JP5808379B2 - 複合材翼のための継手 - Google Patents

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Description

本明細書に記載の構成は、複合材翼のための継手に関する。この継手は、航空機の下部本体側面継手のための継手とすることができる。
航空機の胴体に翼を連結するために、ボルト式本体側面継手が使用されうる。翼を胴体に連結するために現在使用されている本体側面継手２００の１つの設計が、図１２に示されている。継手２００は、二重十字弦材２１０を含み、二重十字弦材２１０は、垂直部分２１１、上部機内側部分２１２、下部機内側部分２１３、上部機外側部分２１４、および下部機外側部分２１５を含む。機内側翼パネル組立体２２０が二重十字弦材２１０の機内側に連結され、機外側翼パネル組立体２３０が二重十字弦材２１０の機外側に連結される。
機内側翼パネル組立体２２０は、機内側翼外板２４０に連結されたストリンガ２６０を含み、機外側翼パネル組立体２３０は、機外側翼外板２５０に連結されたストリンガ２６０を含む。ストリンガ２６０は、ストリンガ２６０の底部に配置された基部フランジ２６１と、頂部に配置されたキャップ２６３とを含み、ウェブ２６２がキャップ２６３を基部フランジ２６１に連結している。ストリンガ２６０の基部フランジ２６１は、機内側翼外板２４０に連結される。基部フランジ２６１は、機内側翼外板２４０に接着することができる。
キャップ２６３は、複数の締結具２８１により、二重十字弦材２１０の上部機内側部分２１２に連結される。ストリンガ２６０のウェブ２６２および基部フランジ２６１の一部分は、ストリンガ２６０の基部フランジ２６１が二重十字弦材２１０の下部機内側部分２１３に重ならないように、切り取られている。ラジアスフィラープレート２９１が、基部フランジ２６１の上に位置決めされる。締結具２９０が、ラジアスフィラープレート２９１を基部フランジ２６１および機内側翼外板２４０に連結し、それにより、機内側翼外板２４０および基部フランジ２６１を挟持して、亀裂止め機構を形成する。機内側翼パネル組立体２２０の機内側翼外板２４０だけが、二重十字弦材２１０の下部機内側部分２１３より下に位置決めされる。機内側翼外板２４０は、二重十字弦材２１０の下部機内側部分２１３と添接板２７０との間に位置決めされる。締結具２８０が、添接板２７０を二重十字弦材２１０の下部機内側部分２１３に連結して、機内側翼外板２４０を継手２００に固着する。
機外側翼パネル組立体２３０は、機内側翼パネル組立体２２０と同じように作られる。ストリンガ２６０のキャップ２６３を二重十字弦材２１０の上部機外側部分２１４に連結するために、締結具２８１が使用される。締結具２８０が、機外側翼外板２５０を添接板２７０および二重十字弦材２１０の下部機外側部分２１５に連結する。翼パネル組立体の１つの部分を継手の第１の部分に連結すること、および、翼パネル組立体の第２の部分を継手の第２の部分に連結することにより、組立体の異なる部分に異なる力が印加されることになる可能性がある。
上記のことを考慮すると、当技術分野では、単一の接触面を有する挟持構成を用いて翼パネル組立体の両方の部分を固着する本体側面継手が必要とされている。
単一の接触面を有する挟持構成を用いて翼パネル組立体の両方の部分を固着する継手を提供することは、有益でありうる。
１つの構成は、Ｔ形弦材、添接板、機内側翼パネル組立体、および機外側翼パネル組立体を備える、翼継手である。Ｔ形弦材は、機内側部分、機外側部分、および垂直部分を含む。添接板は、機内側部分および機外側部分を有する。翼継手は、機内側翼外板に例えば接着されるなどして連結されて機内側翼パネル組立体を形成する、少なくとも１つの機内側のストリンガと、機外側翼外板に例えば接着されるなどして連結されて機外側翼パネル組立体を形成する、少なくとも１つの機外側のストリンガとを含む。機内側翼パネル組立体の一部分が、Ｔ形弦材の機内側部分と添接板の機内側部分との間に位置決めされる。機外側翼パネル組立体の一部分が、Ｔ形弦材の機外側部分と添接板の機外側部分との間に位置決めされる。第１の複数の締結具が、Ｔ形弦材の機内側部分と添接板の機内側部分とを連結して、機内側翼パネル組立体をＴ形弦材および添接板に固着する。第２の複数の締結具が、Ｔ形弦材の機外側部分と添接板の機外側部分とを連結して、機外側翼パネル組立体をＴ形弦材および添接板に固着する。
翼継手の機外側のストリンガおよび機内側のストリンガは、それぞれ、基部フランジ、少なくとも１つのウェブ、および少なくとも１つのヌードルを含むことができる。機外側のストリンガおよび機内側のストリンガは、ブレードストリンガであってもよい。機外側のストリンガおよび機内側のストリンガは、Ｉ形ストリンガであってもよい。Ｉ形ストリンガは、キャップを含むことができる。機内側のストリンガおよび機外側のストリンガは、それぞれ、少なくとも１つのヌードルを露出させるために、切り整えることができる。機内側翼パネル組立体は、機内側翼外板の一部分、機内側のストリンガの基部フランジの一部分、および少なくとも１つの露出したヌードルの一部分を含むことができる。機外側翼パネル組立体は、機外側翼外板の一部分、機外側のストリンガの基部フランジの一部分、および少なくとも１つの露出したヌードルの一部分を含むことができる。
継手のＴ形弦材は、機内側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルを収容するための機内側部分内の第１の溝と、機外側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルを収容するための機外側部分内の第２の溝とを含むことができる。継手は、機内側のストリンガの基部フランジとＴ形弦材の機内側部分との間に位置決めされた第１のシム、および、機外側のストリンガの基部フランジとＴ形弦材の機外側部分との間に位置決めされた第２のシムを含むことができる。第１および第２のシムは、少なくとも１つの露出したヌードルに隣接して位置決めすることができる。継手は、複合材翼組立体のための下部本体側面継手とすることができる。
Ｔ形弦材の機内側部分は、少なくとも１つの切欠きを含むことができ、Ｔ形弦材の機外側部分もまた、少なくとも１つの切欠きを含むことができる。機内側のストリンガのウェブの一部分は、Ｔ形弦材の機内側部分上の切欠き内に延在することができ、機外側のストリンガのウェブの一部分は、Ｔ形弦材の機外側部分上の切欠き内に延在することができる。Ｔ形弦材の機内側および機外側の部分は、翼パネル組立体をＴ形弦材および添接板に固着する長手方向の締結具の列を、少なくとも３つ含むことができる。Ｔ形弦材の機内側および機外側の部分上の切欠きは、少なくとも１つの締結具の列内の締結具間に延在することができる。Ｔ形弦材の機内側および機外側の部分上の切欠きは、少なくとも２つの締結具の列内の締結具間に延在することができる。継手のＴ形弦材および添接板は、チタンまたはアルミニウムで構成することができる。
１つの構成は、翼継手を形成する方法である。方法は、機内側翼パネル組立体を形成すること、および、機外側翼パネル組立体を形成することを含む。機内側翼パネル組立体は、機内側翼外板に連結された少なくとも１つの機内側のストリンガを含み、ストリンガは、基部フランジ、少なくとも１つのウェブ、および少なくとも１つのヌードルを含む。機外側翼パネル組立体は、機外側翼外板に連結された少なくとも１つの機外側のストリンガを含み、ストリンガは、基部フランジ、少なくとも１つのウェブ、および少なくとも１つのヌードルを含む。方法は、少なくとも１つのヌードルを露出させるために機内側のストリンガのウェブを切り整えること、および、少なくとも１つのヌードルを露出させるために機外側のストリンガのウェブを切り整えることを含む。方法は、機内側翼パネル組立体の一部分をＴ形弦材の機内側部分と添接板の機内側部分との間に位置決めすること、および、複数の締結具を用いて機内側翼パネル組立体をＴ形弦材および添接板に固着することを含む。機内側翼パネル組立体のその部分は、機内側翼外板の一部分、機内側のストリンガの基部フランジの一部分、および少なくとも１つの露出したヌードルを含む。方法は、機外側翼パネル組立体の一部分をＴ形弦材の機外側部分と添接板の機外側部分との間に位置決めすること、および、複数の締結具を用いて機外側翼パネル組立体をＴ形弦材および添接板に固着することを含む。機外側翼パネル組立体のその部分は、機外側翼外板の一部分、機外側のストリンガの基部フランジの一部分、および少なくとも１つの露出したヌードルを含む。
方法は、機内側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルを収容するためにＴ形弦材の機内側部分に溝を設けること、および、機外側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルを収容するためにＴ形弦材の機外側部分に溝を設けることを含むことができる。方法は、機内側翼パネル組立体とＴ形弦材の機内側部分との間に位置決めされる少なくとも１つの第１のシムを設けること、および、機外側翼パネル組立体とＴ形弦材の機外側部分との間に位置決めされる少なくとも１つの第２のシムを設けることを含むことができる。シムは、少なくとも１つの露出したヌードルに隣接して位置決めすることができる。
本方法のストリンガは、複数のプライで構成された複合材料とすることができる。方法は、翼パネル組立体を形成する前に追加的な犠牲プライをストリンガに加えることを含むことができ、この犠牲プライにより、翼パネル組立体の荷重負担能力を低下させることなしに、露出したヌードルが同一平面になるように、犠牲プライの少なくとも一部分を除去することが可能になる。機内側翼パネル組立体を形成することは、機内側翼外板および機内側のストリンガを共硬化させることをさらに含むことができ、また、機外側翼パネル組立体を形成することは、機外側翼外板および機外側のストリンガを共硬化させることをさらに含むことができる。機内側翼パネル組立体を形成することは、機内側翼外板および機内側のストリンガを共接着することをさらに含むことができ、また、機外側翼パネル組立体を形成することは、機外側翼外板および機外側のストリンガを共接着することをさらに含むことができる。
１つの構成は、第１のクランプ板、第２のクランプ板、および翼パネル組立体を備える、翼継手である。翼パネル組立体は、翼外板に接着されたストリンガで構成される。翼パネル組立体の一部分は、第１のクランプ板と第２のクランプ板との間に固着される。翼パネル組立体のストリンガは、第１のクランプ板と第２のクランプ板との間に固着される翼パネル組立体の部分の一部であるヌードルを露出させるために、切り整えられている。
複合材翼のための継手の構成を示す図である。 複合材翼のための継手の構成と共に使用される翼パネル組立体を形成するために翼外板に接着されたストリンガの、部分的な断面を示す図である。 複合材翼のための継手の構成にかかるポテンシャル力を示す概略図である。 複合材翼のための継手の構成と共に使用するために切り整えられたストリンガの一部分を示す図である。 複合材翼のための継手の構成の上面図である。 複合材翼のための継手の構成の斜視図である。 ストリンガの非同一平面の露出したヌードルを収容するための溝を含むＴ形弦材の構成を示す図である。 シムをストリンガの非同一平面の露出したヌードルに隣接して位置決めした状態で、複合材翼のための継手の構成と共に使用するための、切り整えられたストリンガの１つの構成の一部分を示す図である。 開示された翼継手と共に使用することができるＩ形ストリンガを示す図である。 開示された翼継手と共に使用することができる犠牲プライを有するブレードストリンガを示す図である。 有利な一構成による航空機の製造および稼働の手順の流れ図である。 有利な一構成による航空機のブロック図である。 従来技術の複合材翼のための継手を示す図である。
本開示は、様々な修正および代替形態を受け入れる余地があるが、特定の構成が例として図面に示されており、また、本明細書において詳細に説明される。しかし、本開示が開示された特定の形態に限定されるものではないことを理解すべきである。むしろ、添付の特許請求の範囲で定義された本開示の範囲内に収まる全ての修正、均等物、および代替を含むことが、意図されている。
図１は、翼継手１の一構成を示す。翼継手１は、機内側翼パネル組立体２０および機外側翼パネル組立体３０を固着するために一緒に使用される、第１のクランプ板１０および第２のクランプ板１５を含む。第１のクランプ板１０は、Ｔ形弦材とすることができ、第２のクランプ板は、添接板とすることができる。以下、第１のクランプ板をＴ形弦材１０と呼び、第２のクランプ板を添接板１５と呼ぶ。Ｔ形弦材１０は、垂直部分１１、機内側部分１２、および機外側部分１３を含む。添接板１５は、機内側部分１６、および機外側部分１７を含む。Ｔ形弦材１０および添接板１５は、機内側翼パネル組立体２０と機外側翼パネル組立体３０とを相互に連結するために使用される。
機内側翼パネル組立体２０は、機内側翼外板４０およびストリンガ６０で構成される。機内側翼外板４０およびストリンガ６０は、どちらも複合材料で構成することができ、複合材料は、互いに接着および／または硬化された複数の材料の層で構成することができる。材料は、複合材料の形成において使用される様々な材料で構成することができる。そのような材料の一例は、炭素繊維強化プラスチックである。同様に、機外側翼パネル組立体３０は、機外側翼外板５０およびストリンガ６０から構成される。上述のように、機外側翼外板５０およびストリンガ６０もまた、共接着または共硬化することができる。使用されるストリンガ６０は、Ｉ形ストリンガまたはブレードストリンガなどの、複合部品を強化するために使用される様々なストリンガとすることができる。
ストリンガ６０は、翼外板４０、５０に接着されて、翼パネル組立体２０、３０を形成する。ストリンガ６０および翼外板４０、５０は、２つの構成要素の間に接着を形成するように、共硬化させることができる。翼パネル組立体２０、３０が形成された後、次いで翼パネル組立体２０、３０をＴ形弦材１０および添接板１５と相互に連結して、翼継手１を形成することができる。ストリンガ６０は、基部フランジ６１、およびウェブ６２を含むことができる。図８に示されるように、ストリンガ６０がＩ形ストリンガである場合、ストリンガ６０は、キャップ６３を含むことができる。ストリンガ６０のキャップ６３およびウェブ６２は、ストリンガ６０の基部フランジ６１だけが翼継手１に突き出るように、切り整えることができる。後述のように、キャップ６３およびウェブ６２は、ヌードル６４または複数のヌードルを露出させるために切り整えることができる。
機内側翼パネル組立体２０の一端部は、Ｔ形弦材１０の機内側部分１２と添接板１５の機内側部分１６との間に位置決めすることができる。上述のように、ウェブ６２およびキャップ６３は、機内側翼外板４０に接着されるストリンガ６０の基部フランジ６１だけがＴ形弦材１０と添接板１５との間に配置されるように、切り整えておくことができる。後述のように、ストリンガ６０はまた、Ｔ形弦材１０と添接板１５との間に同様に位置決めされる露出したヌードル６４（複数可）を含むことができる。複数の締結具８０が、Ｔ形弦材１０の機内側部分１２を添接板１５の機内側部分１６に連結して、機内側翼パネル組立体２０を翼継手１に固着する。同様に、機外側翼パネル組立体３０は、Ｔ形弦材１０の機外側部分１３および添接板１５の機外側部分１７に連結される。
図２は、翼外板４０に接着されたストリンガ６０を含む翼パネル組立体２０の部分的な断面を示す。ウェブ６２およびキャップ６３は、ストリンガ６０の基部フランジ６１上のヌードル６４を露出させるために切り整えられている。ヌードル６４は、通常、図８に示されるようにストリンガ６０の部分間の接合部を埋めるために使用される、一方向繊維である。例えば、Ｉ形ストリンガは、背中合わせで互いに連結された２つの「Ｃ」形ブラケットで構成することができる。ブラケットの背面が出会う、上部および底部の両方の接合部に、空隙が存在しうる。一方向繊維とすることができるヌードル６４を使用して、空隙を埋めることができる。ヌードル６４は、一方向炭素繊維強化プラスチック、積層炭素繊維強化プラスチック、またはガラス繊維強化プラスチックなどの、様々な材料で構成することができる。図２に示されるように、ヌードル６４は、基部フランジ６１と同一平面でない場合がある。後述のように、ヌードル６４が基部フランジ６１と同一平面でない場合には、Ｔ形弦材１０またはストリンガ６０を非同一平面のヌードル６４を収容するように修正することができる。
図３は、翼継手１に印加されうるポテンシャル力を示す概略図である。機内側翼外板４０および基部フランジ６１は、どちらも同一の接触面でＴ形弦材１０および添接板１５に固着されているので、矢印８５によって示されるように、同一の引張力が両方の構成要素に等しく印加される。さらに、Ｔ形弦材１０および添接板１５の両方にかかる引張力（矢印９０）は、図１２に示される二重十字弦材２１０の多重接触面と比較すると、２つの構成要素が翼パネル組立体２０を取り込むために単一の接触面を提供するので、実質的に等しく、かつ同一の方向である。
図４は、本開示の翼継手１に連結することができるストリンガ６０の一部分を示す。ストリンガ６０は、基部フランジ６１、およびヌードル６４を露出させるために切り整えられたウェブ６２を含む。ストリンガ６０は、切り整えられたウェブ６２が露出したヌードル６４と接触する場所である、ウェブおよびキャップの突出部６５を含むことができる。上述のように、ヌードル６４は、一方向繊維で構成することができ、また、ストリンガ６０における２つの接触面間の空隙を埋めることができる。
図５Ａおよび図５Ｂは、翼継手１で使用することができるＴ形弦材１０の一構成を示す。Ｔ形弦材１０は、波形の特徴または切欠き特徴１４を含むことができ、この切欠き特徴１４により、ブレードストリンガのブレードなどのストリンガ６０のウェブ６２は、Ｔ形弦材１０を添接板１５に連結する１つまたは複数の締結具８０の列の間に延在することが可能になる。Ｔ形弦材１０は、締結具８０の複数の列を含むことができる。例えば、Ｔ形弦材１０は、第１の締結具の列８１、第２の締結具の列８２、および第３の締結具の列８３を含むことができる。図５Ａおよび図５Ｂに示されるように、切欠き特徴１４は、第１および第２の締結具の列８１、８２を横断するように突出することができる。Ｔ形弦材１０は、複数の切欠き特徴１４を含むことができる。Ｔ形弦材１０の切欠き特徴１４を使用することで、ウェブ６２の長さをストリンガ６０に沿ってより長くさせられることにより、ストリンガ６０をより頑丈にすることを可能にすることができる。切欠き特徴１４の数および配向は、単に例示を目的としたものである。切欠き特徴１４の構成、深さ、および位置、ならびに締結具の列の数および構成は、本開示の恩恵を受ける当業者によって理解されるであろうように、変更可能である。例えば、切欠き特徴１４の個々の長さすら、単一のＴ形弦材１０の中で変更可能である。
図６は、Ｔ形弦材１０の機内側部分１２の底面側に少なくとも１つの溝１８を含むＴ形弦材１０の一構成の部分的な断面を示す。溝１８は、翼パネル組立体２０、３０上にある非同一平面のヌードル６４を収容するようにすることができる。非同一平面のヌードル６４を溝１８に挿入することにより、Ｔ形弦材１０と翼パネル組立体２０との間の接触面を同一平面にすることを可能にすることができる。Ｔ形弦材１０は、複数の露出したヌードル６４を収容するために、機内側部分１２および機外側部分１３の両方の底面に複数の溝１８を含むことができる。
図７は、非同一平面のヌードル６４を収容するためのシム６７を含む、切り整えられたストリンガ６０の一構成を示す。シム（複数可）６７は、基部フランジ６１とＴ形弦材１０との間で非同一平面のヌードル６４に隣接して配置される。シム６７は、ヌードル６４が非同一平面であることに起因する翼パネル組立体２０、３０とＴ形弦材１０との間隙を埋める。シム６７は、単に例示する目的で示されており、シム６７の形状、数、および構成は、本開示の恩恵を受ける当業者によって理解されるであろうように、変更可能である。
図８は、翼外板４０に接着されたＩ形ストリンガ６０の断面を示す。Ｉ形ストリンガ６０は、基部フランジ６１、ウェブ６２、およびキャップ６３を含む。共接着の翼パネルの場合、基部フランジ６１は基部フランジ装入物６６を含むことができ、この基部フランジ装入物６６は、共硬化の翼パネルには必要とされない。キャップ６３は、共接着および共硬化の両方の翼パネルのためのキャップ装入物６８を含むことができる。図示のように、ヌードル６４が、ウェブ６２とキャップ６３との間隙、およびウェブ６２と基部フランジ６１との間隙を埋める。上述のように、キャップ６３およびウェブ６２は、ヌードル６４を露出させるために、ストリンガ６０の一端において切り整えることができる。その結果、上述のように、翼外板４０に接着されたストリンガ６０である翼パネル組立体２０がＴ形弦材１０および添接板１５に固着されたときに、露出したヌードル６４および基部フランジ６１は、Ｔ形弦材１０の底面に接触することになる。
図９は、ストリンガ６０の所望の構造的完全性を維持しながらストリンガ６０から材料を除去することを可能にする、本明細書において犠牲プライ６９と呼ばれる追加的なプライまたは層を含む、ブレードストリンガ６０の断面を示す。上述のように、ストリンガ６０のウェブ６２は切り整えられて、ヌードル６４を露出させ、かつ、ストリンガ６０とＴ形弦材１０との間に接触面を提供する。ヌードル６４を露出させると、ヌードル６４は、基部フランジ６１と同一平面にならない可能性がある。非同一平面になりそうなヌードル６４を収容するために、ストリンガ６０のウェブ６２および基部フランジ６１に犠牲プライ６９が加えられる。犠牲プライは、ウェブ６２および基部フランジ６１を水準７０に至るまで切り整えることを可能にし、水準７０は、ストリンガ６０に意図された構造的完全性を維持するストリンガ６０の材料の厚さを保ちながら、露出したヌードル６４と同一平面になる。
図面をより具体的に参照すると、本開示の構成が、図１０に示されるように航空機の製造および稼働の方法１００に関連して、また、図１１に示されるように航空機１０２に関連して、説明されうる。製造前期間では、例示的な方法１００は、航空機１０２の仕様および設計１０４、ならびに材料調達１０６を含むことができる。製造期間では、構成要素および半組立体の製造１０８、ならびに航空機１０２のシステム統合１１０が行われる。その後で、航空機１０２は、認可および納入１１２を経て、稼働１１４を開始することができる。顧客による稼働１１４の間、航空機１０２は、定期的な整備および点検１１６（これは、修正、再構成、改装、等を含む場合もある）が予定される。
例示的な方法１００の過程のそれぞれは、システムインテグレータ、第三者、および／またはオペレータ（例えば、顧客）によって実施または実行することができる。これを説明すると、システムインテグレータは、制限されることなしに、任意の数の航空機製造業者および主要システム下請け業者を含むことができ、第三者は、制限されることなしに、任意の数の販売業者、下請け業者、およ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、サービス組織、等でありうる。
図１１に示されるように、例示的な方法１００によって生産された航空機１０２は、複数のシステム１２０および内装１２２を備えた機体１１８を含むことができる。高水準のシステム１２０の例は、推進システム１２４、電気システム１２６、油圧システム１２８、および環境システム１３０のうちの１つまたは複数を含む。任意の数の他のシステムを含むことができる。航空宇宙産業の例が示されているが、本開示の原理は、自動車産業などの他の産業に応用することができる。
本明細書において具体化される装置および方法は、航空機の製造および稼働の方法１００の、１つまたは複数の任意の段階中で採用することができる。例えば、生産プロセス１０８に対応する構成要素または半組立体は、航空機１０２が稼働１１４している間に生産される構成要素または半組立体と類似した方法で、作製または製造することができる。また、１つまたは複数の装置の構成、方法の構成、またはそれらの組み合わせは、例えば、航空機１０２の組み立てを早める、または航空機１０２のコストを削減することにより、生産プロセス１０８および１１０の間に利用することができる。同様に、装置の構成、方法の構成、またはそれらの組み合わせのうちの１つまたは複数は、例えば、また、制限されるものではないが、整備および点検１１６のために、航空機１０２が稼働１１４している間に利用することができる。
さらに、本開示は、以下の諸節による実施形態を含む
１．機内側部分、機外側部分、および垂直部分を有する、Ｔ形弦材と、
機内側部分、および機外側部分を有する、添接板と、
機内側翼外板と、
機外側翼外板と、
機内側翼外板に連結されて機内側翼パネル組立体を形成し、機内側翼パネル組立体の一部分がＴ形弦材の機内側部分と添接板の機内側部分との間に位置決めされる、少なくとも１つの機内側のストリンガと、
Ｔ形弦材の機内側部分と添接板の機内側部分とを連結して、機内側翼パネル組立体をＴ形弦材および添接板に固着する、第１の複数の締結具と、
機外側翼外板に連結されて機外側翼パネル組立体を形成し、機外側翼パネル組立体の一部分がＴ形弦材の機外側部分と添接板の機外側部分との間に位置決めされる、少なくとも１つの機外側のストリンガと、
Ｔ形弦材の機外側部分と添接板の機外側部分とを連結して、機外側翼パネル組立体をＴ形弦材および添接板に固着する、第２の複数の締結具と
を備える、翼継手。
２．継手が、複合材翼組立体のための下部本体側面継手である、節１の翼継手。
３．機外側のストリンガおよび機内側のストリンガが、それぞれ、基部フランジ、少なくとも１つのウェブ、および少なくとも１つのヌードルを備える、節１の翼継手。
４．機外側のストリンガおよび機内側のストリンガが、ブレードストリンガである、節３の翼継手。
５．Ｔ形弦材の機内側部分が、少なくとも１つの切欠きを備え、また、Ｔ形弦材の機外側部分が、少なくとも１つの切欠きを備え、機内側のストリンガのウェブの一部分が、Ｔ形弦材の機内側部分上の切欠き内に延在し、また、機外側のストリンガのウェブの一部分が、Ｔ形弦材の機外側部分上の切欠き内に延在する、節３の翼継手。
６．第１および第２の複数の締結具が、それぞれ、少なくとも３つの長手方向の締結具の列を含み、機内側部分上の少なくとも１つの切欠きが、少なくとも１つの締結具の列内の締結具間に延在し、また、機外側部分上の少なくとも１つの切欠きが、少なくとも１つの締結具の列内の締結具間に延在する、節５の翼継手。
７．第１および第２の複数の締結具が、それぞれ、少なくとも３つの長手方向の締結具の列を含み、機内側部分上の少なくとも１つの切欠きが、少なくとも２つ締結具の列内の締結具間に延在し、また、機外側部分上の少なくとも１つの切欠きが、少なくとも２つの締結具の列内の締結具間に延在する、節５の翼継手。
８．機外側のストリンガおよび機内側のストリンガが、Ｉ形ストリンガである、節３の翼継手。
９．Ｉ形ストリンガが、キャップをさらに備える、節８の翼継手。
１０．機外側のストリンガおよび機内側のストリンガが、それぞれ、少なくとも１つのヌードルを露出させるために切り整えられている、節３の翼継手。
１１．機内側翼パネル組立体が、機内側翼外板の一部分、機内側のストリンガの基部フランジの一部分、および機内側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルの一部分を含み、また、機外側翼パネル組立体が、機外側翼外板の一部分、機外側のストリンガの基部フランジの一部分、および機外側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルの一部分を含む、節１０の翼継手。
１２．Ｔ形弦材が、機内側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルを収容するための機内側部分内の第１の溝と、機外側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルを収容するための機外側部分内の第２の溝とをさらに備える、節１１の翼継手。
１３．第１のシムおよび第２のシムをさらに備え、第１のシムが、機内側のストリンガの基部フランジとＴ形弦材の機内側部分との間に位置決めされて、機内側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルに隣接しており、第２のシムが、機外側のストリンガの基部フランジとＴ形弦材の機外側部分との間に位置決めされて、機外側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルに隣接している、節１１の翼継手。
１４．翼継手を形成する方法であって、
機内側翼パネル組立体を形成することであって、機内側翼パネル組立体が、機内側翼外板に連結された少なくとも１つの機内側のストリンガを含み、少なくとも１つの機内側のストリンガが、基部フランジ、少なくとも１つのウェブ、および少なくとも１つのヌードルを含む、機内側翼パネル組立体を形成することと、
機外側翼パネル組立体を形成することであって、機外側翼パネル組立体が、機外側翼外板に連結された少なくとも１つの機外側のストリンガを含み、少なくとも１つの機外側のストリンガが、基部フランジ、少なくとも１つのウェブ、および少なくとも１つのヌードルを含む、機外側翼パネル組立体を形成することと、
少なくとも１つのヌードルを露出させるために、機内側のストリンガの少なくとも１つのウェブを切り整えることと、
少なくとも１つのヌードルを露出させるために、機外側のストリンガの少なくとも１つのウェブを切り整えることと、
機内側翼外板の一部分、機内側のストリンガの基部フランジの一部分、および機内側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルを含む、機内側翼パネル組立体の一部分を、Ｔ形弦材の機内側部分と添接板の機内側部分との間に位置決めすることと、
複数の締結具を用いて、機内側翼パネル組立体をＴ形弦材の機内側部分および添接板の機内側部分に固着することと、
機外側翼外板の一部分、機外側のストリンガの基部フランジの一部分、および機外側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルを含む、機外側翼パネル組立体の一部分を、Ｔ形弦材の機外側部分と添接板の機外側部分との間に位置決めすることと、
複数の締結具を用いて、機外側翼パネル組立体をＴ形弦材の機外側部分および添接板の機外側部分に固着することと
を含む方法。
１５．機内側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルを収容するために、Ｔ形弦材の機内側部分に溝を設けること、および、
機外側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルを収容するために、Ｔ形弦材の機外側部分に溝を設けること
をさらに含む、節１４の方法。
１６．機内側翼パネル組立体とＴ形弦材の機内側部分との間に位置決めされて機内側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルに隣接する、少なくとも１つの第１のシムを設けること、および、
機外側翼パネル組立体とＴ形弦材の機外側部分との間に位置決めされて機外側のストリンガの少なくとも１つの露出したヌードルに隣接する、少なくとも１つの第２のシムを設けること
をさらに含む、節１４の方法。
１７．機内側翼パネル組立体を形成することが、機内側翼外板および機内側のストリンガを共硬化させることをさらに含み、また、機外側翼パネル組立体を形成することが、機外側翼外板および機外側のストリンガを共硬化させることをさらに含む、節１４の方法。
１８．機内側翼パネル組立体を形成することが、機内側翼外板および機内側のストリンガを共接着することをさらに含み、また、機外側翼パネル組立体を形成することが、機外側翼外板および機外側のストリンガを共接着することをさらに含む、節１４の方法。
１９．ストリンガが、複数のプライで構成された複合材料である、節１４の方法。
２０．機内側翼パネル組立体を形成することの前、および機外側翼パネル組立体を形成することの前に、機内側のストリンガおよび機外側のストリンガに追加的な犠牲プライを加えることをさらに含み、追加的な犠牲プライにより、機内側および機外側の翼パネル組立体の荷重負担能力を低下させることなしに、露出したヌードルが同一平面になるように、犠牲プライを除去することが可能になる、節１９の方法
２１． 第１のクランプ板と、
第２のクランプ板と、
翼外板に連結されたストリンガで構成された翼パネル組立体であって、翼パネル組立体の一部分が、第１のクランプ板と第２のクランプ板との間に固着されており、第１のクランプ板と第２のクランプ板との間に固着された翼パネル組立体の部分のストリンガが、ヌードルを露出させるために切り整えられている、翼パネル組立体と、
を備える、翼継手。
本開示は、特定の好ましい構成の観点から説明されてきたが、本明細書において提示された特徴および利点の全てを提供するのではない構成を含む、当業者には明らかな他の構成もまた、本開示の範囲に含まれる。したがって、本開示の範囲は、添付の特許請求の範囲とその均等物を参照することによってのみ、定められる。
１ 翼継手
１０ Ｔ形弦材
１１ Ｔ形弦材の垂直部分
１２ Ｔ形弦材の機内側部分
１３ Ｔ形弦材の機外側部分
１４ Ｔ形弦材内の切欠き特徴
１５ 添接板
１６ 添接板の機内側部分
１７ 添接板の機外側部分
１８ Ｔ形弦材内の溝
２０ 機内側翼パネル組立体
３０ 機外側翼パネル組立体
４０ 機内側翼外板
５０ 機外側翼外板
６０ ストリンガ
６１ 基部フランジ
６２ ウェブ
６３ キャップ
６４ ヌードル
６５ キャップおよびウェブの突出部
６６ 基部フランジ装入物
６７ シム
６８ キャップ装入物
６９ 犠牲プライ
７０ 切り整え水準
８０ 締結具
８１ 第１の締結具の列
８２ 第２の締結具の列
８３ 第３の締結具の列
８５ 翼パネル組立体にかかる引張力
９０ Ｔ形弦材および添接板にかかる引張力
２００ 従来技術の翼継手
２１０ 二重十字弦材
２１１ 二重十字弦材の垂直部分
２１２ 二重十字弦材の上部機内側部分
２１３ 二重十字弦材の下部機内側部分
２１４ 二重十字弦材の上部機外側部分
２１５ 二重十字弦材の下部機外側部分
２２０ 機内側翼パネル組立体
２３０ 機外側翼パネル組立体
２４０ 機内側翼外板
２５０ 機外側翼外板
２６０ ストリンガ
２６１ ストリンガの基部フランジ
２６２ ストリンガのウェブ
２６３ ストリンガのキャップ
２７０ 添接板
２８０ 締結具
２８１ 締結具
２８２ 締結具
２９１ ラジアスフィラー

Claims (15)

  1. 機内側部分（１２）、機外側部分（１３）、および垂直部分（１１）を有する、Ｔ形弦材（１０）と、
    機内側部分（１６）、および機外側部分（１７）を有する、添接板（１５）と、
    機内側翼外板（４０）と、
    機外側翼外板（５０）と、
    前記機内側翼外板（４０）に連結されて機内側翼パネル組立体（２０）を形成し、前記機内側翼パネル組立体（２０）の一部分が前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）と前記添接板の前記機内側部分（１６）との間に位置決めされる、少なくとも１つの機内側のストリンガ（６０）と、
    前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）と前記添接板の前記機内側部分（１６）とを連結して、前記機内側翼パネル組立体（２０）を前記Ｔ形弦材（１０）および前記添接板（１５）に固着する、第１の複数の締結具（８０）と、
    前記機外側翼外板（５０）に連結されて機外側翼パネル組立体（３０）を形成し、前記機外側翼パネル組立体（３０）の一部分が前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）と前記添接板の前記機外側部分（１７）との間に位置決めされる、少なくとも１つの機外側のストリンガ（６０）と、
    前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）と前記添接板の前記機外側部分（１７）とを連結して、前記機外側翼パネル組立体（３０）を前記Ｔ形弦材（１０）および前記添接板（１５）に固着する、第２の複数の締結具（８０）と
    を備え、前記機外側のストリンガ（６０）および前記機内側のストリンガ（６０）が、それぞれ、基部フランジ（６１）、少なくとも１つのウェブ（６２）、および少なくとも１つのヌードル（６４）を備える、翼継手（１）。
  2. 機内側部分（１２）、機外側部分（１３）、および垂直部分（１１）を有する、Ｔ形弦材（１０）と、
    機内側部分（１６）、および機外側部分（１７）を有する、添接板（１５）と、
    機内側翼外板（４０）と、
    機外側翼外板（５０）と、
    前記機内側翼外板（４０）に連結されて機内側翼パネル組立体（２０）を形成し、前記機内側翼パネル組立体（２０）の一部分が前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）と前記添接板の前記機内側部分（１６）との間に位置決めされる、少なくとも１つの機内側のストリンガ（６０）と、
    前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）と前記添接板の前記機内側部分（１６）とを連結して、前記機内側翼パネル組立体（２０）を前記Ｔ形弦材（１０）および前記添接板（１５）に固着する、第１の複数の締結具（８０）と、
    前記機外側翼外板（５０）に連結されて機外側翼パネル組立体（３０）を形成し、前記機外側翼パネル組立体（３０）の一部分が前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）と前記添接板の前記機外側部分（１７）との間に位置決めされる、少なくとも１つの機外側のストリンガ（６０）と、
    前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）と前記添接板の前記機外側部分（１７）とを連結して、前記機外側翼パネル組立体（３０）を前記Ｔ形弦材（１０）および前記添接板（１５）に固着する、第２の複数の締結具（８０）と
    を備え、
    前記機外側のストリンガ（６０）および前記機内側のストリンガ（６０）が、それぞれ、キャップ（６３）を有するＩ形ストリンガである、翼継手（１）。
  3. 機内側部分（１２）、機外側部分（１３）、および垂直部分（１１）を有する、Ｔ形弦材（１０）と、
    機内側部分（１６）、および機外側部分（１７）を有する、添接板（１５）と、
    機内側翼外板（４０）と、
    機外側翼外板（５０）と、
    前記機内側翼外板（４０）に連結されて機内側翼パネル組立体（２０）を形成し、前記機内側翼パネル組立体（２０）の一部分が前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）と前記添接板の前記機内側部分（１６）との間に位置決めされる、少なくとも１つの機内側のストリンガ（６０）と、
    前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）と前記添接板の前記機内側部分（１６）とを連結して、前記機内側翼パネル組立体（２０）を前記Ｔ形弦材（１０）および前記添接板（１５）に固着する、第１の複数の締結具（８０）と、
    前記機外側翼外板（５０）に連結されて機外側翼パネル組立体（３０）を形成し、前記機外側翼パネル組立体（３０）の一部分が前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）と前記添接板の前記機外側部分（１７）との間に位置決めされる、少なくとも１つの機外側のストリンガ（６０）と、
    前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）と前記添接板の前記機外側部分（１７）とを連結して、前記機外側翼パネル組立体（３０）を前記Ｔ形弦材（１０）および前記添接板（１５）に固着する、第２の複数の締結具（８０）と
    を備え、
    前記機外側のストリンガ（６０）および前記機内側のストリンガ（６０）が、それぞれ、少なくとも１つのヌードル（６４）を備え、前記機外側のストリンガ（６０）および前記機内側のストリンガ（６０）が、それぞれ、前記少なくとも１つのヌードル（６４）を露出させるために切り整えられている、翼継手（１）。
  4. 機内側部分（１２）、機外側部分（１３）、および垂直部分（１１）を有する、Ｔ形弦材（１０）と、
    機内側部分（１６）、および機外側部分（１７）を有する、添接板（１５）と、
    機内側翼外板（４０）と、
    機外側翼外板（５０）と、
    前記機内側翼外板（４０）に連結されて機内側翼パネル組立体（２０）を形成し、前記機内側翼パネル組立体（２０）の一部分が前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）と前記添接板の前記機内側部分（１６）との間に位置決めされる、少なくとも１つの機内側のストリンガ（６０）と、
    前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）と前記添接板の前記機内側部分（１６）とを連結して、前記機内側翼パネル組立体（２０）を前記Ｔ形弦材（１０）および前記添接板（１５）に固着する、第１の複数の締結具（８０）と、
    前記機外側翼外板（５０）に連結されて機外側翼パネル組立体（３０）を形成し、前記機外側翼パネル組立体（３０）の一部分が前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）と前記添接板の前記機外側部分（１７）との間に位置決めされる、少なくとも１つの機外側のストリンガ（６０）と、
    前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）と前記添接板の前記機外側部分（１７）とを連結して、前記機外側翼パネル組立体（３０）を前記Ｔ形弦材（１０）および前記添接板（１５）に固着する、第２の複数の締結具（８０）と
    を備え、
    前記機内側翼パネル組立体（２０）が、前記機内側翼外板（４０）の一部分、前記機内側のストリンガ（６０）の基部フランジ（６１）の一部分、および前記機内側のストリンガ（６０）の少なくとも１つの露出したヌードル（６４）の一部分を含み、また、前記機外側翼パネル組立体（３０）が、前記機外側翼外板（５０）の一部分、前記機外側のストリンガ（６０）の基部フランジ（６１）の一部分、および前記機外側のストリンガ（６０）の少なくとも１つの露出したヌードル（６４）の一部分を含み、前記Ｔ形弦材（１０）が、前記機内側のストリンガ（６０）の前記少なくとも１つの露出したヌードル（６４）を収容するための前記機内側部分（１２）内の第１の溝（１８）と、前記機外側のストリンガ（６０）の前記少なくとも１つの露出したヌードル（６４）を収容するための前記機外側部分（１３）内の第２の溝（１８）とをさらに備え、また、第１のシム（６７）および第２のシム（６７）をさらに備え、前記第１のシム（６７）が、前記機内側のストリンガ（６０）の前記基部フランジ（６１）と前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）との間に位置決めされて、前記機内側のストリンガ（６０）の少なくとも１つの露出したヌードル（６４）に隣接しており、前記第２のシム（６７）が、前記機外側のストリンガ（６０）の前記基部フランジ（６１）と前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）との間に位置決めされて、前記機外側のストリンガ（６０）の少なくとも１つの露出したヌードル（６４）に隣接している、翼継手（１）。
  5. 前記継手（１）が、複合材翼組立体のための下部本体側面継手である、請求項１ないし４のいずれか一項に記載の翼継手（１）。
  6. 前記機外側のストリンガ（６０）および前記機内側のストリンガ（６０）が、それぞれ、ブレードストリンガである、請求項１ないし５のいずれか一項に記載の翼継手（１）。
  7. 前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）が、少なくとも１つの切欠き（１４）を備え、また、前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）が、少なくとも１つの切欠き（１４）を備え、前記機内側のストリンガ（６０）のウェブ（６２）の一部分が、前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）上の前記切欠き（１４）内に延在し、また、前記機外側のストリンガ（６０）のウェブ（６２）の一部分が、前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）上の前記切欠き（１４）内に延在する、請求項１ないし６のいずれか一項に記載の翼継手（１）。
  8. 前記第１および第２の複数の締結具（８０）が、それぞれ、少なくとも３つの長手方向の締結具の列（８１、８２、８３）を含み、前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）上の少なくとも１つの切欠き（１４）が、少なくとも１つの締結具（８０）の列内の締結具（８０）間に延在し、また、前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）上の少なくとも１つの切欠き（１４）が、少なくとも１つの締結具（８０）の列内の締結具（８０）間に延在する、請求項１ないし７のいずれか一項に記載の翼継手（１）。
  9. 前記第１および第２の複数の締結具（８０）が、それぞれ、少なくとも３つの長手方向の締結具の列（８１、８２、８３）を含み、前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）上の少なくとも１つの切欠き（１４）が、少なくとも２つの締結具（８０）の列内の締結具（８０）間に延在し、また、前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）上の少なくとも１つの切欠き（１４）が、少なくとも２つの締結具（８０）の列内の締結具（８０）間に延在する、請求項１ないし８のいずれか一項に記載の翼継手（１）。
  10. 翼継手（１）を形成する方法であって、
    機内側翼パネル組立体（２０）を形成することであって、前記機内側翼パネル組立体（２０）が、機内側翼外板（４０）に連結された少なくとも１つの機内側のストリンガ（６０）を含み、前記少なくとも１つの機内側のストリンガ（６０）が、基部フランジ（６１）、少なくとも１つのウェブ（６２）、および少なくとも１つのヌードル（６４）を含む、機内側翼パネル組立体（２０）を形成することと、
    機外側翼パネル組立体（３０）を形成することであって、前記機外側翼パネル組立体（３０）が、機外側翼外板（５０）に連結された少なくとも１つの機外側のストリンガ（６０）を含み、前記少なくとも１つの機外側のストリンガ（６０）が、基部フランジ（６１）、少なくとも１つのウェブ（６２）、および少なくとも１つのヌードル（６４）を含む、機外側翼パネル組立体（３０）を形成することと、
    前記少なくとも１つのヌードル（６４）を露出させるために、前記機内側のストリンガ（６０）の前記少なくとも１つのウェブ（６２）を切り整えることと、
    前記少なくとも１つのヌードル（６４）を露出させるために、前記機外側のストリンガ（６０）の前記少なくとも１つのウェブ（６２）を切り整えることと、
    前記機内側翼外板（４０）の一部分、前記機内側のストリンガ（６０）の前記基部フランジ（６１）の一部分、および前記機内側のストリンガ（６０）の前記少なくとも１つの露出したヌードル（６４）を含む、前記機内側翼パネル組立体（２０）の一部分を、Ｔ形弦材の機内側部分（１２）と添接板の機内側部分（１６）との間に位置決めすることと、
    複数の締結具（８０）を用いて、前記機内側翼パネル組立体（２０）を前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）および前記添接板の前記機内側部分（１６）に固着することと、
    前記機外側翼外板（５０）の一部分、前記機外側のストリンガ（６０）の前記基部フランジ（６１）の一部分、および前記機外側のストリンガ（６０）の前記少なくとも１つの露出したヌードル（６４）を含む、前記機外側翼パネル組立体（３０）の一部分を、Ｔ形弦材の機外側部分（１３）と添接板の機外側部分（１７）との間に位置決めすることと、
    複数の締結具（８０）を用いて、前記機外側翼パネル組立体（３０）を前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）および前記添接板の前記機外側部分（１７）に固着することと
    を含む方法。
  11. 前記機内側のストリンガ（６０）の前記少なくとも１つの露出したヌードル（６４）を収容するために、前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）に溝（１８）を設けること、および、
    前記機外側のストリンガ（６０）の前記少なくとも１つの露出したヌードル（６４）を収容するために、前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）に溝（１８）を設けること
    をさらに含む、請求項１０に記載の方法。
  12. 前記機内側翼パネル組立体（２０）と前記Ｔ形弦材の前記機内側部分（１２）との間に位置決めされて前記機内側のストリンガ（６０）の前記少なくとも１つの露出したヌードル（６４）に隣接する、少なくとも１つの第１のシム（６７）を設けること、および、
    前記機外側翼パネル組立体（３０）と前記Ｔ形弦材の前記機外側部分（１３）との間に位置決めされて前記機外側のストリンガ（６０）の前記少なくとも１つの露出したヌードル（６４）に隣接する、少なくとも１つの第２のシム（６７）を設けること
    をさらに含む、請求項１０または１１に記載の方法。
  13. 機内側翼パネル組立体（２０）を形成することが、前記機内側翼外板（４０）および前記機内側のストリンガ（６０）を共硬化させることをさらに含み、また、機外側翼パネル組立体（３０）を形成することが、前記機外側翼外板（５０）および前記機外側のストリンガ（６０）を共硬化させることをさらに含む、請求項１０ないし１２のいずれか一項に記載の方法。
  14. 機内側翼パネル組立体（２０）を形成することが、前記機内側翼外板（４０）および前記機内側のストリンガ（６０）を共接着することをさらに含み、また、機外側翼パネル組立体（３０）を形成することが、前記機外側翼外板（５０）および前記機外側のストリンガ（６０）を共接着することをさらに含む、請求項１０ないし１３のいずれか一項に記載の方法。
  15. 前記機内側翼パネル組立体（２０）を形成することの前、および前記機外側翼パネル組立体（３０）を形成することの前に、前記機内側のストリンガ（６０）および前記機外側のストリンガ（６０）に追加的な犠牲プライ（６９）を加えることをさらに含み、前記追加的な犠牲プライ（６９）により、前記機内側および機外側の翼パネル組立体（２０、３０）の荷重負担能力を低下させることなしに、前記露出したヌードル（６４）が同一平面になるように、前記犠牲プライ（６９）を除去することが可能になり、前記ストリンガ（６０）が、複数のプライで構成された複合材料である、請求項１０ないし１４のいずれか一項に記載の方法。
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