JP2018070142A - 航空機翼及び当該航空機翼を含む航空機 - Google Patents

航空機翼及び当該航空機翼を含む航空機 Download PDF

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Abstract

【課題】比較的小型で製造及び/又は使用が容易な非一体型補強材を使用して補強される、複合材及び/又は炭素繊維強化プラスチック(CFRP)を含みうる、低コスト軽量な航空機翼を提供する【解決手段】航空機翼104は第1のパネル106、第2のパネル108、第1のパネルと第2のパネルとの間に連結されたリブ202、並びに、リブ間に翼長方向に連結され且つ第1のパネルに連結された補強材204を有する。補強材と第1のパネルとの間の連結は軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぎ、補強材は第1のパネルの圧縮安定性を高め、補強材と第1のパネルとの間の連結はクリップによって形成された間接的な結合で、クリップによって形成された連結は軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぎ、一方で第1のパネルの圧縮安定性を高める。【選択図】図2

Description

本開示は概して航空機に関し、より具体的には航空機翼及び当該航空機翼を含む航空機に関する。
幾つかの航空機は、上方及び下方パネル、リブ、桁、並びにストリンガを有する翼を含む。幾つかの実施例では、荷重(例えば、軸荷重、曲げ荷重)が受容され、リブに配向しうるように、ストリンガは上方及び下方パネルに直接連結される。
このような観点及びその他の観点から、ここに本開示が提示される。
本開示の教示に従って構成された例示的な翼を含む、例示的な飛行機の概略図である。 本開示の教示に従う例示的なリブ及び例示的な補強材を含む例示的な翼の部分切り欠き図を示す。 例示的なリブ及び例示的な補強材を含む例示的な翼の平面図を示す。 例示的なリブの間に連結され、また、例示的なパネルに連結された例示的な補強材を示す。 例示的なリブ、例示的な補強材及び例示的なパネルを含む例示的な翼の断面図を示す。 例示的なリブ、例示的な補強材及び例示的なパネルを含む別の例示的な翼の断面図を示す。 例示的なリブ、1つの例示的な補強材及び例示的なパネルを含む別の例示的な翼の断面図を示す。 例示的な本体インターフェースの側面、例示的なダブルシヤスプライス、例示的なパネル及び例示的なリブを含む例示的な翼の断面図を示す。 本書に開示の例示的な翼の実装に使用可能な例示的な本体インターフェースの側面を示す。 図9の本体インターフェースの側面の別の図を示す。 例示的な本体インターフェースの側面と例示的な後桁との間の連結の拡大図を示す。 例示的な本体インターフェースの側面と例示的な後桁との間の連結の別の図を示す。 本書に開示の例示的な翼の実装に使用可能な例示的な本体インターフェースの側面に付与される力を示す。 本書に開示の例示的な翼の実装に使用可能な例示的なパネルに連結された例示的な補強材を示す。 例示的なリブ、1つの例示的な補強材及び例示的なパネルを含む別の例示的な翼の断面図を示す。 例示的な本体インターフェースの側面、例示的なダブルシヤスプライス及び例示的なパネルを含む別の例示的な翼の断面図を示す。
図面は原寸に比例しない。図面及び添付の記載の全体を通して、可能な箇所にはすべて、同一のまたは類似の部分を指すために同じ参照番号が使用される。
本書に開示の実施例は、比較的小型で製造及び/又は使用が容易な非一体型補強材を使用して補強される翼を含む航空機に関する。翼は、複合材及び/又は炭素繊維強化プラスチック(CFRP)を含みうる。したがって、本書に開示の実施例を使用することで、多くの既知の翼と比較して低コストで軽量翼が実現されうる。
幾つかの実施例では、例示的な非一体型補強材は、圧縮安定性及び/又は、補強材が連結される炭素繊維翼パネルの面外拘束力をもたらす。翼パネルと一体形成される、及び/又は翼パネルと連結されるストリンガとは対照的に、本開示の教示に従って作成される例示的な補強材(例えば、個別の補強材)は、翼パネルからほとんど軸荷重を受けないように構成されてもよい。本書で使われているように、翼パネルからほとんど軸荷重を受けないということは、例示の補強材は翼パネルからほんのわずかな量の軸荷重を受けることがありうること、加えて/或いは、翼パネルから、翼及び/又は航空機の他の構造的な構成要素(例えば、リブなど)に至るまで、軸荷重を受ける、及び/又は受け渡すようには意図していないことを意味する。そのため、本書で開示の実施例で航空機を実装することは、部品点数を低減し、且つ/或いは、翼及び/又は航空機の全体的な複雑性を軽減しうる。
幾つかの実施例では、翼パネルから軸荷重を受けないように補強材を構成することによって、このような荷重は例示的な本体インターフェースの側面に向かって翼パネル内を伝わる。幾つかの実施例では、本体インターフェースの側面は、例示的な台形パネル及び/又は固定具を通って機尾へ延在する例示的な連続する本体ウェブの側面(例えば、補強されていない本体ウェブの側面)を含む。台形固定具を介した本体ウェブの側面の位置決めにより、例示的な本体ウェブの側面から後桁に力を配向することができる。幾つかの実施例では、例示的な台形固定具と一体形成される例示的な本体ウェブの側面を使用することにより、例えば、終端固定具及び/又は追加の接合部を取り除くことができる。
幾つかの実施例では、翼は上方パネルと下方パネル、上方パネルと下方パネルとの間に延在するリブ、及び例示的な補強材(例えば、肋間部)を含み、上方パネルと下方パネルにはストリンガがない。上方パネル及び/又は下方パネルは、未補強翼パネル及び/又は非一体型補強翼パネルであってもよい。幾つかの実施例では、上方パネルと下方パネルは、ファスナ及び/又はT字形クリップによって、各補強材に連結されている。幾つかの実施例では、補強材とリブとの間の連結の構造的な完全性に影響を及ぼすことなく、ある程度動かすことができるように、及び/又は、補強材を座屈から防ぐために、補強材はリブ間に翼長方向に非剛体的に連結される。本書で使用されているように、「翼長方向」という表現は、航空機の翼先端間の方向、及び/又は、翼の内側部分と翼の外側部分(例えば、先端)との間の方向を意味する。ティアストラップ(例えば、一体型ティアストラップ)は、飛行中に翼パネルに起こりうる損傷に対処するため使用されうる。幾つかの実施例では、翼及び/又は本体インターフェースの側面は、腐食を防ぐダブルシヤスプライスを形成するために使用される炭素繊維強化プラスチック(CFRP)スプライスプレートを含む。
図1は、例示的な翼104に連結される例示的な胴体101及び例示的なエンジン102を含む、例示的な航空機100を示している。この実施例では、翼104は、複合材料及び/又は炭素繊維強化プラスチック材料から形成される、第1のパネル106と第2のパネル108を含む。
図2は、図1の航空機100の翼104の実装に使用することができる例示的な翼104の1つの部分切り欠き図を示している。図に示した実施例では、翼104は、第1のパネル106と第2のパネル108、及び第1のパネル106と第2のパネル108との間の翼弦方向に延在するリブ202を含む。第1のパネル106と第2のパネル108を比較的薄くし、各パネル106、108の安定性を高めるため、この実施例では、例示的な補強材及び/又は肋間部204はリブ202間の翼長に連結される。幾つかの実施例では、第1のパネル106の圧縮安定性を高めるため、及び/又は補強材204に軸荷重が加えられるのを防ぐため、補強材204はリブ202の間に、及び第1のパネル106(例えば、上方パネル)に慎重に連結される。幾つかの実施例では、補強材204は第1のパネル106に直接隣接して連結され、第2のパネル108から離間される。他の実施例では、補強材204の一部は第1のパネル106に直接隣接して連結され、補強材204のその他の部分は第2のパネル108に直接隣接して連結される。しかしながら、第1のパネル106(例えば、上方パネル)での圧縮荷重が、第2のパネル108(例えば、下方パネル)での圧縮荷重よりも高いことを考えると、補強材204は第1のパネル106に直接隣接して提供されてもよく、また、第2のパネル108に直接隣接して提供されなくてもよい。
幾つかの実施例では、胴体101により近いパネル106、108の圧縮荷重が、胴体101からより遠いパネル106、108の圧縮荷重よりも大きいことを考えると、補強材204は、胴体101から離れている多数の補強材204と比較して、胴体101に隣接するリブ202間では、より頻度が高くなりうる。パネル106及び/又は108が比較的厚い及び/又は強固な実施例では、パネル106、108の閾値圧縮安定性及び/又は閾値座屈防止力を実現するため、より少ない補強材204が使用されうる。パネル106、108が比較的薄い及び/又はあまり強固でない実施例では、パネル106、108の閾値圧縮安定性及び/又は閾値座屈防止力を実現するため、より多くの補強材204が使用されうる。これらの実施例のどちらにおいても、第1及び第2のパネル106、108は、同じ又は同様な厚みを有してもよい。他の実施例では、第1及び第2のパネル106、108は、様々な厚み及び/又は異なる厚みを有してもよい。
図3は、図1の航空機100の翼104を実装するために使用可能な例示的な翼104の平面図を示す。この実施例では、翼104は、リブ202及び各リブ202間に連結された補強材204を含む。図3の実施例に示されているように、より多くの補強材204が胴体101及び/又は翼104の内側部分301に隣接するリブ202間に配置され、より少ない補強材204が翼104の先端及び/又は外側部分302に隣接して配置される。補強材204は翼104上に特定のパターンで配置されて示されているが、特定の用途のニーズを満たすため、補強材204はリブ202間に任意の構成で配置されてもよい。
図4は、補強材204、リブ202及び第1のパネル106のうちの1つの間の連結の断面図を示す。例示的な実施例では、補強材204は第1の場所402で第1のT字形クリップ及び/又はファスナ404によって、また、第2の場所406で第2のT字形クリップ及び/又はファスナ408によって、第1のパネル106に連結されている。図示した実施例では、補強材204の第1の端部410はリブ202に連結されている。幾つかの実施例では、リブ補強材は、第1の場所402でリブ202と補強材204との間の連結で、リブ202に連結されうる。図示した実施例では、補強材204がリブ202間で非剛体的に連結され、及び/又は補強材204を座屈から防ぐことができるよう、補強材204の第2の端部412は、フランジ及び/又は傾斜したシートメタル414に連結される。言い換えるならば、補強材204のフランジ414での連結、フランジ414の材料特性及び/又は可撓性は、例えば、補強材204とリブ202との間の連結に悪影響を及ぼすことなく、リブ202間である程度動かすことができる。幾つかの実施例では、補強材204とリブ202との間の連結に悪影響を及ぼすことなく、リブ202間である程度動かすことができるように、フランジ414はサイズ、形状を変えられてもよく、及び/又はフランジ414を曲げることができる厚みを有してもよい。幾つかの実施例では、フランジ414は、補強材204とリブ202との間の連結に悪影響を及ぼすことなく、リブ202間である程度動かすことが可能な、材料から作られうる、及び/又は材料特性を有しうる。
図5は、第1のパネル106及び第2のパネル108、第1のパネル106と第2のパネル108との間に連結されたリブ202、及び、第1のパネル106に直接隣接するリブ202に連結された補強材204を含む翼104の断面図を示す。図示した実施例では、補強材204はC字形の断面を有する。しかしながら、補強材204は他の任意の適切な断面を有してもよい。
図6は、第1のパネル106及び第2のパネル108、第1のパネル106と第2のパネル108との間に連結されたリブ202、及び、第1のパネル106に直接隣接し、且つ第2のパネル108に直接隣接するリブ202に連結された補強材204を含む翼104の断面図を示す。前記第2のパネル108に隣接して補強材204を配置することにより、第2のパネル108の閾値圧縮安定性を実現すること、及び/又は閾値圧縮安定性を実現しつつ第2のパネル108を比較的薄くすることが可能になる。幾つかの実施例では、閾値圧縮安定性を実現することは、閾値距離が第1のパネル106と第2のパネル108との間に維持されること、且つ/或いは、第1パネル106及び/又は第2のパネル108が座屈から守られることを意味する。
図7は、第1のパネル106と第2のパネル108、リブ202、補強材204及び例示的な桁702のうちの1つを含む翼104の断面図を示す。図示した実施例では、ティアストラップ704はリブ202と第1及び第2のパネル106、108との間に配置される。しかしながら、幾つかの実施例では、翼104にはティアストラップ704が提供されないことがある。更に、図示した実施例では、桁702はZ字形の断面を有し、補強材204はC字形の断面を有する。しかしながら、桁702及び/又は補強材204は、個別の実装に応じて、他の任意の断面又は形状を有してもよい。例えば、桁702はC字形の断面を有してもよく、及び/又は補強材204はL字形の断面を有してもよい。
図8は、翼104、並びに、リブ202、補強材204及び本体インターフェースの側面801のうちの1つを含む翼中央部800の断面図を示す。図示した実施例では、第1のパネル106は、例示的な第1のダブルシヤスプライス804によって、本体インターフェースの側面801及び翼中央部800の内部の第1のパネル802に連結されている。図8の実施例に示したように、第1のダブルシヤスプライス804は、パネル106、802のそれぞれの上に配置された第1及び第2のスプライスプレート806、808を含み、ファスナ及び/又はボルト810によって、それらに締結されている。
図示した実施例では、第2のパネル108は、例示的な第2のダブルシヤスプライス813によって、本体インターフェースの側面801及び翼中央部800の内部の第2のパネル812に連結されている。この実施例では、例示的な第2のダブルシヤスプライス813は、パネル108、812のそれぞれの上に配置された第3及び第4のスプライスプレート814、816を含み、ファスナ及び/又はボルト818によって、それらに締結されている。幾つかの実施例ではパネル106、108、802、812及び/又は本体インターフェースの側面801との間の連結は、第1のパネル106、本体インターフェースの側面801、内部の第1のパネル802、第2のパネル108及び/又は内部の第2のパネル812のいずれかとの間のインターフェースで動きが発生するのを防ぐ。
図示した実施例で、例示的な胴体外板インターフェース820を、翼104、本体インターフェースの側面801及び/又は内部の第1のパネル802に連結するため、例示的な外板T字形材及び/又はブラケット822は、ファスナ810のうちの1つによって、本体インターフェースの側面801に隣接して連結されている。このように、図示した実施例では、ファスナ810の一部は、ブラケット822、第1のパネル106、内部の第1のパネル802及び/又は本体インターフェースの側面801を共に連結するために使用される。
図9及び図10は、例示的な本体ウェブの側面902、及び本体ウェブの側面902が延在する第1及び第2の固定具及び/又は台形固定具904、906を含む、例示的な本体インターフェースの側面801の等角図を示している。図示した実施例では、第1及び第2の固定具904、906を通って本体ウェブの側面902を延在させることにより、第1及び/又は第2のパネル106、108から本体ウェブの側面902を通って、本体インターフェースの側面801の端部908に隣接して配置される後桁まで力を伝えることができる。この実施例では、本体インターフェースの側面801は、水平部材910、912、914、916及び開口部918を含み、例えば、翼104の修理時にオペレータ(例えば、メカニック)が本体インターフェースの側面を通ることができる。
図11は、例示的な本体インターフェースの側面801、台形固定具904、906、並びに、ブラケット1104及びファスナ1106を介して連結される例示的な後桁1102を示している。図11の実施例に示したように、荷重及び/又は力を本体ウェブの側面902から、例えば後桁1102へ伝えることができるように、本体ウェブの側面902は台形固定具904、906を通って後桁1102に向かって連続的に延在する。
図12は、第1及び第2の台形固定具904、906と後桁1102との間の例示的な連結を示している。この実施例では固定具904、906と後桁1102を連結するため、ファスナ1106は固定具904、906及び後桁1102を通って延在する。
図13は、本体インターフェースの側面801に与えられる第1及び第2の力1302、1304を示している。この実施例では、第1の力1302は本体インターフェースの側面801の縦軸1306に沿って配向され、第2の力1304は固定具904、906の第1の面1308に向かって配向されている。図示した実施例では、固定具904、906の第1の面1308での第3の力1310(例えば、180Kポンドの力)は、固定具904、906の第2の面1314及び/又は本体ウェブの側面902での第4の力1312(例えば、90Kポンドの力)よりも大きい。
図14は、リブ202と第1のパネル106との間に連結された、例示的な第1及び第2の補強材1402、1404を示している。上で述べた例示的な補強材204とは対照的に、例示的な補強材1402、1404は、リブ202の1つと第1のパネル106との間で連結された端部を有する。
図15は、第1及び第2のパネル106、108、リブ202、及び補強材1402、1404のうちの1つを示している。
図16は、リブ202及び例示的な本体インターフェースの側面801のうちの1つを含む翼104及び胴体101の断面図を示している。図8の実施例とは対照的、第1のダブルシヤスプライス804は例示的な本体インターフェースの側面801から離間されており、第2のダブルシヤスプライス813は例示的な本体インターフェースの側面801から離間されている。幾つかの実施例では、ダブルシヤスプライス804、813を本体インターフェースの側面801から離間することによって、翼の組み立ては単純化されうる。
前記の説明から、上記で開示の方法、装置及び製造品は、桁間に延在する例示的な補強材を使用することにより、航空機翼及び/又は炭素繊維強化プラスチック(CFRP)を含む航空機翼の製造コストの低減に関することを理解されたい。幾つかの実施例では、補強材は、軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぐため、補強材と翼外板パネルを非剛体的に連結することによって、翼パネルから軸の力及び/又は荷重を受容しないように構成されている。幾つかの実施例では、本書に開示の例示的な翼は、上方及び下方翼外板パネル、閾値翼外板パネル安定性が実現可能となるように、上方及び/又は下方翼外板パネル補強材に連結された補強材及び/又は肋間部を含む。幾つかの実施例では、補強材及び/又は肋間部はリブ間の翼長方向に配置される。本書に開示の実施例を使用すると、炭素繊維強化プラスチックスプライスエレメント及び/又はプレートによって、ダブルシヤスプライスを本体ジョイントの側面で使用することができる。幾つかの実施例では、本書で開示の例示的な補強材の使用により、後桁の機尾の台形パネルを通って本体ウェブの側面を連続的に延在すること、及び/又は本体ジョイントの側面を単純化して終端固定部が含まれない及び/又は使用されないようにすることができる。
例示的な装置は、第1のパネルと、第2のパネルと、第1及び第2のパネルとの間に連結されたリブと、リブ間に翼長方向に連結され且つ第1のパネルに連結された補強材であって、補強材と第1のパネルとの間の連結は軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぎ、第1のパネルの圧縮安定性を高める補強材とを有する航空機翼を含む。幾つかの実施例では、第1のパネルは複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む。幾つかの実施例では、第1の数の補強材は航空機翼の内側部分のリブ間に連結され、第2の数の補強材は翼の外側部分でリブ間に連結され、第1の数は第2の数よりも大きく、内側部分は航空機の胴体に連結される。幾つかの実施例では、航空機翼は第1及び第2のパネル内の軸荷重を保持するように構成されている。
幾つかの実施例では、装置は第1及び第2のパネルに連結された本体ウェブの側面を含む。幾つかの実施例では、本体ウェブの側面は複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む。幾つかの実施例では、本体ウェブの側面は航空機の胴体の側面に沿って延在することができる。幾つかの実施例では、装置は本体ウェブの側面が延在する台形固定具を含み、軸荷重が第1及び第2のパネルから後桁へ伝達可能となるよう、台形固定具は航空機翼の後桁に連結される。幾つかの実施例では、装置は、第1のパネルと本体ウェブの側面とを連結するスプライスプレートを含む。
幾つかの実施例では、装置は各補強材の端部とリブを連結するブラケットを含み、ブラケットはブラケットの材料特性又は可撓性に基づいて、補強材の座屈を防ぐ。幾つかの実施例では、補強材は第1の補強材で、リブ間に翼長方向に連結され且つ第2のパネルに連結された第2の補強材を更に含み、第2の補強材は第2のパネルの圧縮安定性を高める。幾つかの実施例では、補強材と第1のパネルとの間の連結はクリップによって形成された間接的な連結で、クリップによって形成された連結は、軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぎ、一方で前記第1のパネルの圧縮安定性を高める。
例示的な装置は、胴体と、第1のパネル、第2のパネル、翼弦方向で第1及び第2のパネルに連結されたリブ、リブのうちの少なくとも1つ及び第1のパネルに連結された補強材であって、第1のパネルの圧縮安定性を高め、補強材と第1のパネルとの間の連結により第1のパネル内に軸荷重を保持することが可能になる補強材、並びに、第1及び第2のパネルと胴体に連結された本体ウェブの側面を含む航空機翼とを含む。
幾つかの実施例では、装置は、本体ウェブの側面が延在するときに通る固定具を含み、当該固定具は軸荷重が第1のパネルから後桁へ伝達可能となるように航空機翼の後桁に連結される。幾つかの実施例では、装置は各補強材の端部とリブとを連結するブラケット含み、当該ブラケットは補強材の座屈を防ぐ。幾つかの実施例では、補強材は第1の補強材と第2の補強材を含み、第1の補強材は第1の補強材の座屈を防ぐためブラケットに連結されている幾つかの実施例では、補強材と第1のパネルとの間の連結は、クリップによって形成された間接的な連結で、クリップによって形成された連結は、軸荷重が第1のパネル内に保持されることを可能にする。
例示的な装置は、胴体と、第1及び第2のパネルを含む航空機翼であって、軸荷重が第1及び第2のパネル内に保持されることを可能にするように構成されている航空機翼と、第1及び第2のパネルに連結された本体ウェブの側面であって、本体ウェブと第1及び第2のパネルとの間の連結に基づいて、第1及び第2のパネルから軸荷重の一部を受容する本体ウェブの側面とを含む。幾つかの実施例では、航空機翼は更に、第1のパネルと第2のパネルとの間に翼弦方向に連結されたリブ、並びに、リブの間に翼長方向に連結され且つ第1のパネルに連結された補強材を含み、補強材と第1のパネルとの間の連結に基づいて、補強材は第1のパネルの圧縮安定性を高める。幾つかの実施例では、補強材は、軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぐため、第1のパネルから離間されている。幾つかの実施例では、補強材と第1のパネルとの間の連結はクリップによって形成された間接的な連結で、クリップによって形成された連結は、軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぎ、一方で前記第1のパネルの圧縮安定性を高める。幾つかの実施例では、装置は本体ウェブの側面が延在するときに通る固定具を含み、当該固定具は軸荷重が第1及び第2のパネルから後桁へ伝達可能となるように航空機翼の後桁に連結される。
更に、本開示は、下記の条項による実施形態を含む。
条項1. 第1のパネルと、
第2のパネルと、
前記第1のパネルと前記第2のパネルとの間に連結されたリブと、
前記リブ間に翼長方向に連結され且つ前記第1のパネルに連結された補強材であって、前記補強材と前記第1のパネルとの間の前記連結は軸荷重が前記補強材によって受容されるのを防ぎ、前記第1のパネルの圧縮安定性を高める補強材と
を含む航空機翼、を備える装置。
条項2. 前記第1のパネルは複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む、条項1に記載の装置。
条項3. 前記航空機翼は前記第1及び第2のパネル内に前記軸荷重を保持するように構成されている、条項1に記載の装置。
条項4. 前記第1及び第2のパネルに連結された本体ウェブの側面を更に含む、条項1に記載の装置。
条項5. 前記本体ウェブの側面は複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む、条項4に記載の装置。
条項6. 前記本体ウェブの側面は航空機の胴体の側面に沿って延在することができる、条項4に記載の装置。
条項7. 前記本体ウェブの側面が延在する台形固定具を更に含み、前記台形固定具は前記航空機翼の後桁に連結され、前記軸荷重は前記第1及び第2のパネルから前記後桁まで伝達可能となる、条項4に記載の装置。
条項8. 前記第1のパネルと前記本体ウェブの側面を連結するスプライスプレートを更に含む、条項4に記載の装置。
条項9. 各補強材の端部と前記リブとを連結するブラケットを更に含み、前記ブラケットは材料特性又は前記ブラケットの可撓性に基づいて、前記補強材の座屈を防ぐ、条項1に記載の装置。
条項10. 前記補強材は第1の補強材で、前記リブ間に翼長方向に連結され且つ前記第2のパネルに連結された第2の補強材を更に含み、前記第2の補強材は前記第2のパネルの圧縮安定性を高める、条項1に記載の装置。
条項11. 前記補強材と前記第1のパネルとの間の前記連結はクリップによって形成された間接的な連結で、前記クリップによって形成された前記連結は、前記軸荷重が前記補強材によって受容されるのを防ぎ、一方で前記第1のパネルの前記圧縮安定性を高める、条項1に記載の装置。
条項12. 胴体と、
第1のパネル、
第2のパネル、
翼弦方向で前記第1のパネルと前記第2のパネルとの間に連結されたリブ、及び
少なくとも1つの前記リブ及び前記第1のパネルに連結され、前記第1のパネルの圧縮安定性を高める補強材であって、前記補強材と前記第1のパネルのとの間の前記連結は軸荷重が前記第1のパネル内に保持されるのを可能にする補強材
を含む航空機翼と
を備える装置。
条項13. 前記本体ウェブの側面が延在する固定具を更に含み、前記固定具は前記航空機翼の後桁に連結され、前記軸荷重は前記第1のパネルから前記後桁まで伝達可能となる、条項12に記載の装置。
条項14. 各補強材の端部とリブとを連結するブラケットを更に含み、前記ブラケットは前記補強材の座屈を防ぐ、条項12に記載の装置。
条項15. 前記補強材は第1の補強材及び第2の補強材を含み、前記第1の補強材は前記第1の補強材の座屈を防ぐブラケットに連結されている、条項12に記載の装置。
条項16. 前記補強材と前記第1のパネルとの間の前記連結はクリップによって形成された間接的な結合で、前記クリップによって形成された前記連結は、前記軸荷重が前記第1のパネル内に保持されることを可能にする、条項12に記載の装置。
条項17. 胴体及び航空機翼を含む航空機を飛行させること、
第1のパネル上で軸荷重を受けること、及び
前記軸荷重を前記胴体に向けること
を含む、条項12に記載の方法。
条項18. 胴体と、
第1及び第2のパネルを含む航空機翼であって、軸荷重が前記第1及び第2のパネル内に保持されることを可能にするように構成されている航空機翼と、
前記第1及び第2のパネルに連結された本体ウェブの側面であって、前記本体ウェブと前記第1及び第2のパネルとの間の前記連結に基づいて、前記第1及び第2のパネルから前記軸荷重の一部を受容する本体ウェブの側面と
を含む装置。
条項19. 前記航空機翼は更に、前記第1のパネルと前記第2のパネルとの間に翼弦方向に連結されたリブ、並びに、前記リブ間に翼長方向に連結され且つ前記第1のパネルに連結された補強材を更に含み、前記補強材は前記第1のパネルの圧縮安定性を高める、条項18に記載の装置。
条項20. 前記本体ウェブの側面が延在する固定具を更に含み、前記固定具は前記航空機翼の後桁に連結され、前記軸荷重は前記第1及び第2のパネルから前記後桁まで伝達可能となる、条項18に記載の装置。
本書では特定の例示的な方法、装置、及び製品が開示されるが、本特許出願の範囲はこれらに限定されるものではない。反対に、本特許出願は、本特許出願の特許請求の範囲内に公正に当てはまるすべての方法、装置、及び製品を包含する。

Claims (12)

  1. 第1のパネル(106)と、
    第2のパネル(108)と、
    前記第1のパネルと前記第2のパネルとの間に連結されたリブ(202)と、
    前記リブ間に翼長方向に連結され且つ前記第1のパネルに連結された補強材であって、前記補強材と前記第1のパネルとの間の前記連結は軸荷重が前記補強材によって受容されるのを防ぎ、前記第1のパネルの圧縮安定性を高める補強材と
    を含む航空機翼(104)、を備える装置。
  2. 前記第1のパネル(106)は複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む、請求項1に記載の装置。
  3. 前記航空機翼(104)は前記第1のパネル(106)及び前記第2のパネル(108)内に前記軸荷重を保持するように構成されている、請求項1又は2に記載の装置。
  4. 前記第1のパネル(106)及び前記第2のパネル(108)に連結された本体ウェブの側面(902)を更に含む、請求項1から3のいずれか一項に記載の装置。
  5. 前記本体ウェブの側面(902)は複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む、請求項4に記載の装置。
  6. 前記本体ウェブの側面(902)は航空機(100)の胴体(101)の側面に沿って延在することができる、請求項4に記載の装置。
  7. 前記本体ウェブの側面(902)が延在する台形固定具(904、906)を更に含み、前記台形固定具は前記航空機翼(104)の後桁(1102)に連結され、前記軸荷重は前記第1のパネル(106)及び前記第2のパネル(108)から前記後桁まで伝達可能となる、請求項4に記載の装置。
  8. 前記第1のパネル(106)と前記本体ウェブの側面(902)を連結するスプライスプレートを更に含む、請求項4に記載の装置。
  9. 各補強材の端部とリブ(202)とを連結するブラケットを更に含み、前記ブラケットは材料特性又は前記ブラケットの可撓性に基づいて、前記補強材の座屈を防ぐ、請求項1から8のいずれか一項に記載の装置。
  10. 前記補強材は第1の補強材で、前記リブ(202)に連結され、前記リブ(202)間に翼長方向に連結され、且つ前記第2のパネル(108)に連結された第2の補強材を更に含み、前記第2の補強材は前記第2のパネルの圧縮安定性を高める、請求項1から9のいずれか一項に記載の装置。
  11. 前記補強材と前記第1のパネル(106)との間の前記連結はクリップによって形成された間接的な連結で、前記クリップによって形成された前記連結は、前記軸荷重が前記補強材によって受容されるのを防ぎ、一方で前記第1のパネルの前記圧縮安定性を高める、請求項1から10のいずれか一項に記載の装置。
  12. 前記航空機翼(104)を含む航空機(100)を飛行させること、
    前記第1のパネル(106)上で軸荷重を受容すること、及び
    前記軸荷重を前記航空機の胴体(101)に配向すること
    を含む、請求項1から11のいずれか一項に記載の方法。
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