JP2023175939A - 航空宇宙ビークルのための前縁システム及び方法 - Google Patents

Abstract

【課題】航空宇宙ビークルのための改良された前縁システム及び方法を提供する。【解決手段】前縁システム（１０）は、少なくとも１つの構造部材（２４）に着脱可能に取り付けられた複数の着脱可能モジュール（４０）をさらに有する。各着脱可能モジュール（４０）は、中空ボックス基礎構造体（４２）と、中空ボックス基礎構造体（４２）の第１端部（５２）に沿って設けられた少なくとも１つのフランジ部（５４）とを有する。前縁システム（１０）は、着脱可能モジュール（４０）の少なくとも１つのフランジ部（５４）を、少なくとも１つの構造部材（２４）の第１端部（２６）に取り付けるように構成された複数の第１取り付け要素をさらに有する。【選択図】図２Ｂ

Description

本開示は、概して、航空宇宙ビークル部品のためのシステム及び方法に関し、より具体的には、宇宙船、航空機、極超音速ビークル、無人航空機（ＵＡＶ）、ミサイルなどの航空宇宙ビークル及びその他の航空宇宙ビークルの前縁に関するシステム及び方法に関する。

地球の大気圏及び宇宙を飛行する航空宇宙ビークルは、極端な温度や環境事象に曝され、このことが、航空宇宙ビークルの翼、尾部、又は他の面の前縁に悪影響を及ぼす場合がある。例えば、宇宙船などの航空宇宙ビークルは、通常、熱保護システム（ＴＰＳ）を有しており、このシステムは、宇宙船の翼及びその他の面の前縁を周囲環境から断熱し、宇宙船から熱を発散及び反射するための断熱性タイルを含んでいる。宇宙船が、極超音速（例えばマッハ５以上）及び非常に高い温度（例えば２５００°Ｆ（華氏）まで）で宇宙空間から地球の大気圏に突入する際、これらの断熱性タイル同士の隙間を極超音速の気体（例えば空気）又はプラズマが通過すること、及び、極超音速の気体（例えば空気）又はプラズマとの接触によって発生する摩擦によって、断熱性タイルが損傷を受ける場合がある。加えて、例えば、航空機などの航空宇宙ビークルは、氷の衝突、落雷、及びその他の環境事象による、翼又はその他の表面の前縁に対する損傷を経験する場合がある。

航空宇宙ビークルのための既知の前縁システムは、通常、固定取り付けされるものであり、取り外しできない。固定取り付けでは、例えば、断熱性タイル又は断熱性タイルを支持する基礎構造体などの、航空宇宙ビークルの翼又はその他の面の前縁における損傷部分の整備又は修理もしくは交換のために、航空宇宙ビークルを、必要な整備、修理又は交換の程度に応じて、数週間又は数か月といった長期にわたって駐機させることが必要となる場合がある。これによって、航空宇宙ビークルの整備、修理、保守、及び稼働の費用が増大する場合がある。

また、固定取り付けでは、航空宇宙ビークルの翼又はその他の面の前縁における損傷部分の整備又は修理もしくは交換を行う際に、前縁システムが、個別の着脱が不可能であり、別の施設又はラボに移動させることができないため、航空宇宙ビークルに対して直接的に整備、修理、又は交換を行う必要がある。これによっても、航空宇宙ビークルの整備、修理、保守、及び稼働の費用が増大する場合がある。

また、整備中に、航空宇宙ビークルが、整備、修理又は交換作業中で使用できない間、ミッション又はフライトのための航空宇宙ビークルの利用可能性が低下する。

従って、当技術分野では、航空宇宙ビークルの翼及びその他の面の前縁の迅速且つ容易な整備、修理、交換、保守、及び、稼働を、低い全体コストで実現するとともに、既知のシステム及び方法に対する利点をもたらす、航空宇宙ビークルのための改良された前縁システム及び方法が必要とされている。

本開示の例示的な実施態様は、航空宇宙ビークルのための改良された前縁システム及び方法を提供する。以下の詳細な説明に述べるように、航空宇宙ビークルのための改良された前縁システム及び方法の実施形態は、既知のシステム及び方法に比べて大きな利点をもたらす。

一実施形態において、航空宇宙ビークルのための前縁システムが提供される。前縁システムは、少なくとも１つの構造部材を含む。前縁システムは、前記少なくとも１つの構造部材に着脱可能に取り付けられた１つ又は複数の着脱可能モジュールをさらに含む。各着脱可能モジュールは、中空ボックス基礎構造体と、前記中空ボックス基礎構造体の第１端部に沿って設けられた少なくとも１つのフランジ部とを含む。

前縁システムは、前記着脱可能モジュールの少なくとも１つのフランジ部を、前記少なくとも１つの構造部材の第１端部に取り付けるように構成された複数の第１取り付け要素をさらに含む。前縁システムは、前記中空ボックス基礎構造体における、前記少なくとも１つのフランジ部の反対側の第２端部を、前記少なくとも１つの構造部材における、前記第１端部の反対側の第２端部に取り付けるように構成された複数の第２取り付け要素をさらに含む。

別の実施形態において、航空宇宙ビークルのための前縁システムが提供される。前記前縁システムは、少なくとも１つの構造部材を含む。前記前縁システムは、前記少なくとも１つの構造部材に着脱可能に取り付けられた複数の着脱可能モジュールをさらに含む。

各着脱可能モジュールは、Ｄ字形ボックス形状を有する中空ボックス基礎構造体であって、前記中空ボックス基礎構造体の内部中央部に取り付けられた流れ防止バリアを有する中空ボックス基礎構造体を含む。前記流れ防止バリアは、前記中空ボックス基礎構造体内に少なくとも２つの分離領域を形成している。

各着脱可能モジュールは、前記中空ボックス基礎構造体の第１端部に沿って設けられた少なくとも１つのフランジ部をさらに含む。各着脱可能モジュールは、前記中空ボックス基礎構造体の外側に連結された複数の断熱性タイルを少なくとも含む熱保護システム（ＴＰＳ）をさらに含む。

前縁システムは、前記着脱可能モジュールの前記少なくとも１つのフランジ部を、前記少なくとも１つの構造部材の第１端部に取り付けるように構成された複数の第１取り付け要素をさらに含む。前縁システムは、前記中空ボックス基礎構造体における、前記少なくとも１つのフランジ部の反対側の第２端部を、前記少なくとも１つの構造部材における、前記第１端部の反対側の第２端部に取り付けるように構成された複数の第２取り付け要素をさらに含む。

別の実施形態において、航空宇宙ビークルのための前縁システムを組み立てる方法が提供される。当該方法は、複数の着脱可能モジュールを組み立てる工程を含む。各着脱可能モジュールは、Ｄ字形ボックス形状を有する中空ボックス基礎構造体を含み、前記Ｄ字形ボックス形状は、複数の面と、複数のフランジ側取り付け開口を有する少なくとも１つのフランジ部を有する第１端部と、複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口を有する第２端部とを含む。

当該方法は、前記航空宇宙ビークル内に配置される少なくとも１つの構造部材を用意する工程をさらに含む。前記少なくとも１つの構造部材は、複数の第１端部側取り付け開口が設けられた第１端部と、複数の延出部取り付け開口が設けられた延出部を有する第２端部とを有する。

当該方法は、複数の第１取り付け要素及び複数の第２取り付け要素を用意する工程をさらに含む。当該方法は、前記複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口の其々と整列した前記複数の延出部取り付け開口の其々に、前記複数の第２取り付け要素の其々を挿入することによって、各中空ボックス基礎構造体の前記第２端部を、前記少なくとも１つの構造
部材の前記第２端部に連結する工程をさらに含む。

当該方法は、前記複数の第１端部側取り付け開口の其々と整列した前記複数のフランジ側取り付け開口の其々に、前記複数の第１取り付け要素の其々を挿入することによって、各中空ボックス基礎構造体の前記第１端部を、前記少なくとも１つの構造部材の前記第１端部に締結する工程をさらに含む。当該方法は、前記複数の着脱可能モジュールの其々が個別に着脱及び交換可能である、前記航空宇宙ビークルのための前記前縁システムを得る工程をさらに含む。

上述の特徴、機能、利点は、種々の実施形態において個別に達成可能であり、また、さらに別の実施形態と組み合わせることも可能であり、その詳細は、以下の説明及び図面を参照することにより明らかであろう。

以下の詳細な説明を添付図面と併せて参照することにより、本開示をより理解することができるであろう。なお、添付図面は、例示的な実施形態を示すものであり、必ずしも正確な縮尺に従ったものではない。本開示に示す各図は、提示する実施形態の異なる側面を示しており、相違点についてのみ詳細に説明する。

本開示の前縁システムの例示的な実施形態を有する、例示的な航空宇宙ビークルの前方斜視図である。 図１の前縁の拡大部分前方斜視図であり、本開示の前縁システムの実施形態を示す図である。 着脱可能モジュールを取り外した状態の、図２Ａの前縁システムの拡大部分前方斜視図である。 取り外された図２Ｂの着脱可能モジュールの例示的な中空ボックス構造体の正面斜視図である。 本開示の前縁システムの例示的な実施形態の側方斜視図であり、翼外板から独立した着脱可能モジュールの取り付けを示す図である。 本開示の前縁システムの例示的な実施形態の拡大断面正面図であり、第１取り付け要素が、着脱可能モジュールを、構造部材の第１端部に締結している状態を示す図である。 本開示の前縁システムの例示的な実施形態の拡大断面側面図であり、第２取り付け要素が、着脱可能モジュールを、構造部材の第２端部に締結している状態を示す図である。 本開示の前縁システムの別の例示的な実施形態を有する、別の例示的な航空宇宙ビークルの前方斜視図である。 図４の前縁の拡大部分前方斜視図であり、熱保護システム（ＴＰＳ）を有する、前縁システムの別の例示的な実施形態を示す図である。 着脱可能モジュールを取り外した状態の、図５Ａの前縁システムの拡大部分前方斜視図である。 取り外された図５Ｂの着脱可能モジュールにおける、例示的な中空ボックス構造体の正面斜視図であり、流動防止バリアを示す図である。 熱保護システム（ＴＰＳ）を有する、前縁システムの別の例示的な実施形態の側方斜視図であり、翼外板から独立した着脱可能モジュールの取り付けを示す図である。 熱保護システム（ＴＰＳ）７７を有する、本開示の前縁システムの例示的な実施形態の拡大断面正面図であり、第１取り付け要素が、着脱可能モジュールを、構造部材の第１端部に締結している状態を示す図である。 熱保護システム（ＴＰＳ）を有する、本開示の前縁システムの例示的な実施形態の拡大断面側面図であり、第２取り付け要素が、着脱可能モジュールを、構造部材の第２端部に締結している状態を示す図である。 熱保護システム（ＴＰＳ）を有しない、本開示の前縁システムの例示的な実施形態の後方斜視図である。 熱保護システム（ＴＰＳ）を有する、本開示の前縁システムの例示的な実施形態の後方斜視図である。 本開示の前縁システムの例示的な実施形態の機能ブロック図である。 本開示の一実施形態による、航空宇宙ビークルのための前縁システムを組み立てる方法を示す例示的なフローチャートである。 例示的な航空機の製造及び保守方法のフローチャートである。 航空機の例示的なブロック図である。

開示の実施形態を、添付図面を参照しつつ、以下により詳しく述べる。添付図面には、いくつかの開示の実施形態が示されているが、これがすべてではない。実際、いくつかの異なる実施形態を提示可能であり、本明細書に記載した実施形態に限定されると解釈されるべきではない。むしろ、これらの実施形態は、本開示が完全なものとなり、本開示の範囲を当業者に十分に伝えることができるように提示されたものである。

図を参照すると、図１は、例えば航空機１２ａの形態である、例示的な航空宇宙ビークル１２の前方斜視図であり、当該航空宇宙ビークルは、例えば前縁システム１０ａの形態である、本開示の例示的な一実施形態による前縁システム１０を有するものである。一実施形態において、航空宇宙ビークル１２（図１参照）は、３５０，０００フィート以下、好ましくは１５０，０００フィート以下の高度で飛行するように構成されており、航空機１２ａ（図１参照）、無人航空機（ＵＡＶ）１２ｃ（図８参照）、回転翼機１２ｄ（図８参照）、ミサイル１２ｅ（図８参照）、又は、３５０，０００フィート以下、好ましくは１５０，０００フィート以下で飛行するように構成された他の適当な航空宇宙ビークル１２（図１参照）を含む。例えば前縁システム１０ａの形態である、例示的な実施形態による前縁システム１０は、熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図５Ａ～６Ｃ、７Ｂ参照）を有しないものであり、図１～３Ｃ及び図７Ａに示されている。

図１に示すように、例えば前縁システム１０ａの形態である前縁システム１０は、胴体１８に連結された翼１６における、前縁１４ａなどの前縁１４に沿って、着脱可能に取り付けられている。例えば前縁システム１０ａ（図１参照）の形態である前縁システム１０（図１参照）は、尾部２０（図１参照）あるいは航空宇宙ビークル１２（図１参照）の他のエーロフォイル面の前縁１４ｂ（図１参照）などの前縁１４（図１参照）に沿って、取り付けることもできる。

別の実施形態において、図４及び図５Ａ～６Ｃ、図７Ｂに示すとともに以下に詳しく説明するように、航空宇宙ビークル１２（図４参照）は、１５０，０００フィート以上の高度で飛行するように構成されており、熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図５Ａ～６Ｃ、７Ｂ参照）を含む。当該熱保護システムは、少なくとも、例えば約５００°Ｆ（華氏）～約２５００°Ｆの温度範囲の高温用途での使用、ならびに、高速、軌道上、及び大気圏再突入用途での使用のための、複数の断熱性タイル８０（図５Ａ～５Ｂ参照）を含んでいる。本実施形態において、航空宇宙ビークル１２（図４参照）は、宇宙船１２ｂ（図４及び８参照）、極超音速ビークル１２ｆ（図８参照）、再突入ビークル１２ｇ（図８参照）、再使用可能打ち上げビークル（RLV：reusable launch vehicle）１２ｈ（図８参照）、又は、１５０，０００フィート以上の高度で飛行するように構成された他の適当な航空宇宙ビークル１２（図４、８参照）を含む。

本明細書において、「航空宇宙ビークル」は、例えば、航空機、無人航空機（ＵＡＶ）、宇宙船、回転翼機、ミサイル、グライダー、極超音速ビークル、再突入ビークル（衛星、ロケット、弾道ミサイルペイロード、第１段低軌道宇宙飛行機、及び有人カプセルを含む）、再使用可能打ち上げビークル（ＲＬＶ）、及び／又は、空域を飛行する任意の他の物体を含むが、これらに限定されない。

本明細書において、「極超音速ビークル」とは、約マッハ５以上の速度で大気中を飛行するビークルを意味する。本明細書において、「再突入ビークル」は、衛星、ロケット、有人及び無人カプセル、弾道ミサイルペイロード、あるいは、宇宙空間から地球の大気圏を通って戻るように構成され、且つ、地球の大気圏を通る際の非常に高い温度及び非常に速い速度に耐えるように構成され、且つ、ビークルの乗員及び／又は機器及び装置を保護するように構成された、宇宙船の他の部分を含むが、これらに限定されない。本明細書において、「再使用可能打ち上げビークル」とは、宇宙空間に２回以上打ち上げられるビークル、又は、宇宙空間にペイロードを２回以上打ち上げることが可能なビークルを意味する。

図２Ａ～３Ｃを参照すると、図２Ａ～３Ｃは、例えば前縁システム１０ａの形態である、前縁システム１０の一実施形態を示しており、当該実施形態は、３５０，０００フィート以下、好ましくは１５０，０００フィート以下の高度で飛行するように構成されるとともに、複数の断熱性タイル８０（図５Ａ～５Ｂ参照）を少なくとも含む熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図５Ａ～６Ｃ、７Ｂ参照）を有しない航空宇宙ビークル１２（図１、８参照）に使用することが意図されたものである。

図２Ａは、例えば前縁１４ａの形態である、図１の前縁１４の拡大部分前方斜視図であり、例えば前縁システム１０ａの形態である、本開示の前縁システム１０の一実施形態を示している。図２Ｂは、図示の着脱可能モジュール４０を取り外した状態の、例えば前縁システム１０ａの形態である、図２Ａの前縁システム１０の拡大部分前方斜視図である。図２Ｃは、取り外された図２Ｂの着脱可能モジュール４０の例示的な中空ボックス構造体４２の前方斜視図である。図３Ａは、例えば前縁システム１０ａの形態である、本開示の前縁システム１０の例示的な実施形態の側方斜視図であり、翼外板６７から独立した着脱可能モジュール４０の取り付けを示している。

図２Ａ～２Ｂ及び図３Ａに示すように、例えば前縁システム１０ａの形態である前縁システム１０は、例えば前桁などの翼桁２４ａの形態である、少なくとも１つの構造部材２４を含む。構造部材２４（図２Ａ～２Ｂ、８参照）は、翼桁２４ａ（図２Ａ～２Ｂ、８参照）、リブ２４ｂ（図８参照）、ストリンガー２４ｃ（図８参照）、ビーム２４ｄ（図８参照）、又は他の適当な構造部材２４（図８参照）のうちの１つを含む。構造部材２４（図２Ａ～２Ｂ、３Ａ、８参照）は、航空宇宙ビークル１２（図１参照）の内装に固定取り付け又は連結されており、着脱可能又は着脱不可のいずれであってもよい。

図２Ａ～２Ｂ及び図３Ａに示すように、例えば翼桁２４ａの形態である構造部材２４は、第１端部２６を含む。第１端部２６（図２Ａ～２Ｂ、３Ａ参照）は、当該第１端部２６（図２Ａ～２Ｂ、３Ａ参照）に形成された複数の第１端部側取り付け開口２８（図２Ｂ、３Ａ参照）を有する。好ましくは、第１端部２６（図２Ｂ、３Ａ参照）は、当該第１端部２６（図２Ｂ参照）の両端に互いに離間して設けられた２つの第１端部側取り付け開口２８（図２Ｂ参照）を有する。ただし、第１端部側取り付け開口２８（図２Ｂ参照）の数は、３個以上であってもよく、これらを、第１端部２６に沿う他の適当な位置に、形成又は配置することができる。

図２Ａ～２Ｂ及び図３Ａにさらに示すように、例えば翼桁２４ａの形態である構造部材
２４は、延出部３２と内側部分３３とを有する第２端部３０を含む。第２端部３０（図２Ｂ、３Ａ参照）は、複数の第２端部側取り付け開口３４（図２Ｂ、図３Ａ参照）を有する。第２端部側取り付け開口３４（図２Ｂ、３Ａ参照）は、延出部３２（図２Ｂ、３Ａ参照）に形成された延出部取り付け開口３４ａ（図２Ｂ、３Ａ参照）と、内側部分３３（図２Ｂ、３Ａ参照）に形成された内側部分取り付け開口３４ｂ（図２Ｂ、３Ａ参照）とを含む。

好ましくは、第２端部３０（図２Ｂ、３Ａ参照）の延出部３２（図２Ｂ、３Ａ参照）は、当該延出部３２（図２Ｂ、３Ａ参照）の両端に互いに離間して設けられた２つの延出部取り付け開口３４ａ（図２Ｂ、３Ａ参照）を有する。ただし、延出部取り付け開口３４ａ（図２Ｂ、３Ａ参照）の数は、３個以上であってもよく、これらを、延出部３２（図２Ｂ、３Ａ参照）に沿う他の適当な位置に、形成又は配置することができる。第２端部３０（図２Ｂ、３Ａ参照）の内側部分３３（図２Ｂ、３Ａ参照）は、好ましくは、互いに近接して配置された２つ以上の内側部分取り付け開口３４ｂ（図２Ｂ、３Ａ参照）を有する。

図２Ａ～２Ｂ及び図３Ａにさらに示すように、例えば翼桁２４ａの形態である構造部材２４は、第１端部２６と第２端部３０との間に設けられた本体部分３６を含む。本体部分３６（図２Ｂ、３Ａ参照）は、外面３８ａ（図２Ｂ、３Ａ参照）及び内面３８ｂ（図２Ｂ、３Ａ参照）を有する。

好ましくは、構造部材２４（図３Ａ参照）の第１端部２６（図３Ａ参照）及び第２端部３０（図３Ａ参照）の其々は、複数の翼外板留め具７６（図３Ａ参照）によって、翼外板６７（図２Ａ、２Ｂ、３Ａ参照）に取り付けられている。翼外板留め具７６（図３Ａ参照）は、翼外板留め具開口７５（図３Ａ参照）に挿入することができる。

図２Ａ～２Ｂ及び図３Ａに示すように、例えば前縁システム１０ａの形態である前縁システム１０は、少なくとも１つの構造部材２４に着脱可能に取り付けられた、例えば着脱可能モジュール４０ａの形態である１つ又は複数の着脱可能モジュール４０をさらに含む。例えば着脱可能モジュール４０ａ（図２Ａ～３Ａ参照）の形態である各着脱可能モジュール４０（図２Ａ～３Ａ参照）は、例えば中空ボックス基礎構造体４２ａの形態である中空ボックス基礎構造体４２（図２Ａ～３Ａ参照）を含む。中空ボックス基礎構造体４２（図２Ａ～３Ａ参照）は、外側４４（図２Ａ～３Ａ参照）及び内部４６（図２Ａ～３Ａ参照）を含む。好ましくは、内部４６は、中空の内部４６ａ（図２Ａ～３Ａ参照）である。

中空ボックス基礎構造体４２（図２Ａ～３Ａ参照）は、Ｄ字形ボックス形状５０（図２Ａ～３Ａ参照）を有する輪郭４８（図２Ａ～３Ａ参照）を有する。図２Ａ～３Ａに示した中空ボックス基礎構造体４２の実施形態では、Ｄ字形ボックス形状５０は、湾曲形状５０ａを含む。図５Ａ～６Ａに示した中空ボックス基礎構造体４２の実施形態では、Ｄ字形ボックス形状５０は、角部を有する形状５０ｂを含む。ただし、中空ボックス基礎構造体４２（図２Ａ～３Ａ、５Ａ～６Ａ参照）は、他の適当なボックス形状を有しうる。

図２Ｂ～３Ａに示すように、着脱可能モジュール４０の中空ボックス基礎構造体４２は、第１端部５２、第２端部５８、及び、複数の面６２を含む。各着脱可能モジュール４０（図２Ｂ～３Ａ参照）は、中空ボックス基礎構造体４２の第１端部５２に沿って設けられた少なくとも１つのフランジ部５４をさらに含む。フランジ部５４（図２Ｂ～３Ａ参照）は、複数のフランジ側取り付け開口５６（図２Ｂ～３Ａ参照）を含む。

好ましくは、フランジ部５４（図２Ｂ～３Ａ参照）は、当該フランジ部５４（図２Ａ～３Ａ参照）の両端に互いに離間して設けられた２つのフランジ側取り付け開口５６（図２Ａ～３Ａ参照）を有する。ただし、フランジ側取り付け開口５６（図２Ａ～３Ａ参照）の
数は、３個以上であってもよく、これらを、フランジ部５４（図２Ｂ～３Ａ参照）に沿う他の適当な位置に、形成又は配置することができる。

図２Ｃ及び３Ａに示すように、中空ボックス基礎構造体４２の第２端部５８は、複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口６０を含む。好ましくは、中空ボックス基礎構造体４２（図２Ｃ、３Ａ参照）の第２端部５８（図２Ｃ、３Ａ参照）は、当該第２端部５８（図２Ｃ、３Ａ参照）の両端に互いに離間して設けられた２つの基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図２Ｃ、３Ａ参照）を有する。ただし、基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図２Ｃ、３Ａ参照）の数は、３個以上であってもよく、これらを、第２端部５８（図２Ｃ、３Ａ参照）に沿う他の適当な位置に、形成又は配置することができる。

図２Ａ～３Ａに示すように、例えば中空ボックス基礎構造体４２ａの形態である中空ボックス基礎構造体４２は、複数の面６２を含んでおり、また、１つ又は複数の開放面部６４を含んでいてもよい。図２Ｃに示すように、一実施形態において、中空ボックス基礎構造体４２は、１個の開放面部６４及び５個の閉鎖面６２を有する。別の実施形態において、中空ボックス基礎構造体４２は、２個の開放面部６４及び４個の閉鎖面６２を有していてもよい。さらに別の実施形態において、中空ボックス基礎構造体４２は、６個の閉鎖面６２を有し、開放面部６４を有しない構造であってもよい。中空ボックス基礎構造体４２（図２Ａ、２Ｂ、３Ａ参照）の後面６２ａ（図２Ａ、２Ｂ、３Ａ参照）は、好ましくは、構造部材２４（図３Ａ参照）の本体部分３６（図３Ａ参照）の外面３８ａ（図３Ａ参照）に隣接している。

中空ボックス基礎構造体４２（図２Ａ、２Ｂ、３Ａ参照）は、任意の構成として、当該中空ボックス基礎構造体４２（図２Ａ、２Ｂ、３Ａ参照）の内部４６（図２Ａ、２Ｂ、３Ａ参照）に配置された１つ又は複数の基礎構造体補強材６６をさらに含む。基礎構造体補強材６６（図２Ａ、２Ｂ参照）を設けることによって、中空ボックス基礎構造体４２（図２Ａ、２Ｂ、３Ａ）の構造保全をより確実にすることができる。

次に、図３Ｂを参照すると、例えば前縁システム１０ａの形態である前縁システム１０は、例えば着脱可能モジュール４０ａの形態である着脱可能モジュール４０の少なくとも１つのフランジ部５４を、少なくとも１つの構造部材２４の第１端部２６に取り付けるように構成された、複数の第１取り付け要素７０をさらに含む。図３Ｂは、例えば前縁システム１０ａの形態である本開示の前縁システム１０の例示的な実施形態の拡大断面正面図であり、複数の第１取り付け要素７０が、着脱可能モジュール４０を、構造部材２４の第１端部２６に締結している状態を示している。

図３Ｂに示すように、複数の第１取り付け要素７０の其々は、ナットプレート７２によって適所に固定された留め具７０ａを含む。各第１取り付け要素７０（図３Ｂ、８参照）は、留め具７０ａ（図３Ｂ、８参照）、ボルト７０ｂ（図８参照）、又は他の適当な取り付け要素７０（図８参照）を含む。第１取り付け要素７０（図３Ｂ参照）は、チタン、ステンレス鋼、又はその他の適度に硬質であり耐久性のある金属材料によって形成することができる。

図３Ｂにさらに示すように、複数の第１取り付け要素７０は、各中空ボックス基礎構造体４２の第１端部５２を、例えば翼桁２４ａの形態である少なくとも１つの構造部材２４の第１端部２６に締結するように構成されている。複数の第１取り付け要素７０（図３Ｂ参照）の其々は、好ましくは、複数のフランジ側取り付け開口５６（図３Ｂ参照）の其々、及び、複数の第１端部側取り付け開口２８（図３Ｂ参照）の其々に挿通される。

各フランジ側取り付け開口５６（図３Ｂ参照）は、好ましくは、各第１端部側取り付け
開口２８（図３Ｂ参照）と整列すなわち一列に並ぶように配置される。そのような設計によれば、例えば前縁システム１０ａ（図３Ｂ参照）の形態である前縁システム１０（図３Ｂ参照）を組み立てる際に、中空ボックス基礎構造体４２（図３Ｂ参照）の複数のフランジ側取り付け開口５６（図３Ｂ参照）の其々を、構造部材２４（図３Ｂ参照）の第１端部２６（図３Ｂ参照）の複数の第１端部側取り付け開口２８（図３Ｂ参照）のうちの対応する其々と整列させることが可能である。

例えば留め具７０ａ（図３Ｂ参照）の形態である複数の第１取り付け要素７０（図３Ｂ参照）の其々は、好ましくは、複数のフランジ側取り付け開口５６（図３Ｂ参照）の其々、及び、複数の第１端部側取り付け開口２８（図３Ｂ参照）の其々に挿通される。また、各フランジ側取り付け開口５６（図３Ｂ参照）は、好ましくは、各第１端部側取り付け開口２８（図３Ｂ参照）と整列するように配置される。そのような設計によれば、例えば前縁システム１０ａ（図３Ｂ参照）の形態である前縁システム１０（図３Ｂ参照）を組み立てる際に、中空ボックス基礎構造体４２（図３Ｂ参照）の複数のフランジ側取り付け開口５６（図３Ｂ参照）の其々を、構造部材２４（図３Ｂ参照）の第１端部２６（図３Ｂ参照）の複数の第１端部側取り付け開口２８（図３Ｂ参照）のうちの対応する其々と整列させることが可能である。

次に図３Ｃを参照すると、例えば前縁システム１０ａの形態である前縁システム１０は、中空ボックス基礎構造体４２における、少なくとも１つのフランジ部５４（図３Ａ参照）の反対側の第２端部５８を、翼桁２４ａなどの少なくとも１つの構造部材２４における、第１端部２６（図３Ａ参照）の反対側の第２端部３０に取り付けるように構成された複数の第２取り付け要素７４（図２Ｂ、３Ａも参照）をさらに含む。図３Ｃは、例えば前縁システム１０ａの形態である本開示の前縁システム１０の例示的な実施形態の拡大断面側面図であり、第２取り付け要素７４が、例えば着脱可能モジュール４０ａの形態である着脱可能モジュール４０を、構造部材２４の第２端部３０に締結している状態を示している。

図３Ｃに示すように、第２取り付け要素７４は、ダガーピン（dagger pin）７４ａ、及び、ダガーピン７４ａを適所に固定するダガーピンナット７４ｂを含む。第２取り付け要素７４（図３Ｃ参照）は、他の適当な取り付け要素７４も含みうる。ダガーピン７４ａ（図３Ｃ参照）及びダガーピンナット７４ｂ（図３Ｃ参照）などの第２取り付け要素７４（図３Ｃ参照）は、チタン、ステンレス鋼、又はその他の適度に硬質であり耐久性のある金属材料によって形成することができる。例えばダガーピン７４ａ（図３Ｃ参照）及びダガーピンナット７４ｂ（図３Ｃ参照）の形態である第２取り付け要素７４（図３Ｃ参照）は、構造部材２４（図３Ｃ参照）の延出部３２（図３Ｃ参照）に、組み込み及び固定することができる。着脱可能モジュール４０（図２Ｂ、３Ａ参照）の其々は、当該着脱可能モジュール４０（図２Ｂ、３Ａ参照）後面の第２端部５８（図２Ｂ、２Ｃ、３Ａ参照）に、少なくとも２つの基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図２Ｃ、３Ａ参照）を有している。これら少なくとも２つの基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図２Ｃ、３Ａ参照）は、構造部材２４（図３Ｃ参照）に固定された少なくとも２つのダガーピン７４ａ（図３Ａ参照）に対し、それぞれ上方から嵌合する。

着脱可能モジュール４０（図２Ｂ、３Ａ、３Ｃ参照）を構造部材２４（図３Ｃ参照）に着脱可能に取り付けるには、既に取り付けられている２つの着脱可能モジュール４０（図２Ａ、２Ｂ参照）の間に、当該着脱可能モジュール４０（図２Ｂ、３Ａ、３Ｃ参照）を挿入する。この際に、上記少なくとも２つの基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図２Ｃ、３Ａ参照）を上記少なくとも２つのダガーピン７４ａ（図３Ａ参照）にそれぞれ摺動係合させて、摺動が完了するまで着脱可能モジュール４０を挿入する。これは、例えば「ダガーピンインターフェース」と称しうる。これに代えて、中空ボックス基礎構造体４２
（図３Ａ参照）に設けられた接続部品（図示せず）に、少なくとも２つのダガーピン７４ａ（図３Ａ参照）を連結又は係合させてもよい。

図３Ｃにさらに示すように、複数の第２取り付け要素７４は、中空ボックス基礎構造体４２の第２端部５８を、例えば翼桁２４ａの形態である少なくとも１つの構造部材２４の第２端部３０に連結するように構成されている。図３Ｃにさらに示すように、各第２取り付け要素７４は、翼外板６７の翼外板クリアランス開口７３に挿通され、例えば延出部取り付け開口３４ａの形態である第２端部側取り付け開口３４に挿通され、基礎構造体第２端部側取り付け開口６０に挿通される。

各翼外板クリアランス開口７３（図３Ｃ参照）は、好ましくは、各延出部取り付け開口３４ａ（図３Ｃ参照）と整列するように配置され、好ましくはこれらの両方が、各基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図３Ｃ参照）と整列するように配置される。そのような設計によれば、例えば前縁システム１０ａ（図３Ｃ参照）の形態である前縁システム１０（図３Ｃ参照）を組み立てる際に、複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図３Ｃ参照）の其々を、構造部材２４（図３Ｃ参照）の第２端部３０（図３Ｃ参照）における対応する延出部取り付け開口３４ａ（図３Ｃ参照）に対し、及び、翼外板６７における対応する翼外板クリアランス開口７３（図３Ｃ参照）に対し整列させることができる。

従って、着脱可能モジュール４０（図３Ａ、３Ｂ参照）の第１端部５２（図３Ａ、３Ｂ参照）に設けられたフランジ側取り付け開口５６（図３Ａ、３Ｂ参照）は、留め具７０ａ（図３Ｂ参照）などの第１取り付け要素７０（図３Ｂ参照）によって、第１端部側取り付け開口２８（図 ３Ａ、３Ｂ参照）と係合及び整列させられ、留め具７０ａ（図３Ｂ参照）などの第１取り付け要素７０（図３Ｂ参照）は、ナットプレート７２（図３Ｂ参照）に締め付けられる。好ましくは固定された２つのダガーピン７４ａ（図３Ａ、３Ｃ参照）とダガーピンナット７４ｂ（図３Ａ、３Ｃ参照）とが、構造部材２４（図３Ａ、３Ｃ参照）の延出部３２（図３Ａ、３Ｃ参照）に設けられた２つの基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図３Ａ、３Ｃ参照）に係合すること、及び、留め具７０ａ（図３Ｂ参照）などの第１取り付け要素７０（図３Ｂ参照）が、着脱可能モジュール４０（図３Ａ～３Ｃ参照）の第１端部５２（図３Ｂ参照）でナットプレート７２（図３Ｂ参照）に締め付けられることによって、着脱可能モジュール４０（図３Ａ～３Ｃ参照）が適所に保持される。

図３Ｃには、例えば翼桁２４ａの形態である構造部材２４の下端に隣接する翼外板６７も示されている。中空ボックス基礎構造体４２（図３Ｃ参照）における後面６２ａ（図３Ｃ参照）などの面６２（図３Ｃ参照）は、好ましくは、例えば翼桁２４ａの形態である構造部材２４に隣接している。

別の実施形態において、図４～６Ｃに示すように、宇宙船１２ｂ（図４参照）などの航空宇宙ビークル１２（図４参照）のための、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０は、熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図５Ｂ、６Ａ～６Ｃ、７Ｂ、８参照）をさらに含み、当該熱保護システムは、少なくとも、中空ボックス基礎構造体４２（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ、７Ｂ、８参照）の外側４４（図６Ａ参照）に連結された、セラミックタイル８０ａ（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ、７Ｂ、８参照）などの複数の断熱性タイル８０を含む。

図４を参照すると、図４は、例えば宇宙船１２ｂの形態である、別の例示的な航空宇宙ビークル１２の前方斜視図であり、当該航空宇宙ビークルは、例えば前縁システム１０ｂの形態である、本開示の前縁システム１０の別の例示的な実施形態を有するものである。図４に示すように、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０は、胴体１８に連結された翼１６の前縁１４ａなどの前縁１４に沿って、着脱可能に取り付けられて
いる。例えば前縁システム１０ｂ（図４参照）の形態である前縁システム１０（図４参照）は、尾部２０（図４参照）あるいは航空宇宙ビークル１２（図４参照）の他のエーロフォイル面の前縁１４ｂ（図４参照）などの前縁１４（図４参照）に沿って、取り付けることもできる。

上述したように、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０を有する航空宇宙ビークル１２（図４参照）は、１５０，０００フィート以上、例えば３５０，０００フィート以上の高度で飛行するように構成されており、例えば約５００°Ｆ（華氏）～約２５００°Ｆの温度範囲の高温用途での使用、ならびに、高速（例えばマッハ５以上）、軌道上、及び大気圏再突入用途での使用のための、複数の断熱性タイル８０（図５Ａ～５Ｂ参照）を含んでいる。本実施形態において、航空宇宙ビークル１２（図４参照）は、宇宙船１２ｂ（図４、８参照）、極超音速ビークル１２ｆ（図８参照）、再突入ビークル１２ｇ（図８参照）、再使用可能打ち上げロケット（ＲＬＶ）１２ｈ（図８参照）、又は、１５０，０００フィート以上の高度で飛行するように構成され、且つ、高速及び高温の用途のために構成された他の適当な航空宇宙ビークル１２（図４及び８参照）を含む。

図５Ａは、図４の前縁１４の拡大部分前方斜視図であり、断熱性タイル８０を有する熱保護システム（ＴＰＳ）７７を有する、例えば前縁システム１０ｂの形態である、前縁システム１０の別の例示的な実施形態を示している。図５Ｂは、図示の着脱可能モジュール４０を取り外した状態の、例えば前縁システム１０ｂの形態である、図５Ａの前縁システム１０の拡大部分前方斜視図である。図５Ｃは、取り外された図５Ｂの着脱可能モジュール４０における、例えば中空ボックス基礎構造体４２ｂの形態である例示的な中空ボックス構造体４２の前方斜視図であり、流れ防止バリア９２を示している。図６Ａは、例えば前縁システム１０ａの形態である、断熱性タイル８０を有する前縁システム１０の別の例示的な実施形態の側方斜視図であり、翼外板６７から独立した着脱可能モジュール４０の取り付けを示している。

図５Ａ～５Ｂ及び図６Ａに示し、かつ上述したように、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０は、前桁などの翼桁２４ａの形態である、少なくとも１つの構造部材２４を含みうる。上述したように、構造部材２４（図５Ａ～５Ｂ、８参照）は、翼桁２４ａ（図５Ａ～５Ｂ、８参照）、リブ２４ｂ（図８参照）、ストリンガー２４ｃ（図８参照）、ビーム２４ｄ（図８参照）、又は他の適当な構造部材２４（図８参照）のうちの１つを含む。また、上述したように、そして、図５Ａ～５Ｂ及び図６Ａに示すように、例えば翼桁２４ａの形態である構造部材２４は、複数の第１端部側取り付け開口２８を有する第１端部２６と、延出部３２及び内側部分３３を有する第２端部３０と、外面３８ａ及び内面３８ｂを有する本体部分３６とを有する。第２端部３０（図５Ｂ、６Ａ参照）は、複数の第２端部側取り付け開口３４（図５Ｂ、６Ａ参照）を有し、第２端部側取り付け開口３４（図５Ｂ、６Ａ参照）は、延出部取り付け開口３４ａ（図５Ｂ、６Ａ参照）と、内側部分取り付け開口３４ｂ（図５Ｂ、６Ａ参照）とを含む。

図５Ａ～５Ｂ及び図６Ａに示すように、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０は、少なくとも１つの構造部材２４に着脱可能に取り付けられた、例えば着脱可能モジュール４０ｂの形態である１つ又は複数の着脱可能モジュール４０をさらに含む。例えば着脱可能モジュール４０ｂ（図５Ａ～６Ａ参照）の形態である各着脱可能モジュール４０（図５Ａ～５Ｂ参照）は、例えば中空ボックス基礎構造体４２ｂの形態である中空ボックス基礎構造体４２（図５Ａ～６Ａ参照）を含む。中空ボックス基礎構造体４２（図５Ａ～６Ａ参照）は、外側４４（図５Ａ～６Ａ参照）及び内部４６（図５Ａ～６Ａ参照）を含む。好ましくは、内部４６は、中空の内部４６ａ（図５Ａ～６Ａ参照）である。

中空ボックス基礎構造体４２（図５Ａ～６Ａ参照）は、Ｄ字形ボックス形状５０（図５
Ａ～６Ａ参照）を有する輪郭４８（図５Ａ～６Ａ参照）を有する。図５Ａ～６Ａに示した中空ボックス基礎構造体４２の実施形態では、Ｄ字形ボックス形状５０は、角部を有する形状５０ｂを含む。

図５Ｃに示すように、着脱可能モジュール４０における、例えば中空ボックス基礎構造体４２ｂの形態である中空ボックス基礎構造体４２は、当該中空ボックス基礎構造体４２の内部４６の内部中央部４６ｂに取り付けられた流れ防止バリア９２をさらに含む。流れ防止バリア９２（図５Ｃ参照）は、気体、空気、又はプラズマなどの高温の流体が、着脱可能モジュール４０（図５Ｃ参照）を流れるのを防止又は阻止するように設計された閉鎖型スパン方向ウェブ(closed span wise web)である。図５Ｃにさらに示すように、流れ防止バリア９２は、好ましくは、バリア壁９２ａの形態であり、中空ボックス基礎構造体４２内に、実質的に同じ大きさの２つの分離領域９４を形成している。図５Ｃ示すように、各分離領域９４は、中空ボックス基礎構造体４２の第２端部５８に、基礎構造体第２端部側取り付け開口６０を有している。あるいは、流れ防止バリア９２（図５Ｃ参照）を、内部中央部４６ｂ（図５Ｃ参照）ではなく、中空ボックス基礎構造体４２（図５Ｃ参照）の開放面部６４（図５Ｃ参照）又は端部に取り付けてもよい。

図５Ｂ～６Ａに示すように、着脱可能モジュール４０の中空ボックス基礎構造体４２は、第１端部５２と、第２端部５８と、好ましくは少なくとも１つの開放面部６４を有する複数の面６２と、中空ボックス基礎構造体４２の第１端部５２に沿って設けられるとともに複数のフランジ側取り付け開口５６を有する少なくとも１つのフランジ部５４とを含む。そのような設計によれば、例えば前縁システム１０ｂ（図６Ｂ参照）の形態である前縁システム１０（図６Ｂ参照）を組み立てる際に、中空ボックス基礎構造体４２（図６Ｂ参照）の複数のフランジ側取り付け開口５６（図６Ｂ参照）の其々を、構造部材２４（図６Ｂ参照）の第１端部２６（図６Ｂ参照）における、対応する第１端部側取り付け開口２８（図６Ｂ参照）と整列させることができる。

図５Ｃ及び６Ａに示すように、中空ボックス基礎構造体４２の第２端部５８は、複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口６０を含む。そのような設計によれば、例えば前縁システム１０ｂ（図６Ｃ参照）の形態である前縁システム１０（図６Ｃ参照）を組み立てる際に、複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図６Ｃ参照）の其々を、構造部材２４（図６Ｃ参照）の第２端部３０（図６Ｃ参照）における、対応する延出部取り付け開口３４ａ（図６Ｃ参照）と整列させることができる。任意の構成として、中空ボックス基礎構造体４２（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ参照）は、内部４６（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ参照）に配置された１つ又は複数の基礎構造体補強材６６をさらに含む。

図５Ａ、５Ｂ、６Ａに示すように、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０は、中空ボックス基礎構造体４２及び着脱可能モジュール４０を断熱及び保護するように、着脱可能モジュール４０の中空ボックス基礎構造体４２の外側４４に連結された、複数の断熱性タイル８０をさらに含む。複数の断熱性タイル８０は、好ましくは、セラミックタイル８０ａ、シリカセラミック、又は、高熱及び高速に耐えうる他の適当な材料の形態である。図５Ａ及び６Ａに示すように、各断熱性タイル８０は、外面８４ａ、内面８４ｂ、及び、これらの間の本体部８６を有する。

図５Ａ及び６Ａに示すように、断熱性タイル８０は、好ましくは、中空ボックス基礎構造体４２の外側４４に、互いに隣接する配置８２で取り付けられている。各断熱性タイル８０（図５Ａ、６Ａ参照）は、好ましくは、少なくとも１つの他の断熱性タイル８０（図５Ａ、６Ａ参照）と隣接する配置８２とされており、これにより、極超音速の気体、加熱空気、又はプラズマが、隣り合う断熱性タイル８０（図５Ａ、６Ａ参照）の間を流れることが、実質的に阻止される。

第１取り付け要素７０（図６Ｂ参照）上に連結された断熱性タイル８０（図６Ｂ参照）は、好ましくは、其々がタイル開口８８（図６Ｂ参照）を有しており、当該開口は、インサート要素９０（図５Ａ～５Ｃ、６Ｂ参照）で塞がれている。熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図５Ａ、５Ｂ、６Ｂ参照）の一部として、インサート要素９０（図５Ａ、５Ｂ、６Ｂ参照）は、例えば留め具７０ａ（図６Ｂ参照）の形態である複数の第１取り付け要素７０（図６Ｂ参照）の其々を、被覆及び保護するように構成されている。インサート要素９０（図５Ａ～５Ｃ、６Ｂ参照）は、例えばスクリューインセラミック（screw-in ceramic）又はセメントイン（cement in）／ドリルアウト（drill out)であり、セラミック、溶
融シリカ、シリカセラミック、セメント、又は、高温及び高速用途用に設計された他の適当な材料によって形成することができる。

複数の断熱性タイル８０（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ、６Ｂ参照）及びインサート要素９０（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ、６Ｂ参照）に加えて、熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ、６Ｂ、７Ｂ、８参照）は、翼外板６７（上側及び下側）のうちの１つもしくは複数、又は航空宇宙ビークル１２（図４参照）の他の構造部品に、隣接配置及び／又は取り付けがなされた断熱材６８（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ、６Ｂ、７Ｂ、８参照）をさらに含みうる又は備えうる。断熱材６８（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ、６Ｂ、７Ｂ、８参照）は、好ましくは、例えば織物面シート（fabric face sheets）の間に挟まれたセラミック繊維母材複合材料によって構成されたキルトブランケットの形態などの、可撓性再利用可能断熱材（ＣＲＩ）を含む。ただし、断熱材６８（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ、６Ｂ、７Ｂ、８参照）は、フェルト製再利用可能表面断熱材（ＦＲＳＩ）、高度可撓性再利用可能表面断熱材（ＡＦＲＳＩ）、又は他の適当な断熱材も含みうる。

熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ、６Ｂ、７Ｂ、８参照）は、隣り合う中空ボックス基礎構造体４２（図５Ｂ、６Ｂ参照）の間に連結された第１熱バリア要素７８（図５Ｂ、５Ｃ、６Ａ、６Ｂ、７Ｂ、８参照）、及び、構造部材２４（図６Ｃ、７参照）に連結された第２熱バリア要素７９（図５Ｂ、６Ａ、６Ｃ、７Ｂ、８参照）を、さらに含みうる又は備えうる。第１熱バリア要素７８（図５Ｂ、６Ａ、６Ｂ、７、８参照）及び第２熱バリア要素７９（図６Ｃ、７参照）は、其々、セラミック、溶融シリカ、シリカセラミック、アルミナ、又は他の適当な材料のうちの１つ又は複数を含む材料によって形成することができる。

熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図５Ａ、５Ｂ、６Ａ、６Ｂ、７Ｂ、８参照）は、中空ボックス基礎構造体４２（図６Ａ、７Ｂ参照）の外側４４（図６Ａ参照）と、複数の断熱性タイル８０（図６Ａ、６Ｂ参照）の内面８４ｂ（図６Ａ、６Ｂ参照）との間に連結された１つ又は複数のひずみ遮断パッド９６（図６Ａ～６Ｃ、７Ｂ、８参照）を含みうる又は備えうる。各ひずみ遮断パッド９６（図６Ａ、６Ｂ参照）は、ひずみ遮断パッド開口９８（図６Ａ、６Ｂ参照）を有しており、当該開口は、第１取り付け要素７０（図６Ｂ参照）の頂部を囲むように開口するとともに、タイル開口８８ａ（図６Ｂ参照）内に挿入されるインサート要素９０（図６Ｂ参照）の直径と実質的に同じサイズ及び形状となるように構成されている。上記インサート要素の一部は、当該ひずみ遮断パッド開口９８（図６Ｂ参照）内に挿入されてもよい。

１つ又は複数のひずみ遮断パッド９６（図６Ａ～６Ｃ、７Ｂ、８参照）は、好ましくは可撓性を有する、被覆ニードルフェルトメタアラミド材料(flexible coated needled-felt metamathematics-aramid material)又は他の適当な材料によって形成される。好ましくは、１つ又は複数のひずみ遮断パッド９６（図６Ａ～６Ｃ、７Ｂ、８参照）は、高温、高速、及び高ストレス用途用に設計されたシリコーン又は他の適当な接着剤を用いて、複数の断熱性タイル８０（図６Ａ、６Ｂ参照）に接着された後に、中空ボックス基礎構造体４
２（図６Ａ、６Ｂ参照）に接着される。好ましくは、１つ又は複数のひずみ遮断パッド９６（図６Ａ～６Ｃ、７Ｂ、８参照）は、優れた熱特性を有するとともに、横方向変位に対する亀裂又は損傷を防止する材料によって構成される。

熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図８参照）は、第１熱バリア要素７８（図５Ｂ、６Ａ、６Ｂ、７Ｂ、図８参照）及び第２熱バリア要素７９（図５Ｂ、６Ａ、６Ｃ、７Ｂ、８参照）のうちのいずれか又は両方に連結された圧力シール９９（図８参照）を、さらに含みうる又は備えうる。圧力シール９９（図８参照）は、極超音速の気体流、加熱空気、及び／又はプラズマが、着脱可能モジュール４０ｂ（図５Ｂ、６Ａ、８参照）などの着脱可能モジュール４０（図５Ｂ、６Ａ、８参照）内を通過するのを封止又は阻止するように設計されている。圧力シール９９（図８参照）は、シリコーン、ゴム、シリコーンゴム、その他のエラストマー、又は他の適当な材料のうちの１つ又は複数の材料によって構成することができるが、これに限定されない。

図４～６Ｃに示した実施形態では、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０は、少なくとも１つの断熱性タイル８０（図６Ａ、８参照）を含む熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図８参照）を備えている。このような構成によれば、航空宇宙ビークル１２（図４参照）の前縁１４（図４参照）に対して個別に着脱可能なモジュール４０（図６Ａ、８参照）を用いることにより、修理又は整備を行いつつも、航空宇宙ビークル１２の駐機時間を最小限に抑えうる熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図８参照）を実現することができる。

次に、図６Ｂを参照すると、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０は、例えば着脱可能モジュール４０ｂの形態である着脱可能モジュール４０の少なくとも１つのフランジ部５４を、少なくとも１つの構造部材２４の第１端部２６に取り付けるように構成された、複数の第１取り付け要素７０をさらに含む。図６Ｂは、例えば前縁システム１０ｂの形態である、本開示の前縁システム１０の例示的な実施形態の拡大断面正面図であり、複数の第１取り付け要素７０が、着脱可能モジュール４０を、構造部材２４の第１端部２６に締結している状態を示している。

図６Ｂに示すように、複数の第１取り付け要素７０の其々は、ナットプレート７２によって適所に固定された留め具７０ａを含む。各第１取り付け要素７０（図６Ｂ、８参照）は、留め具７０ａ（図６Ｂ、８参照）、ボルト７０ｂ（図８参照）、又は他の適当な取り付け要素７０（図８参照）を含む。図６Ｂにさらに示すように、複数の第１取り付け要素７０は、各中空ボックス基礎構造体４２の第１端部５２を、例えば翼桁２４ａの形態である少なくとも１つの構造部材２４の第１端部２６に締結する。複数の第１取り付け要素７０（図６Ｂ参照）の其々は、複数のフランジ側取り付け開口５６（図６Ｂ参照）の其々、及び、複数の第１端部側取り付け開口２８（図６Ｂ参照）の其々に、挿通されている。各フランジ側取り付け開口５６（図６Ｂ参照）は、好ましくは、各第１端部側取り付け開口２８（図６Ｂ参照）と整列している。

図６Ｂは、中空ボックス基礎構造体４２のフランジ部５４に取り付けられた、セラミックタイル８０ａなどの断熱性タイル８０をさらに示している。図６Ｂに示すように、断熱性タイル８０は、外面８４ａ、内面８４ｂ、及び、これらの間の本体部８６を有する、モジュール取り付けタイル８１ａである。図６Ｂにさらに示すように、断熱性タイル８０は、インサート要素９０で塞がれたタイル開口８８を有しており、当該インサート要素は、例えば留め具７０ａの形態である第１取り付け要素７０の頂部を被覆している。図６Ｂにさらに示すように、１つ又は複数のひずみ遮断パッド９６は、例えば、中空ボックス基礎構造体４２のフランジ部５４の上面と、断熱性タイル８０の内面８４ｂとの間に、連結される又は取り付けられる。ひずみ遮断パッド９６（図６Ｂ参照）は、第１取り付け要素７
０（図６Ｂ参照）の頂部を囲んで開口するひずみ遮断パッド開口９８（図６Ｂ参照）を有しており、当該ひずみ遮断パッド開口は、インサート要素９０（図６Ｂ参照）と実質的に同じサイズ及び形状となるように構成されている。このため、上記インサート要素は、タイル開口８８ａ（図６Ｂ参照）内に挿入可能であり、かつその一部は、ひずみ遮断パッド開口９８（図６Ｂ参照）内に挿入可能である。

図６Ｂにさらに示すように、翼外板６７及び断熱材６８は、断熱性タイル８０に隣接している。図６Ｂにさらに示すように、第１熱バリア要素７８は、例えば着脱可能モジュール４０ｂの形態である、隣り合う着脱可能モジュール４０の間に連結されている。

次に図６Ｃを参照すると、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０は、中空ボックス基礎構造体４２における、少なくとも１つのフランジ部５４（図６Ａ参照）の反対側の第２端部５８を、少なくとも１つの構造部材２４における、第１端部２６（図６Ａ参照）の反対側の第２端部３０に取り付けるように構成された複数の第２取り付け要素７４（図５Ｂ、６Ａも参照）をさらに含む。図６Ｃは、例えば前縁システム１０ｂの形態である、本開示の前縁システム１０の例示的な実施形態の拡大断面側面図であり、第２取り付け要素７４が、例えば着脱可能モジュール４０ｂの形態である着脱可能モジュール４０を、構造部材２４の第２端部３０に締結している状態を示している。

図６Ｃに示すように、第２取り付け要素７４は、ダガーピン７４ａ及びダガーピンナット７４ｂ、又は他の適当な取り付け要素７４を含む。図６Ｃにさらに示すように、複数の第２取り付け要素７４は、中空ボックス基礎構造体４２の第２端部５８を、例えば翼桁２４ａの形態である少なくとも１つの構造部材２４の第２端部３０に連結するように構成されている。図６Ｃにさらに示すように、各第２取り付け要素７４は、翼外板６７の翼外板クリアランス開口７３に挿通され、例えば延出部取り付け開口３４ａの形態である第２端部側取り付け開口３４に挿通され、基礎構造体第２端部側取り付け開口６０に挿通される。

各翼外板クリアランス開口７３（図６Ｃ参照）は、好ましくは、各延出部取り付け開口３４ａ（図６Ｃ参照）と整列しており、好ましくはこれらの両方が、各基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図６Ｃ参照）と整列している。そのような設計によれば、例えば前縁システム１０ｂ（図６Ｃ参照）の形態である前縁システム１０（図６Ｃ参照）を組み立てる際に、複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図６Ｃ参照）の其々を、構造部材２４（図６Ｃ参照）の第２端部３０（図６Ｃ参照）における対応する延出部取り付け開口３４ａ（図６Ｃ参照）に対し、及び、翼外板６７（図６Ｃ参照）における対応する翼外板クリアランス開口７３（図６Ｃ参照）に対し整列させることができる。

図６Ｃは、着脱可能モジュール４０に取り付けられたモジュール取り付けタイル８１ａ、及び、ひずみ遮断パッド９６を介して翼外板６７に取り付けられた翼取り付けタイル８１ｂの形態である、セラミックタイル８０ａなどの断熱性タイル８０をさらに示している。図６Ｃにさらに示すように、ひずみ遮断パッド９６は、第２取り付け要素７４の底部を囲むように開口するひずみ遮断パッド開口９８を有する。図６Ｃにさらに示すように、中空ボックス基礎構造体４２における後面６２ａなどの面６２は、構造部材２４に隣接している。図６Ｃにさらに示すように、第２熱バリア要素７９は、構造部材２４の延出部３２の下端と、モジュール取り付けタイル８１ａと、翼取り付けタイル８１ｂとの間に、これらに隣接して設けられている。

次に、図７Ａを参照すると、図７Ａは、例えば前縁システム１０ａの形態である、熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図６Ａ、７Ｂ、８参照）を有しない、本開示の前縁システム１０の例示的な実施形態の後方斜視図である。図７Ａは、例えば翼桁２４ａの形態である
構造部材２４の本体部分３６の内面３８ｂを示している。図７Ａに示すように、好ましくは、構造部材２４の第１端部２６、及び、第２端部３０の内側部分３３は、好ましくは翼外板留め具開口７５に挿通されてナットプレート７２によって適所に保持された複数の翼外板留め具７６によって、それぞれ別の翼外板６７（上側及び下側）に取り付けられている。図７Ａには、さらに、例えばモジュール４０ａの形態である、着脱可能モジュール４０（図３Ａ参照）の中空ボックス基礎構造体４２、及び、構造部材２４の第２端部３０の延出部３２が示されている。

次に図７Ｂを参照すると、図７Ｂは、例えば前縁システム１０ｂの形態である、熱保護システム（ＴＰＳ）７７を有する、本開示の前縁システム１０の例示的な実施形態の後方斜視図である。図７Ｂは、例えば翼桁２４ａの形態である構造部材２４の本体部分３６の内面３８ｂを示している。図７Ｂに示すように、好ましくは、構造部材２４の第１端部２６、及び、第２端部３０の内側部分３３は、翼外板留め具開口７５に挿通されてナットプレート７２によって適所に保持された複数の翼外板留め具７６によって、それぞれ別の翼外板６７（上側及び下側）に取り付けられている。

図７Ｂにさらに示すように、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０の熱保護システム（ＴＰＳ）７７は、別々の翼外板６７（上側及び下側）に其々隣接して取り付けられた断熱材６８、中空ボックス基礎構造体４２に隣接して連結された第１熱バリア要素７８、構造部材２４の第２端部３０の延出部３２に隣接して連結された第２熱バリア要素７９、断熱性タイル８０、及び、ひずみ遮断パッド９６を含む。

図７Ｂは、モジュール取り付けタイル８１ａの形態のセラミックタイル８０ａ、及び、翼取り付けタイル８１ｂの形態のセラミックタイル８０ｂなどの、断熱性タイル８０の切り取り部分を示しており、さらに、翼外板６７（下側）、断熱材６８に隣接する位置、及び、中空ボックス基礎構造体４２に隣接する位置に取り付けられたひずみ遮断パッド９６も示している。モジュール取り付けタイル８１ａ（図６Ａ、７Ｂ参照）及び翼取り付けタイル８１ｂ（図７Ｂ参照）は、好ましくは、ひずみ遮断パッド９６上に設けられている。

図８は、本開示の前縁システム１０、１０ａ、１０ｂの例示的な実施形態を示す機能ブロック図である。図８に示すように、そして、詳述したように、前縁システム１０、１０ａ、１０ｂは、航空宇宙ビークル１２に用いるためのものであり、航空宇宙ビークルは、例えば、航空機１２ａ、宇宙船１２ｂ、無人航空機（ＵＡＶ）１２ｃ、回転翼機１２ｄ、ミサイル１２ｅ、極超音速ビークル１２ｆ、再突入ビークル１２ｇ、再使用可能打ち上げビークル（ＲＬＶ）１２ｈ、又は、別の好適な航空宇宙ビークル１２のうちの１つ又は複数である。

図８にさらに示すように、前縁システム１０、１０ａ、１０ｂの其々は、少なくとも１つの構造部材２４を含む。構造部材２４（図８参照）は、前桁などの翼桁２４ａ（図８参照）、リブ２４ｂ（図８参照）、ストリンガー２４ｃ（図８参照）、ビーム２４ｄ（図８参照）又は他の適当な構造部材２４（図８参照）のうちの１つを含む。各構造部材２４（図８参照）は、複数の第１端部側取り付け開口２８（図８参照）を有する第１端部２６（図８参照）と、延出部３２（図８参照）及び内側部分３３（図８参照）を有する第２端部３０（図８参照）と、本体部分３６（図８参照）とを有する。第２端部３０（図８参照）は、複数の第２端部側取り付け開口３４（図８参照）を有する。

図８にさらに示すように、前縁システム１０、１０ａ、１０ｂの其々は、構造部材２４に連結された、着脱可能モジュール４０ａ（図３Ａ参照）又は着脱可能モジュール４０ｂ（図５Ａ参照）のような、複数の着脱可能モジュール４０を含む。各着脱可能モジュール４０（図２Ｃ、５Ｃ、８参照）は、例えば中空ボックス基礎構造体４２ａ（図２Ｃ及び８
参照）又は中空ボックス基礎構造体４２ｂ（図５Ｃ、８参照）の形態である中空ボックス基礎構造体４２（図２Ｃ、５Ｃ、８参照）を含み、当該中空ボックス基礎構造体は、Ｄ字形ボックス形状５０（図２Ｃ、５Ｃ、８参照）、複数の面６２（図２Ｃ、５Ｃ、８参照）、及び、任意の構成として１つ又は複数の開放面部６４（図２Ｃ、５Ｃ、８参照）を有するものである。図８にさらに示すように、中空ボックス基礎構造体４２は、複数のフランジ側取り付け開口５６（図２Ｃ、５Ｃも参照）を有するフランジ部５４（図２Ｃ、５Ｃも参照）を有する第１端部５２（図２Ｃ、５Ｃも参照）と、複数の基礎構造体端部側取り付け開口６０（図２Ｃ、５Ｃも参照）を有する第２端部５８（図２Ｃ、５Ｃも参照）とを含む。

図８に示すように、そして、詳述したように、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０の実施形態では、図４～６Ｃ及び７Ｂに示すように、例えば前縁システム１０ｂの形態である前縁システム１０は、熱保護システム（ＴＰＳ）７７をさらに含み、当該熱保護システムは、少なくとも、セラミックタイル８０ａなどの複数の断熱性タイル８０を含むものであり、当該断熱性タイルは、其々がインサート要素９０を受容するように構成されたタイル開口８８を有する、モジュール取り付けタイル８１ａ及び翼取り付けタイル８１ｂの形態である。

図８にさらに示すように、熱保護システム（ＴＰＳ）７７は、第１熱バリア要素７８、第２熱バリア要素７９、１つ又は複数のひずみ遮断パッド９６、流れ防止バリア９２、圧力シール９９、及び、断熱材６８を追加的に含み、当該断熱材は、例えば、可撓性再利用可能断熱材（ＣＲＩ）、フェルト製再利用可能表面断熱材（ＦＲＳＩ）、高度可撓性再利用可能表面断熱材（ＡＦＲＳＩ）、又は他の適当な断熱材である。

図８にさらに示すように、各前縁システム１０、１０ａ、１０ｂは、複数の第１取り付け要素７０を含み、当該第１取り付け要素は、例えば、其々がナットプレート７２によって適所に固定された、留め具７０ａ、ボルト７０ｂ、又は他の適当な留め具要素の形態である。図８にさらに示すように、各前縁システム１０、１０ａ、１０ｂは、例えばダガーピン７４ａ及びダガーピンナット７４ｂの形態である、複数の第２取り付け要素７４を含む。

次に図９を参照すると、別の実施形態において、航空宇宙ビークル１２（図１及び図４）のための前縁システム１０（図１～６Ｃ参照）を組み立てる方法１００が提供される。図９は、本開示の実施形態による、航空宇宙ビークル１２（図１及び図４）のための前縁システム１０（図１～６Ｃ参照）を組み立てる方法１００を示す例示的なフローチャートである。

一実施形態において、例えば航空機１２ａ（図１参照）、無人航空機（ＵＡＶ）１２ｃ（図８参照）、回転翼機１２ｄ（図８参照）、ミサイル１２ｅ（図８参照）、又は、他の適当な航空宇宙ビークル１２（図１参照）の形態の航空宇宙ビークル１２（図１参照）は、３５０，０００フィート以下、好ましくは１５０，０００フィート以下の高度で飛行するように構成されており、熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図６Ａ～６Ｃ、７Ｂ、８参照）を含まない。

別の実施形態において、例えば、宇宙船１２ｂ（図４、８参照）、極超音速ビークル１２ｆ（図８参照）、再突入ビークル１２ｇ（図８参照）、再使用可能打ち上げビークル（ＲＬＶ）１２ｈ（図８参照）、又は、他の適当な航空宇宙ビークル１２（図４、８参照）の形態である航空宇宙ビークル１２（図４、８参照）は、１５０，０００フィート以上の高度で飛行するように構成されるとともに、高速（例えばマッハ５以上）で飛行するように構成されている。

図９に示すように、方法１００は、複数の着脱可能モジュール４０（図１～６Ｃ参照）を組み立てる工程１０２を含む。各着脱可能モジュール４０（図２Ｃ、５Ｃ参照）は、複数の面６２（図２Ｃ、５Ｃ参照）と、複数のフランジ側取り付け開口５６（図２Ｃ、５Ｃ参照）を有する少なくとも１つのフランジ部５４（図２Ｃ、５Ｃ参照）を有する第１端部５２（図２Ｃ、５Ｃ参照）と、複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図２Ｃ、５Ｃ参照）を有する第２端部５８とを有する、Ｄ字形ボックス形状５０（図２Ｃ、５Ｃ参照）を有する中空ボックス基礎構造体４２（図２Ｃ、５Ｃ参照）を含む。

別の実施形態において、複数の着脱可能モジュール４０（図５Ａ～６Ａ参照）を組み立てる工程１０２は、中空ボックス基礎構造体４２（図６Ａ参照）の外側４４（図６Ａ参照）に、複数の断熱性タイル８０（図５Ａ、６Ａ参照）を連結することをさらに含む。複数の断熱性タイル８０（図６Ｂ参照）は、１つ又は複数のタイル開口８８（図６Ｂ参照）を含んでいる。１つ又は複数のタイル開口８８（図６Ｂ参照）は、好ましくは、留め具７０ａ（図６Ｂ参照）などの複数の第１取り付け要素７０（図６Ｂ参照）の其々を被覆及び保護するように構成されたインサート要素９０（図６Ｂ参照）で、塞がれている。

複数の着脱可能モジュール４０（図５Ａ～６Ａ参照）を組み立てる工程１０２は、中空ボックス基礎構造体４２（図５Ｃ参照）の内部中央部４６ｂ（図５Ｃ参照）に、流れ防止バリア９２（図５Ｃ参照）を取り付けること、及び、中空ボックス基礎構造体４２（図５Ｃ参照）内に少なくとも２つの分離領域９４（図５Ｃ参照）を形成することを含む。流れ防止バリア９２（図５Ｃ参照）は、好ましくは、極超音速の気体、空気、プラズマ、又は他の流体又は気体の流れを阻止するように構成されたバリア壁９２ａ（図５Ｃ参照）を含む。あるいは、流れ防止バリア９２（図５Ｃ参照）は、中空ボックス基礎構造体４２（図５Ｃ参照）の開放面部６４（図５Ｃ参照）又はその近傍に取り付けてもよい。

複数の着脱可能モジュール４０（図５Ａ～６Ａ参照）を組み立てる工程１０２は、熱保護システム（ＴＰＳ）７７（図５Ａ～６Ｃ参照）を含む複数の着脱可能モジュール４０（図５Ａ～６Ａ参照）を組み立てることをさらに含む。ＴＰＳ７７（図５Ａ～６Ｃ参照）は、航空宇宙ビークル１２（図４参照）の１つ又は複数の翼外板６７（図６Ａ～６Ｂ参照）に隣接する断熱材６８（図６Ａ～６Ｂ参照）、隣り合う中空ボックス基礎構造体４２（図５Ｂ参照）の間に連結された第１熱バリア要素７８（図５Ｂ参照）、構造部材２４（図６Ａ、６Ｃ参照）に連結された第２熱バリア要素７９（図６Ａ、６Ｃ参照）、及び、中空ボックス基礎構造体４２（図６Ａ、６Ｂ参照）の外側４４（図６Ａ参照）と複数の断熱性タイル８０（図６Ａ、６Ｂ参照）との間に連結された１つ又は複数のひずみ遮断パッド９６（図６Ａ、６Ｂ参照）をさらに含む。任意の構成として、隣り合う中空ボックス基礎構造体４２（図５Ｂ参照）の間に設けられた第１熱バリア要素７８（図５Ｂ、８参照）及び第２熱バリア要素７９（図６Ｃ、８参照）のうちの一方又は両方に隣接させて、圧力シール９９（図８参照）が連結されている。圧力シール９９（図８参照）は、シリコーン、ゴム、シリコーンゴム、その他のエラストマー、又は他の適当な材料のうちの１つ又は複数の材料によって構成することができるが、これに限定されない。第１熱バリア要素７８（図５参照）及び第２熱バリア要素７９（図５Ｂ参照）は、セラミック、溶融シリカ、シリカセラミック、アルミナ、又は他の適当な材料を含む１つ又は複数の材料によって構成することができるが、これに限定されない。

図９にさらに示すように、方法１００は、航空宇宙ビークル１２（図１、４参照）内に配置される少なくとも１つの構造部材２４（図３Ａ、６Ａ参照）を用意する工程１０４を含む。図３Ａ、６Ａに示すように、少なくとも１つの構造部材２４は、複数の第１端部側取り付け開口２８が設けられた第１端部２６と、複数の延出部取り付け開口３４ａが設けられた延出部３２を有する第２端部３０とを有する。

図９にさらに示すように、方法１００は、複数の第１取り付け要素７０（図３Ｂ、６Ｂ参照）及び複数の第２取り付け要素７４（図３Ｃ、６Ｃ参照）を用意する工程１０６を含む。複数の第１取り付け要素７０（図３Ｂ、６Ｂ参照）を用意する工程１０６は、好ましくは、各第１取り付け要素７０（図３Ｂ、６Ｂ、８参照）が、１つ又は複数のナットプレート７２（図３Ｂ、６Ｂ、８参照）と共に用いられる留め具７０ａ（図３Ｂ、６Ｂ、８参照）、ボルト７０ｂ（図８参照）、又は他の適当な取り付け要素７０を含む、複数の第１取り付け要素７０（図３Ｂ、６Ｂ参照）を用意することを含む。複数の第２取り付け要素７４（図３Ｃ、６Ｃ参照）を用意する工程１０６は、其々が、ダガーピン７４ａ（図３Ｃ、６Ｃ参照）、ダガーピンナット７４ｂ（図３Ｃ、６Ｃ参照）、又は他の適当な取り付け要素７４を含む、複数の第２取り付け要素７４（図３Ｃ、６Ｃ参照）を用意することを含む。

図９にさらに示すように、方法１００は、複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口６０（図３Ａ、３Ｃ、６Ａ、６Ｃ参照）の其々と整列した複数の延出部取り付け開口３４ａ（図３Ａ、３Ｃ、６Ａ、６Ｃ参照）の其々に、複数の第２取り付け要素７４（図３Ａ、３Ｃ、６Ａ、６Ｃ参照）の其々を挿入することによって、各中空ボックス基礎構造体４２（図３Ｃ、６Ｃ参照）の第２端部５８（図３Ｃ、６Ｃ参照）を、少なくとも１つの構造部材２４（図３Ｃ、６Ｃ参照）の第２端部３０（図３Ｃ、６Ｃ参照）に連結する工程１０８を含む。

図９にさらに示すように、方法１００は、複数の第１端部側取り付け開口２８（図３Ｂ、６Ｂ参照）の其々と整列した複数のフランジ側取り付け開口５６（図３Ｂ、６Ｂ参照）の其々に、複数の第１取り付け要素７０（図３Ｂ、６Ｂ参照）の其々を挿入することによって、各中空ボックス基礎構造体４２（図３Ｂ、６Ｂ参照）の第１端部５２（図３Ｂ、６Ｂ参照）を、少なくとも１つの構造部材２４（図３Ｂ、６Ｂ参照）の第１端部２６（図３Ｂ、６Ｂ参照）に締結する工程１１０を含む。

図９にさらに示すように、方法１００は、複数の着脱可能モジュール４０（図２Ｂ、５Ｂ参照）の其々が個別に着脱及び交換可能である、航空宇宙ビークル１２（図１、４参照）のための前縁システム１０（図１～６Ｃ参照）を得る工程１１２を含む。

図１０は、例示的な航空機の製造及び保守方法２００のフローチャートを示している。図１１は、航空機２１６の例示的なブロック図を示している。図１０～１１を参照すると、本開示の実施形態は、図１０に示すように航空機の製造及び保守方法２００に関連させるとともに、図１１に示すように航空機２１６に関連させて説明することができる。

生産開始前において、例示的な航空機の製造及び保守方法２００は、航空機２１６の仕様決定及び設計２０２と、材料調達２０４とを含む。製造中には、航空機２１６の部品及び小組立品の製造２０６及びシステムインテグレーション２０８が行われる。その後、航空機２１６は、認可及び納品２１０の工程を経て、使用２１２に入る。顧客による使用２１２の間、航空機２１６は、定期的な整備及び保守２１４のスケジュールに組み込まれる（これは、改良、再構成、改修、及び他の適当な保守を含みうる）。

航空機の製造及び保守方法２００の各工程は、システムインテグレーター、第三者、及び／又は、オペレーター（例えば顧客）によって実行又は実施することができる。なお、システムインテグレーターは、航空機メーカー及び主要システム下請業者をいくつ含んでいてもよく、その数は特に限定されない。第三者は、売主、下請業者、供給業者をいくつ含んでいてもよい。オペレーターは、例えば、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス組織、及び他の適当なオペレーターを含む。

図１１に示すように、例示的な航空機の製造及び保守方法２００によって製造された航空機２１６は、複数のシステム２２０及び内装２２２を有する機体２１８を含みうる。複数のシステム２２０の例としては、駆動系２２４、電気系２２６、油圧系２２８、及び、環境系２３０のうちの１つ又は複数が挙げられる。また、その他のシステムをいくつ含んでもよい。また、航空宇宙産業に用いた場合を例として説明したが、本開示の原理は、例えば自動車産業などの他の産業に適用してもよい。

本明細書において具現化される装置及び方法は、航空機の製造及び保守方法２００における、１つ又は複数のどの段階において採用してもよい。例えば、部品及び小組立品の製造２０６において製造される部品及び小組立品を、航空機２１６の使用２１２中に製造される部品及び小組立品と同様に製造してもよい。また、１つ又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせを、部品及び小組立品製造工程２０６及びシステムインテグレーション工程２０８で用いることによって、例えば、実質的に航空機２１６の組み立て速度を速めたりコストを削減したりすることができる。同様に、１つ又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又は、それらの組み合わせを、航空機２１６の使用期間２１２中、例えば、限定するものではないが、整備及び保守２１４に用いてもよい。

前縁システム１０（図１～６Ｃ、７Ａ～７Ｂ参照）、１０ａ（図１～３Ｃ、７Ａ参照）、１０ｂ（図４～６Ｃ、７Ｂ参照）、及び、方法１００（図９参照）によれば、前縁１４（図１、４参照）の着脱可能モジュール４０（図２Ａ、５Ａ参照）における損傷した部分を、容易且つ迅速に交換及び修理することが可能となり、前縁１４（図１、４参照）の着脱可能モジュール４０（図２Ａ、５Ａ参照）の容易且つ迅速な整備が可能となる。航空宇宙ビークル、例えば宇宙船や航空機など、の前縁の損傷部分の修理又は交換、ならびにこのような前縁の整備のための、既知のシステム及び方法に比べて、本開示の前縁システム１０（図１～６Ｃ、７Ａ～７Ｂ参照）、１０ａ（図１～３Ｃ、７Ａ参照）、１０ｂ（図４～６Ｃ、７Ｂ参照）、及び、方法１００（図９参照）によれば、修理及び整備が行いやすくなるととともに、修理又は整備による航空宇宙ビークル１２（図１、４、８参照）のダウンタイムを減らすことができる。また、本開示による前縁システム１０（図１～６Ｃ、７Ａ～７Ｂ参照）、１０ａ（図１～３Ｃ、７Ａ参照）、１０ｂ（図４～６Ｃ、７Ｂ参照）の着脱可能モジュール４０（図２Ａ、５Ａ参照）及び方法１００（図９参照）は、修理又は整備が行われる航空宇宙ビークル１２（図１、４、８参照）の駐機時間に対する影響を最小限に抑えつつ、実現することができる。これによって、航空宇宙ビークル１２（図１、４、８参照）を修理、保守、整備、及び、稼働するための全体的なコストを減らし、ミッション又はフライトのための航空宇宙ビークル１２（図１、４、８参照）の利用可能性を増やすことができる。

加えて、前縁システム１０（図１～６Ｃ、７Ａ～７Ｂ参照）、１０ａ（図１～３Ｃ、７Ａ参照）、１０ｂ（図４～６Ｃ、７Ｂ参照）および方法１００（図９参照）に関して開示された実施形態は、着脱可能モジュール４０（図２Ｂ、５Ｂ参照）とともに、短時間での対応を可能とする設計を採用している。このため、前縁１４（図１、４参照）の部品の組み立て及び解体が容易となり、部品のモジュール化が可能となるので、既知のシステム及び方法では数週間もしくは数か月以上を要するこれらの部品の交換を、数日で行うことができる。前縁システム１０（図１～６Ｃ、７Ａ～７Ｂ参照）、１０ａ（図１～３Ｃ、７Ａ参照）、１０ｂ（図４～６Ｃ、７Ｂ参照）および方法１００（図９参照）に関して開示された実施形態は、低速及び低高度（すなわち、１５０，０００フィート以下の高度）で飛行する航空宇宙ビークル１２（図１参照）の前縁１４（図１参照）に使用することもでき、また、非常に高速（すなわち約マッハ５以上の速度で飛行する極超音速ビークル）及び高高度（すなわち１５０，０００フィート以上の高度、例えば極超音速ビークルの場合の
約２９５，２７６フィート（９０キロメートル））で飛行する航空宇宙ビークル１２（図４）の前縁１４（図４）に使用することもできる。

また、宇宙空間を飛行するように構成された航空宇宙ビークル１２（図４、８参照）のための開示の前縁システム１０ｂ（図４～６Ｃ、７Ｂ参照）の着脱可能モジュール４０（図５Ａ参照）は、軌道宇宙ステーションなどの宇宙空間内で交換することができ、修理又は交換された着脱可能モジュール４０（図５Ａ参照）を備えた航空宇宙ビークル１２（図４、８参照）は、その後安全に地球に戻ることができる。特に、高温及び高速の航空宇宙ビークル１２ｂ（図４、８参照）用の、着脱可能モジュール４０（図５Ｂ参照）を備えた前縁システム１０ｂ（図４～６Ｃ、７Ｂ参照）及び方法１００（図９参照）の開示の実施形態によれば、そのような航空宇宙ビークル上の断熱性タイル８０（図５Ａ、７Ｂ、８参照）を含む熱保護システム（ＴＰＳ）を、容易に修理又は交換することができる。

本開示に関連する当業者が、上述の記載及び関連図面の教示による利点を念頭におけば、本開示についての多くの変形及び他の実施形態が予測可能であろう。本明細書に記載の実施形態は、例示を意図したものであり、限定的又は網羅的であることを意図したものではない。本明細書では特定的な用語を用いているが、これらは概括的且つ説明的な意味で用いているだけであり、限定を目的としたものではない。

Claims (21)

1. 航空宇宙ビークルのための前縁システムであって、
   少なくとも１つの構造部材と、
   前記少なくとも１つの構造部材に着脱可能に取り付けられた複数の着脱可能モジュールであって、各着脱可能モジュールが、
   中空ボックス基礎構造体と、
   前記中空ボックス基礎構造体の第１端部に沿って設けられた少なくとも１つのフランジ部と、を含む、複数の着脱可能モジュールと、
   前記着脱可能モジュールの前記少なくとも１つのフランジ部を、前記少なくとも１つの構造部材の第１端部に取り付けるように構成された、複数の第１取り付け要素と、
   前記中空ボックス基礎構造体における、前記少なくとも１つのフランジ部の反対側の第２端部を、前記少なくとも１つの構造部材における、前記第１端部の反対側の第２端部に取り付けるように構成された複数の第２取り付け要素と、
   を具備する、前縁システム。
2. 前記航空宇宙ビークルは、１５０，０００フィート以下の高度で飛行するように構成されており、航空機、無人航空機（ＵＡＶ）、回転翼機、及び、ミサイルのうちの１つを含む、請求項１に記載の前縁システム。
3. 前記少なくとも１つの構造部材は、翼桁、リブ、ストリンガー、及び、ビームのうちの１つを含む、請求項１又は２に記載の前縁システム。
4. 前記複数の第１取り付け要素の其々は、留め具及びボルトのうちの１つを含む、請求項１～３のいずれか１つに記載の前縁システム。
5. 前記複数の第２取り付け要素の其々は、ダガーピン及びダガーピンナットを含む、請求項１～４のいずれか１つに記載の前縁システム。
6. 前記中空ボックス基礎構造体は、Ｄ字形ボックス形状を有する、請求項１～５のいずれか１つに記載の前縁システム。
7. 前記中空ボックス基礎構造体の外側に連結された複数の断熱性タイルを少なくとも含む熱保護システム（ＴＰＳ）をさらに含む、請求項１～６のいずれか１つに記載の前縁システム。
8. 前記中空ボックス基礎構造体は、前記中空ボックス基礎構造体の内部中央部に取り付けられるとともに前記中空ボックス基礎構造体内に少なくとも２つの分離領域を形成する流れ防止バリアをさらに含む、請求項７に記載の前縁システム。
9. 航空宇宙ビークルのための前縁システムであって、
   少なくとも１つの構造部材と、
   前記少なくとも１つの構造部材に着脱可能に取り付けられた複数の着脱可能モジュールであって、各着脱可能モジュールが、
   Ｄ字形ボックス形状を有する中空ボックス基礎構造体であって、前記中空ボックス基礎構造体の内部中央部に取り付けられた流れ防止バリアを有し、前記流れ防止バリアが、前記中空ボックス基礎構造体内に少なくとも２つの分離領域を形成している、中空ボックス基礎構造体と、
   前記中空ボックス基礎構造体の第１端部に沿って設けられた少なくとも１つのフランジ部と、
   前記中空ボックス基礎構造体の外側に連結された複数の断熱性タイルを少なくとも含む熱保護システム（ＴＰＳ）と、を含む、複数の着脱可能モジュールと、
   前記着脱可能モジュールの前記少なくとも１つのフランジ部を、前記少なくとも１つの構造部材の第１端部に取り付けるように構成された複数の第１取り付け要素と、
   前記中空ボックス基礎構造体における、前記少なくとも１つのフランジ部の反対側の第２端部を、前記少なくとも１つの構造部材における、前記第１端部の反対側の第２端部に取り付けるように構成された複数の第２取り付け要素と、
   を具備する、前縁システム。
10. 前記航空宇宙ビークルは、１５０，０００フィート以上の高度で飛行するように構成されており、宇宙船、極超音速ビークル、再突入ビークル、及び、再使用可能打ち上げビークル（ＲＬＶ）のうちの１つを含む、請求項９に記載の前縁システム。
11. 前記少なくとも１つの構造部材は、翼桁、リブ、ストリンガー、及び、ビームのうちの１つを含む、請求項９又は１０に記載の前縁システム。
12. 前記複数の第１取り付け要素の其々は、留め具及びボルトのうちの１つを含み、前記複数の第２取り付け要素の其々は、ダガーピン及びダガーピンナットを含む、請求項９～１１のいずれか１つに記載の前縁システム。
13. 前記熱保護システム（ＴＰＳ）は、前記航空宇宙ビークルの１つ又は複数の翼外板に隣接する絶縁材と、隣り合う中空ボックス基礎構造体の間に連結された第１熱バリア要素と、前記構造部材に連結された第２熱バリア要素と、前記中空ボックス基礎構造体の前記外側と前記複数の断熱性タイルとの間に連結された１つ又は複数のひずみ遮断パッドと、をさらに含む、請求項９～１２のいずれか１つに記載の前縁システム。
14. 前記複数の断熱性タイルは、前記複数の第１取り付け要素の其々を被覆及び保護するように構成されたインサート要素によって其々が塞がれている、１つ又は複数のタイル開口を含む、請求項９～１３のいずれか１つに記載の前縁システム。
15. 航空宇宙ビークルのための前縁システムを組み立てる方法であって、
    複数の着脱可能モジュールを組み立て、各着脱可能モジュールは、Ｄ字形ボックス形状を有する中空ボックス基礎構造体を含み、前記Ｄ字形ボックス形状は、複数の面と、複数のフランジ側取り付け開口を有する少なくとも１つのフランジ部を有する第１端部と、複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口を有する第２端部とを有しており、
    前記航空宇宙ビークル内に配置される少なくとも１つの構造部材を用意し、前記少なくとも１つの構造部材は、複数の第１端部側取り付け開口が設けられた第１端部と、複数の延出部取り付け開口が設けられた延出部を有する第２端部とを有しており、
    複数の第１取り付け要素及び複数の第２取り付け要素を用意し、
    前記複数の基礎構造体第２端部側取り付け開口の其々と整列した前記複数の延出部取り付け開口の其々に、前記複数の第２取り付け要素の其々を挿入することによって、各中空ボックス基礎構造体の前記第２端部を、前記少なくとも１つの構造部材の前記第２端部に連結し、
    前記複数の第１端部側取り付け開口の其々と整列した前記複数のフランジ側取り付け開口の其々に、前記複数の第１取り付け要素の其々を挿入することによって、各中空ボックス基礎構造体の前記第１端部を、前記少なくとも１つの構造部材の前記第１端部に締結し、
    前記複数の着脱可能モジュールの其々が個別に着脱及び交換可能である、前記航空宇宙ビークルのための前記前縁システムを得る、方法。
16. 前記航空宇宙ビークルは、１５０，０００フィート以下の高度で飛行するように構成されており、航空機、無人航空機（ＵＡＶ）、回転翼機、及び、ミサイルのうちの１つを含む、請求項１５に記載の方法。
17. 前記複数の第１取り付け要素及び前記複数の第２取り付け要素を用意するに際し、其々が留め具及びボルトのうちの１つを含む前記複数の第１取り付け要素を用意するとともに、其々がダガーピン及びダガーピンナットを含む前記複数の第２取り付け要素を用意する、請求項１５又は１６に記載の方法。
18. 前記複数の着脱可能モジュールを組み立てるに際し、熱保護システム（ＴＰＳ）を含む前記複数の着脱可能モジュールを組み立て、前記ＴＰＳは、前記中空ボックス基礎構造体の外側に連結された複数の断熱性タイルを含み、前記複数の断熱性タイルは、前記複数の第１取り付け要素の其々を被覆及び保護するように構成されたインサート要素によって其々が塞がれている、１つ又は複数のタイル開口を含む、請求項１７に記載の方法。
19. 前記複数の着脱可能モジュールを組み立てるに際し、さらに、前記中空ボックス基礎構造体の内部中央部に流れ防止バリアを取り付け、前記中空ボックス基礎構造体内に少なくとも２つの分離領域を形成する、請求項１８に記載の方法。
20. 前記複数の着脱可能モジュールを組み立てるに際し、前記熱保護システム（ＴＰＳ）を含む前記複数の着脱可能モジュールを組み立て、前記ＴＰＳは、前記航空宇宙ビークルの１つ又は複数の翼外板に隣接する絶縁材と、隣り合う中空ボックス基礎構造体の間に連結された第１熱バリア要素と、前記構造部材に連結された第２熱バリア要素と、前記中空ボックス基礎構造体の前記外側と前記複数の断熱性タイルとの間に連結された１つ又は複数のひずみ遮断パッドと、をさらに含む、請求項１９に記載の方法。
21. 前記航空宇宙ビークルは、１５０，０００フィート以上の高度で飛行するように構成されており、宇宙船、極超音速ビークル、再突入ビークル、及び、再使用可能打ち上げビークル（ＲＬＶ）のうちの１つを含む、請求項２０に記載の方法。

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