の構造部材の部分的ボアと整列させるステップ、（２）第１の構造部材の第１の突出部及び第２の構造部材の第１の突出部の両方と係合するように第１の係合部材を位置付けするステップ、（３）第１の構造部材の第２の突出部及び第２の構造部材の第２の突出部の両方と係合するように第２の係合部材を位置付けするステップ、及び（４）第１の構造部材及び第２の構造部材を第１の係合部材と第２の係合部材との間で締め付けるために、第１の係合部材及び第２の係合部材に締め付け力を加えるステップを含み得る。

機械的締結システム、並びに関連する構造アセンブリ及び方法のその他の実施形態は、以下の詳細な説明、添付の図面、及び別記の特許請求の範囲により、明確になるであろう。

開示された機械的締結システムが組み込まれた例示的な航空機の概略斜視図である。 図１の航空機の翼の一部の部分的に分解された側面断面図である。 開示された機械的締結システムの一実施形態の分解斜視図である。 開示された機械的締結システムの一実施形態の分解斜視図である。 図３Ａ及び図３Ｂの機械的締結システムによって接合される２つの構造部材の概略側面図である。 図４の構造部材を図３Ａ及び図３Ｂの機械的締結システムと接合することによって形成され得る、開示された構造アセンブリの一実施形態の側面斜視図である。 図５の構造アセンブリの断面図である。 開示された構造アセンブリの別の実施形態の断面図である。 開示された構造アセンブリのさらに別の実施形態の断面図である。 開示された接合方法の一実施形態のフロー図である。 航空機の製造及び保守方法のフロー図である。 航空機のブロック図である。

開示された機械的締結システム１００（図３Ａ及び図３Ｂ）は、図１で示されている固定翼航空機１０、又は回転翼航空機などの航空機に組み込まれ得る。民間航空機、私用航空機、及び軍用航空機を含む様々な航空機は、本開示の範囲から逸脱しない限り、開示された機械的締結システム１００から恩恵を受けることができる。開示された機械的締結システム１００のための、非航空宇宙用途を含む様々な非航空用途も考えられている。

図１を参照すると、航空機１０は、胴体１２、１つ又は複数の翼１４（図１では２つの翼１４が示されている）、及び１つ又は複数のエンジン１６（図１では２つのエンジン１６が示されている）を含み得る。航空機１０の各翼１４は、胴体１２に固定接続され、胴体１２から外方に延在し得る。各エンジン１６は、パイロン１８によって関連する翼１４に接続（例えば、下方に垂設）にされ得る。

図２を参照すると、航空機１０の各翼１４は、リブ２０（図２ではリブ２０が１つしか示されていない）、前方スパー２２、後方スパー２４、第１の（例えば、上方の）外板部２６、及び第２の（例えば、下方の）外板部２８を含み得る。リブ２０は、第１の（例えば、上方の）リブ部３０、及び第２の（例えば、下方の）リブ部３２を含み得る。第１の外板部２６は第１のリブ部３０に接続され得、第２の外板部２８は第２のリブ部３２に接続され得る。第１のリブ部３０は、開示された機械的締結システム１００を用いて第２のリブ部３２に接続され得、それにより組み立てられたリブ２０が形成される。

リブ２０の前方端部３４は、機械的ファスナ３６などで前方スパー２２に接続され得、リブ２０の後方端部３８は、機械的ファスナ４０などで後方スパー２４に接続され得る。さらに、前方操縦翼面４２（例えば、スラット）は、前方スパー２２と接続し得、後方操縦翼面４４（例えば、エルロン）は、後方スパー２４と接続し得る。したがって、翼１４は、リブ２０によって画定された翼ボックス４６、前方操縦翼面４２、後方操縦翼面４４、第１の外板部２６、及び第２の外板部２８を含み得る。

図２で示されているように、翼１４は、翼ボックス４６から第１のリブ部３０及び関連する第１の外板部２６を分離することにより開けることができる。このような分離は、開示された機械的締結システム１００を用いて第１のリブ部３０を第２のリブ部３２から切り離すことによって達成され得る。次いで、翼１４の中の任意の作業及び／又は検査が一旦完了すると、開示された機械的締結システム１００を用いて、第１のリブ部３０（及び関連する第１の外板部２６）を第２のリブ部３２と接合することにより、翼１４を閉じることができる。

図３Ａ及び図３Ｂを参照すると、概略的に１００で表される、開示された機械的締結システムの一実施形態は、第１の係合部材１０２、第２の係合部材１０４、及び締め付けアセンブリ１０６を含み得る。第１の係合部材１０２は、長手方向軸Ａに沿って第２の係合部材１０４と整列させられ得る。締め付けアセンブリ１０６は、第１の係合部材１０２及び第２の係合部材１０４の両方と係合して、第１の係合部材１０２を（長手方向軸Ａに沿って）第２の係合部材１０４に向けて付勢し、それにより、本明細書でより詳しく説明されているように、それらの間で構造部材を締め付けることが容易となる。

図３Ａ及び図３Ｂの実施形態では、締め付けアセンブリ１０６は、ボルト部材１１０及びナット部材１１２を含み得る。ボルト部材１１０は、第１の係合部材１０２に係合し得る。ナット部材１１２は、第２の係合部材１０４に係合し得、ボルト部材１１０と螺合係合し得る。したがって、ナット部材１１２をボルト部材１１０に螺合させることにより、第１の係合部材１０２が第２の係合部材１０４に向けて軸方向に付勢され得る。

具体的には、締め付けアセンブリ１０６のボルト部材１１０は、長手方向軸Ａに沿って延長するシャフト１１４を含み得、第１の端部分１１６、及び第１の端部分１１６から長手方向に反対側の第２の端部分１１８を含む。ボルト部材１１０のシャフト１１４は、第１の端部分１１６から第２の端部分１１８へと延在するボルト部材貫通ボア１２０を任意選択的に画定し得る。これは任意であるが、ボルト部材貫通ボア１２０を有するボルト部材１１０を使用することにより、機械的締結システム１００の全体的な重量を減らすことができ、ワイヤ、ホース、チューブなどを通すための経路（ボルト部材貫通ボア１２０）を設けることができる。

開示された機械的締結システム１００の第１の係合部材１０２は、締め付けアセンブリ１０６のボルト部材１１０のシャフト１１４の第１の端部分１１６に固定接続され得る。例えば、図３Ａ及び図３Ｂで示されているように、第１の係合部材１０２は、ボルト部材１１０のシャフト１１４の第１の端部分１１６と一体であり得る（例えば、ボルト部材１１０及び第１の係合部材１０２は、単一の一体式本体として形成され得る）。ボルト部材１１０がボルト部材貫通ボア１２０有する場合、第１の係合部材１０２は、ボルト部材貫通ボア１２０を妨げないように概して環形状であり得る。

ねじ山１２２は、シャフト１１４の第２の端部分１１８から第１の端部分１１６に向けて、ボルト部材１１０のシャフト１１４に沿って延在し得る。ナット部材１１２は、対応するねじ山１２４が設けられてもよく、ボルト部材１１０のシャフト１１４に螺号し得る。したがって、開示された機械的締結システム１００の第２の係合部材１０４が、（ワッシャのように）ボルト部材１１０のシャフト１１４上で同軸上に受け入れられた際に、ナット部材１１２をボルト部材１１０に螺合させる工程は、ナット部材１１２を第２の係合部材１０４と当接係合させ、それにより、シャフト１１４に沿って第２の係合部材１０４を第１の係合部材１０２に向けて付勢させる。

締め付けアセンブリ１０６は、螺合係合を利用するように図示且つ記載されているが、締め付けアセンブリは、第１の係合部材１０２と第２の係合部材１０４との接近を実現するために、螺合以外の様々な技法（例えば、ラチェッティング）を利用するように使用してもよいと考えられている。ねじ山を用いない締め付けアセンブリを使用しても、本開示の範囲から逸脱することにはならない。

図３Ａで示されているように、開示された機械的締結システム１００の第１の係合部材１０２は、第１の係合部材１０２内へと軸方向に突出し、且つ第２の係合部材１０４に向かって開く凹部１３０を画定し得る。特定の一構成では、第１の係合部材１０２は、環状面１３４を有する環形状本体１３２を含み得、凹部１３０は、環状面１３４に沿って周方向に延在する溝１３６であり得る。図３Ａでは溝１３６が連続的であるように示されているが、溝１３６が不連続であり得る（例えば、２つ以上の離間された溝部分から構成される）ことも考えられる。

図面では、係合部材１０２、１０４は、環状面１３４を有する環形状本体１３２を有するように示されているが、その他の様々な形状及び構成を有する係合部材１０２、１０４を、図示された係合部材１０２、１０４と同じ機能を実現するように使用してもよい。係合部材の形状が相違しても、本開示の範囲から逸脱することにはならない。

図３Ｂで示されているように、開示された機械的締結システム１００の第２の係合部材１０４は、第２の係合部材１０４内へと軸方向に突出し、第１の係合部材１０２に向かって開く凹部１４０を画定し得る。特定の一構成では、第２の係合部材１０４は、環状面１４４を有する環形状本体１４２を含み得、凹部１４０は、環状面１４４に沿って周方向に延在する溝１４６であり得る。図３Ｂでは溝１４６が連続的であるように示されているが、溝１４６が不連続であり得る（例えば、２つ以上の離間された溝部分から構成される）ことも考えられる。

機械的締結システム１００は、第２の係合部材１０４をボルト部材１１０のシャフト１１４の上に位置付けし、ナット部材１１２をボルト部材１１０に螺合させることにより組み立てることができる。一旦組み立てられると、第１の係合部材１０２内の凹部１３０（例えば、溝１３６）が第２の係合部材１０４内の凹部１４０（例えば、溝１４６）に対向するように、第１の係合部材１０２が第２の係合部材１０４と軸方向に整列し得る。

開示された機械的締結システム１００は、２つ以上の構造部材２０２、２０４（図４）を接合して、構造アセンブリ２００（図５及び６）を形成することに使用することができる。重要なことは、構造アセンブリ２００を形成するために一旦構造部材２０２、２０４が接合されると、その後、開示された機械的締結システム１００を通して構造部材２０２、２０４を分離することができ、所望する場合、開示された機械的締結システム１００を通して再び接合することができることである。

図５及び図６を参照すると、概略的に２００で表される、開示された構造アセンブリの一実施形態は、第１の構造部材２０２、第２の構造部材２０４、及び開示された機械的締結システム１００（図５では５つの機械的締結システム１００が示されている）を含み得る。機械的締結システム１００は、第１の構造部材２０２を第２の構造部材２０４に接続し得る。

開示された構造アセンブリ２００の第１の構造部材２０２は、第１の側面２１０、及び第１の側面２１０の反対側の第２の側面２１２（図６）を含み得る。図４で最も良く示されているように、第１の構造部材２０２は、第１の側面２１０から第２の側面２１２へと第１の構造部材２０２を通って延在する第１の部分的ボア２１４（図４で示された２つの第１の部分的ボア２１４）を画定し得る。第１の部分的ボア２１４は、外周２１６を有する。

図６で最も良く示されているように、第１の突出部２１８は、第１の構造部材２０２の第１の側面２１０で第１の部分的ボア２１４の外周２１６に近接して(において又はその近くで）突出し得る。同様に、第２の突出部２２０は、第１の構造部材２０２の第２の側面２１２で第１の部分的ボア２１４の外周２１６に近接して（の近傍で）突出し得る。第１の構造部材２０２の第１及び第２の突出部２１８、２２０は、開示された機械的締結システム１００の第１及び第２の係合部材１０２、１０４の対応する凹部１３０、１４０の内部に少なくとも部分的に受け入れられるように寸法形成且つ成形され得る。

特定の一構成では、第１の構造部材２０２の第１の突出部２１８は、第１のリッジ２２２であり得、第１のリッジ２２２は、第１の部分的ボア２１４の外周２１６に沿って、全体的又は部分的に延在し得る。同様に、第１の構造部材２０２の第２の突出部２２０は、第２のリッジ２２４であり得、第２のリッジ２２４は、第１の部分的ボア２１４の外周２１６に沿って、全体的又は部分的に延在し得る。第１の構造部材２０２の第１及び第２のリッジ２２２、２２４は、開示された機械的締結システム１００の第１及び第２の係合部材１０２、１０４の対応する溝１３６、１４６の内部に少なくとも部分的に受け入れられるように寸法形成且つ成形され得る。例えば、第１及び第２のリッジ２２２、２２４は、図６で示されるように、丸みを帯びた断面形状を有し得る。

図５及び図６を参照すると、開示された構造アセンブリ２００の第２の構造部材２０４は、第１の側面２３０、及び第１の側面２３０の反対側の第２の側面２３２（図６）を含み得る。図４で最も良く示されているように、第２の構造部材２０４は、第１の側面２３０から第２の側面２３２へと第２の構造部材２０４を通って延在する第２の部分的ボア２３４（図４で２つの第２の部分的ボア２３４が示される）を画定し得る。第２の部分的ボア２３４は、外周２３６を有する。

図６で最も良く示されているように、第１の突出部２３８は、第２の構造部材２０４の第１の側面２３０で第２の部分的ボア２３４の外周２３６に近接して（の近傍で）突出し得る。同様に、第２の突出部２４０は、第２の構造部材２０４の第２の側面２３２で第２の部分的ボア２３４の外周２３６に近接して（の近傍で）突出し得る。第２の構造部材２０４の第１及び第２の突出部２３８、２４０は、開示された機械的締結システム１００の第１及び第２の係合部材１０２、１０４の対応する凹部１３０、１４０の内部に少なくとも部分的に受け入れられるように寸法形成且つ成形され得る。

特定の一構成では、第２の構造部材２０４の第１の突出部２３８は、第３のリッジ２４２であり得、第３のリッジ２４２は、第２の部分的ボア２３４の外周２３６に沿って、全体的又は部分的に延在し得る。同様に、第２の構造部材２０４の第２の突出部２４０は、第４のリッジ２４４であり得、第４のリッジ２４４は、第２の部分的ボア２３４の外周２３６に沿って、全体的又は部分的に延在し得る。第２の構造部材２０４の第３及び第４のリッジ２４２、２４４は、開示された機械的締結システム１００の第１及び第２の係合部材１０２、１０４の対応する溝１３６、１４６の内部に少なくとも部分的に受け入れられるように寸法形成且つ成形され得る。例えば、第３及び第４のリッジ２４２、２４４は、図６で示されるように、丸みを帯びた断面形状を有し得る。

この時点で、当業者であれば、構造アセンブリ２００が組み立てられたリブ２０であるように、開示された構造アセンブリ２００の第１の構造部材２０２は、航空機１０（図１）の翼１４（図２）の第１のリブ部３０（図２）であり得、第２の構造部材２０４は、第２のリブ部３２であり得ることを認識するであろう。しかしながら、これは具体的且つ非限定的な航空宇宙分野の一例に過ぎない。当業者であれば、様々な構造部材２０２、２０４を開示された機械的締結システム１００と接合することができ、構造部材２０２、２０４の特定の大きさ、形状、構成、及び機能は限定されないことを認識するであろう。実際のところ、開示された構造アセンブリ２００は、本開示の範囲から逸脱しない限り、自動車、船舶、居住用／商業用建築の用途などの様々な非航空用途において使用され得る。

図６を参照すると、第１の構造部材２０２を第２の構造部材２０４に接合するために、第１の構造部材２０２の第１の部分的ボア２１４が、ボア軸Ｂに沿って、第２の構造部材２０４の第２の部分的ボア２３４と実質的に整列するように、第１の構造部材２０２を第２の構造部材２０４に対して位置付けすることができる。したがって、第１の構造部材２０２及び第２の構造部材２０４は、第１の部分的ボア２１４及び第２の部分的ボア２３４を含む貫通ボア２５０を画定し得る。

円筒状貫通ボア２５０が示されているが、本開示の範囲から逸脱しない限り、様々な形状を有する貫通ボアを使用してもよい。円筒状貫通ボア２５０は、具体的且つ非限定的な一例に過ぎない。

貫通ボア２５０が画定された状態で、開示された機械的締結システム１００の締め付けアセンブリ１０６のボルト部材１１０が貫通ボア２５０を通して挿入されてもよく、それにより、第１の係合部材１０２が、第１の構造部材２０２の第１の突出部２１８及び第２の構造部材２０４の第１の突出部２３８の両方と係合するようになる。第１の係合部材１０２が第１及び第２の構造部材２０２、２０４の第１の突出部２１８、２３８と係合するとき、第１の突出部２１８、２３８は、第１の係合部材１０２の凹部１３０の内部に少なくとも部分的に受け入れられ得る。

開示された機械的締結システム１００の締め付けアセンブリ１０６のボルト部材１１０が貫通ボア２５０を通って延在する状態で、第２の係合部材１０４は、ボルト部材１１０の第２の端部分１１８上で受け入れられ得る。次いで、ナット部材１１２がボルト部材１１０に螺号することができ、ナット部材１１２が第２の係合部材１０４と当接係合するようになる。ナット部材１１２がボルト部材１１０に螺合する際に、ナット部材１１２は、第２の係合部材１０４を付勢して、第１の構造部材２０２の第２の突出部２２０及び第２の構造部材２０４の第２の突出部２４０の両方と係合させることができる。第２の係合部材１０４が第１及び第２の構造部材２０２、２０４の第２の突出部２２０、２４０と係合するとき、第２の突出部２２０、２４０は、第２の係合部材１０４の凹部１４０の内部に少なくとも部分的に受け入れられ得る。

開示された機械的締結システム１００の締め付けアセンブリ１０６のナット部材１１２がボルト部材１１０に螺合する際に、第１及び第２の構造部材２０２、２０４は、第１及び第２の係合部材１０２、１０４の間で締め付けられ得る。第１の係合部材１０２が第１及び第２の構造部材２０２、２０４の第１の突出部２１８、２３８と係合し、第２の係合部材１０４が第１及び第２の構造部材２０２、２０４の第２の突出部２２０、２４０と係合するので、第１の構造部材２０２を第２の構造部材２０４に対して分離することは妨げられる。

したがって、開示された機械的締結システム１００は、２つ以上の構造部材２０２、２０４の接続に使用され得る。機械的締結システム１００は、特にボルト部材１１０がボルト部材貫通ボア１２０を含む場合に、自動芯出し型であり、側面荷重及び引張り荷重に耐え、中立な重量であるか、又は中立に近い重量であり得る。

図７を参照すると、代替的な一実施形態では、概略的に２００′で表される、開示された構造アセンブリは、第１の構造部材２０２′、第２の構造部材２０４′、及び機械的締結システム１００′を含み得る。機械的締結システム１００′は、第１の係合部材１０２′、第２の係合部材１０４′、及び締め付けアセンブリ１０６′を含み得る。締め付けアセンブリ１０６´は、ねじ山式であり得、ボルト部材１１０´、第１のナット部材１１２´、及び第２のナット部材１１３´を含み得る。第１のナット部材１１２′は、ボルト部材１１０′と螺合係合し得、第１の係合部材１０２′と当接係合し得る。第２のナット部材１１３′は、ボルト部材１１０′と螺合係合し得、第２の係合部材１０４′と当接係合し得る。

したがって、構造アセンブリ２００´では、第１及び第２のナット部材１１２´、１１３´がボルト部材１１０´と螺合係合するため、第１及び第２の構造部材２０２´、２０４´は、第１及び第２の係合部材１０２´、１０４´の間で締め付けられる。これは、第１の係合部材１０２（図６）がボルト部材１１０（図６）に接続されている（例えば、一体化している）構造アセンブリ２００（図６）とは対照的である。

図８を参照すると、別の代替的な一実施形態では、概略的に２００′′で表される、開示された構造アセンブリは、第１の構造部材２０２′′、第２の構造部材２０４′′、及び機械的締結システム１００′′を含み得る。機械的締結システム１００′′は、第１の係合部材１０２′′、第２の係合部材１０４′′、及び締め付けアセンブリ１０６′′を含み得る。締め付けアセンブリ１０６´′は、ねじ山式であり得、ボルト部材１１０´′、及びナット部材１１２´′を含み得る。ボルト部材１１０´´は、第１の係合部材１０２´´と当接係合するフランジ１１１´´を含み得る。ナット部材１１２´´は、ボルト部材１１０´´と螺合係合し得、第２の係合部材１０４´´と当接係合し得る。したがって、ボルト部材１１０´´のフランジ１１１´´を第１の係合部材１０２´´に対して位置付けし、ナット部材１１２´´を第２の係合部材１０４´´に当接係合させることにより、第１及び第２の構造部材２０２´´、２０４´´が、第１及び第２の係合部材１０２´´、１０４´´の間で締め付けられ得る。

さらに、第１の構造部材を第２の構造部材に接合するための方法が開示される。各構造は、第１の側面と、第１の側面の反対側の第２の側面と、第１の側面から第２の側面へと延在する部分的ボアと、第１の側面で部分的ボアの外周から延在する第１の突出部と、第２の側面で部分的ボアの外周から延在する第２の突出部とを含み得る。

図９を参照すると、概略的に３００で表される、開示された接合方法の一実施形態は、第１の構造部材の部分的ボアを第２の構造部材の部分的ボアと整列させるステップ（ブロック３０２）で開始し得る。貫通ボアを画定するため、部分的ボアは、ボア軸に沿って整列され得る。

ブロック３０４では、第１の係合部材は、第１の構造部材の第１の突出部及び第２の構造部材の第１の突出部の両方と係合するように位置付けされ得る。第１の係合部材は、１つ又は複数の凹部（例えば、周方向の溝）を画定し得、第１の係合部材と第１及び第２の構造部材の第１の突出部との間の係合は、第１の突出部を第１の係合部材の凹部内で受け入れることを含み得る。

ブロック３０６では、第２の係合部材は、第１の構造部材の第２の突出部及び第２の構造部材の第２の突出部の両方と係合するように位置付けされ得る。第２の係合部材は、１つ又は複数の凹部（例えば、周方向の溝）を画定し得、第２の係合部材と第１及び第２の構造部材の第２の突出部との間の係合は、第２の突出部を第２の係合部材の凹部内で受け入れることを含み得る。

ブロック３０８では、締め付け力が、第１の係合部材及び第２の係合部材に加えられ得る。締め付け力は、第１の構造部材及び第２の構造部材を第１の係合部材と第２の係合部材との間で締め付けることができる。ボルト部材及びナット部材を含む締め付けアセンブリは、このような締め付け力を加えるように図示且つ説明されているが、当業者であれば、第１の構造部材及び第２の構造部材を第１の係合部材と第２の係合部材との間で締め付けるように第１の係合部材及び第２の係合部材に締め付け力を加えるために、様々な技法が使用され得ることを理解されよう。

開示の実施例は、図１０に示す航空機の製造及び保守方法４００と、図１１に示す航空機４０２とに関連して説明され得る。製造前の段階では、航空機の製造及び保守方法４００は、航空機４０２の仕様及び設計４０４と、材料の調達４０６とを含み得る。製造段階では、航空機４０２の構成要素／サブアセンブリの製造４０８とシステムインテグレーション４１０とが行われる。その後、航空機４０２は、認可及び納品４１２を経て、運航４１４に供され得る。顧客により運航される期間に、航空機４０２には、改造、再構成、改修なども含み得る定期的な整備及び保守４１６が予定される。

方法４００の各ステップは、システムインテグレータ、第三者、及び／又はオペレータ（例えば、顧客）によって実行又は実施され得る。本明細書の目的のために、システムインテグレータは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含んでもよく、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含んでもよく、オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであってもよい。

図１１で示されるように、例示的な方法４００によって製造された航空機４０２は、複数のシステム４２０及び内装４２２を有する機体４１８を含み得る。複数のシステム４２０の例には、推進システム４２４、電気システム４２６、油圧システム４２８、及び環境システム４３０のうちの１つ又は複数が含まれ得る。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。

開示された機械的締結システム、並びに関連する構造アセンブリ及び方法は、航空機の製造及び保守方法４００の、１つ又は複数の任意の段階で利用され得る。一例として、構成要素／サブアセンブリの製造４０８、システムインテグレーション４１０、及び／又は整備及び保守４１６に対応する構成要素又はサブアセンブリは、開示された機械的締結システム、並びに関連する構造アセンブリ及び方法を用いて作製又は製造することができる。別の例としては、機体４１８は、開示された機械的締結システム、並びに関連する構造アセンブリ及び方法を用いて構築され得る。さらに、１つ又は複数の装置の実施例、方法の実施例、或いはこれらの組み合わせは、例えば、航空機４０２（機体４１８及び／又は内装４２２など）の組み立てを実質的に効率化したり、航空機３０２のコストを削減したりすることにより、構成要素／サブアセンブリの製造４０８及び／又はシステムインテグレーション４１０の間に利用され得る。同様に、システムの実施例、方法の実施例、或いはこれらの組み合わせのうちの１つ又は複数は、例えば、航空機４０２の運航期間中に、且つ限定しないが、整備及び保守４１６に対して、利用され得る。

さらに、本開示は、下記の条項による実施形態を含む。

条項１
構造アセンブリであって、
第１の側面及び前記第１の側面の反対側の第２の側面を備え、且つ前記第１の側面から前記第２の側面へと延在する第１の部分的ボアを画定する第１の構造部材であって、前記第１の構造部材が、前記第１の構造部材の前記第１の側面で前記第１の部分的ボアの外周に近接して突出する第１の突出部、及び前記第１の構造部材の前記第２の側面で前記第１の部分的ボアの前記外周に近接して突出する第２の突出部をさらに備えている、第１の構造部材と、
第１の側面及び前記第１の側面の反対側の第２の側面を備え、且つ前記第１の側面から前記第２の側面へと延在する第２の部分的ボアを画定する第２の構造部材であって、前記第２の構造部材が、前記第２の構造部材の前記第１の側面で前記第２の部分的ボアの外周に近接して突出する第１の突出部、及び前記第２の構造部材の前記第２の側面で前記第２の部分的ボアの前記外周に近接して突出する第２の突出部をさらに備えており、前記第２の部分的ボアが、貫通ボアを画定するために、ボア軸に沿って、前記第１の部分的ボアと整列する、第２の構造部材と、
前記第１の構造部材の前記第１の突出部及び前記第２の構造部材の前記第１の突出部の両方と係合する第１の係合部材と、
前記第１の構造部材の前記第２の突出部及び前記第２の構造部材の前記第２の突出部の両方と係合する第２の係合部材と
を備えており、前記第１の構造部材及び前記第２の構造部材が、前記第１の係合部材と前記第２の係合部材との間で締め付けられる、構造アセンブリ。

条項２
前記第１の構造部材の前記第１の突出部が、前記第１の部分的ボアの前記外周の少なくとも一部に沿って第１のリッジとして突出し、前記第２の構造部材の前記第１の突出部が、前記第２の部分的ボアの前記外周の少なくとも一部に沿って第２のリッジとして突出する、条項１に記載の構造アセンブリ。

条項３
前記第１のリッジが、前記第１の部分的ボアの前記外周の実質的に全体に沿って延在し、前記第２のリッジが、前記第２の部分的ボアの前記外周の実質的に全体に沿って延在する、条項２に記載の構造アセンブリ。

条項４
前記第１の構造部材の前記第２の突出部が、前記第１の部分的ボアの前記外周の少なくとも一部に沿って第３のリッジとして突出し、前記第２の構造部材の前記第２の突出部が、前記第２の部分的ボアの前記外周の少なくとも一部に沿って第４のリッジとして突出する、条項２に記載の構造アセンブリ。

条項５
前記第３のリッジが、前記第１の部分的ボアの前記外周の実質的に全体に沿って延在し、前記第４のリッジが、前記第２の部分的ボアの前記外周の実質的に全体に沿って延在する、条項４に記載の構造アセンブリ。

条項６
前記第１のリッジ、前記第２のリッジ、前記第３のリッジ、及び前記第４のリッジが、それぞれ、丸みを帯びた断面形状を有する、条項５に記載の構造アセンブリ。

条項７
前記第１の構造部材の前記第１の突出部及び前記第２の構造部材の前記第１の突出部が、前記第１の係合部材における対応する凹部内で少なくとも部分的に受け入れられる、条項１に記載の構造アセンブリ。

条項８
前記第１の係合部材が、環状面を備えており、前記第１の係合部材における対応する前記凹部が、前記環状面に沿って周方向に延在する溝である、条項７に記載の構造アセンブリ。

条項９
前記第２の係合部材が、溝を備えており、前記第１の構造部材の前記第２の突出部及び前記第２の構造部材の前記第２の突出部の両方が、前記第２の係合部材の前記溝内で少なくとも部分的に受け入れられる、条項８に記載の構造アセンブリ。

条項１０
前記第１の構造部材及び前記第２の構造部材を前記第１の係合部材と前記第２の係合部材との間で締め付ける締め付けアセンブリをさらに備えており、前記締め付けアセンブリが、
前記貫通ボアを通って延在するボルト部材と、
前記ボルト部材と螺合係合し、且つ前記第２の係合部材と当接係合するナット部材と
を備えている、条項１に記載の構造アセンブリ。

条項１１
前記第１の係合部材が、前記ボルト部材と一体化されている、条項１０に記載の構造アセンブリ。

条項１２
前記締め付けアセンブリが、前記ボルト部材と螺合係合し、且つ前記第１の係合部材と当接係合する第２のナット部材をさらに備えている、条項１０に記載の構造アセンブリ。

条項１３
前記ボルト部材が、前記第１の係合部材と当接係合するフランジを備えている、条項１０に記載の構造アセンブリ。

条項１４
前記ボルト部材が、ボルト部材貫通ボアを画定する、条項１０に記載の構造アセンブリ。

条項１５
条項１に記載の構造アセンブリを備えた航空機。

条項１６
条項１５に記載の航空機であって、前記第１の構造部材が第１のリブ部であり、前記第２の構造部材が第２のリブ部であり、第１の外板部が前記第１のリブ部に接続され、第２の外板部が前記第２のリブ部に接続される、航空機。

条項１７
構造アセンブリであって、
第１の側面及び前記第１の側面の反対側の第２の側面を備え、且つ前記第１の側面から前記第２の側面へと延在する第１の部分的ボアを画定する第１の構造部材であって、前記第１の構造部材が、前記第１の構造部材の前記第１の側面で前記第１の部分的ボアの外周に沿って突出する第１のリッジ、及び前記第１の構造部材の前記第２の側面で前記第１の部分的ボアの前記外周に沿って突出する第２のリッジをさらに備えている、第１の構造部材と、
第１の側面及び前記第１の側面の反対側の第２の側面を備え、且つ前記第１の側面から前記第２の側面へと延在する第２の部分的ボアを画定する第２の構造部材であって、前記第２の構造部材が、前記第２の構造部材の前記第１の側面で前記第２の部分的ボアの外周に沿って突出する第３のリッジ、及び前記第２の構造部材の前記第２の側面で前記第２の部分的ボアの前記外周に沿って突出する第４のリッジをさらに備えており、前記第２の部分的ボアが、貫通ボアを画定するために、ボア軸に沿って、前記第１の部分的ボアと整列する、第２の構造部材と、
前記第１のリッジ及び前記第３のリッジの両方を受け入れる第１の溝を備えた第１の係合部材と、
前記第２のリッジ及び前記第４のリッジの両方を受け入れる第２の溝を備えた第２の係合部材と、
前記第１の構造部材及び前記第２の構造部材を前記第１の係合部材と前記第２の係合部材との間で締め付ける締め付けアセンブリであって、
前記貫通ボアを通って延在するボルト部材、及び
前記ボルト部材と螺合係合し、且つ前記第２の係合部材と当接係合するナット部材
を備えている、締め付けアセンブリと
を備えている、構造アセンブリ。

条項１８
第１の構造部材を第２の構造部材に接合するための方法であって、前記第１の構造部材及び前記第２の構造部材が、それぞれ、第１の側面と、前記第１の側面の反対側の第２の側面と、前記第１の側面から前記第２の側面へと延在する部分的ボアと、前記第１の側面で前記部分的ボアの外周に近接して突出する第１の突出部と、前記第２の側面で前記部分的ボアの前記外周に近接して突出する第２の突出部とを備えており、前記方法が、
貫通ボアを画定するために、ボア軸に沿って、前記第１の構造部材の前記部分的ボアを前記第２の構造部材の前記部分的ボアと整列させるステップ、
前記第１の構造部材の前記第１の突出部及び前記第２の構造部材の前記第１の突出部の両方と係合するように第１の係合部材を位置付けするステップ、
前記第１の構造部材の前記第２の突出部及び前記第２の構造部材の前記第２の突出部の両方と係合するように第２の係合部材を位置付けするステップ、及び
前記第１の構造部材及び前記第２の構造部材を前記第１の係合部材と前記第２の係合部材との間で締め付けるために締め付け力を加えるステップ
を含む、方法。

条項１９
前記貫通ボアが円筒状であり、前記第１の突出部及び前記第２の突出部が、前記円筒状貫通ボアに沿って、リッジとして延在し、前記第１の係合部材及び前記第２の係合部材が、前記リッジの少なくとも一部を受け入れる溝を備えている、条項１８に記載の方法。

条項２０
前記締め付け力を加えるステップが、
前記貫通ボアにボルト部材を通すステップ、及び
ナット部材を前記ボルト部材と螺合係合させるステップ
を含む、条項１８に記載の方法。

開示された機械的締結システム、並びに関連する構造アセンブリ及び方法は、航空機の文脈で説明されているが、当業者であれば、開示された機械的締結システム、並びに関連する構造アセンブリ及び方法は、様々な用途に利用され得ることを容易に認識するであろう。例えば、開示された機械的締結システム、並びに関連する構造アセンブリ及び方法は、例えば、ヘリコプタ、客船、自動車などを含む、任意の種類のビークルにおいて実装され得る。

開示された機械的締結システム、並びに関連する構造アセンブリ及び方法の様々な実施形態が示され、説明されたが、本明細書を読めば、当業者は修正例を想起し得るであろう。本出願は、こうした修正例を含み、特許請求の範囲によってのみ限定される。

Claims (15)

1. 構造アセンブリ（２００）であって、
   第１の側面（２１０）及び前記第１の側面の反対側の第２の側面（２１２）を備え、且つ前記第１の側面から前記第２の側面へと延在する第１の部分的ボア（２１４）を画定する第１の構造部材（２０２）であって、前記第１の構造部材が、前記第１の構造部材の前記第１の側面で前記第１の部分的ボアの外周（２１６）に近接して突出する第１の突出部（２１８）、及び前記第１の構造部材の前記第２の側面で前記第１の部分的ボアの前記外周に近接して突出する第２の突出部（２２０）をさらに備えている、第１の構造部材（２０２）と、
   第１の側面（２３０）及び前記第１の側面の反対側の第２の側面（２３２）を備え、且つ前記第１の側面から前記第２の側面へと延在する第２の部分的ボア（２３４）を画定する第２の構造部材（２０４）であって、前記第２の構造部材が、前記第２の構造部材の前記第１の側面で前記第２の部分的ボアの外周（２３６）に近接して突出する第１の突出部（２３８）、及び前記第２の構造部材の前記第２の側面で前記第２の部分的ボアの前記外周に近接して突出する第２の突出部（２４０）をさらに備えており、前記第２の部分的ボアが、貫通ボア（２５０）を画定するために、ボア軸（Ｂ）に沿って、前記第１の部分的ボアと整列する、第２の構造部材（２０４）と、
   前記第１の構造部材の前記第１の突出部及び前記第２の構造部材の前記第１の突出部の両方と係合する第１の係合部材（１０２）と、
   前記第１の構造部材の前記第２の突出部及び前記第２の構造部材の前記第２の突出部の両方と係合する第２の係合部材（１０４）と
   を備えており、前記第１の構造部材及び前記第２の構造部材が、前記第１の係合部材と前記第２の係合部材との間で締め付けられる、構造アセンブリ（２００）。
2. 前記第１の構造部材（２０２）の前記第１の突出部（２１８）が、前記第１の部分的ボア（２１４）の前記外周（２１６）の少なくとも一部に沿って第１のリッジ（２２２）として突出し、前記第２の構造部材（２０４）の前記第１の突出部（２３８）が、前記第２の部分的ボア（２３４）の前記外周（２３６）の少なくとも一部に沿って第３のリッジ（２４２）として突出する、請求項１に記載の構造アセンブリ（２００）。
3. 前記第１のリッジ（２２２）が、前記第１の部分的ボア（２１４）の前記外周（２１６）の実質的に全体に沿って延在し、前記第３のリッジ（２４２）が、前記第２の部分的ボア（２３４）の前記外周（２３６）の実質的に全体に沿って延在する、請求項２に記載の構造アセンブリ（２００）。
4. 前記第１の構造部材（２０２）の前記第２の突出部（２２０）が、前記第１の部分的ボア（２１４）の前記外周（２１６）の少なくとも一部に沿って第２のリッジ（２２４）として突出し、前記第２の構造部材（２０４）の前記第２の突出部（２４０）が、前記第２の部分的ボア（２３４）の前記外周（２３６）の少なくとも一部に沿って第４のリッジ（２４４）として突出する、請求項２又は３に記載の構造アセンブリ（２００）。
5. 前記第２のリッジ（２２４）が、前記第１の部分的ボア（２１４）の前記外周（２１６）の実質的に全体に沿って延在し、前記第４のリッジ（２４４）が、前記第２の部分的ボア（２３４）の前記外周（２３６）の実質的に全体に沿って延在し、前記第１のリッジ（２２２）、前記第２のリッジ（２２４）、前記第３のリッジ（２４２）、及び前記第４のリッジ（２４４）が、それぞれ、丸みを帯びた断面形状を有する、請求項４に記載の構造アセンブリ（２００）。
6. 前記第１の構造部材（２０２）の前記第１の突出部（２１８）及び前記第２の構造部材（２０４）の前記第１の突出部（２３８）が、前記第１の係合部材（１０２）における対応する凹部（１３０）内で少なくとも部分的に受け入れられる、請求項１から５のいずれか一項に記載の構造アセンブリ（２００）。
7. 前記第１の係合部材（１０２）が、環状面（１３４）を備えており、前記第１の係合部材（１０２）における対応する前記凹部が、前記環状面に沿って周方向に延在する溝（１３６）である、請求項６に記載の構造アセンブリ（２００）。
8. 前記第２の係合部材（１０４）が、溝（１４６）を備えており、前記第１の構造部材（２０２）の前記第２の突出部（２２０）及び前記第２の構造部材（２０４）の前記第２の突出部（２４０）の両方が、前記第２の係合部材の前記溝内で少なくとも部分的に受け入れられる、請求項７に記載の構造アセンブリ（２００）。
9. 前記第１の構造部材（２０２）及び前記第２の構造部材（２０４）を前記第１の係合部材（１０２）と前記第２の係合部材（１０４）との間で締め付ける締め付けアセンブリ（１０６）をさらに備えており、前記締め付けアセンブリが、
   前記貫通ボア（２５０）を通って延在するボルト部材（１１０）と、
   前記ボルト部材と螺合係合し、且つ前記第２の係合部材と当接係合するナット部材（１１２）とを備えており、
   前記ボルト部材は、前記第１の係合部材と当接係合するフランジ（１１１´´）を備え、且つ
   前記ボルト部材は、ボルト部材貫通ボア（１２０）を画定する、請求項１から８のいずれか一項に記載の構造アセンブリ（２００）。
10. 前記第１の係合部材（１０２）が、前記ボルト部材（１１０）と一体化されている、請求項９に記載の構造アセンブリ（２００）。
11. 前記締め付けアセンブリ（１０６）が、前記ボルト部材（１１０）と螺合係合し、且つ前記第１の係合部材（１０２）と当接係合する第２のナット部材（１１３´）をさらに備えている、請求項９又は１０に記載の構造アセンブリ（２００）。
12. 請求項１から１１のいずれか一項に記載の構造アセンブリ（２００）を備えた航空機（１０）であって、前記第１の構造部材（２０２）が第１のリブ部（３０）であり、前記第２の構造部材（２０４）が第２のリブ部（３２）であり、第１の外板部（２６）が前記第１のリブ部に接続され、第２の外板部（２８）が前記第２のリブ部に接続される、航空機（１０）。
13. 第１の構造部材（２０２）を第２の構造部材（２０４）に接合するための方法であって、
    前記第１の構造部材及び前記第２の構造部材が、それぞれ、第１の側面（２１０、２３０）と、前記第１の側面の反対側の第２の側面（２１２、２３２）と、前記第１の側面から前記第２の側面へと延在する部分的ボア（２１４，２３４）と、前記第１の側面で前記部分的ボアの外周（２１６、２３６）に近接して突出する第１の突出部（２１８、２３８）と、前記第２の側面で前記部分的ボアの前記外周に近接して突出する第２の突出部（２２０、２４０）とを備えており、前記方法が、
    貫通ボア（２５０）を画定するために、ボア軸（Ｂ）に沿って、前記第１の構造部材の前記部分的ボアを前記第２の構造部材の前記部分的ボアと整列させるステップ、
    前記第１の構造部材の前記第１の突出部及び前記第２の構造部材の前記第１の突出部の両方と係合するように第１の係合部材（１０２）を位置付けするステップ、
    前記第１の構造部材の前記第２の突出部及び前記第２の構造部材の前記第２の突出部の両方と係合するように第２の係合部材（１０４）を位置付けするステップ、及び
    前記第１の構造部材及び前記第２の構造部材を前記第１の係合部材と前記第２の係合部材との間で締め付けるために締め付け力を加えるステップ
    を含む、方法。
14. 前記貫通ボア（２５０）が円筒状であり、前記第１の突出部（２１８、２３８）及び前記第２の突出部（２２０、２４０）が、前記円筒状貫通ボアに沿って、リッジ（２２２、２４２及び２２４、２４４）として延在し、前記第１の係合部材（１０２）及び前記第２の係合部材（１０４）が、前記リッジの少なくとも一部を受け入れる溝（１３６、１４６）を備えている、請求項１３に記載の方法。
15. 前記締め付け力を加えるステップが、
    前記貫通ボア（２５０）にボルト部材（１１０）を通すステップ、及び
    ナット部材（１１２）を前記ボルト部材と螺合係合させるステップ
    を含む、請求項１３又は１４に記載の方法。

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