JP6446455B2 - 接合され且つ調整可能な複合材アセンブリ - Google Patents

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関連出願の相互参照
本出願は、本明細書で参照されることによって全体の開示が組み込まれる、２０１２年８月２８日に出願された、先行する米国特許出願番号１３／５９６，９８９の一部継続出願である。

本開示は、広くは、複合材構造体に関し、特に、航空機の尾部などの接合され且つ調整可能な複合材アセンブリを取り扱う。

航空機の重量を低減させるために、近年、複合材料が翼型の設計の中へ組み込まれてきた。例えば、垂直安定板及び水平安定板などの翼型は、外側の複合材積層外板を伴って設計されてきた。しかしながら、設計上の制限のために、スパー、ストリンガ、及びコードなどの、これらの安定板の内側の構造用部品は、主として、アルミニウム又はチタニウムなどの金属から製作され、全てが金属ファスナによって共に固定される。これらの金属部材は、航空機に望ましくない重量を加えるとともに、製作及び組み立てに時間がかかり且つ多大な労力を必要とする。航空機の重量を低減させ、燃料を節約するために、ファスナを用いて固定されるよりもむしろ接合された複合材などの、軽量な材料をより多く使用することが必要とされる。しかしながら、既知の設計は、金属部材を複合材で置換することを困難にする制限を有している。更に、これらの制限は、認証機関による構成要素及びサブアセンブリの認可の取得を困難にする。

上述された問題に加えて、金属部材の広範な使用を頼りにする垂直安定板及び水平安定板の設計は、揚力（ｌｉｆｔ）、曲げ剛性及びねじり剛性、並びに個別の損傷の封じ込め／差し押さえなどの、飛行特性の組み合わせを最適化するために、容易に調整できない。また、これらの安定板の設計における多くの個別のスパー及び／又はコードの使用は、外板からの荷重の伝達の最適化を困難にし得る。更に、エレベータ及びラダーなどの操縦翼面を有する既知の安定板は、しばしば、一般的にフラッターと呼ばれる空力弾性安定性を制御するために、操縦翼面に連結されたフラッターポンプ（ｆｌｕｔｔｅｒ ｐｕｍｐ）又はリアクティブマス（ｒｅａｃｔｉｖｅ ｍａｓｓ）の組み込みを必要とする。これらのフラッター制御装置の使用は、航空機に望ましくない重量及び複雑さを加える。

したがって、ファスナを含む金属部材に対する必要性を実質的に低減させ又は除去し且つフラッター制御装置に対する必要性を除去する、ユニット化され接合された、全てが複合材の垂直安定板及び水平安定板を有する航空機の尾部などの、複合材アセンブリが必要である。剛性のみならず個別に調整された層間破壊靱性を有する複合材外板を有する垂直安定板及び水平安定板、並びに安定板を調整して、飛行特性、耐用年数、及びフェイルセーフ信頼性を最適化することを可能にする、統合された全てが複合材の格子状の下部構造の構造体を有する、より効率的な尾部も必要である。

本開示の実施形態は、Ｚ状に補強された格子状の複合材下部構造を有する航空機の尾部などの、多機能で、調整され、統合された、複合材が接合された直交異方性の複合材アセンブリを提供する。全てが複合材の接合された尾部は、２つの多機能な航空機の水平安定板及び航空機の垂直安定板を有し、それらの各々は、異なる調整可能な層間破壊靱性のモード、改良された構造上の弾性定数、並びに本開示の外板及び接合された下部構造によって提供される剛性を有する、特殊設計された構造特性を有する。これらの品質は、尾部に、改良された構造的なフェイルセーフ、より高い耐久性及び損傷許容性、より高く且つより改良された空気力学的にバランスされた揚力、及び実質的に改良された臨界空力安定性及び制御を提供するとともに、航空機の重量を実質的に低減させる。調整可能な異なる層間破壊靱性を有するＺ状に補強された統合された格子状の下部構造を有する、多性能の直交異方性の接合された複合材積層外板の組み合わせを組み込んだ尾部は、そのような尾部を組み込んだ航空機の燃料節約、損傷封じ込め能力、安定性の制御、及びフェイルセーフ設計における実質的な改良を提供し得る。更に、尾部の構造特性は、フラッター制御装置を必要とせず、それによって、航空機の重量及び複雑さを低減させる。航空機の尾部が開示される一方で、全てが接合された複合材アセンブリは、２、３挙げるとすれば、航空宇宙輸送体、船舶、地上の輸送体、及び風力で駆動される機械を含む、様々な用途で使用され得るが、それらに限定されるものではない。本開示の複合材アセンブリは、建物の建造及び他の産業などの輸送体と関係しない用途でも使用され得る。

外板は、各々、増加された繊維剛性、並びに操縦翼面上の広範囲の曲げ及びねじり荷重に対する改良された反作用を提供する、層間破壊靱性混合モードを有する。接合された複合材の尾部の構造体は、複数の層間破壊モードＩ、ＩＩ、ＩＩＩに分類され、結果として、Ｚ状に補強された下部構造に一体的に接合された上側の外板及び下側の外板に対してより高い安定性の制御をもたらす。「混合モード」は、複雑な外板の荷重の反作用をもたらす、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの組み合わせの存在を指す。統合された下部構造は、重要な操縦翼面上の不必要に高いヒンジ荷重を低減させ、尾部上のフラッター荷重を減衰させる一方で最小の航空機の回転を伴って揚力を増加させる。尾部の安定板の各々の接合された外板の組成は、調整可能であり、エンジンの爆発又は外来物の衝撃によってもたらされた任意の偶発的な個別の損傷を封じ込める構造体の能力を増加させ、それによって、航空機の認証機関によって必要とされる損傷許容性を改良する、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある異なる層間破壊靱性を有する。

水平安定板及び垂直安定板の下部構造は、高い繊維剛性、改良された異なる層間弾性定数、及び選択されたモードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの特性を有する複合材を有する、Ｚ状の補強材に接合されＺ状の補強材によって補強された、３つの主要な複合材の高弾性スパーを備える。垂直安定板及び水平安定板の外板のモードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの特性は、尾部に、より高い横方向引張、せん断剛性、及びねじり剛性を提供するために個別に調整される。これらの特徴は、飛行中のより高い空気力学的にバランスされた揚力及び制御安定性を有する調整可能な尾部をもたらし、操縦翼面を動かすために必要とされる労力の量を最大５０％まで低減させる。

複合材安定板の外板は、高い繊維弾性定数及び高い剛性を有する、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある層間破壊靱性の異なるセットを用いて設計され、空気力学的にバランスされたより高い揚力を増加させ、進入操作荷重を低減させ、迎え角を最小まで安定させ、広範囲のせん断荷重及びねじり荷重を低減させ、フラッター、エンジンの推力、及び特に面外のヒンジ荷重からの大部分を低減させる。垂直安定板の外板は、水平安定板のものとは異なる、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある層間破壊靱性を有する。本開示の接合され統合された尾部は、水平尾翼のための取付金具（ａｔｔａｃｈｍｅｎｔ ｌｕｇ）、背後のバスタブ接続金具（ｄｏｒｓａｌ ｂａｔｈ‐ｔｕｂ ｆｉｔｔｉｎｇ）、及び剛性のミスマッチ（ｓｔｉｆｆｎｅｓｓ ｍｉｓｍａｔｃｈ）に対して必要とされる任意のハードポイントにかかわらず、個別の損傷の自己による封じ込め、並びに下部構造の格子及びＺ状の補強材の各交差部分における層間の唯一の端部剥離荷重及びせん断応力の広範な低減を提供し、改良された空気力学的な揚力を維持し、航空機の回転を減少させ、ヒンジ荷重を減少させる。

高い面外の剥離及び側尾部の接着界面応力は、大幅に低減され、高乱流の間の空気力学的な荷重及び高いピッチの離陸荷重をバランスさせる。界面の接合応力は、尾部の外板及び下部構造の全体を通して均一に再分配され、それによって、飛行中の乱流による操縦翼面のヒンジ片（ｈｉｎｇｅ ｌｕｇ）上の高いねじり荷重、広範囲の及び局所的な曲げ荷重を低減させる。高い層間モードＩＩＩのねじり能力は、水平安定板上の高い垂直偏向も増加させる。したがって、突風、及び飛行中の進入操作荷重（ｍａｎｅｕｖｅｒ ｌｏａｄ）に対して、本開示の尾部は効率的に反作用を提供し、航空機のより高いバランスされた空気力学的な揚力及び低減された垂直フラッター荷重をもたらす。

下部構造は、重い曲げモーメント、ねじり、又は外板面内のせん断応力などの、ほとんどの翼及び胴体の飛行荷重に反作用を及ぼすために、中程度から高い程度の剛性を有している。接合された下部構造は、接合されたフェイルセーフ接合部を通る、結果としての荷重を再分配することによって、横方向の突風又は進入操作荷重による曲げを上下に最小化もする。通常、接合された接合部のランアウト（ｒｕｎ ｏｕｔ）において発達する応力特異性は、尾部の外板を伴ってＺ状に補強された下部構造のキャップの端部における接着剤テーパスピュー（ｔａｐｅｒ ｓｐｅｗ）を用いても、大幅に低減される。

本開示の尾部は、より大きな接合された領域にわたる荷重の再分配によって、水平尾翼／エレベータヒンジ、側部片接合部（ｓｉｄｅ ｂｏｄｙ ｌｕｇ ｊｏｉｎｔ）、及びラダーヒンジ接合部に対するバスタブ接続金具アタッチメント上の荷重を低減させ、したがって、飛行中の接合部に集中した胴体側部の曲げ荷重の全体的な効果を低減させる。尾部の設計は、航空機全体の重量を低減させ、ファスナを除去し、尾部のＥＭＥ能力も増加させ、したがって、より速くより効率的にピッチ角を増加させる。全てが接合された複合材の尾部は、航空機に、水平尾翼及び垂直尾翼上のより高い揚力を生み出す、気流に対する角度を与える。

開示される一実施形態によれば、複合材アセンブリは、第１の複合材構造体及び少なくとも１つの第２の複合材構造体を備える。第１の複合材構造体は、複合材の第１の下部構造、及び第１の下部構造に接合された複合材の第１の積層外板を含む。複合材の第１の積層外板は、予め選択された層間破壊靱性の第１のセットを有する。第２の複合材構造体は、複合材の第２の下部構造、及び第２の下部構造に接合された複合材の第２の積層外板を含む。複合材の第２の積層外板は、予め選択された層間破壊靱性の第２のセットを有する。複合材積層板の第１及び第２の外板の各々は、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの荷重に晒される。層間破壊靱性の第１及び第２のセットは、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにおいて互いに異なる。第１の複合材構造体のねじり剛性は、第２の複合材構造体のねじり剛性よりも大きい。「ねじり剛性（ｔｏｒｓｉｏｎａｌ ｓｔｉｆｆｎｅｓｓ）」は、時々、当該技術分野においてねじり剛性（ｔｏｒｓｉｏｎａｌ ｒｉｇｉｄｉｔｙ）として知られ、適用されたトルクに応じた変形に抵抗する、垂直安定板などの細長い構造部材の能力の尺度である。

複合材アセンブリの第１の複合材構造体は、およそ４５．０から５２．０百万ポンド／平方インチまでの範囲内に含まれたねじり剛性を有し、第２の複合材構造体は、およそ４０．０から５０．２百万ポンド／平方インチまでの範囲内に含まれたねじり剛性を有する。第１の複合材積層外板は、およそ４．０から６．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩの層間破壊靱性を含み、およそ１２．０から１５．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩＩの層間破壊靱性を含み、およそ１６．０から１８．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩＩＩの層間破壊靱性を含む。第２の複合材積層外板は、およそ２．５から３．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩの層間破壊靱性を含み、およそ７．５から９．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩＩの層間破壊靱性を含み、およそ１８．０から２０．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩＩＩの層間破壊靱性を含む。

第１の下部構造は、長手方向に延在する複数の複合材スパー、及びスパーの間に延在し且つスパーに接合された複数のＺ形状の複合材補強材を備える。複合材スパー及びＺ形状の複合材補強材の各々は、概して、断面においてＩ形状であり、一対のキャップを含む。複合材スパーのキャップ及びＺ形状の複合材補強材のキャップは、共に接合される。複合材アセンブリは、それぞれ、Ｚ形状の複合材補強材を通過し、且つ、複合材スパーに対してほぼ垂直に延在する、複数のほぼ直線的な複合材クロスビームを更に備える。複合材アセンブリは、長手方向に延在する複数の複合材ストリンガも含む。細長い複合材ストリンガは、Ｚ形状の複合材補強材を通過し、第１及び第２の外板のうちの少なくとも１つに接合される。第１及び第２の複合材構造体は、航空機の尾部を形成するように配置された安定板であり得る。

開示される別の一実施形態によれば、複合材構造体は、複合材下部構造に接合された複合材積層外板を備える。下部構造は、第１及び第２の、長手方向に延在する複合材スパー、並びに第１及び第２のスパーの間で延在し且つ第１及び第２のスパーに接合された、第１の複数のＺ形状の複合材補強材を含む。第１及び第２の複合材スパー並びにＺ形状の複合材補強材の各々は、断面においてほぼＩ形状である。第１の複合材スパーは第１のキャップを含み、第２の複合材スパーは第２のキャップを含み、Ｚ形状の複合材補強材の各々は、第１及び第２のキャップの各々に接合された第３のキャップを含む。下部構造は、Ｚ形状の複合材補強材をそれぞれ通過する、複数のほぼ直線的な複合材クロスビームであって、各々が第１及び第２の複合材スパーに対してほぼ垂直に延在する複合材クロスビームを更に含む。Ｚ形状の複合材補強材の各々は、高さを有するウェブを含み、クロスビームの各々は、ほぼウェブの全体の高さに沿って、対応するＺ形状の複合材補強材に接合された、両端部を含む。複合材構造体は、長手方向に延在する第３の複合材スパー、並びに第２及び第３の複合材スパーの間で延在し且つ第２及び第３の複合材スパーに接合された、第２の複数のＺ形状の複合材補強材を更に含み得る。第１の複合材スパーは前桁であり、第２の複合材スパーは中央桁であり、第３の複合材スパーは後桁である。第１及び第２の複合材スパーの各々は、第１及び第２のスパーキャップを含み、Ｚ形状の補強材の各々は、第１及び第２の補強材キャップを含む。複合材積層外板は、第１及び第２のスパーキャップ並びに第１及び第２の補強材キャップに接合される。

更に別の一実施形態によれば、航空機の尾部は、垂直安定板及び少なくとも１つの水平安定板を備える。垂直安定板は、複合材積層板の第１の外板、及び第１の外板に接合された複合材の第１の下部構造を有する。複合材積層板の第１の外板は、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの荷重に晒され、これらの３つのモードの各々における層間破壊靱性の第１のセットを有する。複合材の第１の下部構造は、共に接合された複合材スパー、複合材クロスビーム、及び複合材補強材の統合された格子を含む。少なくとも１つの水平安定板は、複合材積層板の第２の外板、及び第２の外板に接合された複合材の第２の下部構造を含む。複合材積層板の第２の外板も、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの荷重に晒され、これらの３つのモードの各々における層間破壊靱性の第２のセットを有する。複合材の第２の下部構造は、共に接合された複合材スパー、複合材クロスビーム、及び複合材補強材の統合された格子を含む。複合材積層板の第１の外板は、およそ４．０から６．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩの層間破壊靱性を含み、およそ１２．０から１５．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩＩの層間破壊靱性を含み、およそ１６．０から１８．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩＩＩの層間破壊靱性を含む。複合材積層板の第２の外板は、およそ２．５から３．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩの層間破壊靱性を含み、およそ７．５から９．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩＩの層間破壊靱性を含み、およそ１８．０から２０．５インチポンド／平方インチの範囲内に含まれた、モードＩＩＩの層間破壊靱性を含む。垂直安定板は、およそ４５．０から５２．０百万ポンド／平方インチまでの範囲内に含まれたねじり剛性を有し、水平安定板の各々は、およそ３０．０から３６．５百万ポンド／平方インチまでの範囲内に含まれた曲げ剛性を有する。「曲げ剛性（ｂｅｎｄｉｎｇ ｓｔｉｆｆｎｅｓｓ）」は、時々、当該技術分野において曲げ剛性（ｆｌｅｘｕｒａｌ ｒｉｇｉｄｉｔｙ）と呼ばれ、構造部材の長手方向の軸に沿って適用された曲げモーメントに応じた変形に抵抗する、水平安定板３２の各々などの細長い構造部材の能力の尺度である。スパーの各々は、およそ４５百万ポンド／平方インチの曲げ剛性を有する。複合材補強材の各々はＺ形状であり、複合材クロスビームの各々はＺ形状の複合材補強材のうちの１つを通過する。複合材の第１及び第２の下部構造の各々は、複合材補強材を通過し且つ第１及び第２の外板のうちの対応する１つに接合された、ストリンガを更に含む。

更なる一実施形態によれば、複合材構造体を製造する方法が提供される。複数の複合材スパー及び複数の複合材補強材が製作される。複合材下部構造は、複合材スパー及び複合材補強材を共に接合させることによって形成される。第１及び第２の複合材外板は、複合材下部構造の両側に接合される。

特徴、機能、及び利点は、本開示の様々な実施形態において個別に達成可能であるか、又は下記の説明及び図面を参照することで更なる詳細を理解することができる、更に別の実施形態と組み合わされ得る。

例示的な実施形態の特徴と考えられる新規の特性は、添付した特許請求の範囲で明記される。しかしながら、例示的な実施形態と、好ましい使用モード、さらなる目的、及びその特徴は、添付図面を参照して本開示の例示的な実施形態の後述の詳細な説明を読むことにより最もよく理解されるであろう。

航空機の飛行特性に影響を与える様々な荷重を示す、航空機の斜視図である。 図１で示された航空機の垂直安定板の側面図であり、下部構造を明らかにするために外板が取り払われている。 図２と同様な図であるが、水平安定板のうちの１つを示している。 図２Ａで示された水平安定板のスパーのうちの２つの間をＺ状に補強することの、更なる詳細を示す斜視図である。 図２Ａの４‐４線に沿って切り取った断面図である。 全てが複合材の接合された航空機の安定板を製造する方法のフロー図である。 本開示の複合材アセンブリを採用する構造体の全体のブロック図である。 図１で示された右側の翼の一部分の斜視図であり、内側の翼格子構造体をより明らかにするために、上側の翼の外板の一部分が除去されている。 図１で示された翼の一部分の斜視図であり、内側の翼格子構造体の一実施形態の詳細を明らかにするために、上側の翼の外板の一部分が取り払われている。 図８の９‐９線に沿って切り取った断面図である。 図８と同様な図であるが、翼格子構造体の代替的な一形態を示している。 図１０の１１‐１１線に沿って切り取った断面図である。 翼格子構造体の別の一形態の斜視図であり、明瞭さのために翼の外板が示されていない。 翼格子構造体の別の一形態を採用する翼の一部分の斜視図であり、明瞭さのために上側の外板が示されていない。 図１４は、標準的な複合材の構成要素がどのように組み合わされて、図１３で示された翼格子構造体を形成するのかを示す概略図である。 図１３と同様な斜視図であるが、翼格子構造体の更なる一形態を示している。 クロスビームストラップを採用する翼格子構造体の別の一形態の斜視図であり、明瞭さのために翼の外板が示されていない。 航空機の翼を製造する方法のブロックフロー図である。

本開示の実施形態は、ファスナを含む金属部材を実質的に必要としない、尾部などの全てが複合材の接合され統合された直交異方性の複合材アセンブリを提供する。航空機の尾部の実施形態が例示目的で以下に詳細に説明される一方で、本開示の複合材アセンブリの他の実施形態は、幅広い範囲の他の用途で使用され得ることが理解されるべきである。尾部は、全てが複合材の下部構造に接合された複合材積層外板を有する、垂直安定板及び水平安定板を含む。垂直安定板及び水平安定板の外板は、互いに対して調整される特性を有し、それらは、尾部に、改良された構造的なフェイルセーフ設計、より高い耐久性、より高く且つ改良された空気力学的にバランスされた揚力、低減されたフラッター荷重、並びに改良された空気力学的な安定性及び制御を提供するように選択され、航空機の重量の低減をもたらす。垂直安定板及び水平安定板の外板は、任意の偶発的な個別の損傷を封じ込め、したがって、米国連邦航空局（ＦＡＡ）ＦＡＲ２５‐５７１ｅ、欧州航空安全機関（ＥＡＳＡ）の認可、及びＦＡＲ２６によって要求される飛行に適した損傷許容性の要件を満たすことができるように、尾部の能力を増加させるより高い靱性を保有する。本開示の尾部の構造特性は、フラッターを実質的に低減させ、操縦翼面上のフラッター制御装置に対する必要性を除去し得る。

先ず図１を参照すると、航空機２０は、一組の翼２２、及び、胴体２６に取りつけられた、時々、本明細書で尾部２４とも呼ばれる、安定板アセンブリを備え得る複合材アセンブリ２４を含む。エンジン２８は、航空機２０に推力を提供する。尾部２４は、垂直安定板３０の形態にある第１の複合材構造体３０、及び一組の水平安定板３２の形態にある第２の複合材構造体３２を含む。ある実施形態では、尾部２４が２以上の垂直安定板３０を有し得る。本開示の実施形態によれば、垂直安定板３０及び水平安定板３２の各々は、全てが複合材の接合された構造体であり得る。垂直安定板３０は、航空機２０のヨーイングを制御するための可動ラダー３４を含み、水平安定板３２は、航空機２０のピッチングを制御するための可動エレベータ３６を含む。垂直安定板３０及び水平安定板３２は、各々、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある予め選択された層間破壊靱性を有する、後に議論される外側の複合材積層外板で覆われる。層間破壊靱性は、平方インチ当たりのインチポンドの力の単位で測定される。

以下でより詳細に議論されるように、全てが複合材の垂直安定板３０は、先進複合材構造材料に接合され、３０ＭＳＩ（百万ポンド／平方フット）のオーダーの繊維剛性、及び予め選択されたモードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの層間破壊靱性を有する。全てが複合材の水平安定板３２の各々も、複合材料に接合され、４０ＭＳＩ（百万ポンド／平方フット）のオーダーの繊維剛性、及び予め選択されたモードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの層間破壊靱性の第２のセットを有する。垂直安定板３０及び水平安定板３２のそれぞれの層間破壊靱性の第１のセット及び第２のセットは、互いに異なる。垂直安定板３０及び水平安定板３２がそれらから形成されるところの複合材構造材料は、ＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）積層板などの任意の様々な繊維強化樹脂材料を含み得るが、それらに限定されるものではない。全てが複合材の接合された尾部２４内で使用される構成及び材料は、航空機２０に、改良されたバランス及び揚力を提供する。

様々な荷重及び力が航空機２０上で作用し、それらは、安定で制御可能な飛行を維持するために、反作用が提供されなければならない。例えば、図１で描かれているように、航空機２０が推力４２及び抵抗４６を経験する一方で、翼２２及び水平安定板３２上で作用する力は、Ｙ軸の周りのモーメント５２、５４を生成する。翼２２によって提供される揚力３８は、航空機２０の重量４０及びバランス荷重４４によって反作用が提供される。尾部２４は、エレベータ力４８及びラダー力５０に対しても反作用を提供しなければならない。

本開示の実施形態によれば、垂直安定板３０及び水平安定板３２は、各々、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある予め選択された層間破壊靱性、改良された構造的な弾性定数、及び改良された剛性の異なるセットを有する、特殊設計された構造特性を有する。これらの品質は、尾部２４に、改良された構造的なフェイルセーフ、より高い耐久性及び損傷許容性、より高く且つより改良された空気力学的にバランスされた揚力、及び大幅に改良された臨界的空気力学的安定性及び制御を提供し、一方で、航空機２０の重量を低減させる。本開示の尾部２４は、より大きい接合された領域にわたる荷重の再分配によって、水平安定板３２とエレベータ３６との間のヒンジポイント、側部片接合部（ｓｉｄｅ ｂｏｄｙ ｌｕｇ ｊｏｉｎｔ）、及びラダーヒンジ接合部に対するバスタブ接続金具アタッチメント上の荷重を低減させる。荷重がより大きい接合された領域にわたり分配されるので、ヒンジ接合部上に集中した胴体側部曲げ荷重の全体的な効果が、飛行中に低減される。以下でより詳細に議論される尾部の設計は、航空機２０に、垂直安定板３０及び水平安定板３２上により高い揚力を生み出す気流に対する角度を提供し得る。

今度は、図２、図２Ａ、及び図３に注意が向けられる。それらは、垂直安定板３０（図２参照）及び水平安定板３２（図２Ａ参照）の構造の詳細を示している。垂直安定板３０は、第１の多性能の直交異方性の複合材積層外板６８を含む。第１の外板６８は、安定板３０の両側上に第１及び第２の外板６８ａ、６８ｂを含み、それらは、第１のユニット化され且つ全てが複合材の統合された格子状の下部構造６６を覆い且つそれに接合されている。第１の下部構造６６は、外板６８から胴体２６（図１参照）へ荷重を伝達する。外板６８は、例えば、非限定的に、炭素繊維エポキシの複数のプライを有する複合材積層外板を備え得る。

垂直安定板３２の各々は、第２の多性能の直交異方性の複合材積層外板６９を含む。第２の外板６９は、水平安定板３２の両側上に第１及び第２の外板６９ａ、６９ｂを含み、それらは、第２のユニット化され且つ全てが複合材の統合された格子状の下部構造７１を覆い且つそれに接合されている。第２の下部構造７１は、外板６９から胴体２６（図１参照）へ荷重を伝達する。外板６９は、例えば、非限定的に、炭素繊維エポキシの複数のプライを備え得る。

以下により詳細に議論されるように、第１及び第２の下部構造６６、７１は、構造的な配置及び構成要素の部品において類似しているが、第１及び第２の外板６８、６９は、尾部２４を調整して所与の航空機の用途に対する最大の性能を提供する、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある層間破壊靱性の異なるが特定の予め選択されたセットを有する、垂直安定板３０及び水平安定板３２をもたらす、異なる材料特性を保有する。尾部２４のこの調整は、ラダー３４及びエレベータ３６などの操縦翼面のためのフラッター制御装置に対する必要性を除去し得る。望ましいが異なるモードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある層間破壊靱性を取得するために、第１及び第２の外板６８、６９に対する材料特性を選択することは、時々、本明細書で剛性を調整する又は剛性が「調整される」と呼ばれ得る。

特に、第１及び第２の外板６８、６９は、組み合わされた層間破壊靱性モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩを選択して、増加された繊維剛性を提供し、且つラダー３４（図１参照）及びエレベータ３６などの操縦翼面上の広範囲の曲げ及びねじり荷重に対する改良された反作用を提供する。構造的な複合材の剛性の特性は、部分的に、垂直安定板３０上の第１の外板６８、及び水平安定板３２の各々内で使用される第２の外板６９内で使用される、先進複合材構造材料の高弾性係数の繊維から導かれる。前述のように、第１及び第２の外板６８、８９の各々は、炭素繊維エポキシなどの複合材積層板を備え得るが、それらに限定されるものではない。積層板の構造用樹脂内の高い剛性対強度の比率は、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある特定の構造特性を有する、構造用樹脂の高い層間靱性を補強する。モードＩの特性は、安定板３０、３２の荷重伝達能力を提供し、一方で、モードＩＩの特性は、安定板３０、３２の面内荷重及び損傷抵抗性を提供する。モードＩＩＩの特性は、安定板３０、３２のねじり／ねじれ剛性を提供する。

異なる層間破壊靱性を有する第１及び第２の複合材外板６８、６９の組み合わせ、並びに補強され且つ統合された格子状の複合材下部構造６６、７１は、尾部２４の重量における低減をもたらし、一方で、損傷封じ込め能力、安定性制御、及びフェイルセーフ設計を改良する。第１及び第２の外板６８、６９の層間破壊靱性の調整は、尾部２４に、例えば、非限定的に、エンジンの爆発又は外来物による衝撃によってもたらされた任意の偶発的で個別の損傷を封じ込めるより高い能力を提供し、それによって、損傷許容性を提供する。

垂直安定板３０に対するモードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある第１の外板６８の層間破壊靱性は、水平安定板３２上の第２の外板６９のものとは異なるように選択される。一実施形態では、垂直安定板３０上の第１の外板６８の層間破壊靱性は、ほぼ以下の範囲内にある。すなわち、
モードＩ：４．０〜６．５インチポンド／平方インチ、
モードＩＩ：１２．０〜１５．５インチポンド／平方インチ、
モードＩＩＩ：１６．０〜１８．５インチポンド／平方インチ。

垂直安定板３０上の第１の外板６８の引張、せん断、及びねじり剛性は、およそ４５．０〜５２．０百万ポンド／平方インチの範囲内にあり、第１の外板６８の曲げ剛性は、およそ３５．０〜３８．０百万ポンド／平方インチの範囲内にある。水平安定板３２の各々上の第２の外板６９の層間破壊靱性は、ほぼ以下の範囲内にある。すなわち、
モードＩ：２．５．０〜３．５インチポンド／平方インチ、
モードＩＩ：７．５〜９．５インチポンド／平方インチ、
モードＩＩＩ：１８．０〜２０．５インチポンド／平方インチ。

水平安定板３２の各々上の第２の外板６９の引張、せん断、及びねじり剛性は、およそ４０．０〜５０．２百万ポンド／平方インチの範囲内にあり、水平安定板３２の各々上の第２の外板６９の曲げ剛性は、およそ３０．０〜３６．５百万ポンド／平方インチの範囲内にある。

そのより高い引張、せん断、及びねじり剛性と共に、水平安定板３２上の外板６９に対して、垂直安定板３０の外板６８に対するモードＩＩ及びＩＩＩにおけるより高い層間破壊靱性を選択することは、垂直安定板３０が、航空機２０上のフラッターの空気力学的な荷重を減衰させることを効果的に可能にする。更に、外板６８における混合されたモードの使用は、ラダー３４及びエレベータ３６のヒンジポイントにおける異常で広範な曲げ効果を低減させる。

垂直安定板３０上の外板６８及び水平安定板３２上の外板６９の異なる層間破壊靱性は、幾つかの外板のパラメータのうちの任意の１以上を変更することによって取得され、２つの外板６８、６９が様々な異なる剛性を有することをもたらし得る。例えば、それぞれ、垂直安定板３０及び水平安定板３２上の外板６８、６９を製作するために使用されるプライスケジュール（積み重ね）は、両方とも直交異方性であり得るが、外板６８、６９のうちの一方に対して使用されるプライスケジュールは、他方の外板６８、６９に対して使用されるプライスケジュールよりも少ない０度のプライを有し、外板６８、６９のうちの一方が他方の外板６８、６９よりも剛性が低く、直交異方性が少ないことをもたらす。代替的に、２つの外板６８、６９の層間破壊靱性における望ましい差異は、異なる樹脂を使用することによって、異なる繊維材料を使用することによって、又は異なる繊維直径を使用することによって、取得され得る。

図２、図２Ａ、及び図３で示されるように、垂直安定板３０（図２参照）の第１の下部構造６６及び水平安定板３２（図２Ａ参照）の第２の下部構造７１は、各々、複合材構造部材の格子状の全てが接合された配置を備える。下部構造６６、７１は、各々、重い曲げモーメント、ねじり、又は外板面内のせん断応力などの、ほとんどの翼及び胴体の飛行荷重状態に対して反作用を提供するために、中程度から高い剛性を有している。「剛性（ｓｔｉｆｆｎｅｓｓ）」は、当該技術分野において剛性（ｒｉｇｉｄｉｔｙ）としても知られ、適用された曲げ及び／又はねじり荷重に応じた変形に抵抗する下部構造６６、７１の能力を指す。接合された第２の下部構造７１は、第２の下部構造７１の構成要素間の接合されたフェイルセーフ接合部を通る、結果としての荷重を再分配することによって、横方向の突風又は進入操作荷重のための水平安定板３２の曲げも、上下に最小化する。

垂直安定板３０及び水平安定板３２の下部構造６６、７１は、概して、構成及び配置が類似するか又は同一であるが、それらのそれぞれの構成要素の部品のサイズ及び寸法は、特定の用途に応じて変動し得る。下部構造６６、７１の各々は、安定板３０、３２の前縁５６における前桁７０、中央桁７２、及び安定板３０、３２の後縁５８における後桁７４を備える。スパー７０、７２、及び７４は、各々、比較的高い弾性係数を有し、安定板３０、３２の根元６２から先端６２へ延在し、下部構造６６、７１を２つのセル６４に分割する。しかしながら、他の実施形態では、下部構造６６、７１が、３つのスパー７０、７２、７４よりも多い数のスパーを備え、２つのセル６４よりも多い数のセルを備え得る。一実施形態では、スパー７０、７２、７４の各々が、およそ４５百万ポンド／平方インチの剛性を有し得る。図２で示される垂直安定板３０の場合では、ラダー３４が、ラダー３４から下部構造６６へ荷重を伝達する一連のラグ７８によって、後桁７４に旋回可能に取り付けられる。同様に、図２Ａで示されるように、水平安定板３２のエレベータ３６は、エレベータ３６から下部構造７１へ荷重を伝達する一連のラグ７８によって、後桁７４に旋回可能に取り付けられる。垂直安定板３０、水平安定板３２の各々内のスパー７０、７２、７４の根元６０は、金属、複合材、又は複合材と金属との組み合わせから形成され得る取付片８６によって、胴体２６上の（図示せぬ）バスタブ接続金具又は類似の接続金具に取り付けられる。

下部構造６６、７１は、各々、長手方向に間隔が空けられた複数のＺ形状の複合材補強材８０を含み、それらは、本明細書中で以後、Ｚ補強材８０と呼ばれ、安定板３０、３２の各々のスパンに沿って間隔が空けられた位置において、スパー７０、７２、７４の間に延在し且つスパー７０、７２、７４に接合される。Ｚ補強材８０は、外板６８、６９のみならず、スパー７０、７２、７４を補強するように機能する。図２で示されるように、垂直安定板３０の外板６８は、Ｚ補強材８０のみならず、スパー７０、７２、７４に接合される。同様に、図２Ａで示されるように、水平安定板３２の外板６９は、Ｚ補強材８０のみならず、スパー７０、７２、７４に接合される。Ｚ補強材８０の中間を通り抜ける複数の複合材クロスビーム８２によって、スパー７０、７２、７４の間で荷重が伝達される。クロスビーム８２は、スパー７０、７２、７４の間で伝達される荷重を効果的に分割する。スパー７０、７２、７４、及びＺ補強材８０は、高い繊維剛性、異なる層間弾性定数、及び混合されたモードＩ、ＩＩ、ＩＩＩを有し、飛行中の改良された空気力学的にバランスされた揚力及び制御安定性を提供し、それによって、ラダー３４及びエレベータ３６などの操縦翼面を動かすために必要とされる労力を低減させる。

外板６８、６９は、各々、それぞれの安定板３０、３２のスパン方向に延在し、スパー７０、７２、７４のうちの隣接するものの間に配置される、細長い複合材ストリンガ８４又は類似の補強材によって、更に補強される。ストリンガ８４は、フィルム又はペーストの形態にあり得る適切な構造用接着剤を使用して、外板６８、６９に接合される。統合されユニット化された下部構造６６、７１は、ラダー３４及びエレベータ３６などの重要な操縦翼面上の不必要に高いヒンジ荷重を低減させ、尾部２４上のフラッター荷重を減衰させる一方で、最小の航空機の回転を伴って揚力を増加させる。

図３及び図４を参照すると、一実施形態では、スパー７０、７２、７４の各々は、例えば、非限定的に、上側及び下側キャップとともに、２つのＣ形状の部材を背面どうし接合させ又は共に硬化（ｃｏ‐ｃｕｒｉｎｇ）させることによって形成された、炭素繊維エポキシなどの複合材積層板を備え得る。例示された実施例では、スパー７０、７２、７４の各々が、ウェブ９８によって連結された一組のキャップ９４、９６を有するＩビームであるが、他の断面形状も可能である。Ｚ補強材８０は、ウェブ８８によって連結された一組のキャップ９０、９２を有する、Ｚ形状のビームである。Ｚ補強材８０は、スパー７０、７２、７４に接合され且つそれらとほぼ平行に延在する２つの外側脚部１０２、１０４、及び外側脚部１０２、１０４と一体的に形成された斜めに延在する脚部１００を含む。Ｚ補強材８０は、既知の技術を使用してレイアップされ、形成され、及び硬化された、炭素繊維エポキシなどの複合材積層板であり得る。外板６８、６９は、それぞれ関連付けられた下部構造６６、７１のスパー７０、７２、７４のキャップ９４、９６のみならず、Ｚ補強材８０のキャップ９０、９２に接着剤で接合される。

クロスビーム８２は、Ｚ補強材８０の中間脚部１００を通り抜け、Ｚ補強材８０の外側脚部１０２、１０４において、ウェブ８８に接合される。クロスビーム８２の高さは、ウェブ８８、９８の高さとほぼ等しい。Ｚ補強材８０のウェブ８８のみならずクロスビーム８２は、その内部にマウスホールのような開口部１０６を有し、ストリンガ８４の各々の通過を可能にし得る。ストリンガ８４は、幾つかの既知の断面形状のいずれかを有し、示されている実施例では、外板６８に接合された、その一方の側８４ａを有するブレードタイプの補強材である。Ｚ補強材８０のキャップ９０、９２は、キャップ９０、９２、９４、９６の接合表面間にフィルム又はペーストの接着剤を付け且つ硬化させることなどの従来の技術を使用して、それぞれ、９５（図４参照）において、スパー７０、７２、７４のキャップ９４、９６に接合される。Ｚ補強材８０の各々のキャップ９０、９２の端部は、接合された接合部ランアウトにおいて、通常、発達する、応力特異性を低減させるために、（図示せぬ）接着剤ペーパースピュー（ｐａｐｅｒ ｓｐｅｗ）を有し得る。

全てが複合材の垂直安定板３０及び複合材の水平安定板３２を備えた尾部２４などの複合材アセンブリ２４は、図５で大まかに示される一連のステップを使用して、組み立てられ得る。１０８において、複合材スパー７０、７２、７４は、スパー７０、７２、７４の各々の複合材積層板の構成要素を、レイアップし、形成し、共に硬化させ、及びその後にそれらを共に接合することによって製作される。同様に、ステップ１１０において、複合材のＺ補強材８０は、複合材積層板の構成要素を、レイアッップし、形成し、共に硬化させ、及びその後にそれらを共に接合することによって製作される。Ｚ補強材８０の製作の一部として、クロスビーム８２をＺ補強材８０の中へ統合させることも可能である。ステップ１１２において、下部構造６６は、（図示せぬ）適切なアセンブリツーリングを使用して、スパー７０、７２、７４の間に、Ｚ補強材８０を配置することによって形成される。１１４において、下部構造６６、７１の構成要素は、Ｚ補強材８０をスパー７０、７２、７４と接合させることによって、ユニット化された格子の中へ統合される。下部構造６６、７１の構成要素が共に接合されたことによって、その後、ステップ１１６において、複合材外板６８、６９が、それぞれ、全てが複合材下部構造６６、７１の両側に接合される。

前述したように、上述した航空機の尾部２４は、開示される複合材アセンブリ２４の例示的な一実施形態にすぎない。他の用途において使用されるために適切な他の実施形態も可能である。今度は、図６を参照すると、上述された原理を採用する複合材アセンブリ１２０は、構造体１１８の一部上、一部内で使用され、又は構造体１１８の一部を形成し得る。例えば、非限定的に、構造体１１８は、風車又は他の装置を備え、複合材アセンブリ１２０は、風車又は他の装置を支持するために採用され得る。複合材アセンブリ１２０は、以前に説明した複合材アセンブリ２４と構成において類似し、それと類似した特徴及び特性を有する。

複合材アセンブリ１２０は、第１の複合材構造体１２２、及び少なくとも１つの第２の複合材構造体１２４を備える。第１の複合材構造体１２２は、以前に説明した垂直安定板３０のものと類似した、構成、特徴、及び特性を有し得る。第１の複合材構造体１２２は、大まかに、第１の複合材下部構造１２８に接合され且つ第１の複合材下部構造１２８を覆う、複合材の第１の積層外板１２６を備える。複合材の第１の積層外板１２６は、以前に説明した複合材外板６８と、構成、特徴、及び特性において類似し、用途のために適切な予め選択された層間破壊靱性の第１のセットを保有する。第１の複合材下部構造１２８は、以前に説明した全てが複合材の統合された格子状の下部構造６６と、構成、特徴、及び特性において類似し、全てが複合材のスパー１３０、Ｚ補強材１３２、クロスビーム１３４、及びストリンガ１３６を含み得る。

第２の複合材構造体１２４は、以前に説明した水平安定板３２と、構成、特徴、及び特性において類似し得る。第２の複合材構造体１２４は、用途のために適切な予め選択された層間破壊靱性の第２のセットを保有する、複合材の第２の積層外板１３０を含む。複合材の第２の積層外板１３０は、以前に説明した第２の複合材外板６９と、構成、特徴、及び特性において類似し得る。第２の複合材構造体１２４は、複合材の第２の積層外板１３０に接合され且つ複合材の第２の積層外板１３０によって覆われた、第２の複合材下部構造１３８を更に含み得る。第２の複合材下部構造１３８は、以前に説明した全てが複合材の統合された格子状の下部構造７１と、構成、特徴、及び特性において類似し、全てが複合材のスパー１４０、Ｚ補強材１４２、クロスビーム１４４、及びストリンガ１４６を含み得る。

上述された複合材アセンブリ２４、１２０の原理及び特徴は、例えば、非限定的に、以下に説明され、図１及び図７〜図１６で示される、航空機の翼２２などの、他の実施形態及び構造体の中へ組み込まれ、又は他の実施形態及び構造体と併せて使用される。図１及び図７〜図１６内で示される航空機の翼２２は、翼の外板と格子の差異の特徴を利用して、翼と胴体の構造性能を改良し、より軽い重量が接合された設計を介して製造費用を低減させる。開示される翼２２は、部品の数を低減させ、腐食を低減又は除去し、安全性のより高い構造上のマージンを提供することもし得る。接合された航空機の翼２２は、増加された翼の設計の効率性を示し、極端に軽量であり、燃料の節約を提供し、一方で、翼の外板を内側の翼の格子及びスパーに固定するためのファスナに対する必要性を低減又は除去する。翼２２は、エンジンの爆発によってもたらされるものなどの、個別の損傷を封じ込める能力を有する。

一例示的な実施形態では、接合された複合材の航空機の翼２２が、（本明細書で、以後、時々、翼の格子又は翼格子構造と呼ばれる）複合材の内側の翼格子構造体１５２、並びに、より高い揚力、進入操作の間の荷重、上下の曲げ、せん断及びねじり荷重、横方向の突風、並びにエンジンの推力などの、種々の荷重の場合を満たすために、特に調整され得る上側及び下側の複合材の翼の外板２５、２７を含み得る。翼のフェイルセーフの接合された内側の翼格子構造体１５２は、翼格子構造体１５２を形成する翼格子のスパー及び格子のクロスビームの交差点における、層間の特異的な剥離及びせん断応力の個別の損傷及び実質的な低減のイベントにおいて、自己による封じ込めを提供する。接着剤が、翼格子のスパー及び／又は格子のクロスビームを、上側及び下側の複合材の翼の外板に接合させるために使用され得る。上側及び下側の翼の外板２５、２７は、段階的な剛性反作用の翼の荷重を含む、異なる層間破壊靱性を有し得る。利用される翼格子の全体にわたり一定のインターフェースの接合された特性は、乱流のためのねじり荷重及び曲げを緩和する。

図７は、図１で示された翼２２のうちの一方の斜視図であり、上側の複合材の翼の外板２５の一部分が取り払われて、以下により詳細に説明される内側の複合材の翼格子構造体１５２を明らかにしている。複合材の翼格子構造体１５２は、共に硬化され得る交差する複合材の構造的な支持部材の格子を備え、フィルム又はペーストの形態にあり得る適切な接着剤を使用して、上側及び下側の複合材の翼の外板２５、２７のそれぞれの内側表面１４８、１５０に接合される。したがって、上側及び下側の翼の外板２５、２７は、接合された接合部によって翼格子構造体１５２に取り付けられ、それによって、個別のファスナに対する必要性を除去する。

翼格子構造体１５２は、翼２２の根元２９から先端３１までスパン方向すなわちＸ方向において延在する複数の翼格子のスパー１５８、及び翼弦方向すなわちＺ方向において延在し、翼格子のスパー１５８を横断する、本明細書中で以後、格子クロスビーム１６０と呼ばれる、複数の交差する複合材の支持部材を備える。翼格子のスパー１５８、格子クロスビーム１６０、並びに上側及び下側外板２５、２７は、（図示せぬ）前縁及び後縁アセンブリが、それらに対してそれぞれ取り付けられるところの、前縁の格子のスパー１５８ａ及び後縁の格子のスパー１５８ｂを含む、主翼ボックスを形成し得る。

ある実施形態では、主翼ボックスと前縁及び後縁アセンブリとの間で荷重を伝達するために、前縁及び後縁の格子のスパー１５８ａ、１５８ｂが、（時々、中間体スパーと呼ばれる）他の翼格子のスパー１５８よりも大きく及び／又は剛性が高くなり得る。翼格子のスパー１５８は、それらのそれぞれの長さに沿って、断面及び他の特性においてほぼ均一であり得る。

上側及び下側の複合材の翼の外板２５、２７は、それぞれ、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある異なる層間破壊靱性を有し、特定の航空機の用途の静的及び動的で広範な荷重の両方を満たすために特に調整された異なる剛性を有する、上側及び下側の翼の外板２５、２７をもたらす。上側及び下側の翼の外板２５、２７の層間破壊靱性は、航空機２０（図１参照）が地上にある場合に、上側の翼の外板２５が引張され、下側の翼の外板２７が圧縮され、しかし、飛行中には、上側及び下側の翼の外板２５、２７がそれぞれ圧縮及び引張されるように選択され得る。

複合材の翼格子構造体１５２と併せて、複合材の翼の外板２５及び２７の異なる層間破壊靱性を採用することは、より広い構造領域にわたり飛行中の翼荷重を優れて分配し、典型的には、従来の翼構造体内で使用される構造的な翼弦ウェブに対する必要性を低減又は除去し、一方で、必要とされるスパーの数を最小化し得る。更に、翼格子構造体１５２と併せて、異なる層間破壊靱性を有する上側及び下側の翼の外板２５、２７を使用することは、飛行中の横方向の突風又は進入操作荷重による、曲げモーメント、ねじり、せん断応力、及び上下の曲げを含む、翼２２に適用される様々な力に対して、優れて反作用を及ぼす。

上側及び下側の複合材の翼の外板２５、２７の各々は、それぞれ、直交異方性であり、比較的高い強度対重量の比率を有する、炭素繊維エポキシなどの繊維強化樹脂材料の積層された層／プライの積み重ねを備える。プライの各々は、望ましい角度方向の単方向強化繊維を備え得る。例えば、翼の外板２５、２７の各々は、それぞれ、０度、４５度、及び９０度の繊維配向を有する、複数の積層されたプライを備え得る。０度のプライは、概して、スパン方向すなわちＸ軸方向に方向付けられ、一方で、９０度のプライは、翼弦方向すなわちＺ軸方向に方向付けられる。４５度のプライは、オフアングル荷重（ｏｆｆ ａｎｇｌｅ ｌｏａｄ）の、プライの積み重ね作用面内（ｐｌｙ ｓｔａｃｋ ｒｅａｃｔ ｉｎ‐ｐｌａｎｅ）に含まれ、ポアソン比の効果を低減させるように機能する。

上側及び下側の翼の外板２５、２７の異なる層間破壊靱性は、幾つかの翼の外板のパラメータの任意の１以上を変更することによって取得され、異なる剛性を有する上側及び下側の翼の外板２５、２７をもたらす。例えば、上側及び下側の翼の外板２５、２７を製作するために使用されるプライスケジュール（積み重ね）は、両方とも直交異方性であり得るが、上側の翼の外板２５に対して使用されるプライスケジュールは、下側の翼の外板２７に対して使用されるプライスケジュールよりも少ない０度のプライを有し、上側の翼の外板２５が下側の翼の外板２７よりも剛性が低く、直交異方性が少ないことをもたらす。代替的に、上側及び下側の外板２５、２７の層間破壊靱性における望ましい差異は、下側の翼の外板２７において使用されるものと比較して、上側の翼の外板２５において、異なる樹脂を使用することによって、異なる繊維材料を使用することによって、又は異なる繊維直径を使用することによって取得され得る。用途に応じて、上側及び下側の翼の外板２５、２７に対するプライスケジュールは、スパン方向又は翼弦方向のいずれかにおいて、層毎（ｌａｙｅｒ ｂｙ ｌａｙｅｒ）に変動するかもしれないし、しないかもしれない。異なる層間破壊靱性及び剛性を有する翼の外板２５、２７を使用することは、翼の揚力の分配を最適化し、それによって、全体の翼の揚力を増加させるやり方で、翼２２の曲げ、ねじり、及び垂直偏向が調整されることを可能にする。

典型的な一実施形態では、上側の複合材の翼の外板２５が、モードＩで約３．０インチポンド／平方インチから約５．０インチポンド／平方インチまで、モードＩＩで約４．５から約７．０まで、モードＩＩＩで約７．５から約８．５までの層間破壊靱性を有し得る。層間破壊靱性のこれらの範囲は、亀裂の伝播を抑止し又は抑え込む一方で、個別の構造的な複合材の曲げ、ねじり、及び剛性容量（ｓｔｉｆｆｎｅｓｓ ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ）による種々の翼の飛行荷重に対して反作用を提供する、翼の能力を高める。下側の複合材の翼の外板２７は、上側の翼の外板２５よりも高い層間破壊靱性を有する。例えば、下側の複合材の翼の外板２７は、モードＩで約４．５インチポンド／平方インチから約６．５インチポンド／平方インチまで、モードＩＩで５．５インチポンド／平方インチから約８．０インチポンド／平方インチまで、及びモードＩＩＩで約８．５インチポンド／平方インチから約１２．０インチポンド／平方インチまでの層間破壊靱性を有し得る。層間破壊靱性のこれらの範囲は、下側の翼の外板２７に、翼の曲げ及びねじり荷重に対して優れて反作用を提供する、ユニークな構造的ねじりせん断剛性の特性を提供する。

飛行中に、下の翼の外板２７が引張される一方で、翼の上向きの曲げが上側の複合材の翼の外板２５を圧縮状態に置くように、上側の複合材の翼の外板２５は、下側の複合材の翼の外板２７よりも低い層間破壊靱性を有するように形成される。更に、複合材の翼格子構造体１５２は、飛行中に、上側及び下側の翼の外板２５及び２７に対して剛性を提供する。他の実施形態では、上側の複合材の翼の外板２５は、４．０インチポンド／平方インチより大きい又は小さい層間破壊靱性を有し、下側の複合材の翼の外板２７は、６．０インチポンド／平方インチよりも大きい又は小さい層間破壊靱性を有し、下側の翼の外板２７は、上側の翼の外板２５の層間破壊靱性よりも大きい層間破壊靱性を有し得る。

構造的な複合材の剛性の特性は、部分的に、上側及び下側の翼の外板２５及び２７に対する先進複合材構造材料の高弾性係数の繊維から導かれる。構造用樹脂内の高い剛性対強度の比率の繊維は、それぞれ、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの重要な翼荷重の場合において、特定の構造特性を有する構造用樹脂の高い層間靱性を補強する。モードＩの特性は、翼２２の荷重伝達能力を提供し、一方で、モードＩＩの特性は、翼２２の面内荷重及び損傷抵抗性を提供する。モードＩＩＩの特性は、翼２２のねじり／ねじれ剛性を提供する。

上側の複合材の翼の外板２５の構造特性は、緩やかな高さのモードＩ及びモードＩＩの層間破壊靱性を有する。モードＩの構造特性は、離陸時及び飛行中に引き起こされた曲げ及び圧縮によってもたらされる通常の荷重の下で、上側の複合材の翼の外板２５の荷重伝達能力を増加させるように、設計される。上側の複合材の翼の外板２５に対するモードＩＩの層間靱性は、曲げ及びねじりによる、より多くの面内せん断荷重を引き受けるように設計され、したがって、より高い空気力学的な荷重を支持する翼の能力を増加させる。

下側の複合材の翼の外板２７の構造的な複合材の特性は、上側の翼の外板２５の対応する特性と比較して、より高いモードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの構造的な層間靱性を有するように設計される。これらの構造特性は、上曲げによって引き起こされた下側の複合材の翼の外板２７における広範な重い層間引張及び面内せん断荷重を伝達する能力を増加させるように選択される。下側の複合材の翼の外板２７のモードＩＩＩの構造的な層間靱性は、重い胴体の荷重による翼２２の厚いインボード側におけるねじりモーメントに対して反作用を提供する翼の能力を増加させるように設計される。更に、ねじり／ねじれ剛性の特性であるモードＩＩＩの特性における増加は、より高い揚力をもたらし、翼のバランスされたねじり角度を生み出す

上述された翼格子構造体１５２は、格子クロスビーム１６０によって補強され及び／又は安定化される翼格子のスパー１５８を採用する様々な複合材の構造的な構成のいずれかを使用して実装され得る。例えば、図８及び図９を参照すると、翼格子のスパー１５８は、各々、ウェブ１６２によって共に接合された上側のキャップ１６４及び下側のキャップ１６６を有する、複合材のＩビーム１５９を備え得る。上側のキャップ１６４は、接合ライン１６５に沿って上側の翼の外板２５の内側表面１４８に接着剤で接合され、下側キャップ１６６は、接合ライン１６７に沿って下側の翼の外板２７の内側表面１５０に接着剤で接合される。本実施例では、格子クロスビーム１６０が、Ｉビーム１５９の隣接するものの間で延在する個別の実質的に平坦な複合材ウェブ１６８を備え、接合ライン１６３に沿って翼格子のスパー１５８のウェブ１６２に接着剤で接合される。代替的な実施形態では、Ｉビーム１５９及び格子クロスビームのウェブ１６８が、レイアップされ且つ共に硬化され得る。

今度は図１０及び図１１に注意が向けられ、それらは、翼格子構造体１５２の代替的な形態を示している。本実施例では、翼格子のスパー１５８を形成する複合材のＩビーム１５９が、これもまた断面がＩ形状である格子クロスビーム１６０によって、補強され且つ安定化される。格子クロスビーム１６０の各々は、ウェブ１６８によって共に接合された上側キャップ及び下側キャップ１７０、１７２を備える。上側及び下側キャップ１７０、１７２は、それぞれ、翼格子のスパー１５８の対応する上側及び下側キャップ１６４、１６６とほぼ同一平面上にあり、それによって、図８及び図９で示された実施形態と比較して、翼格子構造体１５２と上側及び下側の翼の外板２５、２７との間により大きな接合面積を提供する。ある実施形態では、格子クロスビーム１６０が、翼格子のスパー１５８とレイアップされ且つ共に硬化され、一方で、他の実施形態では、それらが、第２の接合動作において接着剤で共に接合され得る。

第２の接合動作では、上側キャップ１６４、１７０が、接合ライン１６９に沿って上側の翼の外板２５の内側表面１４８に接着剤で接合される。同様に、下側キャップ１６６、１７２は、これもまた第２の接合動作において、接合ライン１７１に沿って下側の翼の外板２７の内側表面１５０に接着剤で接合される。図１０及び図１１内で示される実施例では、格子クロスビーム１６０が、翼２２の翼弦方向において実質的に位置合わせされ、しかしながら、他の実施形態では、格子クロスビーム１６０が、翼２２のスパン方向において互い違いにされ、又は互いからオフセットされ得る。

図１２は、翼格子構造体１５２の更に別の一実施形態を示し、上側及び下側の複合材の翼の外板２５、２７は、明瞭さのために示されていない。格子クロスビーム１６０は、翼２２のスパン方向において長手方向に間隔を空けられ、翼格子のスパー１５８を横断して延在し得る、上側及び下側の実質的に平坦な複合材のクロスビームストラップ１７４、１７６を備える。例示的な実施例では、翼格子のスパーが、総称的に数字１５８で示されるのみである。クロスビームストラップ１７４、１７６は、翼格子のスパー１５８を覆ってレイアップされ、翼格子のスパー１５８と共に硬化され得る。クロスビームストラップ１７４、１７６は、第２の接合動作において、接合ライン１７１に沿って、上側及び下側の翼の外板２５、２７が、それらに対して接着剤で接合されるところの外側の平坦な接合表面１７７を有する。代替的に、クロスビームストラップ１７４、１７６は、翼格子のスパー１５８を覆ってレイアップされ、翼格子のスパー１５８と共に硬化され得る。

図１３は、図８〜図１１との関連で以前に議論されたＩビーム１５９に類似するＩビームタイプの翼格子のスパー１５８を採用する、翼格子構造体１５２の更に別の一実施形態を示している。この実施例では、Ｉビームの形状を有する翼格子のスパー１５８が、複合材の積層側部ウェブ１７８によって更に補強され且つ安定化される。翼弦方向において翼格子構造体１５２を補強するために、翼格子のスパー１５８の各々は、Ｘ‐Ｙ平面内で延在する中央補強材１７９が提供される。中央補強材１７９は、ウェブ１６２を通って、側部ウェブ１７８の中へ延在し、以前に説明された格子クロスビーム１６０として機能し、翼２２に、望ましいねじり剛性及びせん断強度を提供する。図８〜図１１で示された実施形態と同様に、上側及び下側キャップ１６４、１６６は、それぞれ、上側及び下側の翼の外板２５、２７と直接的に接合され、翼の外板２５、２７と翼格子構造体１５２との間の（図示せぬ）接合ラインを通る荷重の伝達をもたらす。

図１４は、単純な予め形成された複合材積層板セグメントを使用して、図１３で示された翼格子構造体１５２を製作するために採用され得る、一アセンブリを示している。４つの予め形成されたＣ形状のセグメント１８２が、中央のウェブセグメント１９０に対して予め配置されている。側部ウェブ１７８（図１３参照）を形成する、側部ウェブセグメント１８０が、その後、Ｃ形状のセグメント１８２の外側を覆って配置される。キャップセグメント１８６が、組み立てられたＣ形状のセグメント１８２を覆って配置され、それによって、図１３で示された翼格子構造体１５２の要素の全てを備えたレイアップアセンブリを形成する。図１４で示された複合材積層板セグメントは、連続してレイアップされ、その後に共に硬化される。

図１５は、中央補強材１７９が、翼２２のスパン方向において連続的に延在するのみならず、翼格子のスパー１５８の間で翼弦方向において連続的に延在するということを除いて、図１３で示されたものと類似する、翼格子構造体１５２の別の一実施形態を示している。ある形態では、中央補強材１７９が、翼の重量を低減させるために、翼格子のスパーの隣接するものの間で、内部にギャップを有し得る。例えば、中央補強材１７９は、翼格子のスパー１５８を通り抜ける、一連の個別の間隔が空けられた中央補強材ストラップを備え得る。

図１６は、図１２及び図１３と関連して以前に議論された実施形態の特徴を組み合わせた、翼格子構造体１５２の別の一変形例を示している。本実施形態では、格子クロスビーム１６０が、翼格子のスパー１５８に接合され又は翼格子のスパー１５８と共に硬化される、上側及び下側のクロスビームストラップ１７４、１７６によって形成される。上側及び下側のクロスビームストラップ１７４、１７６は、図１２で示された実施形態と同様に、スパン方向において間隔を空けられるか、又は翼２２のスパン方向において、連続的又は準連続的であり得る。上側及び下側のクロスビームストラップ１７４、１７６は、翼弦方向における横断せん断荷重及び曲げに対して反作用を提供するのに十分な厚さを有し得る。

図１７は、以前に説明されたタイプの航空機の翼２２を製造する方法１９２のステップを大まかに示している。ステップ１９４から始まり、それぞれ、異なる弾性定数のみならず、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにおいて異なる層間破壊靱性及び剛性を有する、上側及び下側の複合材の翼の外板２５、２７が形成される。以前に述べられたように、外板において０度のプライなどの特定のプライ方向を有する幾つかのプライなどの、１以上の材料特性を変更することによって、異なる層間破壊靱性及び剛性が、翼の外板２５、２７に与えられ得る。翼の外板２５、２７の各々のプライのレイアップの後で、それらは各々硬化される。ステップ１９６において、内側の翼格子構造体１５２は、適切なレイアップ及びアセンブリツーリングを使用して、以前に議論された翼格子のスパー１５８及び格子クロスビーム１６０を備えた要素をレイアップすることによって形成される。レイアップの後で、翼格子のスパー１５８及び格子クロスビーム１６０は、共に硬化され、完全に固まって統合された翼格子構造体１５２を形成する。ステップ１９８において、第２の接合動作では、予め硬化された上側及び下側の複合材の翼の外板２５、２７が、予め硬化された翼格子構造体１５２に接着剤で接合され、完成した主翼ボックスを形成する。ステップ２０２において、前縁及び／又は後縁アセンブリは、望ましいように、主翼ボックスに取り付けられ得る。

更に、本開示は下記の条項による実施形態を含む。
条項１
複合材積層外板、並びに
前記外板からの荷重を伝達するために、前記複合材積層外板に接合された複合材下部構造であって、長手方向に延在する第１及び第２の複合材スパー、並びに前記長手方向に延在する第１及び第２の複合材スパーの間で延在し且つ前記長手方向に延在する第１及び第２の複合材スパーに接合された、第１の複数のＺ形状の複合材補強材を含む、複合材下部構造を備える、複合材構造体。
条項２
前記長手方向に延在する第１及び第２の複合材スパー並びに前記Ｚ形状の複合材補強材の各々は、断面においてほぼＩ形状である、条項１に記載の複合材構造体。
条項３
前記第１の複合材スパーは第１のキャップを含み、
前記第２の複合材スパーは第２のキャップを含み、
前記Ｚ形状の複合材補強材の各々は、前記第１及び第２のキャップの各々に接合された第３のキャップを含む、条項２に記載の複合材構造体。
条項４
前記下部構造は、前記Ｚ形状の複合材補強材をそれぞれ通過する、複数のほぼ直線的な複合材クロスビームであって、各々が前記長手方向に延在する第１及び第２の複合材スパーに対してほぼ垂直である、複合材クロスビームを更に含む、条項１から３のいずれか一項に記載の複合材構造体。
条項５
前記Ｚ形状の複合材補強材の各々は、高さを有するウェブを含み、
前記クロスビームの各々は、前記ウェブの全体の前記高さにほぼ沿って対応するＺ形状の複合材補強材に接合された、両端部を含む、条項４に記載の複合材構造体。
条項６
長手方向に延在する第３の複合材スパー、並びに
前記長手方向に延在する第２及び第３の複合材スパーの間で延在し且つ前記長手方向に延在する第２及び第３の複合材スパーに接合された、第２の複数のＺ形状の複合材補強材を更に備える、条項１から５のいずれか一項に記載の複合材構造体。
条項７
前記長手方向に延在する第１の複合材スパーは前桁であり、
前記長手方向に延在する第２の複合材スパーは中央桁であり、
前記長手方向に延在する第３の複合材スパーは後桁である、条項６に記載の複合材構造体。
条項８
前記長手方向に延在する第１及び第２の複合材スパーの各々は、第１及び第２のスパーキャップを含み、
前記Ｚ形状の補強材の各々は、第１及び第２の補強材キャップを含み、
前記複合材積層外板は、前記第１及び第２のスパーキャップ並びに前記第１及び第２の補強材キャップに接合される、条項１から７のいずれか一項に記載の複合材構造体。
条項９
複合材積層板の第１の外板、並びに前記第１の外板に接合された複合材の第１の下部構造であって、共に接合された複合材スパー、複合材クロスビーム、及び複合材補強材の統合された格子を含む、第１の下部構造を有する垂直安定板、並びに
一組の水平安定板であって、前記水平安定板の各々が、複合材積層板の第２の外板、並びに前記第２の外板に接合された複合材の第２の下部構造であって、共に接合された複合材スパー、複合材クロスビーム、及び複合材補強材の統合された格子を含む、複合材の第２の下部構造を含む、一組の水平安定板を備える、航空機の尾部。
条項１０
前記複合材積層板の第１の外板が、
約４．０から６．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩの層間破壊靱性、
約１２．０から１５．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩＩの層間破壊靱性、及び
約１６．０から１８．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩＩＩの層間破壊靱性を含む、条項９に記載の航空機の尾部。
条項１１
前記複合材積層板の第２の外板が、
約２．５から３．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩの層間破壊靱性、
約７．５から９．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩＩの層間破壊靱性、及び
約１８．０から２０．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩＩＩの層間破壊靱性を含む、条項９又は１０に記載の航空機の尾部。
条項１２
前記垂直安定板が、約４５．０から５２．０百万ポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、ねじり剛性を有する、条項９から１１のいずれか一項に記載の航空機の尾部。
条項１３
前記水平安定板の各々が、約３０．０から３６．５百万ポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、曲げ剛性を有する、条項９から１２のいずれか一項に記載の航空機の尾部。
条項１４
前記スパーの各々が、約４５百万ポンド／平方インチの曲げ剛性を有する、条項９から１３のいずれか一項に記載の航空機の尾部。
条項１５
前記複合材補強材の各々はＺ形状であり、
前記複合材クロスビームの各々は前記Ｚ形状の複合材補強材のうちの１つを通過する、条項９から１４のいずれか一項に記載の航空機の尾部。
条項１６
垂直安定板であって、複合材の第１の下部構造及び前記第１の下部構造に接合された複合材積層板の第１の外板を含み、前記複合材積層板の第１の外板は、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの荷重に晒され、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある層間破壊靱性の第１のセットを有する、垂直安定板、並びに
少なくとも１つの水平安定板であって、複合材の第２の下部構造及び前記第２の下部構造に接合された複合材積層板の第２の外板を含み、前記複合材積層板の第２の外板は、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの荷重に晒され、前記層間破壊靱性の第１のセットよりも小さい、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩにある層間破壊靱性の第２のセットを有する、少なくとも１つの水平安定板を備える、航空機の尾部。

上述した様々な実施形態の説明は、例示及び説明を目的とするものであり、網羅的な説明であること、又はこれらの実施形態を開示された形態に限定することを意図していない。当業者には、多数の修正例及び変形例が明らかであろう。更に、種々の例示的な実施形態は、他の例示的な実施形態と比較して、異なる利点を提供し得る。選択された１以上の実施形態は、実施形態の原理、実際の応用を最もよく説明するため、及び、想起される特定の用途に適する様々な修正例を伴う様々な実施形態の開示内容の理解を、他の当業者に対して促すために、選ばれ、記述されている。

Claims (12)

1. 第１の複合材構造体（３０）であって、複合材の第１の下部構造（６６）及び前記第１の下部構造（６６）に接合された複合材の第１の積層外板（１２６）を含み、前記複合材の第１の積層外板（１２６）が、予め選択された層間破壊靱性の第１のセットを有する、第１の複合材構造体（３０）、並びに
   少なくとも１つの第２の複合材構造体（３２）であって、複合材の第２の下部構造（７１）及び前記第２の下部構造（７１）に接合された複合材の第２の積層外板（１３０）を含み、前記複合材の第２の積層外板（１３０）が、予め選択された層間破壊靱性の第２のセットを有する、少なくとも１つの第２の複合材構造体（３２）を備える、複合材アセンブリであって、
   前記第１の下部構造（６６）が、
   長手方向に延在する複数の複合材スパー（７０、７２、７４）、
   前記スパーの間で延在し且つ前記スパーに接合された複数のＺ形状の複合材補強材（８０）、及び
   前記Ｚ形状の複合材補強材（８０）を通過し、前記第１及び第２の外板のうちの少なくとも１つに接合される、長手方向に延在する複数の複合材ストリンガ（８４）を備える、複合材アセンブリ。
2. 前記複合材の第１及び第２の積層外板（１２６、１３０）の各々が、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの荷重に晒され、
   前記層間破壊靱性の第１及び第２のセットが、モードＩ、ＩＩ、及びＩＩＩの荷重において互いに異なっている、請求項１に記載の複合材アセンブリ。
3. 前記第１の複合材構造体（３０）がねじり剛性を有し、
   前記第２の複合材構造体（３２）がねじり剛性を有し、
   前記第１の複合材構造体（３０）の前記ねじり剛性が、前記第２の複合材構造体（３２）の前記ねじり剛性よりも大きい、請求項１又は２に記載の複合材アセンブリ。
4. 前記第１の複合材構造体（３０）が、約４５．０から５２．０百万ポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、ねじり剛性を有し、
   前記第２の複合材構造体（３２）が、約４０．０から５０．２百万ポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、ねじり剛性を有する、請求項３に記載の複合材アセンブリ。
5. 前記第１の複合材構造体（３０）の前記複合材の第１の積層外板の前記予め選択された層間破壊靱性の第１のセットが、
   約４．０から６．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩの層間破壊靱性、
   約１２．０から１５．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩＩの層間破壊靱性、及び
   約１６．０から１８．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩＩＩの層間破壊靱性を含む、請求項１から４のいずれか一項に記載の複合材アセンブリ。
6. 前記第２の複合材構造体（３２）の前記複合材の第２の積層外板（１３０）の前記予め選択された層間破壊靱性の第２のセットが、
   約２．５から３．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩの層間破壊靱性、
   約７．５から９．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩＩの層間破壊靱性、及び
   約１８．０から２０．５インチポンド／平方インチまでの範囲内に含まれる、モードＩＩＩの層間破壊靱性を含む、請求項５に記載の複合材アセンブリ。
7. 前記複合材スパー（７０、７２、７４）及び前記Ｚ形状の複合材補強材（８０）の各々が、概して、断面においてＩ形状であり、一対のキャップを含み、
   前記複合材スパー（７０、７２、７４）のキャップ（９４、９６）及び前記Ｚ形状の複合材補強材（８０）のキャップ（９０、９２）が、共に接合される、請求項１に記載の複合材アセンブリ。
8. 前記Ｚ形状の複合材補強材（８０）をそれぞれ通過し、且つ、前記複合材スパー（７０、７２、７４）に対してほぼ垂直に延在する、複数のほぼ直線的な複合材クロスビーム（８２）を更に備える、請求項１に記載の複合材アセンブリ。
9. 前記第１の複合材構造体（３０）及び前記第２の複合材構造体（３２）は、航空機の尾部（２４）を形成するように配置される、請求項１から８のいずれか一項に記載の複合材アセンブリ。
10. 前記第１の複合材構造体（３０）が航空機の垂直安定板であり、
    前記第２の複合材構造体（３２）が航空機の水平安定板である、請求項１から９のいずれか一項に記載の複合材アセンブリ。
11. 複合材構造体を製造する方法であって、
    複数の複合材スパー（７０、７２、７４）を製作すること、
    複数のＺ形状の複合材補強材（８０）を製作すること、
    長手方向に延在する複数の複合材ストリンガ（８４）を製作すること、
    前記複合材スパー（７０、７２、７４）及び前記複合材補強材を共に接合することによって、複合材下部構造（１２８）を形成すること、ここで長手方向に延在する複数の複合材ストリンガ（８４）は、前記Ｚ形状の複合材補強材（８０）を通過する、並びに
    前記複合材下部構造の両側上に、それぞれ、第１の複合材外板（１２６）と第２の複合材外板（１３０）を接合することを含む、方法。
12. 請求項１１に記載の方法によって製造された、航空機の安定板。

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