JP2021151853A - ストリンガパネルのための複合材プランク支持体 - Google Patents

Abstract

【課題】一体化されたプランク構造を有する補強されたストリンガパネルを提供する。【解決手段】例示的な複合材パネルは、内側表面を有する外板、及び前記内側表面上のプランクを含む。プランクは、一組の層状積層板プライを含み、第１の側面から第２の側面に延びる。層状積層板プライの組の各積層板プライは、第１の側面及び第２の側面の各々の所望の幾何学的外形を形成するサイズである。複合材パネルは、プランクの第１の側面からプランクの第２の側面に広がって第１のフランジ部分及び第２のフランジ部分のそれぞれを外板部材の内側表面に形成するキャップ部分を含むストリンガを更に含む。キャップ部分のベースセグメントは、プランクのそれぞれ第１及び第２の側面の所望の幾何学的外形と一致する。【選択図】なし

Description

本開示は、概して航空機の支持構造に関し、具体的にはストリンガパネルに関する。

航空機及び打ち上げロケットの建造において、航空機の外板といった種々の表面が、ストリンガ又はスチフナとして知られる構造支持部材に取り付けられる場合がある。典型的な航空機胴体において、ストリンガは胴体外板に取り付けられて航空機の長手方向に走っている。それらは主として、外板に作用する空力荷重を、フレームを含む内部構造へと伝達することを担う。航空機の翼又は水平安定板において、翼／水平安定板の外板に取り付けられたストリンガ及びここでのその主な機能は、翼に作用する曲げ荷重を、リブ及びスパーといった内部構造へと伝達することである。

しかしながら、複合材部品の補強部材を製造する既存の方法では、ヌードル形状の歪み、樹脂のにじみ、ひび割れ、及びしわといった支持構造の欠陥が生じる場合がある。このような欠陥を修理又は軽減するには、追加の労働及び材料を要することがあり、一般に大量のツーリングを使用する。航空機の翼及び胴体のスケールを考えると、これら部品の形成及びハンドリング装置はまた、高価で且つ重くなり、広大な工場の床スペースを必要とし得る。

したがって、製造上の課題、並びに労働、大量のツーリング、工場のスペース、及び材料ハンドリング装置の必要性を低減する、航空機の支持構造を製造するための改善されたシステム及び方法に対する需要が存在している。

以下は、本開示の一部の実施例の基本的理解を提供するために、本開示の簡略化された概要を提供する。この概要は、本開示の広義の概要ではなく、本開示の鍵となる重要な要素を特定することも、本開示の範囲を正確に記述することもしていない。その唯一の目的は、ここに開示されるいくつかの概念を、後述する詳細な説明の前置きとして、簡単な形式で提示することである。

提供されるのは、種々の航空機構造のための補強された複合材パネル及びそのようなパネルを作製する方法である。具体的には、複合材パネル（１００）は、内側表面（５１０−Ａ）を有する外板部材（５１０）を備える。複合材パネルは、内側表面上にプランク（４００）を更に備える。プランクは、層状積層板プライ（４２０、４２２、４２４）の組、第１の側面（４０２）から第２の側面（４０４）に延びるプランクを含む。層状積層板プライの組の各積層板プライは、第１の側面及び第２の側面の各々の所望の幾何学的外形を形成するサイズである。複合材パネルは、キャップ部分（５２１）を含むストリンガ（５２０）を更に備え、キャップ部分は、プランクの第１の側面からプランクの第２の側面に広がって、外板部材の内側表面に、各々がキャップ部分から延びる第１のフランジ部分（５２４−Ａ）及び第２のフランジ部分（５２４−Ｂ）それぞれを形成する。

ストリンガは、複数のストリンガプライを含むことができる。キャップ部分の第１のベースセグメント（５２２−Ａ）は、プランクの第１の側面に接し且つプランクの第１の側面の所望の幾何学的外形と一致する。キャップ部分の第２のベースセグメント（５２２−Ｂ）は、プランクの第２の側面に接し且つプランクの第２の側面の所望の幾何学的外形と一致する。

支持具（５３０）は、第１のベースセグメントと第２のベースセグメントを接合するキャップ部分のメインセグメント（５２６）がこの支持具によって支持されるように、層状積層板プライの組の一番上の積層板プライの頂部に位置決めすることができる。プランク、ストリンガ、及び外板部材は共硬化させることができる。プランク、ストリンガ、及び外板部材は共結合させることができる。支持具は、均一に混合された２０％のシリカマイクロバルーンを内部に含むシリコン製の成形マンドレルとすることができる。

層状積層板プライの組の各積層板プライは、樹脂を事前に含浸させた複合繊維を含むことができる。隣接する積層板プライの複合繊維は、異なる配向角度を有することができる。

本開示の他の実装態様は、記載された装置に対応するシステム及び方法を含む。例えば、上述及び／又は後述の実施例及び態様のいずれかの主題の少なくとも一部分を含み得る別の態様では、上述のような１つ又は複数の複合材パネルを含む航空機が提供される。

また、記載される複合材パネルを製造する方法が提供される。この方法は、内側表面を有する外板部材を提供すること（６１０）、及びプランクを外板部材の内側表面上に位置決めすること（６２０）を含む。プランクは、層状積層板プライの組を含み、第１の側面から第２の側面に延びる。層状積層板プライの組の各積層板プライは、第１の側面及び第２の側面の各々の所望の幾何学的外形を形成するサイズである。方法は、ストリンガを支持具（５３０）上に配置すること（６３０）、及び支持具と、その上のストリンガとを、層状積層板プライの組の一番上の積層板プライの上に位置決めすること（６４０）を更に含む。方法は、外板部材、プランク、及びストリンガを接合すること（６５０）を更に含む。

これらの実施例及び他の実施例が、図面を参照して以下で更に記載される。

本開示の種々の実施例を用いて実装され得る補強されたストリンガパネルの実施例を示している。 既存のストリンガストリンガパネルアセンブリシステムの実施例の断面図である。 製造欠陥を有する別の既存のストリンガパネルアセンブリシステムの断面斜視図である。 １つ又は複数の実施例による例示的なプランクを示している。 Ｂ及びＣは、１つ又は複数の実施例による例示的なプランクを示している。 １つ又は複数の実施例による、プランクを組み込んだ補強されたストリンガパネルの断面図である。 １つ又は複数の実施例による、プランクを組み込んだ補強されたストリンガパネルの断面図である。 １つ又は複数の実施例による、補強されたストリンガパネルを製造するための例示的なプロセスシーケンスを示している。 １つ又は複数の実施例による、プランクを有する補強されたストリンガパネルを製造するための例示的なプロセスを示している。 １つ又は複数の実施例による、ここに記載される補強されたストリンガパネルを含み得る航空機の概略図である。 ここに記載される方法及びアセンブリを利用することのできる、航空機の生産及び保守方法のブロック図である。

以下の記載においては、提示される概念の網羅的な理解を提供するために多数の具体的な詳細事項が明記される。提示される概念は、これら具体的な詳細事項の一部又は全部なしでも実施され得る。場合によっては、周知のプロセス工程は、記載される概念を不要に曖昧にしないために、詳細に記載されない。いくつかの概念は具体的な実施例と併せて記載されるが、それら実施例が限定を意図していないことを理解されたい。反対に、特許請求の範囲によって規定される本開示の理念及び範囲内に含まれ得る代替例、修正例、及び等価物がカバーされることが意図される。

例えば、本開示の技術は、外板パネルといった特定の航空機構造に関して記載される。しかしながら、本開示の技術及び機構が、他の様々なビークル又は建造物の構造の他の様々なパネルアセンブリに適用可能であることに注意されたい。以下の記載においては、本開示の網羅的な理解を提供するために多数の具体的な詳細事項が明記される。本開示の特定の実施例は、これら具体的な詳細事項の一部又は全部なしでも実装され得る。場合によっては、周知のプロセス工程は、本開示を不要に曖昧にしないために、詳細に記載されない。本開示の種々の技術及び機構は、明瞭性のために単数形で記載されることがある。しかしながら、いくつかの実施例は、特に断らない限り、技術の複数回の反復又は機構の複数の具体化を含むことに注意されたい。

概説
本開示は、航空機及び他のビークル又は産業システムのための、新規の補強されたストリンガパネルアセンブリを記載する。ここに記載される用語「ストリンガ」、「ロンジロン」、「スチフナ」、「支持構造」、及び「支持部材」は、互換可能に使用され得る。ここに記載される補強されたストリンガパネルは、製造プロセスの間にストリンガを支持及び成形するための所望の幾何学的外形を含む側面を有するように構成されたプランク構造を含む。ここで使用される場合、プランク構造は単純にプランクと呼ばれる。支持具は、硬化プロセスの間に内部空洞を有するスチフナといった種々の支持構造の形状を支持するために、構築プロセスの間に、補強されたストリンガパネル内で使用される。

プランクは、上下に積層された複合材料の複数のプライを含み得る。プライは、樹脂を事前に含浸させた複合繊維、又はプリプレグを含み得る。プランクは多方向性であり、隣接する層内においてその複合繊維が異なる配向に構成されていることで、プランクの強度が増加され得る。積層板プライの幅は、ストリンガの構造を支持するためにプランクがストリンガの部分に対応する所望の幾何学形状を含むように変化させることができる。プランクは、パネルの外板部材又は他のより高いレベルのアセンブリ構成要素上で所望の位置に配置することができる。次いでハット型ストリンガなどのストリンガを、製造プロセスの間にストリンガがプランク及びマンドレルによって支持されるように、マンドレルに沿ってプランクの上に配置することができる。

補強されたストリンガパネルの既存の製造プロセスは、Ｒ部充填剤、例えばアセンブリ構成要素と支持ツーリングの間のスペースを支持するヌードルの使用を含む。しかしながら、このようなヌードルは、脆弱で、硬化プロセスの高い熱及び圧力下でひび割れ得る又は変形し得る。これは、追加の検査、修理、又は廃棄を要する最終的なパネルアセンブリの欠陥に繋がり、結果として労働及び材料を増加させる。

より強く硬いプランクは、パネルアセンブリ全体の構造的一体性を増大させるだけでなく、硬化プロセスの極限状態の間にストリンガの下側Ｒ部のより安定な支持を提供する。ヌードルの複合繊維は、通常単方向性であり、その結果ヌードル構造は、記載されるプランクと比較して、周囲の構造に対して望ましくない異なる硬度及び強度を有する。したがって、ヌードルは製造プロセスの間にシフト又は移動することが多く、構成要素間にボイドを生成する。ヌードルの幾何学形状の制限は、このようなボイドを更に悪化させ得る。このようなボイドは、樹脂のにじみ、プライのしわ、及び湾曲などの変形を生じさせる低圧エリアを生成し、Ｒ部を薄く又は厚くする。平坦なプランクは、鋭利で垂直な先端の必要性を回避し、より精密な適合を可能にし、ボイド及びそれにより生じる問題を排除する。

したがって、記載されるシステム及びアセンブリは、Ｒ部充填剤としてのヌードル構造に依存する、構造支持部材を製造する既存のシステムを凌駕する改善を提供する。記載されるアセンブリは、構成要素の幾何学形状を改善してパネルアセンブリの全体の強度を増加させる、より強い支持構造を提供する。

例示的装置
本開示の種々の実施例を用いて実装され得る補強されたストリンガパネル１００の実施例が、図１を参照して記載される。図１に示されるように、パネル１００は、左右軸（Ｘ軸）、長手軸（Ｙ軸）、及び垂直軸（Ｚ軸）によって画定される。いくつかの実施例では、パネル１００は、航空機胴体の船殻の一部分であり得る。しかしながら、他の実施例では、パネル１００は、他の種々の構造の一部分であってもよい。例えば、種々のパネルは、水平及び垂直安定板又は操縦面の外板パネル、翼構造、又は構造の一部分を含み得る。

図１に示されるように、パネル１００は、内側表面１１０−Ａを有する外側外板部材１１０を備える。種々の実施例では、パネル１００の構造はフレーム１０６を含み得る。パネル１００は、１つ又は複数の補強された支持構造、例えば内側表面１１０−Ａに沿ってパネル１００に連結されたストリンガ１２０を用いて強化され得る。いくつかの実施例では、ストリンガ１２０は、図１に示されるように、ストリンガ１２０の長さが、Ｙ軸に平行な飛行方向１０５に実質的に平行に配向されるように構成することができる。しかしながら、種々の実施例では、補強された支持構造は、主構造の荷重及びたわみを減少させるために、荷重経路及びたわみ方向に基づいて他の様々な角度及び配向に配向させることができる。加えて、補強された支持構造は、ストリンガを通る配線又は通気ガスのブラケット取り付け具に必要な位置といった、他の機能性により駆動される他の配向を含み得る。

ストリンガ１２０は、異なる構造特性のための種々の断面形状を有するように構成され得る。様々なストリンガタイプには、ハット型ストリンガなどの閉じた断面形状、又はＬ字状ストリンガなどの開いた断面形状が含まれ得る。形成される他のストリンガタイプには、ブレードストリンガ、Ｚ字状ストリンガ、Ｃ字状ストリンガなどが含まれる。図２は、既存のストリンガパネルアセンブリシステム２００の実施例の断面図を示している。いくつかの実施例では、システム２００はパネル１００であり、図２は、長手軸に対応する視点Ａ−Ａ（図１参照）からのパネルの一部分の断面図である。

図示のように、既存のパネルアセンブリシステム２００は、内側表面２１０−Ａに沿ったハット型ストリンガ２２０を有する外板部材２１０を備える。いくつかの実施例では、ストリンガ２２０は、構造及び製造品質の目的で必要であれば、ベースチャージ２１１上に位置決めすることができる。しかしながら、他の実施例では、ストリンガ２２０は、外板部材２１０上に直接配置されてもよい。

種々の実施例では、パネルのアセンブリは、ストリンガが硬化されるか又はそれ以外の場合に所定の位置に設置されるとき、ストリンガのための構造又は位置の支持を提供する支持具を必要とする場合がある。例えば、支持具２３０は成形マンドレルであり得る。このようなマンドレルは、固形ゴムマンドレル、膨張ゴムマンドレル、粘土又は粉末から形成されるウォッシュアウトマンドレル、及びフライアウェイフォームマンドレルといった、様々な種類のマンドレルのうちのいずれか１つを含み得る。他の実施例では、支持具は、膨張可能な袋タイプのものであり得る。いくつかの実施例では、支持ツーリングは、種々のＲ部充填剤、例えばストリンガ２２０、支持具２３０、及びベースチャージ２１１間のギャップを充填するように機能することのできるヌードル２４０、又は硬化の間の樹脂溜まりの防止を目的とする外板部材２１０を含み得る。

ストリンガパネルアセンブリにおいて、このような支持ツーリングは、ストリンガの位置と、ストリンガの位置決め及び形状とを正確に制御するために、外板部材又はベースチャージ上で正確に位置合わせされなければならない。既存のパネルアセンブリでは、支持具及び／又はストリンガの配置及び／又は位置合わせは、ほとんどの場合、支持具を持ち上げ、搬送し、配置するための大規模なツール補助支援具を用いて行われる。正確な配置は更に、レーザによって画定される境界内部での手動配置をガイドするための光学レーザテンプレートの使用を含む、種々の方法によって達成され得る。支持具の手動配置をガイドするために、他の種々の位置合わせ機構が実装されてもよい。支持具の正確な手動位置合わせを保証しようとすると、所要労働力が増大し、構築時間が延長し得る。

加えて、支持ツーリングは通常、ストリンガの長さに等しい長さに到達し得る長い長さを含む。前述のように、７７７Ｘ航空機用のストリンガは、最大１１０フィートの長さであり得る。したがって、１１０フィートの固形ゴムマンドレルは、大きな重量を有し得る。このような大規模支持ツーリングは、支持ツーリングを形成し、反転させ、位置付け、搬送するための、大規模なハンドリングツール及び機器も必要とし得る。例えば、このようなツーリングを搬送及び操作するために、ピックアンドプレース機器のハンドリングを使用することができる。それらのサイズに起因して、支持ツーリングの配置に寸法のばらつきも生じ得る。これは更に、製造効率に影響し、製造スループットの労働時間及びコストを増大させる。

図２に示されるように、ヌードルは、三角形の断面又は３つの隅を有する断面を有する、典型的には細長の構造である。ヌードルなどのＲ部充填剤は一般に、プリプレグ樹脂と炭素繊維とを様々な比で、又は同様の材料特性を有する他の物質を含む積層板のストリップから作製される。しかしながら、このような材料は、柔らかく且つ脆弱であり得る。この特性は、長い長さと共に、このような支持ツーリングの搬送、ハンドリング及び位置決めの困難さを更に悪化させ得る。このような柔らかさはまた、製造プロセスの間に部品間に過度な移動を生じさせ、これによりヌードルが損傷を受けたり、望ましくない欠陥に繋がるボイドが形成されたりし得る。

図３は、起こり易い製造欠陥を示す別の既存のストリンガパネルアセンブリシステム３００の断面斜視図である。既存のストリンガパネルアセンブリシステム３００は、ヌードル３４０を含む外板部材３１０上に位置決めされたストリンガ３２０を含み得る。図示の既存のストリンガパネルアセンブリシステム３００では、成形マンドレル、例えば支持具２３０が除去されている。種々の実施例では、ヌードル３４０は一般に、ストリンガ、成形マンドレル、及び外板部材の幾何学形状間のＲ部を充填するために使用される。

図３のヌードル３４０は変形していると見ることができ、これは硬化プロセスの間の高い圧力及び熱条件により生じ得るものである。ヌードルのレイアップ製造も、特に、３つの隅を有する構造の頂部の隅において、ヌードルの幾何学形状に対する制限を生む。ヌードルの層は、頂部の隅を形成するために折り畳まれなければならず、これは垂直先端部を鈍らせる。結果として、ヌードルの幾何学形状は、ストリンガ、マンドレル、及び／又は外板部材に十分に正確に対応しなくなり、ボイドを残す可能性がある。このようなボイドは、ストリンガプライからの樹脂が流入してストリンガプライ間に樹脂のにじみをもたらし得る低圧エリアを形成し、ストリンガ又は外板部材の個々のプライにしわを寄せて不均一な表面をもたらす。例えば、ストリンガプライ間の樹脂のにじみ３５６はストリンガプライにしわを生じさせる。いくつかの実施例では、ストリンガ又は外板部材のプライ層間の樹脂のにじみは、図示のようにこのようなプライ層のしわを生じさせ得る。加えて、硬化プロセスの間のヌードルの変形、及び支持ツーリングとストリンガの材料間の熱膨張率（ＣＴＥ）の差は、製造の間のこのような凹凸を更に悪化させ得る。

既存のシステムに生じ得る他の凹凸には、フッ素化エチレンプロピレン（ＦＥＰ）から作られるラッピング又はマンドレルなどの支持ツーリングを取り囲む他のプラスチックに由来するひび割れ及びしわが含まれる。ラッピングのしわ３５４は、ＦＥＰラッピングの一部が減圧下での共硬化プロセスの間にストリンガの内面へと移動することにより生じ得るしわの例である。ヌードルの奇形はまた、外板部材の層に逆Ｖ字型の波３５２を生成することがあり、これはパネルの幾何学形状の変形と潜在的な構造問題をもたらす。

このようなヌードルの奇形はまた、Ｒ部を薄く又は厚くすることがある。ここで使用される場合、上側Ｒ部は、ストリンガの頂部の湾曲部分、例えば上側Ｒ部３２１を指し、下側Ｒ部は、ストリンガの底部の湾曲部分、例えば下側Ｒ部３２３を指す。いくつかの実施例では、パネルアセンブリは、共硬化又は共結合プロセスの間に均一な型締圧力を提供するために真空バッグ成形することができる。上側Ｒ部３２１の凸状の幾何学形状により、真空バッグからより大きな力がマンドレルに接する上側Ｒ部に加わり、これにより典型的には、そのようなエリアにおいて、Ｒ部が薄くなるか、又はストリンガの厚さが減少する。対照的に、下側Ｒ部３２３の凹状の幾何学形状に起因して、真空バッグからより小さな力がヌードル又は他の支持構造に接する下側Ｒ部に加わり、これにより典型的には、そのようなエリアにおいて、ストリンガのＲ部が厚くなるか、又はストリンガの厚さが増加する。

ヌードルの変形はまた、下側Ｒ部に対して加わる圧力を更に減少させ、そこでＲ部が更に厚くなり得る。ヌードルの複合繊維は典型的には単方向性である（図３に示されるＹ軸に沿って走る）ので、ヌードル構造はＹ軸に沿う軸方向に強くて硬い。しかしながら、これによりヌードルには、それに対して構造を支持することが必要な他の方向からの力（Ｘ軸及びＺ軸に沿う）に対する望ましくない異なる硬度及び強度が残る。繊維方向に関連付けられるこのような弱さは、ＣＴＥの差と共に、硬化プロセスの間に内部応力からこのような他の方向の力が加わると、更なる変形及びボイドを生じさせる。

このような欠陥は、生産及び製造の間のパネルアセンブリの検査を妨害し得る。ストリンガの厚さの差は、構造の間隙率を決定する超音波パルスエコー技術を妨害し得る。欠陥は、パルスエコーの測定をより困難にし、プロセスの進行を遅らせる可能性がある。測定が中断される場合、安全性要件のために、間隙率レベルが存在するという仮定が必要となり、特定のエリアにおいて構造を強化するための更なる労力及び材料を要し得る。

このような製造の課題は、長く脆弱なヌードルの代わりに支持具及びＲ部充填剤として固体のプランク積層板を使用することにより低減又は排除することができる。図４Ａ、４Ｂ、及び４Ｃは、１つ又は複数の実施例による例示的なプランク（厚板）４００を示す。図４Ａはプランク４００の斜視図であり、図４Ｂはプランク４００の正面図である。

プランク４００は、複合材料の層状積層板プライの組を含むことができる。したがって、プランクを形成する積層板プライの組は、ここでは「プランクプライ」又は「プランク層」と呼ぶことができる。プランクプライは、「プリプレグ」と呼ばれる、樹脂を事前に含浸させた複合繊維を含み得る。例えば、プランクプライは、ＴＯＲＡＹ（登録商標）によって製造された炭素繊維を含み得る。単一プライ内部の複合繊維は、単一配向に走るように構成することができる。しかしながら、いくつかの実施例では、単一プライは、複合繊維が複数の配向に走るように構成されてもよい。一部の実施例では、各プライの高さは約０．００７インチと同じ薄さにすることができる。

図４Ｂに示されるように、プランクは、第１の層４２０、第２の層４２２、及び第３の層４２４を含むプランクプライの複数の層から形成される。しかしながら、種々の実施例では、複合材プランク４００は、所望の幾何学的外形を形成する任意の数の層を含み得る。いくつかの実施例では、プランクは、重複する又は不連続の積層板プライを含んでもよい。いくつかの実施例では、プランクの異なる層は、同じ又は異なる材料及び構成を含むことができる。いくつかの実施例では、種々の所望の機械特性のために、複数の層を組み合わせることができる。例えば、隣接する層は、全体的な複合材料の強度を増加させるために、他の層の繊維に直角に構成された複合繊維を含むことができる。しかしながら、層は、隣接する層の複合繊維に対して種々の異なる配向に構成された複合繊維を含み得る。

いくつかの実施例では、各層の幅は、種々の側面に所望の幾何学的外形を得るために、変化させることができる（Ｘ軸の方向に）。例えば、図４Ｂに示されるように、第１の層４２０は、第２の層４２２に対してより大きな幅を含み、次にこの第２の層は、第３の層４２４に対してより大きな幅を含み得る。したがって、層の幅が頂部から底部へと漸増することにより、湾曲した幾何学的外形が形成される。

種々の実施例では、プランクの形状は、第１の側面と第２の側面に対して対称である。いくつかの実施例では、プランクの形状はまた、正面と裏面に対して対称である。しかしながら、プランクの種々の側面は、ストリンガの幾何学形状に応じて必ずしも対称でなくともよい。

いくつかの実施例では、プランクの種々の側面は、所望の幾何学的外形を得るために更に機械加工されてもよい。例えば、各層のエッジは、切削、機械加工、研磨、又は他のプロセスによるなどして平滑化することができる。図４Ｃは、層の側面の各々の隆起を排除することにより平滑化された第１の側面４０２−Ａ及び第２の側面４０４−Ａを有する例示的なプランク４００−Ａを示している。一部の実施例では、平滑化された側面は、支持構造の形状によりよい支持を提供すると共に、プランクと支持具の部分との間のスペーシングを低減して樹脂のにじみ及びここに記載される他の欠陥を更に減少させることができる。

いくつかの実施例では、プランクの正面４１０及び／又は裏面４１２の幾何学的外形を提供するために、層の長さ（Ｙ軸の方向に）を変更することもできる。図４Ａの斜視図に示されるように、底部の複数の層の各々の長さは上に隣接する層より少し長く、正面４１０にやや湾曲した幾何学的外形を形成してもよい。したがって、いくつかの実施例では、プランクの正面及び／又は裏面は、ストリンガ又は他の支持構造の所望の形状を支持するように構成することもできる。いくつかの実施例では、プランク底部のこれらのより長い層は、プランク全体の強度及び安定性を増大させることに寄与し得る。

補強されたストリンガパネルの製造の間に、プランクは、他の支持ツーリングに沿って外板部材の内側表面の上に配置されて、構成要素の硬化又は結合の間にストリンガの形状を支持することができる。以下で更に詳述するように、プランクの種々の側面の幾何学的外形は、ストリンガと外板部材との間のスペースを充填してストリンガの形状を支持するために、既存のヌードルに取って代わることができる。

図５Ａ及び５Ｂには、１つ又は複数の実施例による、プランク４００を組み込んだ補強されたストリンガパネル５００の断面図が示されている。種々の実施例では、補強されたストリンガパネル５００は外板部材５１０を備え、外板部材５１０の内側表面５１０−Ａにプランク４００が位置決めされている。プランク４００は、ここに記載される種々のプランクのうちのいずれか１つとすることができ、平滑化された側面を有するプランク４００−Ａを含む。いくつかの実施例では、外板部材５１０は、複合材料の複数のプライ又は層を含み得る。ここで使用される場合、外板部材を含む複合材料のプライは、「外板部材プライ」又は「パネルプライ」と呼ばれことがある。いくつかの実施例では、外板部材プライのこのような複合材料は、プランクのプライと同じ又は異なる材料でよい。いくつかの実施例では、ベースチャージ又は他のより高いアセンブリ構造が、外板部材５１０に加えて又は代えて含まれ得る。

製造の間に、ストリンガ５２０は外板部材５１０の上に配置され得る。図示のように、ストリンガ５２０は、キャップ部分５２１を含む、ハット型ストリンガ、又はオメガ型ストリンガである。しかしながら、ここに記載される実施例は、種々のストリンガ形状で実装され得ることに注意されたい。種々の実施例では、ストリンガ５２０は、成形マンドレル５３０などの支持具の上に配置されてもよい。ここで使用される場合、マンドレル５３０は支持具５３０と呼ばれることがある。マンドレル５３０は、外板部材５１０上へのストリンガの搬送及び位置決めの間にストリンガを支持することができる。

種々の実施例では、マンドレル５３０はシリコンから作製される。いくつかの実施例では、マンドレルは、均一に混合された２０％のシリカマイクロバルーンを内部に含むシリコン配合組成を含むことができる。シリカマイクロバルーンが含まれることで、硬化プロセスの間のマンドレルの全体的な膨張が低減され、且つ膨張がより均一となり得る。いくつかの実施例では、マンドレル５３０は、製造プロセスの間のマンドレルのハンドリング及び除去を改善するために、ＦＥＰラッピングで包むことができる。ＦＥＰラッピング５３２は、マンドレル５３０を取り囲む薄い陰影層として示されている。

ストリンガ５２０、及びマンドレル５３０は、成形マンドレル５３０がプランクの一番上の積層板プライ（上面４０６）に位置決めされるように、内側表面５１０−Ａの上に配置することができる。ストリンガ５２０のキャップ部分５２１は、プランクの第１の側面から第２の側面に広がり、外板部材５１０の内側表面５１０−Ａ上に位置するフランジ部分５２４−Ａ及び５２４−Ｂ中に延びることができる。いくつかの実施例では、ストリンガ５２０は、ここで「ストリンガプライ」と呼ばれる複数の積層板プライを含む。いくつかの実施例では、ストリンガプライは複合材料を含み得る。いくつかの実施例では、ストリンガプライのこのような複合材料は、外板部材又はプランクのプライと同じ又は異なる材料でよい。ストリンガプライ及びパネルプライの高さは、図５Ａ及び５Ｂでは、説明の目的で誇張されている。実際には、このような積層板プライの高さは図示の高さより薄くてよく、一部の実施例では図示より多くの積層板プライが存在し得る。

ストリンガ５２０のいくつかの部分は、プランクの第１の側面及び第２の側面の幾何学的外形に対応する幾何学形状を含むことができる。例えば、ストリンガ５２０の下側Ｒ部は、プランクの第１及び第２の側面に接して位置する、キャップ部分のベースセグメントによって画定され得る。図５Ａに示されるように、キャップ部分５２１は、各々が破線によって画定される、キャップ部分の第１のベースセグメント５２２−Ａと第２のベースセグメント５２２−Ｂとを接合するメインセグメント５２６を含む。第１のベースセグメント５２２−Ａは第１の側面４０２に接して位置し、第２のベースセグメント５２２−Ｂは第２の側面４０４に接して位置することができる。したがって、キャップ部分のメインセグメント５２６は、支持具５３０に対して同一面上に位置することができる。

したがって、プランクは、Ｒ部充填剤と同じ機能を提供し、マンドレル５３０と共にストリンガ５２０の形状及び構造を更に支持することができる。前述のように、プランクは、異なる配向に構成された隣接する層内の複合繊維に対して多方向性であり得る。このような多方向性の構成は、複合繊維の構成に関して、単方向性であるヌードルよりも、未硬化状態においてはるかに強い。また、プランクの多方向性の形状により、所望の強度及び硬度のために設計されたプランクエリアが可能になる。したがって、プランクは、硬化プロセスの間に、すべての方向に下側Ｒ部に対してより硬度が高く且つより均一な支持を提供する。

図には、スペース又はギャップが、ベースセグメントとプランクプライの個々の層との間に示されている。これは、プランクの積層板プライを形成するために使用される複合材料の厚さ（高さ）に対する制限に起因している場合がある。しかしながら、プランクプライの高さは、図では誇張されており、実際には、このようなスペース又はギャップはごくわずかであり、支持具５３０との組み合わせでストリンガ５２０を支持するプランクの能力に影響しない場合がある。いくつかの実施例では、このようなスペースは、未加工、未硬化の組み立て状態のパネルの組み立ての間にのみ存在し得る。共硬化又は共結合プロセスの後で、このようなスペースは、構成要素の圧縮及び樹脂の流れによって排除することができる。前述のように、いくつかの実施例では、プランクは、プランクプライ、例えばプランク４００−Ａの厚さにより生じる隆起を平滑化するために機械加工又は処理することができる。

図５Ｂは、取り付け及び硬化プロセスの後の、マンドレル５３０が取り外されて空洞５７０が残された補強されたストリンガパネル５００を示している。残りの構造は、既存のパネルアセンブリシステム、例えばシステム３００の品質に対して改善された品質を呈する強化されたパネルアセンブリである。プランクは、ストリンガ及び支持ツーリングと外板部材との間のギャップを充填するためのヌードルに対する必要性を排除する。これは、長くて重く、しかし脆弱なヌードルをパネルアセンブリへ搬送してそのようなヌードルを位置決めするために必要な、労働の時間とコストを削減すると共に、機械設備を減らす。

プランクの一体化は、パネルアセンブリの強度を更に高める。プランクの複合繊維の多方向性の構成は、硬化状態においても、単方向性であるヌードルよりはるかに強い。更に、プランクは、特に長さ又は高さのより大きなプランクを必要とするより大きなストリンガにおいて、外板部材に更なる構造及び硬度を加える。したがって、既存のストリンガパネルアセンブリシステム３００と比較して、空洞５７０を充填するストリンガ間により多くの材料が存在し、ボックス全体の硬度及び強度が高まる。プランクの使用で、パネルアセンブリに典型的に追加される他の強化構造を置き換えてもよい。したがって、プランクの一体化は、パネルアセンブリの重量に大きく影響せず、場合によっては全体の重量を減少させ得る。

プランクの幾何学形状はまた、配置後にシフトする可能性のあるヌードルの幾何学形状より精密である。不正確又は不精密なヌードルの幾何学形状は、硬化プロセスの間に樹脂が入り込む可能性のある（樹脂のにじみ）低圧エリアを形成するボイド又はギャップを生じさせ得る。プランクの平坦なレイアップ構成は、折りたたまれて３つの隅を有する構造の上側の点又は隅を形成する層を有するヌードルより頑丈である。プランクの上面が平坦であるので、鋭利で垂直な先端は不要であり、マンドレルの境界面とプランクとの間のボイドの存在が減少する。

加えて、マンドレルの両側で２つのヌードル構造が単一のプランクに置き換わり、構成要素の総数が減少する。含まれる別個の構成要素の数が減少することで、製造プロセス及び硬化プロセスの間のシフトの可能性が更に低下する。したがって、全体的な樹脂のにじみ及びプライのしわが減少する。プランクの単一平坦構造は、３つの構造（ストリンガ、外板部材、及びマンドレル）間に挟まれ、且つより大きな圧力を受けるヌードルとは異なり、より小さなたわみを受け、ひび割れる又は変形する可能性が低い。

プランクの改善された強度及び幾何学形状により、ストリンガの全体的な幾何学形状が硬化後に改善される。プランクは、ヌードルより変形の度合が小さくなり、ストリンガのベースセグメントの下側Ｒ部に加わる圧力がより一定となり、それによりＲ部の肥厚が低減されるであろう。シリカマイクロバルーンを有する改善された成形マンドレルの使用と併せて、記載されるプランクにより、ストリンガ及び外板部材に対する内部圧力がより均一となり、より均一な厚さを有するよりクリーンな硬化ストリンガ構造が可能となる。いくつかの実施例では、Ｒ部間のメインセグメントの垂直及び水平部分の真直性も改善され、全体的により強いパネルアセンブリがもたらされる。

試験により、ここに記載されるこのようなプランクの使用によるより均一なストリンガの幾何学形状が示された。断面の厚さ及び真直性が、種々の試験において測定された。一実施例において、第１のベースセグメント５２２−Ａの厚さＴ１及び第２のベースセグメント５２２−Ｂの厚さＴ７は、それぞれ０．２１２０及び０．２１０２インチであった。更に、メインセグメント５２６の垂直側面の厚さＴ２及びＴ６は、それぞれ０．２０１９及び０．２０１３インチであった。更に、上側Ｒ部セグメントの厚さＴ３及び厚さＴ４は、それぞれ０．１８６４及び０．１８９９インチであった。最後に、メインセグメントの頂部においける厚さＴ４は、０．２１１７インチであった。このように、ストリンガ全体の厚さの均一性は、許容可能なレベルに維持されていた。

更に、垂直及び水平側面の大部分は、幾何学形状に所望の真直性を維持していた。上記実施例では、第１の垂直部分は、測定の結果、１．４１５インチの真直性の連続する長さＳ１を、０．００２インチの偏差内で有していた。第２の垂直部分は、測定の結果、１．４１７インチの真直性の連続する長さＳ３を、０．００２インチの偏差内で有していた。最後に、メインセグメントの水平部分は、測定の結果、０．６２２７インチの真直性の連続する長さＳ２を、０．００２インチの偏差内で有していた。更に、図５Ｂに示されるように、断面撮像法も、硬化されたプランクにおいて、外板部材の逆Ｖ字型の波がはるかに少ないことと、奇形がほぼ又はまったくないこととを示した。

操作の方法
補強された複合材パネルを製造する方法も提供される。図６には、１つ又は複数の実施例による、補強されたストリンガパネルを作製するための例示的方法６００が示されている。方法６００は図７と関連させて記載され、図７は１つ又は複数の実施例によるプランクを有する補強されたストリンガパネルを製造するための例示的なプロセスシーケンス７００を示している。図７は、アセンブリ構成要素の簡略断面図である。

工程６１０において、外板部材が提供される。図７のステップ（Ａ）に示されるように、アセンブリ構成要素７１０は、第１の位置（位置０）において、ストリンガ及び他の支持構造のために準備されて用意が整っている。このようなアセンブリ構成要素７１０は、航空機の外板パネルであり得る。一部の実施例では、アセンブリ構成要素７１０は、ベースチャージなどの他の構造、又は水平及び垂直安定板若しくは操縦面に含まれる構造であり得る。例えば、構成要素７１０は、内側表面５１０−Ａを有する外板部材５１０であり得る。いくつかの実施例では、複数のパネルプライが積層されて外板部材を形成してもよい。

外板部材は、アセンブリの第２の場所（位置１）へ搬送することができ、そこで工程６２０において、例えば図７に示されるステップ（Ｂ）において、外板部材の内側表面の上にプランクが位置決めされる。いくつかの実施例では、プランクは、プランク４００、又はここに記載される種々のプランクのいずれか１つであり得る。いくつかの実施例では、プランクは、種々のガイダンスシステム及び／又はピックアンドプレースシステムを使用して外板部材の所望の位置に配置することができる。プランクプライのプリプレグ組成物は、製造プロセスの間に構成要素が所定の位置に付着してとどまることを可能にする粘着性を呈し得る。しかしながら、プランクが外板部材に共結合される場合、接着フィルムを使用してプランクを外板部材に接着してもよい。いくつかの実施例では、プランクは、ロボットエンドエフェクタを使用して自動的に位置決めすることができる。

工程６３０では、例えば図７のステップ（Ｃ）に示されるように、ストリンガが支持具の上に配置される。ストリンガはハット型ストリンガ５２０とすることができ、支持具は成形マンドレル、例えばマンドレル５３０とすることができる。前述のように、ストリンガは、第１のベースセグメントと第２のベースセグメントを接合するメインセグメントを含む湾曲したキャップ部分を含むことができる。ストリンガは、１つ又は複数のストリンガプライを含むことができ、成形マンドレルの上に配置される前に事前作製することができる。キャップ部分の各ベースセグメントは、第１のベースセグメントからの第１のフランジ部分及び第２のベースセグメントからの第２のフランジ部分を含むフランジ部分中に更に延びることができる。キャップ部分の１つ又は複数の部分、特にメインセグメントは、ストリンガに対応する幾何学形状を有する成形マンドレルと同一平面上に位置することができる。支持具５３０は、ストリンガの搬送、ハンドリング、及び位置決めの間のストリンガに対する損傷を防止するために、ストリンガ５２０を支持する。ステップ（Ｃ）は別個の場所（位置２）で行われてもよい。

工程６４０では、例えば図７のステップ（Ｄ）のように、支持具及びストリンガは、プランクの一番上の積層板プライの上に位置決めされる。次いで、ステップ（Ｄ）において、ストリンガ及びマンドレルがプランクの上に位置決めされる。これは、アセンブリ構成要素の位置（位置１）において行われ得る。ここに記載されるように、マンドレルは、プランクの上面に位置決めすることができる。更に、ストリンガのキャップ部分のベースセグメントは、プランクの対応する側面に接して位置することができ、ストリンガのフランジ部分は外板部材の内側表面上に位置することができる。

工程６５０では、プランク、ストリンガ、及び外板部材が接合される。プリプレグ積層板が硬化するために、圧力と熱の組み合わせを使用することが必要な場合がある。記載されるように、外板部材、プランク、及びストリンガは、共硬化又は共結合され得る。共硬化又は共結合プロセスも、プランクを、外板部材及び／又はストリンガプライに接合することができる。いくつかの実施例では、硬化又は結合の代わりに、アセンブリを含むパネルを、複合層を保持する圧力を追加するための真空バッグの中に配置することができる。図７のステップ（Ｅ）では、ステップ（Ｆ）での硬化の代わりに、アセンブリは、複合層を保持する圧力を追加するための真空バッグ７６０の中に配置される。いくつかの実施例では、ステップ（Ｅ）及び（Ｆ）のために、アセンブリを、アセンブリライン上の別の場所（位置３）に移動させてもよい。例えば、パネルアセンブリは、華氏３５０度、９０ ＰＳＩのオーブン又はオートクレーブの中で数時間硬化させてもよい。

種々の実施例では、記載される１つ又は複数の構造は、製造の間に、最小のツーリングを用いた複合材料の自動配置のためのロボットエンドエフェクタにより自動的に形成及び堆積され得る。いくつかの実施例では、プランクは、ロボットエンドエフェクタにより外板部材の上に位置決めされる。いくつかの実施例では、プランクの１つ又は複数の積層板プライは、プランクを形成するために、ロボットエンドエフェクタを介して外板部材の上に堆積される。例えば、一連の積層板プライを積層させてプランクを構築することができる。いくつかの実施例では、プランクは、一度に１つの積層板プライを堆積させることにより形成され得る。しかしながら、いくつかの実施例では、一度に複数の積層板プライを堆積させてもよい。一実施例として、このような事前積層プライは、ＦＩＶＥＳ ＦＯＲＥＳＴ−ＬＩＮＥ ＡＴＬＡＳ又はＡＣＣＥＳＳマシンといった積層機器を使用して生成することができる。積層板プライは続いて、外板部材の積層されたパネルプライと共硬化又は共結合され得る。プランクと外板部材が共結合される実施例では、積層板スタックの組の外板部材への取り付けを助けるために、接着フィルムを積層板スタックの組と外板部材との間に配置することができる。

種々の実施例では、外板部材５１０の１つ又は複数のプライを、上述のように、複合材料のそのようなストリップを使用して製造することもできる。いくつかの実施例では、ストリンガ５２０の１つ又は複数のプライは、複合材料のストリップを使用して製造されてもよい。例えば、支持具５３０がプランク４００の上に適切に位置決めされた後で、ロボットアームアセンブリが複合材料のストリップを、マンドレル、プランク、及び外板部材の上に堆積される１つ又は複数のストリンガプライに形成することができる。構成要素のこのような自動配置及び形成は、このような構成要素を格納、搬送、及び配置するために必要な、極度に重く且つ大きなサイズになり得るフロアスペース及び人間労力を削減することができる。

航空機の実施例
本開示の実施例は、図８に示される航空機８００の観点から、及び図９に示される航空機の製造及び保守方法８００の観点から記載することができる。図８は、１つ又は複数の実施例による、ここに記載される補強されたストリンガパネルを含み得る航空機８００の概略図である。図７に示されるように、航空機８００は、内装８８０を有する機体８５０を含む。航空機８００は、機体８５０に連結された翼８２０を含む。航空機８００は、翼８２０によって支持されたエンジン８３０も含み得る。航空機８００は、例示的一実施例による、記載されるシステム及び方法、例えば補強されたストリンガパネル１００が実装及び運用され得るビークルの一実施例である。航空宇宙の実施例が示されているが、ここに開示される原理は他の産業、例えば自動車産業に適用され得る。したがって、航空機８００に加えて、ここに開示される原理は他のビークル、例えば陸上車、海上車、及び宇宙船などの他のビークルにも適用され得る。

図９は、ここに記載される方法及びアセンブリを利用することのできる、航空機の生産及び保守方法のブロック図である。製造前の段階において、例示的方法９００は、航空機８００の仕様及び設計（ブロック９０４）及び材料の調達（ブロック９０６）を含む。製造段階では、航空機８００のコンポーネント及びサブアセンブリの製造（ブロック９０８）及び検査システムインテグレーション（ブロック９１０）が行われる。記載される装置、及び対応する工程の方法は、航空機８００の仕様及び設計（ブロック９０４）、材料の調達（ブロック９０６）、航空機８００のコンポーネント及びサブアセンブリの製造（ブロック９０８）、及び／又は検査システムインテグレーション（ブロック９１０）のいずれかに実装され得る。

その後、航空機８００は認可及び納品（ブロック９１２）を経て運航（ブロック９１４）に供される。運航の間に、航空機８００は定期的な整備及び保守（ブロック９１６）に関してスケジューリングされる。定期的な整備及び保守は、航空機８００の１つ又は複数の検査システムの改修、再構成、及び刷新などを含み得る。記載される装置、及び対応する工程の方法は、認可及び納品（ブロック９１２）、運航（ブロック９１４）、及び／又は定期的な整備及び保守（ブロック９１６）のいずれかに実装され得る。

更に、本開示は、以下の条項による実施形態を含む。

条項１．
内側表面（５１０−Ａ）を有する外板部材（５１０）、
層状積層板プライ（４２０、４２２、４２４）の組を含み、第１の側面（４０２）から第２の側面（４０４）に延びる、前記内側表面上のプランク（４００）であって、前記層状積層板プライの組の各積層板プライが、前記第１の側面及び前記第２の側面の各々の所望の幾何学的外形を形成するサイズである、前記プランク、並びに
キャップ部分（５２１）を含むストリンガ（５２０）であって、前記キャップ部分が前記プランクの前記第１の側面から前記プランクの第２の側面に広がって、前記外板部材の内側表面上に、各々が前記キャップ部分から延びる第１のフランジ部分（５２４−Ａ）及び第２のフランジ部分（５２４−Ｂ）それぞれを形成する、前記ストリンガ
を備える複合材パネル（１００）。

条項２．前記ストリンガが複数のストリンガプライを含む、条項１の複合材パネル。

条項３．前記キャップ部分の第１のベースセグメント（５２２−Ａ）が、前記プランクの前記第１の側面に接し且つ前記プランクの前記第１の側面の前記所望の幾何学的外形と一致し、前記キャップ部分の第２のベースセグメント（５２２−Ｂ）が、前記プランクの前記第２の側面に接し且つ前記プランクの前記第２の側面の前記所望の幾何学的外形と一致する、条項１又は条項２の複合材パネル。

条項４．前記第１のベースセグメントと前記第２のベースセグメントを接合する前記キャップ部分のメインセグメント（５２６）が支持具（５３０）によって支持されるように、前記支持具が前記層状積層板プライの組の一番上の積層板プライの頂部に位置決めされる、条項３の複合材パネル。

条項５．前記支持具が、均一に混合された２０％のシリカマイクロバルーンを内部に含むシリコン製の成形マンドレルである、条項４の複合材パネル。

条項６．前記プランク、前記ストリンガ、及び前記外板部材が共硬化されている、条項１から５のいずれかの複合材パネル。

条項７．前記プランク、前記ストリンガ、及び前記外板部材が共結合されている、条項１から５のいずれかの複合材パネル。

条項８．前記層状積層板プライの組の各積層板プライが、樹脂を事前に含浸させた複合繊維を含む、条項１から７のいずれかの複合材パネル。

条項９．隣接する積層板プライの複合繊維が異なる配向角度を有する、条項８の複合材パネル。

条項１０．補強された複合材パネル（１００）を製造する方法（７００）であって、
内側表面（５１０−Ａ）を有する外板部材（５１０）を提供すること（７１０）、
前記外板部材の前記内側表面の上にプランク（４００）を位置決めすること（７２０）であって、前記プランクが層状積層板プライ（４２０、４２２、４２４）の組を含み、前記プランクが第１の側面（４０２）から第２の側面（４０４）に延び、前記層状積層板プライの組の各積層板プライが、前記第１の側面及び前記第２の側面の各々の所望の幾何学的外形を形成するサイズである、前記プランク（４００）を位置決めすること、
支持具（５３０）の上にストリンガ（５２０）を配置すること（７３０）、
前記層状積層板プライの組の一番上の積層板プライの上に、前記支持具とその上の前記ストリンガとを位置決めすること（７４０）、並びに
前記外板部材、前記プランク、及び前記ストリンガを接合すること（７５０）
を含む方法。

条項１１．前記プランクの前記第１の側面から前記プランクの前記第２の側面に広がって、前記外板部材の前記内側表面に、各々が前記キャップ部分から延びる第１のフランジ部分（５２４−Ａ）及び第２のフランジ部分（５２４−Ｂ）それぞれを形成するキャップ部分（５２１）を、前記ストリンガが含む、条項１０の方法。

条項１２．前記キャップ部分の第１のベースセグメント（５２２−Ａ）が、前記プランクの前記第１の側面に接し且つ前記プランクの前記第１の側面の前記所望の幾何学的外形と一致し、
前記キャップ部分の第２のベースセグメント（５２２−Ｂ）が、前記プランクの前記第２の側面と接し且つ前記プランクの前記第２の側面の前記所望の幾何学的外形と一致し、
前記第１のベースセグメントと前記第２のベースセグメントを接合する前記キャップ部分のメインセグメント（５２６）が、前記支持具によって支持され且つ前記支持具の形状と一致する、
条項１１の方法。

条項１３．前記プランク、前記ストリンガ、及び前記外板部材が、共硬化プロセス又は共結合プロセスによって接合される、条項１０から１２のいずれかの方法。

条項１４．前記支持具が成形マンドレルである、条項１０から１３のいずれかの方法。

条項１５．前記層状積層板プライの組の各積層板プライが、樹脂を事前に含浸させた複合繊維を含む、条項１０から１４のいずれかの方法。

条項１６．隣接する積層板プライの複合繊維が異なる配向角度を有する、条項１５の方法。

条項１７．１つ又は複数の複合材パネル（１００）を備えた航空機（８００）であって、前記１つ又は複数の複合材パネルが、
内側表面（５１０−Ａ）を有する外板部材（５１０）、
層状積層板プライ（４２０、４２２、４２４）の組を含み、第１の側面（４０２）から第２の側面（４０４）に延びる、前記内側表面上のプランク（４００）であって、前記層状積層板プライの組の各積層板プライが、前記第１の側面及び前記第２の側面の各々の所望の幾何学的外形を形成するサイズである、前記プランク、並びに
キャップ部分（５２１）を含むストリンガ（５２０）であって、前記キャップ部分が前記プランクの前記第１の側面から前記プランクの第２の側面に広がって、前記外板部材の内側表面上に、各々が前記キャップ部分から延びる第１のフランジ部分（５２４−Ａ）及び第２のフランジ部分（５２４−Ｂ）それぞれを形成する、前記ストリンガ
を備える複合材パネル（１００）。

条項１８．前記ストリンガが複数のストリンガプライを含む、条項１７の航空機。

条項１９．前記キャップ部分の第１のベースセグメント（５２２−Ａ）が、前記プランクの前記第１の側面に接し且つ前記プランクの前記第１の側面の前記所望の幾何学的外形と一致し、前記キャップ部分の第２のベースセグメント（５２２−Ｂ）が、前記プランクの前記第２の側面に接し且つ前記プランクの前記第２の側面の前記所望の幾何学的外形と一致する、条項１７又は条項１８の航空機。

条項２０．前記層状積層板プライの組の各積層板プライが、樹脂を事前に含浸させた複合繊維を含む、条項１７から１９のいずれかの航空機。

例示的方法９００のプロセスの各々は、検査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）によって実施又は実行され得る。本記載の目的のために、検査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検査システムの下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであり得る。

結論
上記には、開示される概念の完全な理解を提供するために、多数の具体的な詳細事項が明記されている。開示される概念は、それら特定事項の一部又は全部なしでも実施され得る。場合によっては、既知の装置及び／又はプロセスの詳細は、本開示を不要に曖昧にしないために、省略されている。

本開示はその具体的な実施例を参照して特に図示及び記載されたが、当業者であれば、本開示の理念又は範囲から逸脱せずに、開示された実施例の形態及び詳細事項に変更が可能であることを理解するであろう。したがって、本開示は、本開示の真の理念及び範囲に含まれるすべての変形例及び等価物を含むと解釈されることが意図されている。したがって、本実施例は、例示的且つ非限定的であると考慮される。

上記では構成要素及びプロセスの多くは便宜上単数形で記載されているが、当業者であれば、本開示の技術を実践するために複数の構成要素及び反復されるプロセスも使用可能であることを理解するであろう。

Claims (10)

1. 内側表面（５１０−Ａ）を有する外板部材（５１０）、
   層状積層板プライ（４２０、４２２、４２４）の組を含み、第１の側面（４０２）から第２の側面（４０４）に延びる、前記内側表面上のプランク（４００）であって、前記層状積層板プライの組の各積層板プライが、前記第１の側面及び前記第２の側面の各々の所望の幾何学的外形を形成するサイズである、前記プランク、並びに
   キャップ部分（５２１）を含むストリンガ（５２０）であって、前記キャップ部分が前記プランクの前記第１の側面から前記プランクの第２の側面に広がって、前記外板部材の内側表面上に、各々が前記キャップ部分から延びる第１のフランジ部分（５２４−Ａ）及び第２のフランジ部分（５２４−Ｂ）それぞれを形成する、前記ストリンガ
   を備える複合材パネル（１００）。
2. 前記ストリンガが複数のストリンガプライを含む、請求項１に記載の複合材パネル。
3. 前記キャップ部分の第１のベースセグメント（５２２−Ａ）が、前記プランクの前記第１の側面に接し且つ前記プランクの前記第１の側面の前記所望の幾何学的外形と一致し、前記キャップ部分の第２のベースセグメント（５２２−Ｂ）が、前記プランクの前記第２の側面に接し且つ前記プランクの前記第２の側面の前記所望の幾何学的外形と一致する、請求項１又は２に記載の複合材パネル。
4. 前記第１のベースセグメントと前記第２のベースセグメントを接合する前記キャップ部分のメインセグメント（５２６）が支持具（５３０）によって支持されるように、前記支持具が前記層状積層板プライの組の一番上の積層板プライの上に位置決めされる、請求項３に記載の複合材パネル。
5. 前記支持具が、均一に混合された２０％のシリカマイクロバルーンを内部に含むシリコン製の成形マンドレルである、請求項４に記載の複合材パネル。
6. 前記層状積層板プライの組の各積層板プライが、樹脂を事前に含浸させた複合繊維を含む、請求項１から５のいずれか一項に記載の複合材パネル。
7. 隣接する積層板プライの複合繊維が異なる配向角度を有する、請求項６に記載の複合材パネル。
8. 補強された複合材パネル（１００）を製造する方法（７００）であって、
   内側表面（５１０−Ａ）を有する外板部材（５１０）を提供すること（７１０）、
   前記外板部材の前記内側表面の上にプランク（４００）を位置決めすること（７２０）であって、前記プランクが層状積層板プライ（４２０、４２２、４２４）の組を含み、前記プランクが第１の側面（４０２）から第２の側面（４０４）に延び、前記層状積層板プライの組の各積層板プライが、前記第１の側面及び前記第２の側面の各々の所望の幾何学的外形を形成するサイズである、前記プランク（４００）を位置決めすること、
   支持具（５３０）の上にストリンガ（５２０）を配置すること（７３０）、
   前記層状積層板プライの組の一番上の積層板プライの上に、前記支持具とその上の前記ストリンガとを位置決めすること（７４０）、並びに
   前記外板部材、前記プランク、及び前記ストリンガを接合すること（７５０）
   を含む方法。
9. 前記プランクの前記第１の側面から前記プランクの前記第２の側面に広がって、前記外板部材の前記内側表面に、各々が前記キャップ部分から延びる第１のフランジ部分（５２４−Ａ）及び第２のフランジ部分（５２４−Ｂ）それぞれを形成するキャップ部分（５２１）を、前記ストリンガが含む、請求項８に記載の方法。
10. 前記プランク、前記ストリンガ、及び前記外板部材が、共硬化プロセス又は共結合プロセスによって接合される、請求項８又は９に記載の方法。

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