JP2018065552A - 航空機の複合翼ボックスの統合 - Google Patents

Abstract

【課題】多くの複合構造コンポーネントを一体化された複合部分に統合する設計の航空機の翼ボックスを提供する。【解決手段】翼ボックス５００の外寄りセクション１２０内にあり、且つ複合外板と共硬化された外寄りの板張りされたストリンガ２４０を含む。前記ストリンガ２４０は、前記複合外板と平行な炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の平面層を含み、翼ボックスに加えられた張力及び圧縮力に耐える繊維配向を有し、各々は、外寄りセクションにおける複合外板に沿って異なる距離で延在する。又、中央セクション２１０内にあり、且つ中央セクションにおける複合外板と共硬化された中央の板張りされたストリンガ２１４をさらに含む。前記ストリンガ２１４は、中央セクションにおける複合外板と平行なＣＦＲＰの平面層を含み、翼ボックスに加えられた張力及び圧縮力に耐える繊維配向を有し、各々は、中央セクションにおける外板に沿って異なる距離で延在する。【選択図】図５

Description

本開示は、航空機の分野に関し、具体的には、航空機の翼の構造コンポーネントに関する。

航空機の翼の構造コンポーネントは、飛行、離陸、及び着陸の間に様々な力に耐える。このような構造コンポーネントは、数多くの要件（例えば、鳥の衝突、落雷、空気荷重、接地荷重、燃料圧力）を満たすように設計されており、コスト及び製造上の制約に対応しながらもこれらの要件を満たすことは、依然として複雑な工程となる。

航空機の翼を製造するためには、幅広い技法や設計が存在する。特に、複合部品を利用する翼の設計は、重量を減らし且つ強度を高めるので、人気を得てきた。しかしながら、複合物である航空機翼は、依然として形成工程が複雑であり、試験の費用が高い。上述のすべての要件を満たすためには、エンジニアは、金属製翼部品の既存の設計から実質的に離れない複合部品を設計することを好む。しかしながら、そのようにしたとしても、複合材料の利点を完全に生かすわけではない。例えば、金属の設計においては、数多くの締結された構造コンポーネントが利用される。複合設計においては、単一の、より安価でより軽量な設計（ユニット化された／一体化された設計など）に構造コンポーネントを一体化させることができる。これらの観点及び他の観点から、ここに本開示が提示される。

本明細書に記載された実施例は、航空機の翼ボックスの多くの複合構造コンポーネントを一体化された複合部分（例えば、外寄りセクション及び中央セクションを備えている翼ボックスの上方パネル）に統合する設計を提供する。特に、翼ボックスの外寄りセクションを構造的に支持する板状のストリンガ（「板張りされたストリンガ」）は、その層が翼ボックスの中央セクションに向かって外板に沿って様々な距離で延在するように配置される。これにより、外寄りセクションにおける板張りされたストリンガが外板に確実に統合され、十分な強度が確保される。一方で、中央セクションを構造的に支持する板張りされたストリンガは、その層が翼ボックスの外寄りセクションに向かって様々な距離で延在するように配置される。外寄りセクションの外板の層は、中央セクションの外板の層と交合に重なり合い、航空機の本体交差部の側部付近で外板の「パドアップ」部分が形成される。これにより、交差部付近の強度が高まる。

１つの実施例は、翼ボックスの外寄りセクション内で横方向に配向され、且つ外寄りセクションにおいて複合外板と共硬化されている外寄りの板張りされたストリンガを含むシステムである。各々の外寄りの板張りされたストリンガは、複合外板と平行な炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の平面層を含み、翼ボックスに加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々は、翼ボックスの中央セクションに向かって、外寄りセクションにおける複合外板に沿って異なる距離で延在する。このシステムは、中央セクション内で横方向に配向され、且つ中央セクションにおける複合外板と共硬化されている中央の板張りされたストリンガをさらに含む。中央セクションの各々の中央の板張りされたストリンガは、外板と平行なＣＦＲＰの平面層を含み、翼ボックスに加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々は、外寄りセクションに向かって、中央セクションにおける複合外板に沿って異なる距離で延在する。

別の例は方法である。この方法は、翼ボックスの外寄りセクション内で横方向に配向されている外寄りの板張りされたストリンガを積層することを含み、各外寄りの板張りされたストリンガは、外寄りセクションで複合外板と平行な炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の平面層を含み、翼に加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々は、翼の中央セクションに向かって、外寄りセクションで複合外板に沿って異なる距離で延在する。この方法は、翼の中央セクション内で横方向に配向されている中央の板張りされたストリンガを積層することをさらに含み、各々の板張りされたストリンガは、中央セクションで複合外板と平行なＣＦＲＰの平面層を含み、翼に加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々は、翼の外寄りセクションに向かって、中央セクションで複合外板に沿って異なる距離で延在する。さらに、この方法は、外寄りの板張りされたストリンガを外寄りセクションにおける複合外板に共硬化し、中央の板張りされたストリンガを中央セクションにおける複合外板に共硬化することを含む。

他の例示的な実施例（例えば、上述の実施例に関連する方法及びコンピュータ可読媒体）は、以下で説明され得る。上述の特徴、機能、及び利点は、様々な実施例において独立に実現することが可能であり、或いは、さらに別の実施例において組み合わせることも可能である。これらの実施例について、以下の説明及び図面を参照してさらに詳細に説明する。

本開示の幾つかの実施例は、例示のみのために、添付図面を参照してこれより説明される。すべての図面において、同じ参照番号は同じ要素又は同じタイプの要素を表わす。

例示的な実施形態における航空機の図である。 例示的な実施形態における航空機の翼ボックスの一部の図である。 例示的な実施形態における板張りされたストリンガの上面図である。 例示的な実施形態における板張りされたストリンガのための複合材料の個々の層を含む、板張りされたストリンガの断面図である。 例示的な実施形態における重なり合い方法を利用する、板張りされたストリンガの中央部分に接続された板張りされたストリンガの外寄り部分を示す図である。 例示的な実施形態における重なり合い方法を利用する、板張りされたストリンガ間の接続の断面図を示す図である。 例示的な実施形態における翼ボックスの上面図である。 例示的な実施形態における、外板と共に板張りされたストリンガを有する外寄りセクションの交差部の断面を示す図である。 例示的な実施形態における翼ボックスのさらなる上面図である。 例示的な実施形態における、外板と外寄りセクションにおける板張りされたストリンガとの交差部の断面を示す図である。 例示的な実施形態における外板のセクション間のパドアップの第１の部分を示す図である。 例示的な実施形態における外板のセクション間の厚化したパドアップの第２の部分を示す図である。 例示的な実施形態における外板のセクション間の厚化したパドアップの第３の部分を示す図である。 例示的な実施形態における外板の厚化したパドアップの断面を示す図である。 例示的な実施形態における航空機のコンポーネントを積層する方法を示すフロー図である。 例示的な実施形態における航空機のブロック図である。 例示的な実施形態における航空機の製造及び保守方法のフロー図である。 例示的な実施形態における航空機のブロック図である。

図面及び下記の記載により、本開示の特定の例示的な実施形態が示される。したがって、当業者は、本明細書に明示的に記載又は図示されていない様々な装置を考案して本開示の原理を具現化することができるが、それらは本開示の範囲に含まれることを理解されたい。さらに、本明細書に記載された任意の実施例は、本開示の原理の理解を助けるためのものであり、具体的に記載された実施例や諸条件に限定されないと理解するべきである。結果として、本開示は、下記の具体的な実施形態又は実施例に限定されず、特許請求項の範囲及びその均等物によって限定される。

図１は、航空機１００の斜視図である。図１で示されているように、航空機１００は、ノーズ１１０、外寄りセクション１２０（「外側翼セクション」とも呼ばれる）、胴体１３０、及び尾翼１４０を含む。図２は、例示的な実施形態における外寄りセクション１２０図である。具体的には、図２は、図１の図面矢印２で示された上面図である。図２によると、外寄りセクション１２０は、中央セクション２１０に物理的に取り付けられる。中央セクション２１０は、翼ボックス５００を形成するために外寄りセクション１２０を別の外寄りセクション１２０に連結する。この実施例では、翼ボックス５００は、外板２６０を含む。外板２６０は、例えば、約０．１５から０．６インチ（例えば、約３０から１００層）の総厚を有する、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）などの複合層で硬化された複合材料を含み得る。一実施例では、外板２６０の主な層は、外側翼セクション１２０に沿って剪断応力に耐える繊維配向（例えば、＋／−４５°の繊維配向）を有する。外板２６０は、外寄りセクション１２０を囲み、板張りされたストリンガ２４０が配置される内部空間を画定する。

板張りされたストリンガ２４０は、外寄りセクション１２０内で横方向に配向される（つまり、板張りされたストリンガ２４０は、翼端１２２に向かって外寄りセクション１２０に沿って、横方向／長さ方向に延びる）。外寄りセクション１２０は、翼端１２２に向かって外側に延在する。外寄りセクション１２０に沿って前方から後方に配置される板張りされたストリンガ２４０の数は、減少する場合がある。板張りされたストリンガ２４０は、例えば、支持体２５０で終端する場合がある。板張りされたストリンガ２４０は、外板２６０に共硬化される複合層の複合部品（例えば、外板２６０について以上で説明したものと似たようなもの）を含む。しかしながら、板張りされたストリンガ２４０は、外板２６０よりも厚く（例えば、各々の板張りされたストリンガ２４０の多数の層により、１インチの厚さを有する）、各々の板張りされたストリンガ２４０の主な層は、外寄りセクション１２０に沿った屈曲に耐える繊維配向を有する（例えば、０°の繊維配向）。図２は、前桁２２０及び後桁２３０をさらに示す。追加の構造コンポーネント（例えば、スパー等）は、外寄りセクション１２０内で板張りされたストリンガ２４０を構造的に支持し、座屈を防止するように利用され得る。

前の図面で示されたように外寄りセクション１２０内で板張りされたストリンガ２４０が配置された状態で、図３及び図４は、航空機１００の他の要素から隔離された例示的な板張りされたストリンガを示す。特に、図３及び図４は、例示的な実施形態における板張りされたストリンガ２４０の形状を示す図である。図３（上面図）で示されるように、板張りされたストリンガ２４０は、外寄りセクション１２０にわたって横方向にＸ方向で延在する長さＬを有し、前方から後方までＹ方向で延在する幅Ｗをさらに有する。板張りされたストリンガ２４０の各層は、０°から９０°で変動する繊維配向を有する。この実施例では、板張りされたストリンガ２４０の主な層は、０°の繊維配向を有する。この繊維配向の組み合わせによって、飛行中に翼端１２２が屈曲する際に、外寄りセクション１２０において曲げ荷重（例えば、張力及び圧縮力）に耐えるための板張りされたストリンガ２４０の能力が高まる。板張りされたストリンガ２４０は、領域２４６から領域２４８へと延在する際に、厚さ（Ｔ）が漸減し得る。さらに、板張りされたストリンガ２４０は、その幅に沿って領域２４４で厚さが漸減し得る。

図４は、前方から後方まで延在する垂直面における板張りされたストリンガ２４０の切断面に対応する板張りされたストリンガ２４０の断面図を示す。具体的には、図４は、図３の図面矢印４に対応する図を示す。図４で示されるように、板張りされたストリンガ２４０の断面は、四辺形である。さらに、板張りされたストリンガ２４０の断面は、前方から後方へ４５度よりも大きい傾斜を含まず、断面は突出部を含まない。したがって、板張りされたストリンガ２４０は、いかなる垂直の突出部がない状態で外板２６０に対して平坦に横たわる。図４は、板張りされたストリンガ２４０が、厚さＴ、及び個別の層の厚さＴＬを有することをさらに示す。板張りされたストリンガ２４０の幅は、外板２６０に直接共硬化された基部／底部層４６０から上部層８４０にかけて減少する。図４で示されているように、この実施例では、板張りされたストリンガ２４０における幅と厚さとの割合は１０を超えない。さらに、この実施例では、板張りされたストリンガ２４０の各層は平坦（例えば、実質的に平坦な形状を有する）であり、板張りされたストリンガ２４０の各層は、外板２６０（例えば、外板２６０の平面層）に対して平行である。しかしながら、これは、板張りされたストリンガ２４０及び外板２６０の層の中の繊維配向が同一であることを意味しない。

図５は、例示的実施形態における、中央セクション２１０の板張りされたストリンガ２１４（「中央の板張りされたストリンガ」）に接続された外寄りセクション１２０の板張りされたストリンガ２４０（「外寄りの板張りされたストリンガ」）を示す図である。図５では、翼の前縁と後縁との間に位置付けされた構造部分を備えた翼ボックス５００がさらに示されている。翼ボックス５００は、外寄りセクション１２０及び中央セクション２１０の両方を含む。板張りされたストリンガ２４０を板張りされたストリンガ２１４に共硬化することにより、外寄りセクション１２０と中央セクション２１０との間の界面の強度が高まり、構造的一体性が確保される。図６は、板張りされたストリンガ２１４の厚み全体を板張りされたストリンガ２４０の上に積層する１つの可能性のある技法を示す。次いで、２つの板張りされたストリンガは、共硬化され得る。しかしながら、この解決策は最適ではない。なぜなら、領域６２０に対応する荷重伝達面が減る場合があり、領域６３０のランプ角度によって、板張りされたストリンガ２４０と板張りされたストリンガ２１４との間で潜在的な剥離が生じる場合があり、中間線６１０が変形し過ぎて皺やその他の欠陥が発生する可能性が増大するからである。したがって、翼ボックス５００用の、単一の一体状複合上方パネルを形成するために、板張りされたストリンガ２４０を外板２６０と一体化させることに注目するさらなる技法が以下で説明される。これらの技法を使用すれば、板張りされたストリンガ２１４及び２４０を、直接互いに共硬化する必要はなく、むしろ、互いに直接接触させずに別々に外板２６０に共硬化させることができる。つまり、外板２６０は、板張りされたストリンガ２１４及び２４０を機械的に連結することができる。これにより、外板２６０と板張りされたストリンガ２１４及び２４０とを、組み合わされて一体化された翼ボックス５００用の上方パネルとして製造することが容易となる。

図７から図１０は、例示的な実施形態において、一体状の複合部分（例えば、翼ボックス５００の一体的な上方パネル）を形成するために板張りされたストリンガを外板に共硬化するための改良された技術を示す図である。図７及び図８では、領域Ｒ１において、板張りされたストリンガ２４０は、中央セクション２１０に向かって外板２６０に沿って延在する。これは、外板２６０と板張りされたストリンガ２４０との間で大きな荷重伝達面を設けながらも、外板２６０及び板張りされたストリンガ２４０の厚さを実質的に増加させずに達成することができる。特に、板張りされたストリンガ２４０は、その個々の層がそれぞれ中央セクション２１０に向かって外板２６０に沿って異なる距離で延在するように、積層される。例えば、板張りされたストリンガ２４０の隣接する層は、それぞれ、幾らかのインクリメンタル量△だけ外板２６０に沿ってさらに延在し得る。言い換えると、重なり合いの量は、層の間で変化する。層は、重なり合いの量が徐々に変化するように延在する。この態様により、板張りされたストリンガ２４０は、外板２６０と徐々に統合され、領域Ｒ１は荷重に耐えるための大きな領域となる。似たような態様で、板張りされたストリンガ２４０の重なり合う層によってもたらされた層の増大を調整するために、外板２６０の幾つかの層は、板張りされたストリンガ２４０に沿って異なる長さで延在し得る。外板２６０及び板張りされたストリンガ２４０は、領域Ｒ１で共硬化される（すなわち、共に積層されてから硬化され、単一の一体部分を形成する）。図９及び図１０は、上述の技法と似たような技法を介して、中央セクション２１０の板張りされたストリンガ２１４が、中央セクション２１０内の領域Ｒ２において外板２６０に取り付けられるさらなる共硬化構成を示す。上述の実施例では、領域Ｒ１において板張りされたストリンガ２４０が航空機１００の本体の側部に接近するにつれて、板張りされたストリンガ２４０は、（例えば、ゲージで約４０％から約１００％の間で）著しく漸減し、領域Ｒ２において板張りされたストリンガ２１４が航空機１００の本体の側部に接近するにつれて、板張りされたストリンガ２１４は、似たような量で漸減し得る。このような技法を用いると、板の寸法が（例えば、実質的にゼロの厚さまで）減少するため、航空機１００の本体の側部はかなり円滑となる。板張りされたストリンガ（及び、例えば、それらが共硬化された外板）上のテーパ傾斜率（例えば、厚みの増減比率）は、２０００：１から１０：１の範囲である。例えば、強度、重量、ボンドライン応力、製造可能性に関する懸念事項を考慮した実施例では、１００：１のテーパ傾斜率が理想的であり得る。

上述のように、板張りされたストリンガを外板に共硬化することを用いて、所望の構造的強度を確保するように、中央セクションの構造コンポーネントを外寄りセクションと統合することができる。さらに、本明細書で提供された技法により、外寄りセクション１２０及び中央セクション２１０における構造コンポーネントのレイアップが、確実に、効率的且つ簡単な工程となる。板張りされたストリンガを外板に共硬化することに関する説明が終わったところで、これより、以下の図は、航空機１００の本体交差部の側部付近の外板２６０の厚化したパドアップを説明することに集中する。

図１１から図１４は、例示的な実施例において外板のセクションを接続する改良された技法を示す図である。具体的には、これらの図は、外寄りセクション１２０に沿った外板２６０（例えば、外寄りセクション１２０に対応する外板２６０）及び中央セクション２１０に沿った外板２６０（例えば、中央セクション２１０に対応する外板２６０）の層の継続的なレイアップを示す。図１１で示すように、外寄りセクション１２０の外板２６０の層１１１０は、本体交差部の側部１１３０を過ぎて中央セクション２１０の中へと距離Ｄ１だけ突出する。一方で、中央セクション２１０の外板２６０の層１１２０は、本体交差部の側部１１３０を過ぎて外寄りセクション１２０の中へと距離Ｄ２だけ突出する。図１１で示すように、翼軸１１４０に対応する層１１１０及び１１２０の繊維配向（Ｆ）は、０度である。この工程は図１２で続き、外寄りセクション１２０の外板２６０の追加の層１２１０が、層１１１０上に積層される。層１２１０は、本体交差部の側部１１３０を過ぎて中央セクション２１０の中へと距離Ｄ１−△だけ突出する。さらに、中央セクション２１０の外板２６０の層１２２０が層１１２０上に積層される。層１２２０は、本体交差部の側部１１３０を過ぎて外寄りセクション１２０の中へと領域Ｄ２−△の中に突出する。この実施例では、層１２１０及び１２２０の繊維配向（Ｆ）は、４５度である。この工程は図１３でさらに続き、外寄りセクション１２０の外板２６０の追加の層１３１０が、層１２１０上に積層される。層１３１０は、本体交差部の側部１１３０を過ぎて中央セクション２１０の中へと距離Ｄ１−２△だけ突出する。一方で、中央セクション２１０の外板２６０の層１３２０が層１２２０上に積層される。層１３２０は、本体交差部の側部１１３０を過ぎて外寄りセクション１２０の中へと領域Ｄ２−２△の中に突出する。本体軸１１５０に対応する層１３１０及び１３２０の繊維配向（Ｆ）は、９０度である。

このような態様でレイアップ工程が続いてもよく、結果的に、中央セクション２１０から外寄りセクション１２０まで、且つ、外寄りセクション１２０から中央セクション２１０まで、層の突出がなくなるまで外板２６０の個々の層で様々な繊維配向が生じる。つまり、外板２６０の層が継続的に積層され、ますます短い距離で交互に且つ徐々に互いに重なり合うにつれて、外板２６０が蓄積され、厚化した「パドアップ」領域１３５０が形成される。したがって、本体交差部の側部１１３０に接近するにつれて、外板２６０は、厚化したパドアップ領域１３５０における厚化（すなわち、複合外板の厚さが変化する）する（例えば、２０から２００パーセントゲージの間など、著しく厚化する）。これにより、本体交差部の側部１１３０において、翼軸１１４０に沿う繊維／プライ角度、及び本体軸１１５０に沿う繊維／プライ角度を含む、多方向レイアップ（例えば、様々な繊維配向／角度を含む）が生じる。本明細書に使用される「重なり合い」とは、下部の層を少なくとも部分的に覆い隠すように、ＣＦＲＰの層が別のＣＦＲＰの層の上に延在することを指す。この重なり合い技法により、厚化したパドアップ領域１３５０内の外板２６０が、本体交差部の側部１１３０付近で予期される増大荷重に耐えることが可能となる。本明細書で使用される「交互に重なり合う」という表現は、外側翼セクション１２０からの外板２６０の層が、中央セクション２１０からの外板２６０の層と重なり合い、次いで、それに中央セクション２１０からの外板２６０の層が重なり合い、それが交互に続くことを指す。厚さが増した外板の厚化したパドアップ領域を利用することにより、本体領域の側部が翼軸から本体軸へと横断する際に、荷重方向の変化を再度方向付けるので、航空機１００に実質的な恩恵がもたらされる。

図１４は、例示的な実施形態における外板の重なり合いセクションの厚化したパドアップの概念図である。図１４で示されているように、パドアップ領域は、部分的に中央セクション２１０の中に突出し、部分的に外寄りセクション１２０の中に突出する。

図１４によると、外側翼セクション１２０における外板２６０の層１４２０は、変動する量で左から右へと本体交差部の側部１１３０を横切って延在する。隣接する層１４２０は、中央セクション２１０の中に延在する量がインクリメンタル量△だけ変動する。したがって、図１４で示されているように、上部層１４２０は、ポイントＷ５まで延在するが、底部層１４２０は、ポイントＷ１まで延在する。同様に、中央セクション２１０における外板２６０の層１４１０は、変動する量で右から左へと本体交差部の側部１１３０を横切って延在する。隣接する層１４１０は、外側翼セクション１２０の中に延在する量が△だけ変動する。したがって、図１４で示されているように、上部層１４１０は、ポイントＢ５まで延在するが、底部層１４１０は、ポイントＢ１まで延在する。このようにして、外側翼セクション１２０及び中央セクション２１０からの外板２６０の層は徐々に蓄積して、厚化したパドアップセクションを形成し、強度が高まる。

外側翼セクション１２０と中央セクション２１０との間の外板の交差部の生成に関する例示的詳細は、図１５に関連して説明される。この実施例に関して、オペレータが、外側翼セクション１２０及び中央セクション２１０の両方を備えている、組み合わされた一体状の複合部分の製作を願っていると推測されたい。図１５は、例示的な実施形態における航空機のコンポーネントを積層する方法１５００を示すフロー図である。方法１５００のステップは、図１の航空機１００を参照して説明されるが、当業者であれば、方法１５００が他のシステムで実施され得ることを理解するであろう。本明細書に記載されたフロー図のステップは、網羅的というわけではなく、図示されていない他のステップを含み得る。本明細書に記載されたステップは、別の順序で実行されてもよい。

図１５によると、板張りされたストリンガ２４０が外寄りセクション内で横方向に配向されるように（すなわち、板張りされたストリンガ２４０が外寄りセクションの長さに沿って延びるように）、板張りされたストリンガ２４０は、翼ボックス５００の外寄りセクション１２０内で積層される（ステップ１５０２）。積層されると、各々の板張りされたストリンガ２４０の各層は、中央セクション２１０に向かって外板２６０に沿って異なる距離で延在する。この工程は、例えば、自動繊維配置（ＡＦＰ）機によって実行され得る。さらにこの方法によると、板張りされたストリンガ２１４が中央セクション２１０内で横方向に配向されるように（すなわち、板張りされたストリンガが中央セクションの長さに沿って延びるように）、板張りされたストリンガ２１４は、翼ボックス５００の中央セクション２１０内で積層される（ステップ１５０４）。積層されると、各々の板張りされたストリンガ２１４の各層は、外寄りセクション１２０に向かって外板２６０に沿って異なる距離で延在する。例えば、外寄りセクション１２０及び中央セクション２１０が共に製作される場合、ステップ１５０２及び１５０４が同時に起こり得る。代替的に、板張りされたストリンガ２４０及び２１４は、別々に積層されて、次いで、外寄りセクション１２０及び中央セクション２１０に運ばれて、外板２６０に共硬化され得る。板張りされたストリンガ２４０及び２１４は、所望の位置に位置付けされた状態で、外板２６０に共硬化される（ステップ１５０６）。これは、例えば、翼ボックス５００全体（又はその上方パネル）をオートクレーブの中に配置することによって、単一のステップとして実施され得る。

上述の方法を利用して、外寄りセクション１２０及び中央セクション２１０における構造コンポーネントは、飛行のために十分な強度を有する単一の、一体状に統合された複合コンポーネントを製作するように、有益に互いに統合又は共硬化され得る。

実施例
以下の実施例では、追加の工程、システム、及び方法は、翼と中央セクションとの間で板張りされたストリンガ及び／又は外板のセクションを統合するという文脈で説明される。

図１６は、例示的な実施形態における航空機１６００のブロック図である。この実施例では、航空機１６００は、外寄りセクション１６２０及び中央セクション１６３０を含む翼ボックス１６１０を含む。各々の外寄りセクション１６２０は、板張りされたストリンガ（「板」）１６４０を含む。各板１６４０は、それぞれ、中央セクション１６３０に沿って異なる距離で延在する複数の層１６４５を含む。一方で、中央セクション１６３０は、外板１６５０及び厚板１６６０を含む。板張りされたストリンガ１６６０の各層１６６５は、外寄りセクション１６２０に向かって異なる距離で延在する。外板１６５０の厚化したパドアップ１６８０も図示される。

より具体的に図面を参照すると、本開示の実施形態／実施例は、図１７に示されるような航空機の製造及び保守方法１７００、及び図１８に示されるような航空機１７０２に照らし説明することができる。製造前の段階では、例示的な方法１７００は、航空機１７０２の仕様及び設計１７０４と、材料の調達１７０６とを含み得る。製造段階では、航空機１７０２の、コンポーネント及びサブアセンブリの製造１７０８と、システムインテグレーション１７１０とが行われる。その後、航空機１７０２は、運航１７１４に供されるために、認可及び納品１７１２に供され得る。顧客により運航される間に、航空機１７０２は、定期的な整備及び保守１７１６（改造、再構成、改修なども含み得る）が予定される。

方法１７００の各工程は、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とは、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、第三者とは、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、オペレータとは、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１８に示すように、例示的な方法１７００によって製造された航空機１７０２は、複数のシステム１７２０及び内装１７２２を備えた機体１７１８を含み得る。高レベルのシステム１７２０の例には、推進システム１７２４、電気システム１７２６、油圧システム１７２８、及び環境システム１７３０のうちの１つ又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれ得る。航空宇宙産業の例を示したが、本開示の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用され得る。

本明細書で具現化された装置及び方法は、製造及び保守方法１７００の１つ又は複数の任意の段階で採用してもよい。例えば、製造段階１７０８に対応するコンポーネント又はサブアセンブリは、航空機１７０２の運航期間中に製造されるコンポーネント又はサブアセンブリと似たような方法で作製又は製造され得る。さらに、１つ又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせは、例えば、航空機１７０２の組立てを実質的に効率化するか、又は、航空機１７０２のコストを削減することにより、製造段階１７０８及び１７１０で利用され得る。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせのうちの１つ又は複数を、航空機１７０２の運航中に、例えば、限定しないが、整備及び保守１７１６に利用することができる。例えば、本明細書に記載された技術及びシステムは、ステップ１７０６、１７０８、１７１０、１７１４、及び／又は１７１６で使用され、且つ／又は、機体１７１８及び／又は内装１７２２において使用され得る。これらの技術及びシステムは、例えば、推進１７２４、電気１７２６、油圧１７２８、及び／又は環境１７３０を含むシステム１７２０に対してさえも用いることが可能である。

一実施例では、外寄りセクション１２０及び中央セクション２１０は、機体１１８の一部であり、コンポーネント及びサブアセンブリの製造１７０８の間に製造される。外寄りセクション１２０及び中央セクション２１０は、翼ボックス５００の一体化されたパネルに共硬化され得、次いで、システムインテグレーション１７１０内の他のコンポーネントと組み合わされ、その後、運航１７１４に利用される。次に、整備及び保守１７１６では、外寄りセクション１２０及び中央セクション２１０から作製された、統合された複合上方パネルが、必要に応じて修理及び／又は一新され得る。

図示され又は本明細書に記載された様々な制御要素（例えば、電気又は電子コンポーネント）のうちの任意のものは、ハードウェア、プロセッサにより実装されるソフトウェア、プロセッサにより実装されるファームウェア、又はこれらの何らかの組み合わせとして実装され得る。例えば、ある要素は専用ハードウェアとして実装され得る。専用ハードウェア要素は、「プロセッサ」、「コントローラ」、又は同様の何らかの専門用語で呼ばれてもよい。プロセッサによって提供される場合、単一の専用プロセッサによって、単一の共有プロセッサによって、又はそのうちの幾つかが共有となり得る複数の個別のプロセッサによって機能が提供され得る。さらに、「プロセッサ」又は「コントローラ」という用語の明示的な使用は、ソフトウェアの実行が可能なハードウェアのみを表わすと解釈するべきでなく、限定するものではないが、デジタル信号プロセッサ（ＤＳＰ）ハードウェア、ネットワークプロセッサ、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）又は他の回路、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）、ソフトウェア記憶用の読取専用メモリ（ＲＯＭ）、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、不揮発性ストレージ、ロジック、或いは何らかの他の物理的ハードウェアのコンポーネント又はモジュールなどを暗黙的に含み得る。

また、ある要素は、その要素の機能を実施するためにプロセッサ又はコンピュータによって実行可能な指示として実装され得る。指示の幾つかの例は、ソフトウェア、プログラムコード、及びファームウェアである。指示は、プロセッサが要素の機能を実行するように方向付けるためにプロセッサによって実行されるときに動作可能である。指示は、プロセッサが読むことができる記憶装置に記憶され得る。記憶装置の幾つかの例は、デジタル又はソリッドステートメモリ、磁気ディスク及び磁気テープなどの磁気記憶媒体、ハードドライブ、又は光学式可読デジタルデータ記憶媒体である。

さらに、本開示は、以下の条項による実施形態を含む。

条項１
翼ボックスの外寄りセクション内で横方向に配向され、且つ前記外寄りセクションにおいて複合外板と共硬化されている外寄りの板張りされたストリンガであって、各々の外寄りの板張りされたストリンガが、前記外寄りセクションにおける前記複合外板と平行な炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の平面層を含み、前記翼ボックスに加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々が、前記翼ボックスの中央セクションに向かって、前記外寄りセクションにおける前記複合外板に沿って異なる距離で延在する、外寄りの板張りされたストリンガ、及び
前記中央セクション内で横方向に配向され、且つ前記中央セクションにおける複合外板と共硬化されている中央の板張りされたストリンガであって、前記中央セクションの各々の板張りされたストリンガが、前記中央セクションにおける前記複合外板と平行なＣＦＲＰの平面層を含み、前記翼ボックスに加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々が、前記外寄りセクションに向かって、前記中央セクションにおける前記複合外板に沿って異なる距離で延在する、中央の板張りされたストリンガ
を備えているシステム。

条項２
前記翼ボックスに加えられた剪断応力に耐えるように整列させられた繊維配向を有するＣＦＲＰの層を含む、前記外寄りセクションにおける前記複合外板をさらに備え、
前記外寄りセクションと前記中央セクションとの間の本体交差部の側部付近で、前記外寄りセクションにおける前記複合外板の層が、前記中央セクションにおける前記複合外板の層と交互に重なり合い、結果的に、前記本体交差部の側部付近で複合外板の厚化したパドアップが生じ、前記厚化したパドアップは、翼軸から本体軸に力が伝達されるにつれて、荷重方向における変化を再度方向付ける、条項１に記載のシステム。

条項３
前記外寄りセクションにおける前記複合外板の各層が、異なる量で前記中央セクションにおける前記複合外板の層と重なり合い、結果的に、前記本体交差部の側部への距離が変化するにつれて、重なり合いの量が徐々に変化する、条項２に記載のシステム。

条項４
複合外板の前記厚化したパドアップが、前記本体交差部の側部付近の複合外板の層の数の増大により生じ、前記厚化したパドアップにおいて外板の厚さが２０から２００パーセントゲージの間で増大する、条項２に記載のシステム。

条項５
前記本体交差部の側部付近の複合外板の前記厚化したパドアップが、航空機の翼軸に沿う繊維配向を有する層、及び前記航空機の本体軸に沿う繊維配向を有する層を含む、条項２に記載のシステム。

条項６
前記外寄りセクションと前記中央セクションとの間の本体交差部の側部に向かって前記板張りされたストリンガが延在するにつれて、各々の前記外寄りの板張りされたストリンガの厚さが、４０から１００パーセントの間で漸減する、条項１に記載のシステム。

条項７
前記外寄りの板張りされたストリンガと前記外寄りセクションにおける前記複合外板との組み合わせが、２０００：１から１０：１の間の傾斜率で漸減する、条項６に記載のシステム。

条項８
前記外寄りの板張りされたストリンガと前記外寄りセクションにおける前記複合外板との組み合わせが、１００：１の傾斜率で漸減する、条項７に記載のシステム。

条項９
前記外寄りセクションにおける前記複合外板が、前記外寄りの板張りされたストリンガを前記中央の板張りされたストリンガに機械的に連結する、条項１に記載のシステム。

条項１０
各々の外寄りの板張りされたストリンガが異なる長さである、条項１に記載のシステム。

条項１１
各々の外寄りの板張りされたストリンガについて、隣接する層が、前記中央セクションに向かって、前記外寄りセクションにおける前記複合外板に沿って徐々に異なる距離で延在する、条項１に記載のシステム。

条項１２
翼ボックスの外寄りセクション内で横方向に配向された外寄りの板張りされたストリンガを積層することであって、各々の外寄りの板張りされたストリンガが、前記外寄りセクションにおける複合外板と平行な炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の平面層を含み、翼に加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々が、前記翼の中央セクションに向かって、前記外寄りセクションにおける前記複合外板に沿って異なる距離で延在する、外寄りの板張りされたストリンガを積層することと、
前記翼の前記中央セクション内で横方向に配向された中央の板張りされたストリンガを積層することであって、各々の中央の板張りされたストリンガが、前記中央セクションにおける複合外板と平行なＣＦＲＰの平面層を含み、前記翼に加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々が、前記翼の前記外寄りセクションに向かって、前記中央セクションにおける前記複合外板に沿って異なる距離で延在する、中央の板張りされたストリンガを積層することと、
前記外寄りの板張りされたストリンガを前記外寄りセクションにおける前記複合外板に共硬化し、前記中央の板張りされたストリンガを前記中央セクションにおける前記複合外板に共硬化することと
を含む方法。

条項１３
前記外寄りセクションにおける前記複合外板と、前記中央セクションにおける前記複合外板とを積層することをさらに含み、
積層することが、前記外寄りセクションと前記中央セクションとの間の本体交差部の側部付近で、前記中央セクションにおける前記複合外板の層及び前記外寄りセクションにおける前記複合外板の層が交互に重なり合い、結果的に、前記本体交差部の側部付近で複合外板の厚化したパドアップが生じ、前記厚化したパドアップが、翼軸から本体軸に力が伝達されるにつれて、荷重方向における変化を再度方向付けることを含む、条項１２に記載の方法。

条項１４
積層することが、前記外寄りセクションにおける前記複合外板の各層及び前記中央セクションにおける前記複合外板の各層との重なり合い量を調節し、結果的に、前記本体交差部の側部への距離が変化するにつれて、重なり合いの量が徐々に変化することを含む、条項１３に記載の方法。

条項１５
複合外板の前記厚化したパドアップが、前記本体交差部の側部付近の複合外板の層の数の増大により生じ、前記厚化したパドアップにおいて外板の厚さが２０から２００パーセントゲージの間で増大する、条項１３に記載の方法。

条項１６
積層することが、航空機の翼軸に沿う繊維配向を有する複合外板の層を積層することと、前記航空機の本体軸に沿う繊維配向を有する複合外板の層を積層することとを含む、条項１３に記載の方法。

条項１７
前記外寄りの板張りされたストリンガを積層することが、前記外寄りセクションと前記中央セクションとの間の本体交差部の側部に向かって前記外寄りの板張りされたストリンガが延在するにつれて、各々の外寄りの板張りされたストリンガの厚さを４０から１００パーセントの間で漸減させることを含む、条項１２に記載の方法。

条項１８
前記外寄りの板張りされたストリンガと前記外寄りセクションにおける前記複合外板との組み合わせが、２０００：１から１０：１の間の傾斜率で漸減する、条項１７に記載の方法。

条項１９
前記外寄りの板張りされたストリンガと前記外寄りセクションにおける前記複合外板との前記組み合わせが、１００：１の傾斜率で漸減する、条項１８に記載の方法。

条項２０
前記外寄りセクションにおける前記複合外板が、前記外寄りの板張りされたストリンガを前記中央の板張りされたストリンガに機械的に連結する、条項１２に記載の方法。

特定の実施形態が本明細書に記載されたが、本開示の範囲はそれら特定の実施形態に限定されるものではない。本開示の範囲は、下記の特許請求の範囲及びその任意の均等物によって規定されるものである。

Claims (15)

1. 翼ボックス（５００）の外寄りセクション（１２０）内で横方向に配向され、且つ前記外寄りセクションにおいて複合外板（２６０）と共硬化されている外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）であって、各々の外寄りの板張りされたストリンガが、前記外寄りセクションにおける前記複合外板と平行な炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の平面層を含み、前記翼ボックスに加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々が、前記翼ボックスの中央セクション（２１０）に向かって、前記外寄りセクションにおける前記複合外板に沿って異なる距離で延在する、外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）、及び
   前記中央セクション内で横方向に配向され、且つ前記中央セクションにおける複合外板と共硬化されている中央の板張りされたストリンガ（２１４）であって、前記中央セクションの各々の板張りされたストリンガが、前記中央セクションにおける前記複合外板と平行なＣＦＲＰの平面層を含み、前記翼ボックスに加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々が、前記外寄りセクションに向かって、前記中央セクションにおける前記複合外板に沿って異なる距離で延在する、中央の板張りされたストリンガ（２１４）
   を備えているシステム。
2. 前記翼ボックス（５００）に加えられた剪断応力に耐えるように整列させられた繊維配向を有するＣＦＲＰの層を含む、前記外寄りセクション（１２０）における前記複合外板（２６０）をさらに備え、
   前記外寄りセクションと前記中央セクション（２１０）との間の本体交差部の側部付近で、前記外寄りセクションにおける前記複合外板の層が、前記中央セクションにおける前記複合外板の層と交互に重なり合い、結果的に、前記本体交差部の側部付近で複合外板の厚化したパドアップが生じ、前記厚化したパドアップは、翼軸から本体軸に力が伝達されるにつれて、荷重方向における変化を再度方向付ける、請求項１に記載のシステム。
3. 前記外寄りセクション（１２０）における前記複合外板（２６０）の各層が、異なる量で前記中央セクション（２１０）における前記複合外板の層と重なり合い、結果的に、前記本体交差部の側部への距離が変化するにつれて、重なり合いの量が徐々に変化する、請求項２に記載のシステム。
4. 複合外板（２６０）の前記厚化したパドアップが、前記本体交差部の側部付近の複合外板の層の数の増加により生じ、前記厚化したパドアップにおいて外板の厚さが２０から２００パーセントゲージの間で増加し、
   前記本体交差部の側部付近の複合外板の前記厚化したパドアップが、航空機の翼軸に沿う繊維配向を有する層、及び前記航空機の本体軸に沿う繊維配向を有する層を含む、請求項２又は３に記載のシステム。
5. 前記外寄りセクション（１２０）と前記中央セクション（２１０）との間の本体交差部の側部に向かって前記板張りされたストリンガが延在するにつれて、各々の前記外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）の厚さが、４０から１００パーセントの間で漸減し、
   前記外寄りの板張りされたストリンガと前記外寄りセクションにおける前記複合外板（２６０）との組み合わせが、２０００：１から１０：１の間の傾斜率で漸減する、請求項１から４のいずれか一項に記載のシステム。
6. 前記外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）と前記外寄りセクション（１２０）における前記複合外板（２６０）との前記組み合わせが、１００：１の傾斜率で漸減する、請求項５に記載のシステム。
7. 前記外寄りセクション（１２０）における前記複合外板（２６０）が、前記外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）を前記中央の板張りされたストリンガ（２１４）に機械的に連結する、請求項１から６のいずれか一項に記載のシステム。
8. 各々の外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）が、異なる長さであり、
   各々の外寄りの板張りされたストリンガについて、隣接する層が、前記中央セクション（２１０）に向かって、前記外寄りセクション（１２０）における前記複合外板（２６０）に沿って徐々に異なる距離で延在する、請求項１から７のいずれか一項に記載のシステム。
9. 翼ボックス（５００）の外寄りセクション（１２０）内で横方向に配向された外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）を積層することであって、各々の外寄りの板張りされたストリンガが、前記外寄りセクションにおける複合外板（２６０）と平行な炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の平面層を含み、翼に加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々が、前記翼の中央セクション（２１０）に向かって、前記外寄りセクションにおける前記複合外板に沿って異なる距離で延在する、外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）を積層することと、
   前記翼の前記中央セクション内で横方向に配向された中央の板張りされたストリンガ（２１４）を積層することであって、各々の中央の板張りされたストリンガが、前記中央セクションにおける複合外板と平行なＣＦＲＰの平面層を含み、前記翼に加えられた張力及び圧縮力に耐えるように整列させられた繊維配向を有し、各々が、前記翼の前記外寄りセクションに向かって、前記中央セクションにおける前記複合外板に沿って異なる距離で延在する、中央の板張りされたストリンガ（２１４）を積層することと、
   前記外寄りの板張りされたストリンガを前記外寄りセクションにおける前記複合外板に共硬化し、前記中央の板張りされたストリンガを前記中央セクションにおける前記複合外板に共硬化することと
   を含む方法。
10. 前記外寄りセクション（１２０）における前記複合外板（２６０）と、前記中央セクション（２１０）における前記複合外板とを積層することをさらに含み、
    積層することが、前記外寄りセクションと前記中央セクションとの間の本体交差部の側部付近で、前記中央セクションにおける前記複合外板の層及び前記外寄りセクションにおける前記複合外板の層が交互に重なり合い、結果的に、前記本体交差部の側部付近で複合外板の厚化したパドアップが生じ、前記厚化したパドアップが、翼軸から本体軸に力が伝達されるにつれて、荷重方向における変化を再度方向付けることを含む、請求項９に記載の方法。
11. 積層することが、前記外寄りセクション（１２０）における前記複合外板（２６０）の各層及び前記中央セクション（２１０）における前記複合外板の各層との重なり合い量を調節し、結果的に、前記本体交差部の側部への距離が変化するにつれて、重なり合いの量が徐々に変化することを含み、
    積層することが、航空機（１００）の翼軸に沿う繊維配向を有する複合外板の層を積層することと、前記航空機の本体軸に沿う繊維配向を有する複合外板の層を積層することとを含む、請求項１０に記載の方法。
12. 複合外板（２６０）の前記厚化したパドアップが、前記本体交差部の側部付近の複合外板の層の数の増大により生じ、前記厚化したパドアップにおいて外板の厚さが２０から２００パーセントゲージの間で増大する、請求項１０又は１１に記載の方法。
13. 前記外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）を積層することが、前記外寄りセクション（１２０）と前記中央セクション（２１０）との間の本体交差部の側部に向かって前記外寄りの板張りされたストリンガが延在するにつれて、各々の外寄りの板張りされたストリンガの厚さを４０から１００パーセントの間で漸減させることを含み、
    前記外寄りの板張りされたストリンガと前記外寄りセクションにおける前記複合外板（２６０）との組み合わせが、２０００：１から１０：１の間の傾斜率で漸減する、請求項９から１２のいずれか一項に記載の方法。
14. 前記外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）と前記外寄りセクション（１２０）における前記複合外板（２６０）との前記組み合わせが、１００：１の傾斜率で漸減する、請求項１３に記載の方法。
15. 前記外寄りセクション（１２０）における前記複合外板（２６０）が、前記外寄りの板張りされたストリンガ（２４０）を前記中央の板張りされたストリンガ（２１４）に機械的に連結する、請求項９から１４のいずれか一項に記載の方法。

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