JP5021646B2 - 翼用の骨組み構造体翼ボックス - Google Patents

Description

［関連出願の参照］本出願は、２００５年８月１７日に出願の米国仮特許出願第６０／７０９，１４５号明細書および２００５年８月１７日に出願の独国特許出願第１０ ２００５ ０３８ ８５１．５号明細書の出願日の利益を主張するものであり、その開示を参照することによって本明細書に援用される。

本発明は、一般に静力学の技術分野に関し、特に、本発明は、航空機翼のための翼ボックス、航空機翼の翼ボックスを堅くする装置としての骨組み構造体の使用方法、および航空機翼の翼ボックスにおいて力を伝達する方法に関する。

航空機において、翼は、前縁領域部、翼ボックス、端部ボックス、および操縦翼面領域部を備える。前縁領域部は、航空機翼を空気力学に適合させ、航空機翼の空力抵抗を低減するのに役に立つ。翼ボックスは、翼構造を支持し、圧力の差または負荷変動によって生じる負荷を吸収する。端部領域部は、操縦翼面を動かすことを担う応用流体力学装置を含む。操縦翼面領域部は、方向を変更する制御部品としての方向舵を備える。

航空機のそのような翼（翼桁ボックスとして設計される）の例としては、エーロフォイル、昇降舵、および垂直尾翼が挙げられる。翼ボックスの公知の設計は、翼桁、リブ、および縦桁によって補強される骨組み構造体を備える。これらの部品を用いて、翼ボックスの局部的な堅くする材料を達成する。
しかしながら、翼ボックスに作用する非常に多大な力を吸収するためには、翼桁、リブ、および縦桁は硬くなければならず、皮肉にもそのために重くなる。

非常に多大な力を吸収するためには、通常、多数の大きな部品が必要である。一方では、大きな部品は相当な努力で修復する必要があるので、製造誤差がある場合に短所になる。もう一方で、特にリブの場合には、導かれた負荷（例えば航空機が飛行している間に圧力または張力の結果として生じる負荷など）を、最短経路で胴体連結に伝達できない。

印刷された公開物である独国特許第６９９ １１ ５０７ Ｔ２号の明細書から、多桁設計を有する繊維強化複合材料から製造される翼構造は、公知である。

本発明の目的は、改良された航空機翼を提供することである。

例示的実施形態によると、独立請求項の特徴を有する、航空機翼用の翼ボックス、航空機の翼ボックスを堅くする装置として骨組み構造体の使用方法、および航空機翼の翼ボックスにおいて力を伝達する方法が提供される。

本発明において、「力」という用語は、圧力による力および張力を指す。

本発明の例示的実施形態によると、航空機翼用の翼ボックスが提供される。翼ボックスは、少なくとも１つの第１シェル部と骨組み構造体とを備える。骨組み構造体は、少なくとも１つの第１シェル部に連結されるので、少なくとも１つの第１シェル部に作用する負荷を、骨組み構造体によって伝達できる。通常、翼ボックスの設計は、対称的である。

骨組み構造体は、少なくとも１つの第１シェル部によって完全または部分的に覆うことができる、耐荷構造である場合がある。通常、第１シェル部は、連続的なむしろ平坦な部材である。
しかしながら、第１シェル部は、非連続的ないくつかの部品を備えることも可能であり、該部品はシート状の性質を有する。この場合、非連続的な部品は、骨組み構造体の部分のみを覆うことができる。

骨組み構造体に連結される領域部または平面は、第１シェル部に割り当てられる。例えば、第１シェル部は、２つの対向する片方ずつのシェル部を備えることができ、片方ずつのシェル部は、骨組み構造体によって分離できる。

骨組み構造体は、個々の棒部材が接合される接合点または節点を備えることができる。棒部材は、骨組み構造から周知であり、本発明の状況においては、この意味において解釈すべきである。

骨組み構造体によって、形状（例えば航空機翼の形状）をモデル化できる。この趣旨で、翼の形は、ワイヤーフレームモデルから公知の方法で、骨組み構造体によって近似される。骨組み構造体によって、翼ボックスのみならず、前縁領域部および端部領域部を含む航空機翼全体も設計できる。

換言すれば、翼または翼ボックスの輪郭形状は、骨組み構造体を区切る接合部材または節点部材によってモデル化してもよい。次に、シェル部材（例えば外板）は、ワイヤーフレームモデルを通じて延伸でき、シェル部は、接合部材または節点部材に連結できる。このようにして、航空機翼の形状のモデルを作ることができる。

シェル部は、シート状の構造を備えることができるので、気流によって生じる力は、シェル部によって吸収し、骨組み構造体に伝達できる。

シェル部は、金属、繊維強化複合材料（例えば炭素繊維強化プラスチック、ガラス繊維補強プラスチック（ＣＦＫまたはＧＦＫ））、または航空機工学において一般に使用する何らかの他の材料によって製造できる。
シェル部は、それぞれの翼の機能を遂行可能な表面を形成する。基本的に、翼は、気流を分離するために使用する。翼の形状によって、航空機翼の周辺の気流の種類を決定できる。気流に曝される表面は、航空機の飛行動作に影響することがある。

エーロフォイルは、湾曲形状を備えてもよい。シェル部の表面は、翼を通り越して流れる空気流を分離する。エーロフォイルのシェル部は、上部および底面を備えてもよい。

航空機の稼働中に、エーロフォイル（その上部は通常地面の反対側を向く）の上部に沿って空気が流れる経路は、翼（その底面は通常地面を向く）の底面に沿って空気が流れる経路よりも長くなることがある。
上部を通り越して流れる空気の経路の方が長いために、エーロフォイルの上部のシェル部側の方向において、エーロフォイル上に吸引圧が生じる。その反対側には、圧力が生じることがある。吸引と圧力との間の差によって、航空機は、飛行中に空中に（浮上した状態に）保たれる。
しかしながら、このプロセスにおいて、負荷は、エーロフォイル、翼の少なくとも一方に作用することがある。

この状況は、航空機の垂直尾翼の場合と類似している。垂直尾翼は、空気を２つの平行する空気流に分離し、それぞれは垂直尾翼の一方ずつの面を通り越して流れる。
空気が通り越して流れるときに、両方の空気流は同じ距離を進む。基本的にまっすぐな飛行中には、力は、気流の方向に対して垂直な垂直尾翼に作用しない。

垂直尾翼の端部は、操縦翼面または方向舵を備えてもよい。方向舵は、垂直尾翼のいずれの側にも動かすことができる。方向舵が偏ると、空気が進行しなければならない経路は、方向舵の偏る側のほうが短くなる。
この結果、それぞれのシェル部に圧力が作用する。方向舵の偏りの結果として空気の流れる経路がより長くなる反対側においては、吸引圧が生じる。垂直尾翼の対向する両側の圧力の差が、対応する飛行動作を航空機に確実に遂行させる。
従って、横荷重の形での負荷は、垂直尾翼、特に垂直尾翼の翼ボックスに作用する。

シェル部に支持を提供する骨組み構造体は、シェル部の表面に作用する力を支持できる。従って、力に対向するのはシェル部のみではなく、これに代わって、力の大部分は、支持構造体（すなわち骨組み構造体）に吸収され伝達されることがある。
力は、シェル部に作用する圧力荷重または引張荷重、更にはシェル部に作用するモーメントによって生じることがある。航空機翼の場合、上述の圧力の差によって、対向する翼シェル部上に力またはモーメントが生じる。

航空機翼または翼の翼ボックスにおける骨組み構造体は、シェル部の単純な設計を可能にする。シェル部は、シェル部に作用する力をもはや単独で吸収する必要はなく、これに代わって、シェル部は、力の吸収および伝達において、骨組み構造体によって支持される。

本発明の別の態様によると、航空機翼を堅くする装置としての骨組み構造体の使用方法が提供される。特に、航空機翼の翼ボックスを堅くする装置としての骨組み構造体の使用方法が提供される。

骨組み構造体は、様々な材料から製造でき、様々な形状を備えることができる、支持部品を備える。支持部品の断面形状および材料は、圧力または引張力に対する個々の支持部品の抵抗力に影響することがある。骨組み構造体の中の力分布は、骨組み構造体の構造（すなわち支持部品同士の相互作用）によって影響されることがある。
従って、支持部品に関する限り、骨組み構造体は、要求されるほとんどいかなる方法でも設計できる。

このことは、使用する材料（例えば炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＫまたはＧＦＫ）または金属）、あるいは使用する個々の支持部品の断面形状（例えば円形断面または四角形断面）を、自由に選択できることを意味する。
重量および安定性に関する必要条件のみを、選択において考慮すべきである。支持機能は、骨組み構造体の幾何学的配置によって確実なものとすることができる。

翼を補強する出費への投資は、シェル部よりも骨組み構造体のほうが容易に可能である。すべての力を吸収および伝達しなければならないシェル部とは対照的に、骨組み構造体を備える航空機翼のシェル部は、より単純な設計にすることができる。
シェル部を補強するための支持桁、リブ、または縦桁は、より軽い負荷のために寸法を決めことができ、あるいはそれらを全く省略することもできる。

さらにまた、本発明の別の例示的実施形態によると、航空機翼の翼ボックスにおいて力を伝達する方法が提供される。
まず第一に、骨組み構造体は、第１シェル部に連結し、負荷は、第１シェル部によって吸収できる。シェル部に連結する骨組み構造体によって、吸収する負荷を伝達できる。

負荷は、翼に作用する任意の力である。例えば、突風または気流によって生じることがある、重量の力、遠心力、または横力が考えられる。

本発明において、「翼」という用語は、任意の種類の翼を指す。特に、この用語は、航空機翼を指し、「航空機翼」という用語は、その最も広い意味において解釈するべきである。
特に、「航空機翼」という用語は、翼、水平尾翼、および垂直尾翼を指す。航空機翼の例として、垂直尾翼の設計が提供される。垂直尾翼は、前縁領域部、耐荷翼ボックス、端部ボックス、ならびに操縦翼面（例えば方向舵）を備える。

本発明の更なる例示的実施形態によると、第２シェル部を有する翼ボックスが提供され、第２シェル部は、第１シェル部と間隔を置く。

第１シェル部と第２シェル部との間の空間および距離は、例えば、第１シェル部および第２シェル部が連結されるＵ字状断面によって作り出すことができる。Ｕ字状断面は、第１シェル部と第２シェル部との間に延びることができ、第２シェル部の形状は、第１シェル部の形状に対応できる。第２シェル部は、第１シェル部によって覆うことができる。

しかしながら、第２シェル部の形状は、第１シェル部の形状の一部に対応することもできる。第２シェル部は、骨組み構造体の接合点または節点に連結することもできる。

第１シェル部と第２シェル部との間の距離によって、２つのシェル部は相互に支持できるので、翼ボックスの安定性が改善される。

本発明の更なる例示的実施形態によると、第１シェル部は外部シェル部の機能を遂行できる。また、第２シェル部は、内部シェル部になることができる。

外部シェル部は、環境の影響（例えば雨または風）に、直接にさらしてもよい。
内部シェル部が外部シェル部によって覆われるという点で、内部シェル部は外部シェル部によって保護できる。従って、内部シェル部は、堅くするために使用できる。

垂直尾翼の側面にかかる圧力荷重は、局所的にのみ非常に高いことが多いので、例えば航空機翼のルート領域部においては、外部シェル部に関して選択された部分のみに内部シェル部が延びるように、選択された領域部のみに内部シェル部を配置すると有利なことがある。
従って、一般的に、翼端の領域部に二重シェル部の側面構造を提供する必要はなく、そこにおける曲げ負荷はごく非常に軽い。

本発明の更なる例示的実施形態によると、翼ボックスを支持する骨組み構造体は、底部領域部に連結できる。
従って、骨組み構造体によって吸収される力を底部領域部に伝達でき、垂直尾翼を航空機の胴体に取り付けることができる。

横方向のシェル部によって吸収され、少なくとも部分的に骨組み構造体に伝達された横力は、航空機の胴体領域部または航空機胴体の底部領域部に導くことができる。
胴体領域部に骨組み構造体を取り付ける領域部において、胴体領域部は、引張力および圧力を吸収するために有利に設計することができる。
このようにして、非常に多くの力を伝達することができる。二重壁のシェル部に関連して、このようにして安定した翼を設計できる。

本発明のさらなる態様によると、負荷の伝達は、底部領域部（特に胴体領域部）に対して、直線的に生じる。力は、圧力または引張力の形で底部領域部に導くことができ、その結果、剪断力およびモーメントを基本的に防止する。

骨組み構造体は、棒部材と接合部材または節点部材とを備える。棒部材は、接合部材または節点部材において互いに連結される。なお、この文脈において、直線について言及する場合には、力が棒部材に沿って伝達することを意味する。特に、モーメントの伝達が生じない。
従って、底部領域部は、主に圧力および引張力に耐えるように寸法を決めることができ、その結果として、航空機の設計を簡略化できる。簡略化は、補強しなければならない胴体領域部の選択された取付け領域部のみから成ることがある。

本発明のさらなる態様によると、骨組み構造体は、少なくとも１つの第１シェル部のみに連結できる。これによって、骨組み構造体は底部領域部との接触を確立する必要がない。
従って、骨組み構造体に作用する負荷は、骨組み構造体によって、少なくとも１つの第１シェル部に伝達できる。
次に、少なくとも１つの第１シェル部は、航空機胴体の底部領域部に連結できる。
このようにして、負荷は、骨組み構造体によって、少なくとも１つの第１シェル部へと導くことができ、少なくとも１つの第１シェル部によって、航空機の胴体領域部に伝達できる。

骨組み構造体は、少なくとも１つの第１シェル部に連結せずに、翼の任意の他のシェル部、またはシェル部の支持体に連結できる。この配置を利用して、底部領域部における１つまたはいくつかの連結部材を有効に減らすことができる。

本発明のさらなる態様によると、骨組み構造体は、管構造である。管構造において、棒部材として薄肉管を使用でき、薄肉管は、優れた安定性を提供すると共に、重量が軽く、特に、大きい管径を有する。
大きい管径は、低い厚さ比をもたらすことができ、その厚さ比は、許容応力が高いので、改良された材料使用方法をもたらすことができる。

好ましくは、管は、繊維強化複合材料または金属によって製造できる。引張力または圧力に対して良好な抵抗力を有する軽量材料を使用することによって、重量を更に削減できる。

航空機翼用の骨組み構造体の棒部材は、棒部材ごとに２０〜３０トンまたは１５〜５０トン規模の、代表的な引張荷重または圧力荷重に対して設計することができる。この種の負荷は、飛行している間、個々の棒部材に生じる。

さらにまた、駐機した航空機、特に駐機した航空機の垂直尾翼、または航空機翼に作用する突風の結果として、これに対応する力が生まれることがある。

本発明の多くの追加的な実施形態は、支持構造体に関して記載されている。これらの設計も、航空機翼の翼ボックスにおいて力を伝達する方法に適用される。

図１は、本発明の例示的実施形態による骨組み構造体（フレームワーク）７を備える航空機翼の断面図を示す。図は、特に航空機翼の翼ボックスの（観察者の方向から見た場合の）後方の側面５を示す。側面５の形状および方向付けから、それが航空機の垂直尾翼用の翼ボックスの側面５であることを示す。

側面５は、（観察者の方向から見た場合の）後方の外板１と前方の内板２とを備える。外部シェル部または外板１および内部シェル部または内板２は、互いに距離ｓの間隔を置く。外板１と内板２との間に、いくつかのスペーサ、骨組み構造体部品またはＵ断面３が配置され、それぞれのクモの巣（ウェブ）または棒は、高さｓを有す。

従って、スペーサ３は、内部シェル部２を外部シェル部１から間隔を開け、これらのシェル部は、ブラインドリベット（図示せず）によってスペーサにリベット留めされる。ブラインドリベットを用いた取付けは、特に有利な場合があるが、外部シェル部１および内部シェル部２は、何らかの他の方法で（例えば接着性連結によって）スペーサに取り付けることもできる。

図１に更に示すように、内部シェル部２は、外部シェル部１の全高を超えて延びることはない。これに代わって、内部シェル部２は、高さｈのみを超えて延び、トルクの矢印シンボルＭによって示すように、空力負荷の結果としてのトルクに対する露出は特に高い。
相当なモーメントに対する露出は、特に翼ボックスの胴体連結４の近くのルート領域部に適用されるので、この領域部のみに内板２を配置するのに十分である。この領域部は、航空機の種類および寸法に依存して、翼長全体の１０％〜５０％を占めることがある。

図１において、骨組み構造体７の棒部材またはウェブ部材は、連結部品９を有する管状部材８から成る。図１は、なお一層の力の伝達または力の吸収のために、接合点１０または接合部材１０が、それぞれのスペーサまたは骨組み構造体断面３上に配置されることを示す。
連結部品９および管状部材８と共に、これらは、骨組み構造体の態様で設計される支持構造体７を形成する。構造７によって、モーメントは、棒に沿う張力と圧力による力とに分けられ、垂直尾翼の側面に伝達され、その側面（図１に図示せず）は側面５に対向する。
同様に、力の一部は、圧力による力または張力の形で、連結領域部４（特に航空機胴体６）に送り込まれる。

垂直尾翼に対するトルクまたは力を分けることは、外部シェル部１またはブレース部品３によって行われるのみならず、これらの力は支持構造体７全体によって有効に伝達される。
従って、有利と考えられる態様において、翼または垂直尾翼を剛化するために、寸法がより小さくなるように、側面５または骨組み構造体部品３を設計することが可能である。

大きなトルク負荷は、翼ボックスの胴体連結４の近くのルート領域部において生じるので、特に良好な耐負荷特性を有するように製造される棒部材８または連結部材９は、下部領域部（すなわち航空機胴体６に近い支持構造体７の領域部）において使用することが有効である。
内部シェル部２および外部シェル部１は、胴体端４の領域部のブラケットまたは角度によって、胴体６に力およびトルクを伝達することができる。

また、棒部材８は、力を導くために、航空機胴体６に連結できる。

図から理解できるように、棒部材８の連結によって、接合点または節点１０が、側面５および側面５に対向する側面の両方の上に形成される。対向する側面は、これらの場所に配置され、側面５と同様に、反対方向に作用する力を吸収する。
棒部材８は、接合部材または節点部材１０と共に、側面５（特に内部シェル部２または外部シェル部１）によって覆われる一種のワイヤーフレームまたは空間的骨組み構造体を形成する。

２つの側面５にかかる異なる圧力負荷は、例えば、飛行を行う航空機に起因する場合があり、ここではその胴体６の部分的な領域部のみを図示する。この趣旨で、方向舵１１は、図面平面の中、および図面平面の外に移動することがある。
方向舵１１の変化は、制御面ブラケット１２によって制御する。方向舵１１の位置を変化させることによって、圧力または吸引圧が、公知の方法で垂直尾翼から生み出される。
支持構造体７によって、そのような力を分配することができ、翼の翼ボックスを安定するように設計することができる。支持構造体７は、翼（特に航空機の垂直尾翼）の安定設計のみならず軽量設計をも可能にする。

支持構造体７は、低い厚さ比を備えることができ、その結果、非常に相当な力を伝達することが可能になる。さらにまた、支持構造体を翼ボックスに嵌合するにあたって、対応する公差補償は、管状部材が連結部材に達する深さによって生じる。
効果を抑制することによって、棒部材の事実上の座屈長さの削減を達成することができる。さらにまた、応力集中を防止することができる。

エアバスＡ３８０において、使用可能なフレーム部材３の例は、ＳＬＷ翼ボックスリブ１〜７を含む。
図２は、支持構造体を備える翼の更なる斜視断面図を示す。選択された斜視図は、連結部材９をも備える管８の終点が、内部シェル部２および外部シェル部１に対して平面を形成することを示す。
内部シェル部２および外部シェル部１によって適用できる場合、これらの接合点または節点の上の対応する接合部材または節点部材１０を用いて、側面５を固定することも可能である。

図３は、図２を示す斜視断面図のうち内部シェル部のない斜視断面図を示す。図から理解できるように、Ｕ字状断面３は、図２の領域部全体に延び、内部シェル部２によって隠れている。

図４〜６は、翼（特に垂直尾翼）の更なる斜視図を示す。それぞれの図は、垂直尾翼、および操縦翼面または方向舵の設計を示す。図は、方向舵１１が操縦翼面ブラケット１２によって垂直尾翼に保持される態様を示す。
方向舵１１の結果として、支持構造体７、内部シェル部２、外部シェル部１、およびブラケット４によって支えるべき付加された負荷が生じる。

図７は、航空機の垂直尾翼の断面を示す部分的な正面図を示す。２つの側面５は、図面平面に延びる平坦な構造を有する垂直尾翼を提供する。２つの側面５は、骨組み構造体７の周囲に第１シェル部を形成する。航空機が図面平面から外に出ると、空気は側面５を通り越して流れることができる。
図７は、外部シェル部１を形成する２つの側面５を示す。接合点または節点１０において、側面５は、骨組み構造体７に連結される。
このようにして、接合点または節点１０は、垂直尾翼の形状を決定する。骨組み構造体７は、側面５によって覆われるので、骨組み構造体７を側面５のフレーミングとして使用することができる。骨組み構造体７は、側面５を支持する。

図７は、骨組み構造体７の側面に配置される２つの個々の側面５を示す。しかしながら、外部シェル部１もまた、連続的な部材として設計することができ、垂直尾翼の上方領域部は、図中では開いた状態で示すが、閉じており、外部シェル部１によって覆われる。
２つの表面５の間に、骨組み構造体７を備える基本的に中空の空間が形成される。従って、軽量の垂直尾翼を設計することが可能である。中空空間の方向において側面５に作用する力は、垂直尾翼の内部における骨組み構造体７によって、航空機の胴体６に直線的に伝達される。
骨組み構造体７によって側面５から航空機の胴体まで伝達された力を導くために、骨組み構造体７、側面５の少なくとも一方は、航空機の胴体６に連結される。連結は、例えば、ボルト連結（図７に図示せず）によって確立することができる。骨組み構造体７は、底部領域部６に、または側面５のみに連結される。
前者の場合、力は、骨組み構造体７によって航空機胴体の底部領域部６に直接に導かれる。その一方で、後者の場合、力は、骨組み構造体７によって側面５に導かれ、側面５によって底部領域部６または胴体６に導かれる。

図８は、航空機翼の翼ボックスにおいて力を伝達する方法を説明する。方法は、ステップＳ０〜Ｓ６を包含する。
方法を実行する際に、ステップＳ１においてアイドル状態Ｓ０をやめた後に、骨組み構造体は第１シェル部に連結される。シェル部は、基本的に骨組み構造体を覆う。また、第１シェル部の範囲内で、第１シェル部から間隔を置いて第２シェル部を提供することができる。内部シェル部の設置を、ステップＳ２に示す。

第２シェル部の形状は、基本的に第１シェル部の形状に対応することができる。

ステップＳ３において、骨組み構造体は、航空機の胴体領域部に連結するので、第１シェル部に作用する負荷は、骨組み構造体によって航空機の胴体領域部に伝達することができる。
第１シェル部による負荷の吸収を、ステップＳ４に示す。例えば、第１シェル部および第２シェル部が互いに連結する場合、第２シェル部にかかる負荷は、第１シェル部にかかる負荷によって生じることがある。

ステップＳ６において方法が完了する前に、ステップＳ５において、シェル部によって吸収され、骨組み構造体によって分配された負荷は、胴体エリアへと直線的に導かれる。
胴体エリアにおいて、圧力荷重および引張荷重を吸収または伝達するように設計された支持体は、力を吸収および伝達することができる。

また、「備える」は、他の部材またはステップを除外せず、「１つの」は、複数を除外しないことを指摘する。
さらにまた、上記の例示的実施形態の１つを参照して説明した特徴またはステップは、上記の他の例示的実施形態の他の特徴またはステップと組み合わせて使用できることを指摘する。
特許請求の範囲における参照符号は、限定として解釈すべきではない。

以下、添付図面を参照しながら本発明をより詳細に説明する。
本発明の例示的実施形態よる支持構造体を有する翼を示す斜視断面図である。 本発明の例示的実施形態による支持構造体を備える翼を示す更なる斜視断面図である。 図２を示す斜視断面図のうち内部シェル部のない斜視断面図である。 本発明の例示的実施形態による支持構造体を有する翼を示す斜視側面図である。 図４を示す斜視側面図のうち内部シェル部のない斜視側面図である。 本発明の例示的実施形態による支持構造体を有する翼を示す更なる斜視断面図である。 本発明の例示的実施形態による垂直尾翼の断面を示す部分的な正面図である。 翼ボックスにおいて力を伝達する方法を示すフローチャートである。

Claims (3)

1. 航空機翼のための翼ボックスであって、
   平坦な外シェル部（１）と、
   前記外シェル部（１）から離れて間隔を置かれる内シェル部（２）と、
   パイプ構造物である骨組み構造体（７）と、
   胴体領域部（６）とを備え、
   前記骨組み構造体（７）は、前記外シェル部（１）に作用している負荷が前記骨組み構造体（７）によって前記胴体領域部（６）に移動されるように、前記外シェル部（１）、前記内シェル部（２）及び前記胴体領域部（６）に接続され、
   前記外シェル部（１）及び内シェル部（２）は、前記負荷が前記外シェル部（１）及び内シェル部（２）によって前記胴体領域部（６）へ移動されるように、前記胴体領域部（６）に接続され、
   前記内シェル部（２）は、前記外シェル部（１）全体の一部分にのみ延びている
   ことを特徴とする翼ボックス。
2. 請求項１に記載の航空機翼の翼ボックスに用いる、堅くする材料素子としての骨組み構造体の使用方法。
3. 航空機翼の翼ボックスの力を移動する方法であって、
   平坦な外シェル部、及び、前記外シェル部から離れて間隔を置かれる内シェル部を提供するステップであって、前記内シェル部が前記外シェル部全体の一部分にのみ延びているステップと、
   骨組み構造体を前記外シェル部及び前記内シェル部に接続するステップであって、前記骨組み構造体がパイプ構造物であるステップと、
   胴体領域部を、前記外シェル部、前記内シェル部及び前記骨組み構造体に接続するステップと、
   前記外シェル部から負荷を吸収するステップと、
   前記外シェル部、前記内シェル部及び前記骨組み構造体によって、前記負荷を前記胴体領域部へ移動するステップと、を、含むことを特徴とする方法。

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