JP2020200021A

JP2020200021A - 空力表面重ね継手

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Publication number: JP2020200021A
Application number: JP2020075370A
Authority: JP
Inventors: ジェフリー・マイケル・バートン; Michael Burton Jeffrey; スティーブン・ロジャー・アモロッシ; Roger Amorosi Stephen
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2019-06-11
Filing date: 2020-04-21
Publication date: 2020-12-17
Anticipated expiration: 2040-04-21
Also published as: US20200391842A1; US11383820B2; JP7448410B2; EP3750795A1; CN112061370A

Abstract

【課題】空力表面重ね継手を提供する。【解決手段】本明細書では、縁部パネルを含む重ね継手を有する、空力装置用のシステム及び方法が開示される。縁部パネルには、先細の部分を含めることができる。空力装置の外皮の一部は、先細の部分の下方に配置することができる。縁部パネル又は外皮のうちの1つ又は両方を複合材にすることができる。縁部パネルの先細の部分は、縁部パネルのプライの厚さを減少させることによって形成することができる。【選択図】図3

Description

Jeffrey Michael Burton
Stephen Roger Amorosi
本開示は、一般に航空機の空力表面に関し、より詳細には、このような空力表面の構造に関する。

航空機その他のビークルの外面は、複数のパネルで形成されることが多い。このようなパネルは通常は互いに、かつ／又は基礎となる航空機構造体に、機械的に結合する必要がある。このような結合により、隙間が形成される場合がある。このような隙間は、空力外乱の増加につながる可能性があり、抗力が増加し、発生する揚力を減少させる。したがってこのような隙間を削減又は排除することにより、航空機の性能を向上させることができる。

このような隙間を減少させる、又は排除するために、既存の技術では継手ストラップ及び／又は充填材を使用する。しかしながら、継手ストラップは付加部品であり、通常は締め具、シム、封止、エロージョン保護が余分に必要になる。充填材は、追加の手順として適用しなければならず、通常はシム又は接着を必要とする。

航空機構造用のシステム及び方法が開示される。特定の例では、航空機構造は、縁部パネルと外皮とを含むことができる。縁部パネルは、第1の縁部パネル部分と、先細の第2の縁部パネル部分とを含むことができ、第1の縁部パネル部分は一定の第1の厚さであり、先細の第2の縁部パネル部分は、第1の縁部パネル部分の近位にある第1の端部と、第1の縁部パネル部分の遠位にある第2の端部とを有し、先細の第2の縁部パネル部分は、第1の端部から第2の端部にかけて厚さが減少する。外皮は、第1の部分、第2の部分、及び第1の部分と第2の部分との間に配置された第1の屈曲を含むことができる。第1の部分及び第2の部分は、略一定の第2の厚さにすることができ、第2の部分の少なくとも一部は、先細の第2の縁部パネル部分の少なくとも一部の下方に配置され、第2の厚さは第1の厚さよりも大きい。

別の例では、縁部パネルを開示することができる。縁部パネルは、一定の厚さの第1の縁部パネル部分と、多層プライ複合材の先細の第2の縁部パネル部分とを含むことができる。多層プライ複合材の先細の第2の縁部パネル部分は、第1の縁部パネル部分の近位にある第1の端部と、第1の縁部パネル部分の遠位にある第2の端部とを有することができ、先細の第2の縁部パネル部分は、第1の端部から第2の端部にかけて厚さが減少し、先細の第2の縁部パネル部分は、プライの量を減少させることによって厚さが減少し、第1の端部に近接するプライドロップのオフセットは、第2の端部に近接するプライドロップのオフセットよりも大きい。

本発明の範囲は特許請求の範囲によって定義され、特許請求の範囲は参照することによって本明細書に組み込まれる。1つ以上の実施についての以下の詳細な説明を考察することによって、当業者であれば、そのさらなる利点を認識するとともに本開示をより完全に理解することができるであろう。まずは簡単な説明として、添付の図面を参照されたい。

本開示の例による航空機を示す。本開示の例による航空機の翼を示す。本開示の例による、空力表面重ね継手を使用する空力構造の一部の側面切断図を示す。本開示の例による、空力表面重ね継手を使用する空力構造の一部の、別の側面切断図を示す。本開示の例による、空力表面重ね継手を使用する空力構造の一部の、さらに別の側面切断図を示す。本開示の例による、空力表面重ね継手を使用する空力構造の一部の、さらに別の側面切断図を示す。本開示の例による、空力表面重ね継手を使用する別の空力構造の一部の側面切断図を示す。本開示の例による、空力表面重ね継手を有する複合材空力構造の一部の側面切断図を示す。本開示の例による、空力表面重ね継手を使用する空力構造の一部の側面切断図の詳細を示す。本開示の例による、空力表面重ね継手を使用する空力構造の一部の、別の側面切断図の詳細を示す。本開示の例による、空力表面重ね継手を用いて航空機の一部を形成する技術を詳細に示すフローチャートである。

本開示の例及びその利点は、以下の詳細な説明を参照することによって最もよく理解される。1つ以上の図面に示されている同一の参照符号は、同一の要素を識別するために使用されていることを理解されたい。

本明細書では、空力表面重ね継手のさまざまな例が説明される。このような空力表面重ね継手は、空力構造に使用することができる。本明細書で説明するように、このような空力構造は、例えば、翼、尾翼、尾部、エンジン入口又は出口、胴体、又はその他の航空機の表面を含むことができる。航空機構造は、縁部パネル及び外皮部分を含むことができる。縁部パネルは、第1の縁部パネル部分と、第1の端部から第2の端部にかけて厚さが減少する、先細の第2の縁部パネル部分とを有することができる。外皮部分は、第1の部分、第2の部分、及び第1の部分と第2の部分との間に配置された第1の屈曲を含むことができる。

本明細書で説明する空力重ね継手により、2つの隣接する表面空力部品がその界面間で滑らかな空力外形を維持することが可能になる。さらに、このような空力表面重ね継手は、構造強度を維持しながら充填材の必要性を削減又は排除し、かつ部品の数及び重量を削減して部品の取り付けを簡単にすることができる。

図1は、本開示の例による航空機を示す。図1の航空機100は、胴体170と、翼172と、水平尾翼174と、航空機エンジン176と、垂直尾翼178とを備えることができる。また、航空機100は、通信電子機器110と、コントローラー108と、通信チャネル112とを備えることができる。

図1に示す航空機100は例示的であって、他の例では、航空機100はより多い、又はより少ない部品を含み、あるいは代替的な構成を有し得ることは理解されよう。また、本明細書で説明する概念は、ヘリコプター、ドローン、ミサイルなどの他の航空機に拡大することができる。

通信電子機器110は、航空機100と他の移動構造体又は不動構造体（例えば、他の航空機、ビークル、建物、衛星、又はその他の同様の構造体）との間の通信用の電子機器にすることができる。通信電子機器110は、胴体170、翼172、水平尾翼174、垂直尾翼178、及び／又は航空機100の別の部分の中に配置することができる。通信電子機器110は、信号を送受信するためのアンテナを備えることができる。本明細書ではさまざまなアンテナ構成の例が説明される。

通信チャネル112は、コントローラー108と、航空機100のさまざまな他のシステムとの間の通信を可能にする。したがって、通信チャネル112は、航空機100のさまざまな部品をコントローラー108に連結することができる。通信チャネル112は、例えば、有線通信システム又は無線通信システムのいずれかにすることができる。

コントローラー108は、本明細書で説明するさまざまな動作を実行するために、例えば、マイクロプロセッサー、マイクロコントローラー、信号処理装置、メモリ記憶装置、及び／又は任意の付加装置を含むことができる。さまざまな例において、コントローラー108及び／又はその関連動作は、単一の装置、又は集合的にコントローラー108を構成する、（例えば、通信チャネル112のように有線接続又は無線接続を介して通信可能に連結された）複数の接続装置として実施することができる。

コントローラー108は、データ及び情報を記憶する、1つ以上のメモリ部品又は装置を含むことができる。メモリは、揮発性及び不揮発性のメモリを含むことができる。このようなメモリの例は、RAM（ランダムアクセスメモリ）、ROM（読み取り専用メモリ）、EEPROM（電気的に消去可能な読み取り専用メモリ）、フラッシュメモリ、その他の種類のメモリを含む。いくつかの例では、コントローラー108は、センサー及び／又は操作者（例えば、乗務員）の入力に応じる制御アルゴリズムの実施及び実行を含む本明細書で説明するさまざまな方法及び工程を実行するために、メモリ内に記憶された命令を実行するように適合できる。

翼172、水平尾翼174、及び垂直尾翼178、並びに航空機エンジン176の入口及び胴体170の一部は、本明細書では空力表面と呼ぶことができる。空力表面は、揚力、下向きの力を生成し、かつ／あるいは航空機100の安定性又は飛行に影響を及ぼす表面とすることができる。いくつかの例では、空力表面重ね継手を使用する空力表面は、翼172、水平尾翼174、垂直尾翼178、航空機エンジン176、及び／又は胴体170の前縁部又は後縁部に、又はその近くに配置することができる。

図2は、本開示の例による航空機の翼を示す。図2は、翼体202と前縁部210とを含む、航空機の翼200を示す。翼200は、部分204と、206と、208とに分割することができる。部分204は、先頭部分とすることができる。部分206は、中間部分とすることができる。部分208は、後方部分とすることができる。航空機の翼200の前縁部210は、部分204内に配置することができる。いくつかの例では、本明細書で説明する空力表面重ね継手は、部分204内に（例えば、前縁部210内に）配置されるが、他の例では、空力表面重ね継手は部分206又は208内に配置することができる。

図3から図6は、本開示の例による、空力表面重ね継手を使用する空力構造の一部の側面切断図を示す。本開示の目的のために、「空力構造」とは、航空機100の周囲の気流と相互作用する、任意の構造又は部品のことを言う。つまり、航空機100の運航中に、このような空力構造の少なくとも一部に沿って空気が流れることができる。このような空力構造の例は、翼、尾翼、エンジン入口及び出口、胴体、尾部、及び航空機100の他の部分を含むことができる。空力構造は、1つ以上の空力表面（例えば、気流にさらされる表面）によって画定することができる。

図3は、縁部パネル302A及び外皮304Aを含む、重ね継手を備える空力構造300Aを示す。いくつかの例では、外皮304Aは構造部材306Aに結合される。構造部材306Aは、外皮304Aに、したがって縁部パネル302Aに構造支持を与えることができる。

縁部パネル302Aの少なくとも一部は、航空機100の空力表面にすることができる。縁部パネル302Aは、第1の縁部パネル部分308Aと、第2の縁部パネル部分310Aとを含むことができる。第1の縁部パネル部分308Aは、いくつかの例では、第2の縁部パネル部分310Aと同じ厚さにする、又は第2の縁部パネル部分310Aよりも厚くすることができる。空力構造300Aの前縁部は、第1の縁部パネル部分308Aの一部にすることができる。いくつかの例では、第1の縁部パネル部分308Aは、縁部パネル302Aの強度を増すために、炭素繊維、繊維ガラス、Kevlar（登録商標）、又はその他の複合材などの複合層同士の間に配置されたハニカムを含むことができる。このように、第1の縁部パネル部分308Aは、第2の縁部パネル部分310Aよりも厚くすることができる。

第2の縁部パネル部分310Aの少なくとも一部は、外皮304Aに張り出すことができる。したがって、第2の縁部パネル部分310Aは、縁部パネル302Aと外皮304Aとを互いに結合する重ね継手の少なくとも一部を形成することができる。さらに、第2の縁部パネル部分310Aは、一定の厚さの部分312Aと、先細の部分314Aとを有することができる。一定の厚さの部分312Aは、第2の縁部パネル部分310Aの第1の端部を含むことができる。第1の端部は、第1の縁部パネル部分308Aの近位に（例えば、隣接して、又は隣に）配置することができる。先細の部分314Aは、第2の縁部パネル部分310Aの第2の縁部を含むことができる。第2の端部は、第1の縁部パネル部分308Aの遠位に（例えば、離して）配置することができる。いくつかの例では、第2の端部は、例えば、図3に示すように、縁部パネル302Aの最右点にすることができる。

一定の厚さの部分312Aは、全体にわたって単一の一定の厚さにすることができる。したがって、第1の端部が一定の厚さの部分312Aの第1の縁部にあれば、一定の厚さの部分312Aは、第1の端部から一定の厚さの部分312Aのもう一方の縁部まで、単一の一定の厚さにすることができる。いくつかの例では、外皮304Aの厚さは、一定の厚さの部分312Aの厚さよりも大きくすることができる。例えば、外皮304Aは、一定の厚さの部分312Aよりも3倍以上厚くすることができる。

先細の部分314Aは、一定の厚さの部分312Aに近接して配置することができる。先細の部分314Aは、一定の厚さの部分312Aに近接する端部から、一定の厚さの部分312Aのその端部の反対側にある第2の端部にかけて、厚さを減少させることができる。先細の部分314Aは、重ね継手又はその一部を形成するために、外皮304Aの曲がり（jog）に近接して配置されるように構成することができる。したがって、先細の部分314Aは、外皮304Aに近接して配置された傾斜面316Aを有することができる。

外皮304Aは、縁部パネル302Aの後方に配置することができる。つまり、航空機100の運航中に、気流は外皮304Aの上方を流れる前に、まず縁部パネル302Aの上方を通過することができる。外皮304Aの少なくとも一部は、空力構造300Aの空力表面にすることができる。

外皮304Aは、第1の部分352Aと、第2の部分354Aと、第3の部分356Aとを有することができる。第2の部分354Aは、屈曲348Aによって、第1の部分352Aに対して所定の角度をなして配置することができる。第3の部分356Aは、屈曲350Aによって、第2の部分354Aに対して所定の角度をなして配置することができる。このように、第1の部分352Aと、第2の部分354Aと、第3の部分356Aとは、ジョグルを形成することができる。

縁部パネル302Aは、締め具322Aなどの1つ以上の締め具を介して、外皮304Aに結合することができる。縁部パネル302Aは、ボルト324Aによって、外皮304Aに対して保持することができる。締め具322Aは、皿頭320Aを有することができる。縁部パネル302A及び外皮304Aは、このような締め具を収容するために、適切な貫通孔を有することができる。このように、縁部パネル302Aが外皮304Aに結合されると、皿頭320Aは、縁部パネル302Aの表面から略突出せず（例えば、＋／−2インチ以内）、したがって縁部パネル302Aの表面上方の気流を略妨害しない。

いくつかの例では、第2の部分354A及び／又は第3の部分356Aの外面の輪郭は、先細の部分314Aの内面の輪郭と略一致することができる。したがって、先細の部分314Aは、外皮304Aに近接してぴったりと配置することができる。第1の部分352Aの外面は、縁部パネル302Aが外皮304Aに結合されたときに、縁部パネル302Aの外面と略平面（例えば、＋／−2インチ以内）になるように配置することができる。このように、組み立て時に空力構造300Aの外面を比較的滑らかにすることができ、空力構造300Aの表面上方の気流が改善される。

いくつかの例では、縁部パネル302Aに結合された外皮304A、又は外皮304Aの一部は、略一定の厚さ（例えば、＋／−10％）にすることができる。外皮304Aを略一定の厚さで製造することにより、航空機100の製造時間又は製造費用を少なくすることができる。このように、本明細書で説明する重ね継手の例は、費用対効果の高い方法で適時に製造することができる。

いくつかの例では、外皮304Aを一定の厚さにしながら、先細の部分314A及び／又は第2の縁部パネル部分310Aの厚さを外皮304Aの厚さよりも著しく薄くすることができる。外皮304Aは耐荷重性パネルにすることができるので、外皮304Aの厚さが一定なことによって強度の高い部品にすることが可能になる。いくつかの例において、外皮304Aは、接着剤、溶接、機械的締め具（例えば、ボルト、リベット、その他の締め具）によって、かつ／又は他の技術によって、構造部材306Aに結合することができる。

縁部パネル302Aは、空力構造300Aの前方パネルにすることができる。つまり、縁部パネル302Aは、空力構造300Aの前縁部を含むことができる。いくつかのこのような例において、縁部パネル302Aは、空力構造300Aの他の部分よりも受ける負荷を低くすることができる。このように、本明細書で説明する重ね継手の薄い先細の部分は、無駄な重量及び必要な構造強化を最小限にするために、（例えば、先細の部分314Aの一部として）縁部パネル302Aの一部にすることができる。

図4から図6はそれぞれ、空力構造300B〜Dなどの空力構造の別の例を示す。図4から図6に示す例は、図7から図8と同様に、図3の例と類似している。したがって、図3に対して記載された部品と同等の部品番号を有する、本明細書に明示的に記載されていない図4から図8の部品（例えば、縁部パネル302A及び302B）については、図3の記載を適用することができる。

図3及び図5はそれぞれ、空力装置300A及び300Cの上面用の重ね継手の例を示す。図4及び図6はそれぞれ、空力装置300B及び300Dの下面用の重ね継手の例を示す。図3及び図4は、それぞれの空力装置のリブ同士の間にある部品用の、重ね継手の例を示す。図5及び図6は、それぞれの空力装置の支持具嵌合箇所にある部品用の、重ね継手の例を示す。

図5は、本明細書で説明する任意の技術（例えば、接着剤、溶接、締め具322Cなどの機械的締め具、及び／又は他の技術）によって、縁部パネル302C、外皮304C、及び構造部材306Cに結合された支持構造526Aを有する、空力装置300Cをさらに示す。図6は、図5と同様の形態を有する空力装置300Dを示すが、空力装置300Dの下面で使用される重ね継手を示す。いくつかのこのような例において、締め具322Cは、縁部パネル302Cの上方の気流をさらに改善するために、縁部パネル302Cの下方に配置することができる。

また、図5に示すように、縁部パネル302Cは、縁部パネル302Cに結合される支持構造526Aがあるため、図3及び図4に示すようなハニカムを含むことができない。支持構造526Aを縁部パネル302Cに結合することにより、ハニカムの必要性をなくすことができる。さらに、支持構造526Bは、ボルト324Dに加えて、皿頭528を有する1本以上のピン530によって縁部パネル302Dに結合することができる。支持構造526B及び縁部パネル302Dは、締め具を収容するために適切な貫通孔を有することができる。

図7は、本開示の例による、空力表面重ね継手を使用する別の空力構造の一部の側面切断図を示す。図7に示すように、空力装置300Eは、縁部パネル302Eと外皮304Eとを備える。

縁部パネル302Eは、一定の厚さの部分312Eと、先細の部分314Eとを有する。外皮304Eは、第1の部分352Eと、第2の部分354Eと、第3の部分356Eとを有する。図7に示すように、第2の部分354Eと第3の部分356Eとの間の屈曲350Eの内側半径730の位置は、一定の厚さの部分312Eと先細の部分314Eとの間の移行部にある屈曲の位置と略一致させる（例えば、1フィート以内）ことができる。いくつかの例において、一定の厚さの部分312Eと先細の部分314Eとの間の移行部にある屈曲の半径は、内側半径730よりも小さくすることができる。

いくつかの例では、外皮304Eは、縁部736でトリミングすることができる。つまり、例えば、外皮304Eが複合材外皮の場合、製造工程中に複合材の複数の層を積層することができる。層はその後、外皮304Eを形成するように、縁部736に沿ってトリミングすることができる。いくつかの例では、外皮304Eは、全体を略一定の厚さにすることができ、かつ多層プライ複合材にすることができる。外皮304Eの縁部は、トリミングすることができる。外皮304Eが多層プライ複合材のときは、外皮全体を同じ厚さにすることによって、プライを置いた後に、テーパーを形成する必要なくトリミングできるので、外皮304Eの製造を容易にすることが可能になる。いくつかのこのような例において、複合材のプライは、テープ敷設機で、又は別の自動化技術によって置くことができる。このような自動化工程でテーパーを形成することは困難な場合があり、したがって外皮304Eを先細の部分なしで形成することにより、自動化工程を簡単にすることが可能になる。

いくつかの例では、第1の部分352Eの上部から、第3の部分356Eの上部までの垂直方向のオフセットは、縁部パネルのオフセットと呼ばれる。縁部パネルのオフセットは、第2の縁部パネル部分310Eの厚さと略一致させることができる。いくつかの例では、縁部パネルのオフセットは、0．06から0．2インチの範囲にすることができる。

第2の部分354E、又はその部分は、ジョグル傾斜と呼ぶことができる。このようなジョグル傾斜は、距離318Eの長さとすることができる。距離318Eは、半径730の中心点から、屈曲348Eの半径の中心点まで延びている距離として定義することができる。縁部パネルのオフセットに対する距離318Eの比率は、傾斜率として定義することができる。例えば、傾斜率5：1とは、距離318Eが、縁部パネルのオフセットの距離の5倍であることを示す。いくつかの例では、本明細書で説明する空力装置の傾斜率は、5：1から15：1にすることができる。

図8は、本開示の例による、空力表面重ね継手を有する複合材空力構造の一部の側面切断図を示す。図8は、複合材縁部パネル302Fを示す。

少なくとも、縁部パネル302Fの第2の縁部パネル部分310Fは、複数の複合材プライで形成することができる。第2の縁部パネル部分310Fは、一定の厚さの部分312Fと、先細の部分314Fとを有することができる。一定の厚さの部分312F全体のプライの数は同じにすることができ、その一方で、先細の部分314Fは、傾斜面316Fのテーパーを形成するように、少ない数のプライを有することができる。

このように、第2の縁部パネル部分310Fは、複数のプライ838AからE、並びに追加のプライで作成することができる。プライ838AからEは、それぞれ異なる長さを有することができ、したがって傾斜面316Fのテーパーを形成するように、プライの数を減少させることができる。プライの数が減少する第1の点と、プライの数が減少する後続の点との間の距離は、プライドロップ（ply drop）と呼ぶことができる。いくつかの例では、異なる箇所にあるプライドロップは変化させることができる。例えば、プライ838Aが終わる箇所と、プライ838Bが終わる箇所との間にあるプライドロップ842Aは、プライ838Bが終わる箇所と、プライ838Cが終わる箇所との間にあるプライドロップ842Bよりも長い距離（例えば、約25％から200％長い距離）にすることができる。いくつかの例では、プライドロップ842Aは、第2の端部よりも第1の端部に近づけることができる。プライドロップ842Aの距離のほうが長いことにより、先細の部分314Fが、図7に示す外皮304Eの半径730に干渉するのを防止することができる。

また、縁部パネル302Fの端部は、カールオフセットを伴う領域840をさらに有することができる。縁部パネル302Fは、領域840のカールオフセットでわずかに下向きに曲げることができる（例えば、縁部パネル302Fの厚さの20％以下の距離だけ下方に曲げる）。このようなカールオフセットにより、縁部パネル302Fを対応する外皮により平坦に取り付けることが可能になる。

図9から図10は、本開示の例による、空力表面重ね継手を使用する空力構造の一部の側面切断図の詳細を示す。

カールオフセットを有する縁部パネルの取り付けは、図9により詳細に示されている。図9では、位置944Aは、外皮304Aに結合されていないときの、カールオフセットを有する領域840（図8に示す）の位置を示している。位置944Bは、縁部パネル302Aが外皮304Aに結合されたときの、領域840の位置を示す。図示されているように、領域840は、外皮304Aによって押し上げられており、外皮304Aの表面上と同一平面になっている。

いくつかの例では、縁部パネル302Aが外皮304Aに結合されたときに、縁部パネル302Aの後方にまだ隙間が存在する可能性がある。図10は、隙間内に充填材1046が配置されている例を示す。充填材1046により、縁部パネル302Aと外皮304Aとの間の気流の移行をより滑らかにすることが可能になる。

図11は、本開示の例による、空力表面重ね継手を用いて航空機の部分を形成する技術を詳細に示すフローチャートである。図11に示すように、ブロック1102から1106は外皮を形成するステップについて説明し、ブロック1108及び1110は、縁部パネルを形成するステップを説明する。

ブロック1102において、外皮のプライが置かれる。いくつかの例では、プライは機械によって置くことができる。各プライは、先に置かれたプライの上に置くことができる。プライは、例えば、自動テープ敷設機、又は別のそのような自動化システムによって置くことができる。プライを置くことができると、その結果、外皮が完全に一定の厚さになる。いくつかの例では、プライは、樹脂又はその他の充填材で予め含浸することができるが、他の例では、別のステップで樹脂又はその他の充填材を適用することができる。

ブロック1104において、外皮プライが硬化される。したがって、ブロック1104において、プライは、固形部品として形成することができる。いくつかの例では、外皮プライは、プライ内に1つ以上の屈曲をつけて硬化させることができ、外皮の別の部分を形成する。このような部分の1つ以上は、縁部パネルの一部の下に配置されるように構成することができる。ブロック1106において、外皮は、所望の外皮の完成形を形成するようにトリミングすることができる。

ブロック1108において、縁部パネルの一部を形成することができる。例えば、第1の位置にハニカムを保持することができ、複合材のプライは複合材の外周に配置される。ブロック1110において、縁部パネルの先細の部分を形成することができる。いくつかの例では、（例えば、寸法が異なるプライを置くことによって）プライが置かれている間に先細の部分を形成でき、他の例では、（例えば、機械加工によって）プライが置かれた後に先細の部分を形成することができる。縁部パネルのさらに別の例は、金属製材料で作成でき、このような例における先細の部分は、機械加工、型押、鍛造、又はその他の技術によって形成することができる。

外皮及び縁部パネルが形成された後に、ブロック1112において、外皮を縁部パネルに結合することができる。外皮と縁部パネルとは、空力装置を形成するように結合することができる。いくつかの例では、縁部パネルと外皮とは、本明細書で開示される任意の技術によって結合することができる。

また、本開示は、以下の項に基づく例を含む。

項1．請求項1に記載の航空機構造を含む航空機であって、
胴体（170）と、
翼（172）とを備え、前記航空機構造は、少なくとも部分的に前記翼内に配置される、
航空機。

項2．一定の厚さの第1の縁部パネル部分（312A）と、
前記第1の縁部パネル部分（312A）に近接する第1の端部、及び前記第1の縁部パネル部分（312A）の遠位にある第2の端部を含む、多層プライ複合材の先細の第2の縁部パネル部分（314A）であって、前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）は、第1の端部から第2の端部にかけて厚さが減少し、前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）は、プライの量を減少させることによって厚さが減少し、前記第1の端部に近接するプライドロップのオフセットは、前記第2の端部に近接するプライドロップのオフセットよりも大きい、先細の第2の縁部パネル部分（314A）とを備える、
縁部パネル（302A）。

項3．前記第1の縁部パネル部分（312A）と前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）よりも厚いハニカム部分をさらに有し、前記ハニカム部分が、複数のプライ同士の間に配置されたハニカムを含む、項2に記載の縁部パネル。

前述した例は例示であって、本発明を限定するものではない。本発明の原理に従って、多くの修正及び変更が可能なことも理解されたい。したがって、本発明の範囲は、以下の特許請求の範囲のみによって定義される。

100 航空機
108 コントローラー
110 通信電子機器
112 通信チャネル
170 機体
172 翼
174 水平尾翼
176 航空機エンジン
178 垂直尾翼
200 翼
202 翼体
204 先頭部分
206 中間部分
208 後方部分
210 前縁部
300A 空力構造、空力装置
300B 空力構造、空力装置
300C 空力装置
300D 空力装置
300E 空力装置
302A 縁部パネル
302B 縁部パネル
302C 縁部パネル
302D 縁部パネル
302E 縁部パネル
302F 複合材縁部パネル
304A 外皮
304B 外皮
304C 外皮
304D 外皮
304E 外皮
306A 構造部材
306B 構造部材
306C 構造部材
306D 構造部材
306E 構造部材
308A 第1の縁部パネル部分
308B 第1の縁部パネル部分
308F 第1の縁部パネル部分
310A 第2の縁部パネル部分
310B 第2の縁部パネル部分
310C 縁部パネル部分
310D 縁部パネル部分
310E 縁部パネル部分
310F 第2の縁部パネル部分
312A 一定の厚さの部分
312B 一定の厚さの部分
312C 一定の厚さの部分
312D 一定の厚さの部分
312E 一定の厚さの部分
312F 一定の厚さの部分
314A 先細の部分
314B 先細の部分
314C 先細の部分
314D 先細の部分
314E 先細の部分
314F 先細の部分
316A 傾斜面
316B 傾斜面
316C 傾斜面
316D 傾斜面
316E 傾斜面
316F 傾斜面
318A 距離
318B 距離
318C 距離
318D 距離
318E 距離
320A 皿頭
320B 皿頭
320C 皿頭
320D 皿頭
322A 締め具
322B 締め具
322C 締め具
322D 締め具
324A ボルト
324B ボルト
324C ボルト
324D ボルト
348A 第1の屈曲
348B 第1の屈曲
348C 第1の屈曲
348D 第1の屈曲
348E 第1の屈曲
350A 第2の屈曲
350B 第2の屈曲
350C 第2の屈曲
350D 第2の屈曲
350E 第2の屈曲
352A 第1の部分
352B 第1の部分
352C 第1の部分
352D 第1の部分
352E 第1の部分
354A 第2の部分
354B 第2の部分
354C 第2の部分
354D 第2の部分
354E 第2の部分
356A 第3の部分
356B 第3の部分
356C 第3の部分
356D 第3の部分
356E 第3の部分
526A 支持構造
526B 支持構造
528 皿頭
530 ピン
730 内側半径
736 縁部
838A プライ
838B プライ
838C プライ
838D プライ
838E プライ
840 領域
842A プライドロップ
842B プライドロップ
944A 縁部パネルが外皮に結合されていないときの領域の位置
944B 縁部パネルが外皮に結合されたときの領域の位置
1046 充填材

Claims

第1の縁部パネル部分（312A）及び先細の第2の縁部パネル部分（314A）を有する縁部パネル（302A）であって、前記第1の縁部パネル部分は一定の第1の厚さであり、前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）は、前記第1の縁部パネル部分（312A）の近位にある第1の端部、及び前記第1の縁部パネル部分（312A）の遠位にある第2の端部を有し、前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）は、第1の端部から第2の端部にかけて厚さが減少する、縁部パネル（302A）と、
外皮（304A）であって、
第1の部分（352A）と、
第2の部分（354A）と、
前記第1の部分（352A）と前記第2の部分（354A）との間に配置された第1の屈曲（348A）であって、前記第1の部分（352A）及び前記第2の部分（354A）は略一定の第2の厚さであり、前記第2の部分（354A）の少なくとも一部は、前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）の少なくとも一部の下方に配置され、前記第2の厚さは、前記第1の厚さよりも大きい、第1の屈曲（348A）とを有する、外皮（304A）と、
を備える、航空機構造。
前記外皮は、第3の部分（356A）、及び前記第2の部分（354A）と前記第3の部分（356A）との間に配置された第2の屈曲（350A）をさらに有し、
前記第1の部分（352A）が前記第3の部分（356A）と略平行であり、
前記第3の部分（356A）が、前記第1の縁部パネル部分（312A）の下方に配置される、請求項1に記載の航空機構造。
前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）が多層プライ複合材であり、前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）はプライの量が減少することによって厚さが減少する、請求項2に記載の航空機構造。
前記第1の端部に近接するプライドロップのオフセットが前記第2の端部に近接するプライドロップのオフセットよりも大きく、
前記第2の屈曲（350A）が前記第1の端部に近接して配置される、請求項3に記載の航空機構造。
前記縁部パネル（302A）が、前記第1の縁部パネル部分（312A）と前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）よりも厚いハニカム部分をさらに有し、
前記ハニカム部分が、複数のプライ同士の間に配置されたハニカムを含む、請求項3に記載の航空機構造。
前記第3の部分（356A）と前記第1の縁部パネル部分（312A）とを互いに結合する締め具（322A）をさらに備える、請求項2に記載の航空機構造。
前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）が金属製である、請求項1から6のいずれか一項に記載の航空機構造。
前記外皮（304A）が、多層プライ複合材であり、
前記外皮（304A）の全体にわたってプライの量が一定である、請求項1から7のいずれか一項に記載の航空機構造。
前記縁部パネル（302A）が、翼又は尾翼の前縁部又は後縁部である、請求項1から8のいずれか一項に記載の航空機構造。
前記外皮（304A）に結合される航空機構造部材と、
前記外皮（304A）と前記航空機構造部材とを互いに結合する、締め具（322A）と、
をさらに備える、請求項1から9のいずれか一項に記載の航空機構造。
前記第2の端部が縁部カールを有する、請求項1から10のいずれか一項に記載の航空機構造。
前記第2の厚さが、前記第1の厚さの少なくとも3倍である、請求項1から11のいずれか一項に記載の航空機構造。
請求項1に記載の航空機構造を製造する方法であって、
前記外皮（304A）を形成するステップであって、
複数の複合材外皮プライを置く工程と、
前記複数の複合材外皮プライを硬化させる工程であって、前記複数の複合材外皮プライの量が、前記外皮（304A）の全体にわたって一定である、工程と、
によって、前記外皮（304A）を形成するステップと、
前記外皮（304A）を前記縁部パネル（302A）に結合するステップと、
を含む、方法。
自動化装置が前記複数の複合材外皮プライを置く前記工程を実行し、
前記外皮を形成する前記ステップが、前記外皮（304A）の縁部をトリミングする工程をさらに含む、請求項13に記載の方法。
複数の複合材縁部プライを置く工程であって、前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）が、前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）に沿って縁部プライの量を減少させることによって形成される、工程と、
前記複数の複合材縁部プライを硬化させる工程とによって、
前記縁部パネル（302A）を形成するステップをさらに含む、
請求項13又は14に記載の方法。
前記縁部パネル（302A）を形成する前記ステップが、少なくとも2枚の前記複合材縁部プライ同士の間にハニカム部分を配置する工程をさらに含む、請求項15に記載の方法。
金属材料を機械加工することによって、前記縁部パネル（302A）の、少なくとも前記先細の第2の縁部パネル部分（314A）を形成するステップをさらに含む、
請求項13から16のいずれか一項に記載の方法。