JP6542508B2 - 連続的に湾曲した桁および製造方法 - Google Patents

Description

本開示は、一般に構造桁に関し、より詳細には、飛行体の複合エアフォイルにおける連続的に湾曲した構造桁、およびこれを製造する方法に関する。

複合構造体は、高い強度重量比、耐食性、および他の好適な特性により、航空機、宇宙船、回転翼機、船舶、自動車および他の車両ならびに構造体の製造を含む多種多様な用途において使用されている。航空機の建設では、複合構造体は、主翼、尾翼部、胴体、およびその他の構成要素を形成するために使用量が増えている。

航空機主翼などの知られている複合エアフォイルは、内部フレームに機械的に取り付けられたまたは結合された上側および下側の外側複合主翼外板パネル、すなわち「外板」を利用し得る。内部フレームは通常、桁、小骨、および縦通材などの強化構造体を含んで、主翼外板の強度および安定性を改良することができる。主翼外板は、桁に取り付けることができ、桁は、主翼に対して構造的完全性をもたらす。加えて、多くの航空機主翼は、主翼の内側に、前桁と後桁の間に格納され得る燃料タンクを有することができる。

知られている構造桁は、その長さに沿って、「屈曲」または曲がり部とも称される角度が急激に変化する１つまたは複数の別個のまたは特異的な区域を有することがある。そのような知られている桁は、「屈曲した桁」と称することができ、そのような別個の屈曲を用いて機尾方向に曲線をなすことができる。屈曲した桁を製造することは、複数の部品および複数のスプライスを一緒に組み立て、接合することを必要とし得る。そのような複数の部分および複数のスプライスの使用および組み立ては、屈曲した桁を製造するのに必要とされる時間、複雑性、部品数、および手作業を増大させることがあり、これは次いで、全体の製造コストも増大させ得る。

さらに、知られている屈曲した桁用のそのような複数の部品および複数のスプライスの組み立ては、そのような複数の部品および複数のスプライスを一緒に接合またはそれらを接合するのを助けるために、追加の機械的締結具、クランプ、または固定具を使用することを必要とし得る。しかし、そのような追加の機械的締結具、クランプ、または固定具の設置、使用、および／または取り外しは、屈曲した桁を製造するのに必要とされる時間、複雑性、部品数、および手作業を増大させることがあり、これは次いで、全体の製造コストを増大させ得る。さらに、組み立て後に取り外されなくてよい追加の機械的締結具、クランプ、または固定具の設置および使用は、航空機に対して重量を付加し、その結果、次いで、所与の飛行プロファイルに対する燃料要求が増大され得る。この燃料要求の増大の結果、次いで、燃料コストが増大され得る。最後に、数多くの締結具を使用した結果、それらが金属で作製され、外側複合主翼外板パネルを貫通して露出される場合、主翼に落雷する危険が増大され得る。

加えて、知られている屈曲した桁内の１つまたは複数の別個の屈曲の角度の急激な変化の結果、大きなキック負荷が生じることがあり、これは、これらの屈曲した区域において小骨および主翼外板によって分散され消散されなければならない。本明細書では、用語「キック負荷」は、負荷通路内の急激な変化の結果構造体に誘発される負荷を意味する。キック負荷は、主翼の座屈を結果として生じさせ得る主翼外板に対する負荷の増大を引き起こし得る。知られている屈曲した桁では、キック負荷は、主翼外板および／または小骨に強度機能を加えて主翼の座屈を回避することによって対処され得る。そのように付加される強度機能は、部品のゲージの増大、より強度のある材料系への材料の改変、および／または部品を取り付ける締結具のサイズの増大を含み得る。しかし、そのように付加された強度機能の結果、重量およびコストが増大され得る。

したがって、当技術分野では、知られている屈曲した桁、組立体、および方法に勝る利点をもたらす改良された構造桁および製造方法が必要とされている。

改良された構造桁および製造方法のこうした必要性が、満たされる。以下の詳細な説明において論じるように、改良された構造桁および製造方法の実施形態は、知られている屈曲した桁、組立体および方法に勝る顕著な利点をもたらすことができる。

本開示の１つの実施形態では、エアフォイルが提供される。エアフォイルは、エアフォイル中に配設された１つまたは複数の燃料格納領域を備える。エアフォイルは、さらに、エアフォイルの付け根端部からエアフォイルの先端部に向かって延びる１つまたは複数の連続的に湾曲した桁を備える。少なくとも１つの連続的に湾曲した桁は、一体形状を備え、連続的に湾曲した桁に沿って１つまたは複数の連続曲線を備え、少なくとも１つの連続的に湾曲した桁は、１つまたは複数の燃料格納領域の少なくとも１つの構造壁を形成する部分を有する、または１つまたは複数の燃料格納領域の内部に存在する。

本開示の別の実施形態では、航空機が提供される。航空機は、胴体を備える。航空機は、さらに、胴体に取り付けられ胴体から延びる２つまたはそれ以上のエアフォイルを備える。各々のエアフォイルは、エアフォイル内に配設された１つまたは複数の燃料格納領域を備える。各々のエアフォイルは、さらに、エアフォイルの付け根端部からエアフォイルの先端部に向かって延びる１つまたは複数の連続的に湾曲した桁を備える。少なくとも１つの連続的に湾曲した桁は、一体形状を備え、連続的に湾曲した桁に沿って１つまたは複数の連続曲線を備え、１つまたは複数の燃料格納領域の少なくとも１つの構造壁を形成する部分を有し、または１つまたは複数の燃料格納領域の内部に存在することを含む。各々のエアフォイルは、さらに、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁に対してほぼ垂直にかつ桁間に取り付けられた複数の小骨を備える。各々のエアフォイルは、さらに、１つまたは複数の燃料格納領域、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁、および複数の小骨を覆う上側および下側の補強パネルを備える。

本開示の別の実施形態では、航空機を製造する方法が提供される。方法は、１つまたは複数の複合の連続的に湾曲した桁を形成し硬化させるステップであって、少なくとも１つの連続的に湾曲した桁が、一体形状を有し、連続的に湾曲した桁に沿って１つまたは複数の連続曲線を有する、ステップを含む。方法は、さらに、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁の各々の第１の端部を航空機の胴体部に取り付け、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁の各々を胴体部から延ばすステップを含む。方法は、さらに、燃料格納領域の構造壁を形成するように１つまたは複数の連続的に湾曲した桁の１つまたは複数の部分を配置することを含む。方法は、さらに、複数の小骨を１つまたは複数の連続的に湾曲した桁に対してほぼ垂直にかつ桁間に取り付けることを含む。方法は、さらに、航空機のエアフォイルを形成するために、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁、複数の小骨、および燃料格納領域の各々を上側と下側の補強パネル間に挟むことを含む。

これまで論じた特徴、機能、および利点は、本開示のさまざまな実施形態において独立的に達成することができ、または、さらに他の実施形態において組み合わされてよく、そのさらなる詳細は、以下の説明および図面を参照することによって判明し得る。

さらに、本開示は、以下の条項による実施形態を含む。

条項１．胴体と、胴体に取り付けられ、胴体から延びる２つまたはそれ以上のエアフォイルを備える航空機であって、各々のエアフォイルが、エアフォイル内に配設された１つまたは複数の燃料格納領域と、エアフォイルの付け根端部からエアフォイルの先端部に向かって延びる１つまたは複数の連続的に湾曲した桁であって、少なくとも１つの連続的に湾曲した桁が、一体形状と、連続的に湾曲した桁に沿った１つまたは複数の連続曲線とを備え、１つまたは複数の燃料格納領域の少なくとも１つの構造壁を形成する部分を有する、または１つまたは複数の燃料格納領域の内部に存在する、連続的に湾曲した桁と、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁に対してほぼ垂直にかつ桁間に取り付けられた複数の小骨と、１つまたは複数の燃料格納領域、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁、および複数の小骨を覆う上側および下側の補強パネルとを備える、航空機。

条項２．１つまたは複数の連続的に湾曲した桁が、長手方向のｘ軸方向、横方向のｙ軸方向、および鉛直のｚ軸方向の１つまたは複数を含む軸方向に延びる、条項１の航空機。

条項３．１つまたは複数の連続的に湾曲した桁の各々が、一体複合構造体を備え、２つまたはそれ以上のエアフォイルが、複合航空機主翼および複合航空機水平安定板の２つまたはそれ以上を備える、条項１の航空機。

条項４．１つまたは複数の連続的に湾曲した桁が、別個の屈曲を有さず、その結果、別個の屈曲において負荷を集中させる既存の屈曲した桁の負荷分散と比較して、複数の小骨ならびに上側および下側の補強パネルにわたる負荷分散が生じる、条項１の航空機。

本開示は、必ずしも原寸通りに描かれていない、好ましい例示的な実施形態を示す添付の図を併用して、以下の詳細な説明を参照することによってより良好に理解することができる。

本開示の連続的に湾曲した桁の１つまたは複数の実施形態を組み込む１つまたは複数のエアフォイルを有する飛行体の上部平面図である。 航空機の製造および保守方法の流れ図である。 航空機のブロック図である。 屈曲した桁を有する、知られているエアフォイルの上部断面図である。 図４Ａの屈曲した桁の軸方向の図である。 連続的に湾曲した桁を示す本開示のエアフォイルの実施形態の上部断面図である。 図５Ａの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁の軸方向の図である。 連続的に湾曲した桁を示す本開示のエアフォイルの別の実施形態の上部断面図である。 図６Ａの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁の軸方向の図である。 連続的に湾曲した桁を示す本開示のエアフォイルの実施形態の右側斜視図である。 図７Ａの線７Ｂ−７Ｂに沿って切り取られた拡大断面図である。 図７Ｂの円７Ｃの拡大図である。 本開示の方法の例示的な実施形態の流れ図である。

次に、開示する実施形態が、これ以後添付の図を参照してより十分に説明され、図では、開示する実施形態のすべてではないが一部が示されている。実際、いくつかの異なる実施形態が提供され得るが、本明細書において記載する実施形態に限定されるものと解釈されてはならない。そうではなく、これらの実施形態は、本開示が完全になり、本開示の範囲を当業者に十分伝えるように提供される。

次に図を参照すれば、図１は、２つまたはそれ以上のエアフォイル１４を有する、航空機１１の形態などの飛行体１０の上部平面図である。各々のエアフォイル１４は、本開示の連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数の実施形態を組み込むことができる。図１に示すように、航空機１１の形態などの飛行体１０は、胴体部１２ａを有する胴体１２を備え、さらに、たとえば航空機主翼１８の形態のエアフォイル１４ａなど、およびたとえば尾翼１６の水平安定板１６ａの形態のエアフォイル１４ｂなどの、２つまたはそれ以上のエアフォイル１４を備える。航空機主翼１８および水平安定板１６ａに加えて、エアフォイル１４は、垂直安定板、水平尾翼、先尾翼、または別の適切なエアフォイル構造体を備えることができる。

図１にさらに示すように、航空機主翼１８ａの形態などの各々のエアフォイル１４ａは、前縁２０ａ、後縁２０ｂ、先端部２２、付け根端部２３、エアフレーム２４、連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数の実施形態、および１つまたは複数の燃料格納領域２８を備える。連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数の実施形態（図１を参照されたい）は、連続的に湾曲した前桁２６ａ（図１を参照されたい）、連続的に湾曲した後桁２６ｂ（図１を参照されたい）、または連続的に湾曲した中間桁２６ｃ（図１を参照されたい）を備えることができる。１つまたは複数の燃料格納領域２８は、燃料タンク２８ａ（図１を参照されたい）または燃料セル２８ｂ（図１を参照されたい）を備えることができる。図１にさらに示すように、尾翼１６は、水平安定板１６ａおよび垂直安定板１６ｂを備える。図１に示すように、各々の水平安定板１６ａは、連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数の実施形態および１つまたは複数の燃料格納領域２８を備えることができる。

図１に示す航空機１０は、全体的には、連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数の実施形態を備えた１つまたは複数のエアフォイル１４を有する民間航空機を表しているが、開示する実施形態の教示は、他の旅客航空機、貨物航空機、軍事用航空機、回転翼機および航空機もしくは飛行体の他のタイプ、ならびに航空宇宙機、衛星、宇宙打上げ機、ロケット、および他の航空宇宙機、ならびにボートおよび他のウォータークラフト、風車などの構造体、または本明細書で開示する連続的に湾曲した桁２６の実施形態を使用することができる他の適切な構造体に適用されてよい。

図２は、航空機の製造および保守方法３０の流れ図である。図３は、航空機５０のブロック図である。図２〜３を参照すれば、本開示の実施形態は、図２に示す航空機の製造および保守方法３０ならびに図３に示す航空機５０の文脈で説明され得る。製造前段階中、例示的な航空機の製造および保守方法３０は、航空機５０の仕様決定および設計３２ならびに材料調達３４を含むことができる。製造中、構成要素および副組立体の製造３６および航空機５０のシステム統合３８が行われる。その後、航空機５０は、認証および引き渡し４０を経て運用状態４２に置くことができる。顧客による運用４２中、航空機５０は、（改変、再構成、改修、および他の適切な保守も含み得る）日常保全および保守４４に対してスケジュールが組まれ得る。

航空機の製造および保守方法３０のプロセスの各々は、システム統合者、第３者、および／またはオペレータ（たとえば顧客）によって実施または実行され得る。この説明の目的では、システム統合者は、限定されないが、任意の数の航空機製造者および主要システム下請負契約者を含むことができ、第３者は、限定されないが、任意の数の販売者、下請負契約者、および供給者を含むことができ、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事組織、保守会社、および他の適切なオペレータを含むことができる。

図３に示すように、例示的な航空機の製造および保守方法３０によって生産された航空機５０は、エアフレーム５２を複数のシステム５４および内部５６と共に含むことができる。上位レベルのシステム５４の例は、推進システム５８の１つまたは複数、電気システム６０、油圧システム６２、および環境システム６４を含むことができる。任意の数の他のシステムが含まれてよい。航空宇宙の例が示されているが、本発明の原理は、自動車産業などの他の産業に適用されてよい。

本明細書で具現化される方法およびシステムは、航空機の製造および保守方法３０の段階の任意の１つまたは複数の間に採用され得る。たとえば、構成要素および副組立体の製造３６に対応する構成要素または副組立体は、航空機５０が運用状態にある間生産された構成要素または副組立体と類似のやり方で製作または製造されてよい。また、１つまたは複数の装置実施形態、方法実施形態、またはその組み合わせは、構成要素および副組立体の製造３６およびシステム統合３８の間、たとえば航空機５０の組み立てを実質的に早めるまたは航空機５０のコストを減少させることによって利用されてよい。同様に、装置実施形態、方法実施形態またはその組み合わせの１つまたは複数は、航空機５０が運用状態にある間、たとえば限定されないが、保全および保守４４に利用されてよい。

図４Ａは、屈曲した桁６６を有する、知られているエアフォイル１４ｃの形態などのエアフォイル１４の上部断面図である。図４Ａに示すように、知られているエアフォイル１４ｃは、胴体１２から主翼先端２２に向かって延びる屈曲した桁６６を有し、燃料タンク２８ａの形態の燃料格納領域２８を有し、屈曲した桁６６に対して垂直にかつ桁間に取り付けられた複数の小骨９０を有する航空機主翼１８ｂの形態になることができる。図４Ａは、別個の屈曲６８ａおよび屈曲した桁通路７０ａを有する屈曲した前桁６６ａを示している。図４Ａは、さらに、別個の屈曲６８ｂ、６８ｃおよび屈曲した桁通路７０ｂを有する屈曲した後桁６６ｂを示している。本明細書では、用語「別個の屈曲」は、桁平面に沿って角度および方向が急激に変化する、屈曲した桁６６（図４Ａを参照されたい）の長さに沿った特異的な区域を意味する。図４Ｂは、図４Ａの屈曲した桁６６ａの屈曲した桁通路７０ａならびに屈曲した桁６６ｂの屈曲した桁通路７０ｂに関連する、三次元座標系のｘ、ｙ、およびｚの組に対する軸方向８０の図である。軸方向８０は、長手方向のｘ軸方向８０ａ、横方向のｙ軸方向８０ｂ、および鉛直のｚ軸方向８０ｃを含む。ｚ軸方向は、航空機主翼１８ｂを貫通するものであり、ｚ軸自体ではなくｚ軸の点のみが図４Ｂに示されている。

図５Ａは、連続的に湾曲した桁２６を示す本開示のエアフォイル１４ａ（図１も参照されたい）の形態などのエアフォイル１４の実施形態の上部断面図である。図５Ａにさらに示すように、エアフォイル１４ａは、好ましくは、航空機主翼１８ａの形態などの航空機主翼１８を備える。エアフォイル１４（図１、５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）は、エアフォイル１４内に配設された１つまたは複数の燃料格納領域２８（図１、５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）を備える。１つまたは複数の燃料格納領域２８は、好ましくは、燃料タンク２８ａ（図１、５Ａを参照されたい）、燃料セル（図１を参照されたい）または別の適切な燃料格納領域２８もしくは構造体を備える。図５Ａに示すように、燃料タンク２８ａなどの燃料格納領域２８は、好ましくは、燃料格納領域２８の周囲を形成する燃料格納境界２９ａ、２９ｂ、２９ｃ、２９ｄを有する。図５Ａに示す燃料格納領域２８は、４辺の略矩形形状を有するが、燃料格納領域は、他の適切な形状で形成されてもよい。

図５Ａに示すように、エアフォイル１４ａの形態などのエアフォイル１４は、さらに、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図１を参照されたい）を備える。図５Ａに示すように、各々の連続的に湾曲した桁２６は、第１の端部７２ａと、第２の端部７２ｂと、その間の細長い本体部分７４とを有する。図５Ａに示すように、好ましくは、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６の各々は、連続的に湾曲した前桁２６ａ、連続的に湾曲した後桁２６ｂまたは連続的に湾曲した中間桁２６ｃの１つを備える。連続的に湾曲した前桁２６ａは、好ましくは、エアフォイル１４ａ（図１を参照されたい）の前縁２０ａ（図１を参照されたい）に沿って長さ方向に配置される。連続的に湾曲した後桁２６ｂは、好ましくは、エアフォイル１４ａ（図１を参照されたい）の後縁２０ｂ（図１を参照されたい）に沿って長さ方向に配置される。連続的に湾曲した中間桁２６ｃは、好ましくは、連続的に湾曲した前桁２６ａと連続的に湾曲した後桁２６ｂとの間に長さ方向に配置される。１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６は、好ましくは、エアフォイル１４に強度を与え、軸方向力および曲げモーメントを担持することができる。

図５Ａにさらに示すように、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６の各々の第１の端部７２ａは、好ましくは、航空機１１（図１を参照されたい）などの飛行体１０（図１を参照されたい）の胴体部１２ａに取り付けるように構成される。連続的に湾曲した桁２６（図１、５Ａを参照されたい）は、航空機１１（図１を参照されたい）などの飛行体１０（図１を参照されたい）の胴体１２（図１を参照されたい）の胴体部１２ａ（図１を参照されたい）に取り付けられてよく、ならびに／または接合システム（図示せず）によって、航空機１１の他方の側に配置された、航空機主翼１８などの対応するエアフォイル１４に取り付けられてよい。そのような接合システムは、航空機１１（図１を参照されたい）の胴体１２（図１を参照されたい）の中心線１７（図１を参照されたい）にほぼ沿って通ることができる。他の実施形態では、連続的に湾曲した桁２６は、航空機１１などの飛行体１０の他の適切な構造体に取り付けられ得る。

連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）は、好ましくは、胴体１２（図５Ａを参照されたい）から長さ方向７７（図１、５Ａを参照されたい）に、エアフォイル１４ａの付け根端部２３（図１を参照されたい）からエアフォイル１４ａの先端部２２（図１を参照されたい）に向かって、または航空機１１（図１を参照されたい）などの飛行体１０（図１を参照されたい）の機内側から機外側などに延びる。図５Ａに示すように、連続的に湾曲した桁２６の各々の第２の端部７２ｂは、先端部２２に向かっておよび／または先端部２２の近位に延びる。図５Ａに示す実施形態では、連続的に湾曲した前桁２６ａおよび連続的に湾曲した後桁２６ｂは、燃料格納領域２８の内部部分８６（図６Ａも参照されたい）の近くで終端する第２の端部７２ｂを有することができる連続的に湾曲した中間桁２６ｃよりも先端部２２の近くにある。しかし、連続的に湾曲した中間桁２６ｃの第２の端部７２ｂは、燃料格納領域２８内でより長いまたはより短い長さで終端することができる。

好ましくは、図５Ａに示すように、連続的に湾曲した前桁２６ａおよび連続的に湾曲した後桁２６ｂは、燃料格納領域２８を格納するエアフォイル１４の湿潤部１０２（図７Ａも参照されたい）および燃料格納領域２８を格納しないエアフォイル１４（図７Ａを参照されたい）の乾燥部１０４（図７Ａも参照されたい）の両方を通って長さ方向７７に延びる。本明細書では、「湿潤部」は、燃料が格納される燃料障壁区域を意味し、「乾燥部」は、燃料が格納されない区域を意味する。

図５Ａに示すように、少なくとも１つの連続的に湾曲した桁２６は、さらに、一体形状８８および連続的に湾曲した桁２６に沿った１つまたは複数の連続曲線７６を備える。１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６は、少なくとも１つの軸方向８０（図５Ｂを参照されたい）に延びることができる。好ましくは、連続曲線７６の軸方向８０は、長手方向のｘ軸方向８０ａ（図５Ｂを参照されたい）、横方向のｙ軸方向８０ｂ（図５Ｂを参照されたい）、および鉛直のｚ軸方向８０ｃ（図５Ｂを参照されたい）の１つまたは複数を備える。図５Ａにさらに示すように、連続的に湾曲した前桁２６ａは、連続曲線７６および湾曲した桁通路７８ａを有し、連続的に湾曲した後桁２６ｂは、連続曲線７６および湾曲した桁通路７８ｂを有し、連続的に湾曲した中間桁２６ｃは、連続曲線７６および湾曲した桁通路７８ｃを有する。

図５Ａは、３つの連続的に湾曲した桁２６を備えたエアフォイル１４ａの１つの実施形態である。図５Ａに示すように、連続的に湾曲した前桁２６ａの湾曲した桁通路７８ａは、屈曲した前桁６６ａ（図４Ａを参照されたい）の屈曲した桁通路７０ａ（点線で示す）と比較され、連続的に湾曲した後桁２６ｂの湾曲した桁通路７８ｂは、屈曲した後桁６６ｂ（図４Ａを参照されたい）の屈曲した桁通路７０ｂ（点線で示す）と比較される。図５Ａに示すように、湾曲した桁通路７８ａ、７８ｂは、屈曲した桁通路７０ａ、７０ｂが形成するものより幅広い曲線を燃料格納境界２９ｂ、２９ｄに沿って形成し、エアフォイル１４ａのこの実施形態では、燃料タンク２８ａの形態などの燃料格納領域２８の体積は、図４Ａに示す屈曲した桁６６の知られているエアフォイル１４ｃの燃料格納領域（図４Ａを参照されたい）と比較して増大することができる。

１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６は、好ましくは、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａ、６Ａを参照されたい）を備える。１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６の各々は、好ましくは、一体複合構造体２７ａ（図７Ａを参照されたい）を備える。

さまざまな有利な実施形態は、いくつかの考慮事項を認識し、考慮に入れる。たとえば、さまざまな有利な実施形態は、航空機主翼１８（図１を参照されたい）の形態などのエアフォイル１４（図１を参照されたい）が、１つの連続的に湾曲した桁２６（図１を参照されたい）を単独で備えることができ、または連続曲線７６（図５Ａを参照されたい）を有さない他の桁と組み合わせることができ、複数の連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）を格納することができ、または１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６を有する桁主翼箱１０６（図７Ａを参照されたい）を格納することができることを認識し、考慮に入れる。これらの実施形態のすべては、好ましくは、複合材料から少なくとも部分的に構成される。

１つの実施形態では、連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）の１つまたは複数は、１つまたは複数の燃料格納領域２８（図５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）の少なくとも１つの構造壁８４ａ、８４ｂ（図６Ａ、７Ａを参照されたい）を形成する部分８２ａ、８２ｂ（図５Ａ、６Ａを参照されたい）を備える。たとえば、図５Ａに示すように、連続的に湾曲した前桁２６ａの部分８２ａ（図６Ａも参照されたい）は、好ましくは、燃料格納境界２９ｄ（図６Ａ、７Ａも参照されたい）に沿って燃料格納領域２８（図６Ａ、７Ａを参照されたい）の構造壁８４ａ（図６Ａ、７Ａを参照されたい）を形成する。さらに、図５Ａに示すように、連続的に湾曲した後桁２６ｂの部分８２ｂ（図６Ａも参照されたい）は、好ましくは、燃料格納境界２９ｂ（図６Ａ、７Ａも参照されたい）に沿って燃料格納領域２８（図６Ａ、７Ａを参照されたい）の構造壁８４ｂ（図６Ａ、７Ａを参照されたい）を形成する。好ましくは、部分８２ａ、８２ｂは、連続的に湾曲した前桁２６ａ（図５Ａを参照されたい）および連続的に湾曲した後桁２６ｂ（図５Ａを参照されたい）の内部部分８５（図７Ａを参照されたい）である。

別の実施形態では、連続的に湾曲した桁２６（図５Ａ、６Ａを参照されたい）の１つまたは複数は、１つまたは複数の燃料格納領域２８（図５Ａ、６Ａを参照されたい）の内部に配置され得る。図５Ａに示すように、連続的に湾曲した中間桁２６ｃは、燃料タンク２８ａなどの燃料格納領域２８の内部部分８６の近くに配置される。

エアフォイル１４（図５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）は、さらに、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６に対してほぼ垂直にかつ桁間に取り付けられた複数の小骨９０（図５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）を備える。複数の小骨９０は、好ましくは連続的に湾曲した桁２６と交差する。複数の小骨９０は、複合材料、金属材料、または別の適切な材料から形成され得る。複数の小骨９０は、好ましくは、連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）を安定化させ、これに支持を与え、エアフォイル１４（図５Ａを参照されたい）内で１つまたは複数の燃料格納領域２８（図５Ａを参照されたい）を分離する。

エアフォイル１４（図７Ａを参照されたい）は、さらに、上側補強パネル９２ａ（図７Ａを参照されたい）および下側補強パネル９２ｂ（図７Ａを参照されたい）を備える。上側および下側の補強パネル９２ａ、９２ｂは、１つまたは複数の燃料格納領域２８、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６、および複数の小骨９０を覆い、または上側と下側の補強パネル９２ａ、９２ｂ間に挟む。上側および下側の補強パネル９２ａ、９２ｂは、好ましくは複合材料から形成されるが、別の適切な材料から形成されてもよい。複数の小骨９０は、連続的に湾曲した桁２６ならびに上側および下側の補強パネル９２ａ、９２ｂの中で負荷を伝達することができる。

好ましくは、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図５Ａ、６Ａを参照されたい）は、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）または曲がり部を有さず、連続的に湾曲される。本明細書では、「連続的に湾曲した桁」は、１つまたは複数の連続的に湾曲した部分によって連結された１つまたは複数の実質的に真っすぐな部分、すなわち連続曲線を有する桁を含み、連続的で不変の一定の半径を備えた１つの連続曲線を有する桁も含む。本明細書では、「連続的に湾曲した」および「連続曲線」は、屈曲、不連続部、中断部、または角度を有さない曲線、および／またはすべての曲線または湾曲した部分が、曲線または湾曲した部分に接するほぼ真っすぐな部分に連結される場合を意味する。この連続的に湾曲した形状の結果、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）に負荷を集中させる既存のまたは知られている屈曲した桁６６（図４Ａを参照されたい）の負荷分散と比較して、複数の小骨９０、ならびに上側および下側の補強パネル９２ａ、９２ｂにわたる改良された負荷分散が生じ得る。さらに、一定の曲線をなす上側および下側補強パネル９２ａ、９２ｂは、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）によって機尾方向に曲線をなす代わりに、連続的な大きい半径、すなわち４０００インチ（１０１．６ｍ）から５０００インチ（１２７ｍ）のサイズを有する半径桁セグメントによって機尾方向に曲線がなされ得る一体の連続的に湾曲した桁２６と同様に、重量をより軽くすることができる。

図５Ｂは、図５Ａの連続的に湾曲した前桁２６ａ、連続的に湾曲した後桁２６ｂ、および連続的に湾曲した中間桁２６それぞれの湾曲した桁通路７８ａ、７８ｂ、７８ｃの連続曲線７６に関連する、三次元座標系のｘ、ｙ、およびｚ軸の組に対する軸方向８０の図である。軸方向８０は、長手方向のｘ軸方向８０ａ、横方向のｙ軸方向８０ｂ、および鉛直のｚ軸方向８０ｃを含む。鉛直のｚ軸方向８０ｃは、航空機主翼１８ａを貫通するものであり、ｚ軸自体ではなく鉛直のｚ軸方向８０ｃの点のみが図５Ｂに示されている。長手方向のｘ軸方向８０ａ（すなわちロール軸）は、本質的には、飛行の通常方向において、尾翼１６（図１を参照されたい）からノーズ１３（図１を参照されたい）まで飛行体１０（図１を参照されたい）の胴体１２（図１を参照されたい）を通って延びる軸である。横方向のｙ軸方向８０ｂ（すなわち横断軸またはピッチ軸）は、本質的には、飛行体１０（図１を参照されたい）の航空機主翼１８（図１を参照されたい）に対して平行な軸である。鉛直のｚ軸方向８０ｃ（すなわちヨー軸）は、本質的には、長手方向のｘ軸方向８０ａおよび横方向のｙ軸方向８０ｂに対して垂直に延びる軸である。

図６Ａは、図４Ａの屈曲した桁６６での燃料格納領域２８と比較して低減した体積を有する燃料タンク２８ａなどの燃料格納領域２８を形成する連続的に湾曲した桁２６を示す本開示の、エアフォイル１４ｄの形態などのエアフォイル１４の別の実施形態の上部断面図である。エアフォイル１４ｄは、好ましくは、たとえば航空機主翼１８ｃなどの航空機主翼１８の形態である。図６Ａに示すように、航空機主翼１８ｃの形態などのエアフォイル１４ｄは、エアフォイル１４ｄ内に形成された、燃料タンク２８ａなどの１つまたは複数の燃料格納領域２８を備え、ここでは燃料格納領域２８は、燃料格納境界２９ａ、２９ｂ、２９ｃ、２９ｄを有する。

図６Ａにさらに示すように、航空機主翼１８ｃの形態などのエアフォイル１４ｄは、さらに、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６を備え、連続的に湾曲した桁２６の各々は、第１の端部７２ａおよび第２の端部７２ｂを有し、連続的に湾曲した前桁２６ａ、連続的に湾曲した後桁２６ｂ、または連続的に湾曲した中間桁２６ｃの１つを備える。図６Ａにさらに示すように、連続的に湾曲した桁２６は、胴体１２の胴体部１２ａに取り付けられ、胴体１２から長さ方向７７に先端部２２に向かって延びることができる。図６Ａに示す実施形態では、連続的に湾曲した前桁２６ａおよび連続的に湾曲した後桁２６ｂは、燃料格納領域２８の内部部分８６の近くで終端する第２の端部７２ｂを有することができる連続的に湾曲した中間桁２６ｃよりも先端部２２の近くにある。好ましくは、連続的に湾曲した前桁２６ａおよび連続的に湾曲した後桁２６ｂは、燃料格納領域２８を格納するエアフォイル１４の湿潤部１０２（図７Ａを参照されたい）および燃料格納領域２８を格納しないエアフォイル１４（図７Ａを参照されたい）の乾燥部１０４（図７Ａを参照されたい）の両方を通って長さ方向７７に延びる。

あるいは、連続的に湾曲した桁２６は、接合システム（図示せず）によって、航空機１１の他方の側に配置された、航空機主翼１８などの対応するエアフォイル１４に取り付けられてよい。そのような接合システムは、航空機１１（図１を参照されたい）の胴体１２（図１を参照されたい）の中心線１７（図１を参照されたい）にほぼ沿って通ることができる。他の実施形態では、連続的に湾曲した桁２６は、航空機１１などの飛行体１０の他の適切な構造体に取り付けられ得る。

図６Ａに示すように、少なくとも１つの連続的に湾曲した桁２６は、さらに、一体形状８８（図７Ａを参照されたい）および連続的に湾曲した桁２６に沿った１つまたは複数の連続曲線７６を備える。１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６は、少なくとも１つの軸方向８０（図６Ｂを参照されたい）に延びることができる。好ましくは、連続曲線７６の軸方向８０は、長手方向のｘ軸方向８０ａ（図６Ｂを参照されたい）、横方向のｙ軸方向８０ｂ（図６Ｂを参照されたい）、および鉛直のｚ軸方向８０ｃ（図６Ｂを参照されたい）の１つまたは複数を備える。図６Ａにさらに示すように、連続的に湾曲した前桁２６ａは、連続曲線７６および湾曲した桁通路７８ａを有し、連続的に湾曲した後桁２６ｂは、連続曲線７６および湾曲した桁通路７８ｂを有し、連続的に湾曲した中間桁２６ｃは、連続曲線７６および湾曲した桁通路７８ｃを有する。

図６Ａは、３つの連続的に湾曲した桁２６を有する、航空機主翼１８ｃの形態などのエアフォイル１４ｄの別の実施形態である。図６Ａに示すように、連続的に湾曲した前桁２６ａの湾曲した桁通路７８ａは、屈曲した前桁６６ａ（図４Ａを参照されたい）の屈曲した桁通路７０ａ（点線で示す）と比較され、連続的に湾曲した後桁２６ｂの湾曲した桁通路７８ｂは、屈曲した前桁６６ｂ（図４Ａを参照されたい）の屈曲した桁通路７０ｂ（点線で示す）と比較される。図６Ａに示すように、湾曲した桁通路７８ａ、７８ｂは、屈曲した桁通路７０ａ、７０ｂが形成するものよりも狭い曲線を燃料格納境界２９ｂ、２９ｄに沿って形成し、エアフォイル１４ｄのこの実施形態では、燃料タンク２８ａの形態などの燃料格納領域２８の体積は、知られているエアフォイル１４ｃ（図４Ａを参照されたい）の燃料格納領域２８（図４Ａを参照されたい）と比較して低減することができる。

１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６は、好ましくは、複合の連続的に湾曲した桁２７（図６Ａを参照されたい）を備える。１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６の各々は、好ましくは、一体複合構造体２７ａ（図７Ａを参照されたい）を備える。

１つの実施形態では、図６Ａに示すように、連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数は、１つまたは複数の燃料格納領域２８の少なくとも１つの構造壁８４ａ、８４ｂを形成する部分８２ａ、８２ｂを備える。たとえば、図６Ａに示すように、連続的に湾曲した前桁２６ａの部分８２ａは、好ましくは、燃料格納境界２９ｄに沿って燃料格納領域２８の構造壁８４ａを形成する。さらに、図６Ａに示すように、連続的に湾曲した後桁２６ｂの部分８２ｂは、好ましくは、燃料格納境界２９ｂに沿って燃料格納領域２８の構造壁８４ｂを形成する。好ましくは、部分８２ａ、８２ｂは、連続的に湾曲した前桁２６ａ（図７Ａも参照されたい）および連続的に湾曲した後桁２６ｂ（図７Ａも参照されたい）の内部部分８５（図７Ａを参照されたい）である。

別の実施形態では、連続的に湾曲した桁２６（図５Ａ、６Ａを参照されたい）の１つまたは複数は、１つまたは複数の燃料格納領域２８（図５Ａ、６Ａを参照されたい）の内部に配置され得る。図５Ａに示すように、連続的に湾曲した中間桁２６ｃは、燃料タンク２８ａなどの燃料格納領域２８の内部部分８６の近くに配置される。

図６Ａに示すように、エアフォイル１４は、さらに、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６に対してほぼ垂直にかつ桁間に取り付けられた、上記で詳細を論じた複数の小骨９０を備える。エアフォイル１４（図６Ａを参照されたい）は、さらに、上記で詳細を論じた上側補強パネル９２ａ（図７Ａを参照されたい）および下側補強パネル９２ｂ（図７Ａを参照されたい）を備える。好ましくは、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図６Ａを参照されたい）は、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）または曲がり部を有さず、連続的に湾曲される。この結果、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）に負荷を集中させる既存のまたは知られている屈曲した桁６６（図４Ａを参照されたい）の負荷分散と比較して、複数の小骨９０ならびに上側および下側の補強パネル９２ａ、９２ｂにわたる改良された負荷分散が生じ得る。

図６Ｂは、図６Ａの連続的に湾曲した前桁２６ａ、連続的に湾曲した後桁２６ｂ、および連続的に湾曲した中間桁２６ｃそれぞれの湾曲した桁通路７８ａ、７８ｂ、７８ｃの連続曲線７６に関連する、三次元座標系のｘ、ｙ、およびｚ軸の組に対する軸方向８０の図である。軸方向８０は、長手方向のｘ軸方向８０ａ、横方向のｙ軸方向８０ｂ、および鉛直のｚ軸方向８０ｃを含む。鉛直のｚ軸方向８０ｃは、航空機主翼１８ａを貫通するものであり、ｚ軸自体ではなく鉛直のｚ軸方向８０ｃの点のみが図６Ｂに示されている。

図７Ａは、燃料タンク２８ａなどの燃料格納領域２８を備えた桁主翼箱１０６を形成する連続的に湾曲した桁２６を示す本開示の、航空機主翼１８の形態などのエアフォイル１４の実施形態の右側斜視図である。図７Ａは、エアフォイル１４の翼断面１５、ならびにエアフォイル１４の前縁２０ａ、後縁２０ｂ、および先端部２２を示している。図７Ａに示すように、航空機主翼１８の形態などのエアフォイル１４は、エアフォイル１４内に配設された、燃料タンク２８ａなどの１つまたは複数の燃料格納領域２８を備え、このとき燃料格納領域２８は、燃料格納境界２９ａ、２９ｂ、２９ｃ、２９ｄを有する。

図７Ａにさらに示すように、エアフォイル１４は、第１の端部７２ａおよび第２の端部７２ｂを各々が有する、連続的に湾曲した前桁２６ａおよび連続的に湾曲した後桁２６ｂの形態の２つの連続的に湾曲した桁２６を備える。図７Ａにさらに示すように、好ましくは、連続的に湾曲した前桁２６ａおよび連続的に湾曲した後桁２６ｂは、燃料格納領域２８を格納するエアフォイル１４の湿潤部１０２および燃料格納領域２８を格納しないエアフォイル１４の乾燥部１０４の両方を通って長さ方向７７（図１を参照されたい）に延びる。あるいは、連続的に湾曲した桁２６は、接合システム（図示せず）によって、航空機１１の他方の側に配置された、航空機主翼１８などの対応するエアフォイル１４に取り付けられてよい。そのような接合システムは、航空機１１（図１を参照されたい）の胴体１２（図１を参照されたい）の中心線１７（図１を参照されたい）にほぼ沿って通ることができる。他の実施形態では、連続的に湾曲した桁２６は、航空機１１などの飛行体１０の他の適切な構造体に取り付けられ得る。

図７Ａに示すように、少なくとも１つの連続的に湾曲した桁２６は、一体形状８８を備える。１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６は、好ましくは、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）を備える。１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６の各々は、好ましくは、一体複合構造体２７ａ（図７Ａを参照されたい）を備える。少なくとも１つの連続的に湾曲した桁２６は、さらに、連続的に湾曲した桁２６に沿って１つまたは複数の連続曲線７６（図５Ａ、６Ａを参照されたい）を備える。１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６は、少なくとも１つの軸方向８０（図５Ｂ、６Ｂを参照されたい）に延びることができる。好ましくは、連続曲線７６の軸方向８０は、長手方向のｘ軸方向８０ａ（図５Ｂ、６Ｂを参照されたい）、横方向のｙ軸方向８０ｂ（図５Ｂ、６Ｂを参照されたい）、および鉛直のｚ軸方向８０ｃ（図５Ｂ、６Ｂを参照されたい）の１つまたは複数を備える。

連続的に湾曲した桁２６（図７Ａを参照されたい）は各々、１つまたは複数の燃料格納領域２８の少なくとも１つの構造壁８４ａ、８４ｂ（図７Ａを参照されたい）を形成する部分８２ａ（図７Ａを参照されたい）、８２ｂ（図６Ａを参照されたい）を備える。たとえば、図７Ａに示すように、連続的に湾曲した前桁２６ａの部分８２ａは、好ましくは、燃料格納境界２９ｄに沿って燃料格納領域２８の構造壁８４ａを形成する。好ましくは、部分８２ａは、連続的に湾曲した前桁２６ａ（図７Ａも参照されたい）の内部部分８５（図７Ａを参照されたい）である。さらに、連続的に湾曲した後桁２６ｂ（図７Ａを参照されたい）の部分８２ｂ（図６Ａを参照されたい）は、好ましくは、燃料格納境界２９ｂ（図７Ａを参照されたい）に沿って燃料格納領域２８（図７Ａを参照されたい）の構造壁８４ｂ（図７Ａを参照されたい）を形成する。好ましくは、部分８２ｂ（図６Ａを参照されたい）は、連続的に湾曲した後桁２６ｂ（図７Ａを参照されたい）の内部部分８５（図示せず）である。

図７Ａに示すように、桁主翼箱１０６を有する、航空機主翼１８の形態などのエアフォイル１４は、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６に対してほぼ垂直にかつ桁間に取り付けられた複数の小骨９０を備える。図７Ａに示すように、エアフォイル１４は、さらに、桁主翼箱１０６を挟む上側補強パネル９２ａおよび下側補強パネル９２ｂを備える。上側および下側の補強パネル９２ａ、９２ｂは、１つまたは複数の燃料格納領域２８、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６、および複数の小骨９０を覆う。好ましくは、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図７Ａを参照されたい）は、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）または曲がり部を有さず、連続的に湾曲される。この結果、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）に負荷を集中させる既存のまたは知られている屈曲した桁６６（図４Ａを参照されたい）の負荷分散と比較して、複数の小骨９０ならびに上側および下側の補強パネル９２ａ、９２ｂにわたる改良された負荷分散が生じ得る。

図７Ｂは、図７Ａの線７Ｂ−７Ｂに沿って切り取られた拡大断面図である。図７Ｂに示すように、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６は、Ｃ字形状の断面９６を有するＣチャネル桁９４を備えることができる。図７Ｂに示すように、Ｃチャネル桁９４は、上側ウエブ取り付け部１００ａと下側ウエブ取り付け部１００ｂの間に配設されたウエブ部分９８を備える。上側ウエブ取り付け部１００ａは、上側補強パネル９２ａ（図７Ａを参照されたい）に取り付けるまたは接合するように構成され、下側ウエブ取り付け部１００ｂは、下側補強パネル９２ｂ（図７Ａを参照されたい）に取り付けるまたは接合するように構成される。Ｃ字形状の断面９６は、連続的に湾曲した後桁２６ｂ（図７Ｂを参照されたい）の形態などの連続的に湾曲した桁２６（図７Ｂ）の長さに沿って可変になることができる。

図７Ｃは、図７Ｂの円７Ｃの拡大図である。図７Ｃは、下側ウエブ取り付け部１００ｂになるウエブ部分９８を部分的に示している。図７Ｃは、Ｃチャネル桁９４（図７Ｂを参照されたい）が、断面全体を通して一体形状８８を有することを示している。

本開示の別の実施形態では、航空機１１（図１を参照されたい）が提供される。航空機１１（図１を参照されたい）は、胴体１２（図１を参照されたい）を備える。図１に示すように、航空機１１は、さらに、胴体１２に取り付けられ、胴体１２から長さ方向７７（図１を参照されたい）に延びる、エアフォイル１４ａおよび／またはエアフォイル１４ｂの形態などの２つまたはそれ以上のエアフォイル１４を備える。図１に示すように、各々のエアフォイル１４は、エアフォイル１４内に配設された１つまたは複数の燃料格納領域２８を備える。図１にさらに示すように、各々のエアフォイル１４は、さらに、エアフォイル１４の付け根端部２３からエアフォイル１４の先端部２２に向かって長さ方向７７に延びる１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６を備える。少なくとも１つの連続的に湾曲した桁２６（図１、７Ａを参照されたい）は、一体形状８８（図７Ａを参照されたい）および連続的に湾曲した桁２６に沿った１つまたは複数の連続曲線７６（図５Ａを参照されたい）を備える。１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６は、少なくとも１つの軸方向８０（図５Ｂを参照されたい）に延びることができる。軸方向８０は、長手方向のｘ軸方向８０ａ（図５Ｂを参照されたい）、横方向のｙ軸方向８０ｂ（図５Ｂを参照されたい）、および鉛直のｚ軸方向８０ｃ（図５Ｂを参照されたい）の１つまたは複数を備える。

各々の連続的に湾曲した桁２６（図６Ａを参照されたい）は、さらに、１つまたは複数の燃料格納領域２８（図６Ａを参照されたい）の少なくとも１つの構造壁８４ａ、８４ｂ（図６Ａを参照されたい）を形成する部分８２ａ、８２ｂ（図６Ａを参照されたい）を有すること、または１つまたは複数の燃料格納領域２８（図６Ａを参照されたい）の内部に存在することを含む。各々のエアフォイル１４（図５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）は、さらに、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）に対してほぼ垂直に、かつ桁間に取り付けられた複数の小骨９０（図５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）を備える。各々のエアフォイル１４は、さらに、１つまたは複数の燃料格納領域２８（図７Ａを参照されたい）、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図７Ａを参照されたい）、および複数の小骨９０（図７Ａを参照されたい）を覆う上側および下側の補強パネル９２ａ、９２ｂ（図７Ａを参照されたい）を備える。

１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図７Ａを参照されたい）は、一体複合構造体２７ａ（図７Ａを参照されたい）を備え、エアフォイル１４（図１を参照されたい）は、航空機主翼１８、好ましくは複合の航空機主翼、および水平安定板１６ａ（図１を参照されたい）、好ましくは複合の航空機水平安定板の２つまたはそれ以上を備える。１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６は、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）を有さず、その結果、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）に負荷を集中させる、知られている屈曲した桁（図４Ａを参照されたい）の負荷分散と比較して、複数の小骨９０（図７Ａを参照されたい）ならびに上側および下側の補強パネル９２ａ、９２ｂ（図７Ａを参照されたい）にわたる改良された負荷分散が生じる。

本開示の別の実施形態では、航空機１１（図１を参照されたい）を製造する方法２００（図８を参照されたい）が提供される。図８は、本開示の方法２００の例示的な実施形態の流れ図である。図８に示すように、方法２００は、好ましくは複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａ、６Ａを参照されたい）の形態の、１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）を形成し硬化させるステップ２０２を含む。複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの少なくとも１つの連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）は、一体形状８８（図７Ａを参照されたい）を有し、連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）に沿って１つまたは複数の連続曲線を有する。複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁は、少なくとも１つの軸方向８０（図５Ｂを参照されたい）に延びることができる。形成するステップ２０２は、好ましくは、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの、複合の連続的に湾曲した桁２７に沿って１つまたは複数の連続曲線７６（図５Ａを参照されたい）を備えた連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）の１つまたは複数を、形成し硬化させることを含む。複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）は、長手方向のｘ軸方向８０ａ（図５Ｂを参照されたい）、横方向のｙ軸方向８０ｂ（図５Ｂを参照されたい）、および鉛直のｚ軸方向８０ｃ（図５Ｂを参照されたい）の１つまたは複数に延びることができる。形成するステップ２０２は、好ましくは、知られている屈曲した桁６６（図４Ａを参照されたい）で見られるような別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）を有さない、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）を、形成し硬化させることを含む。

図８に示すように、方法２００は、さらに、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）の各々の第１の端部７２ｂ（図５Ａを参照されたい）を、航空機１１（図１を参照されたい）の胴体部１２ａ（図１、５Ａを参照されたい）に取り付け、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６の各々を、胴体部１２ａ（図１、５Ａを参照されたい）から好ましくは長さ方向７７（図１を参照されたい）に延ばすステップ２０４を含む。

図８に示すように、方法２００は、さらに、燃料格納領域２８（図６Ａ、７Ａを参照されたい）の構造壁８４ａ、８４ｂ（図６Ａ、７Ａを参照されたい）を形成するように、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６、たとえば連続的に湾曲した前桁２６ａ（図５Ａを参照されたい）および連続的に湾曲した後桁２６ｂ（図５Ａを参照されたい）の１つまたは複数の、内部部分８５などの部分８２ａ、８２ｂ（図５Ａ、６Ａを参照されたい）を配置するステップ２０６をさらに含む。好ましくは、部分８２ａ、８２ｂは、連続的に湾曲した前桁２６ａ（図５Ａを参照されたい）および連続的に湾曲した後桁２６ｂ（図５Ａを参照されたい）の内部部分８５（図７Ａを参照されたい）である。配置するステップ２０６は、さらに、燃料タンク２８ａ（図１を参照されたい）または燃料セル２８ｂ（図１を参照されたい）の構造壁８４ａ、８４ｂ（図６Ａ、７Ａを参照されたい）を形成するように、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６の部分８２ａ、８２ｂ（図５Ａ、６Ａを参照されたい）を配置することを含む。

図８に示すように、方法２００は、さらに、複数の小骨９０（図５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）を、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図５Ａ、６Ａ、７Ａを参照されたい）に対してほぼ垂直にかつ桁間に取り付けるステップ２０８を含む。図８に示すように、方法２００は、さらに、航空機１１（図１を参照されたい）のエアフォイル１４（図７Ａを参照されたい）を形成するために、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図７Ａを参照されたい）、複数の小骨９０（図７Ａを参照されたい）、および燃料格納領域２８（図７Ａを参照されたい）の各々を、上側補強パネル９２ａ（図７Ａを参照されたい）と下側補強パネル９２ｂ（図７Ａを参照されたい）間に挟むステップ２１０を含む。

図８に示すように、方法２００は、さらに、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６、たとえば連続的に湾曲した中間桁２６ｃ（図５Ａ、６Ａを参照されたい）を、燃料格納領域２８（図５Ａ、６Ａを参照されたい）の内部に配置する任意選択のステップ２１２を含むことができる。方法２００は、さらに、エアフォイル１４（図７Ａを参照されたい）の湿潤部１０２（図７Ａを参照されたい）を形成し、エアフォイル１４（図７Ａを参照されたい）の乾燥部１０４（図７Ａを参照されたい）を形成することを含むことができ、この場合複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの１つまたは複数の連続的に湾曲した桁２６（図７Ａを参照されたい）は、エアフォイル１４の湿潤部１０２およびエアフォイル１４の乾燥部１０４の両方を通って延びる。

当業者によって理解されるように、複合の連続的に湾曲した桁２７（図５Ａを参照されたい）の形態などの新規の連続的に湾曲した桁２６（図５Ａを参照されたい）の１つまたは複数を、航空機主翼１８（図１を参照されたい）などのエアフォイル１４（図１を参照されたい）内に、さらには航空機１１（図１を参照されたい）などの飛行体１０（図１を参照されたい）内に組み込んだ結果、いくつかの大きな利益が生じる。連続的に湾曲した桁２６、連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数を格納するエアフォイル１４、および連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数を格納する２つまたはそれ以上のエアフォイル１４を備えた航空機１１（図１を参照されたい）を製造する方法２００（図８を参照されたい）の開示する実施形態は、屈曲した桁６６（図４Ａを参照されたい）などの別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）の必要性を解消する設計をもたらし、それによって、連続的に湾曲した桁２６、ならびに連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数を格納する航空機１１およびエアフォイル１４を製造するのに必要とされる時間、複雑性、部品数、および手作業を減少させることができ、さらには、屈曲した桁６６（図４Ａを参照されたい）およびそのような屈曲した桁６６を格納する構造体を製造するための製造コストと比較して、全体の製造コストを減少させることができる。

さらには、連続的に湾曲した桁２６、連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数を格納するエアフォイル１４、および連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数を格納する２つまたはそれ以上のエアフォイル１４を備えた航空機１１（図１を参照されたい）を製造する方法２００（図８を参照されたい）の開示する実施形態は、一体形状８８（図７Ａを参照されたい）を有し、一体構造体として製造され得る連続的に湾曲した桁２６を提供し、したがって、任意の複数の部品を一緒に接合するためにまたは接合するのを助けるために追加の機械的締結具、クランプ、または固定具を使用することを解消し、または最小限に抑え、それによってそのような追加の締結具、クランプ、または固定具の使用に伴って必要とされる時間、複雑性、部品数、手作業を減少させることができ、さらには、全体の製造コストを減少させることができる。さらに、組み立て後に取り外されなくてよいものを含むそのような追加の機械的締結具、クランプ、または固定具の設置および使用を解消するまたは最小限に抑えることにより、主翼の重量、さらには航空機の全体重量を低減させることができ、その結果、次いで、所与の飛行プロファイルに対する燃料要求が低減され得る。この燃料要求の低減の結果、次いで、燃料コストが低減され得る。加えて、上側および下側補強パネル９２ａ、９２ｂ（図７Ａを参照されたい）を貫通して露出され得る、金属締結具などの追加の機械的締結具の設置および使用を解消するまたは最小限に抑えることにより、航空機１１（図１を参照されたい）の主翼に落雷する危険が低減され得る。したがって、一体形状８８（図７Ａを参照されたい）を備えた単体設計の結果、これが効率的に製造される場合、主翼重量が少なくなり、コスト節減が増大され得る。

さらに、連続的に湾曲した桁２６、連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数を格納するエアフォイル１４、および連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数を格納する２つまたはそれ以上のエアフォイル１４を備えた航空機１１（図１を参照されたい）を製造する方法２００（図８を参照されたい）の開示する実施形態は、連続曲線設計をもたらし、ここでは、連続的に湾曲した桁２６の一部分は、燃料格納領域２８（図５Ａを参照されたい）の一部分または壁を形成し、燃料格納領域２８の体積が増大され得、その結果、航空機１１の燃料能力が増大され、製造コストが低減され得る。さらに、一定の曲線をなす上側および下側補強パネル９２ａ、９２ｂは、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃ（図４Ａを参照されたい）によって機尾方向に曲線をなす代わりに、連続的な大きい半径、すなわち４０００インチ（１０１．６ｍ）から５０００インチ（１２７ｍ）のサイズを有する半径桁セグメントによって機尾方向に曲線がなされ得る一体の連続的に湾曲した桁２６と同様に、重量をより軽くすることができる。

加えて、連続的に湾曲した桁２６、連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数を格納するエアフォイル１４、および連続的に湾曲した桁２６の１つまたは複数を格納する２つまたはそれ以上のエアフォイル１４を備えた航空機１１（図１を参照されたい）を製造する方法２００（図８を参照されたい）の開示する実施形態は、別個の屈曲６８ａ、６８ｂ、６８ｃを有さない連続的に湾曲した桁２６であって、キック負荷を複数の小骨９０（図５Ａを参照されたい）に、それ以上に上側および下側の補強パネル９２ａ、９２ｂ（図７Ａを参照されたい）により均一に分配することによってキック負荷を減少させることができる連続的に湾曲した桁２６を提供する。この結果、より軽量のかつより安価な航空機主翼１８（図１）が生じ得る。

本開示の多くの改変形態および他の実施形態が、前述の説明および関連付けられた図に提示された教示の利益を有する、本開示が関係する当業者に想定されるであろう。本明細書において説明した実施形態は、例示的であることが意味され、限定的または包括的であることは意図されない。特有の用語が本明細書において使用されてきたが、これらは、限定する目的ではなく汎用的および説明的意味としてのみ使用される。

１０ 飛行体
１１ 航空機
１２ 胴体
１２ａ 胴体部
１４、１４ａ、１４ｂ、１４ｄ エアフォイル
１６ 尾翼
１６ａ 水平安定板
１６ｂ 垂直安定板
１８ 航空機主翼
１８ａ、１８ｂ、１８ｃ 航空機主翼
２０ａ 前縁
２０ｂ 後縁
２２ 先端部
２３ 付け根端部
２４ エアフレーム
２６ 連続的に湾曲した桁
２６ａ 連続的に湾曲した前桁
２６ｂ 連続的に湾曲した後桁
２６ｃ 連続的に湾曲した中間桁
２７ 複合の連続的に湾曲した桁
２７ａ 一体複合構造体
２８ 燃料格納領域
２８ａ 燃料タンク
２８ｂ 燃料セル
２９ａ、２９ｂ、２９ｃ、２９ｄ 燃料格納境界
３０ 航空機の製造および保守方法
３２ 航空機５０の仕様決定および設計
３４ 材料調達
３６ 構成要素および副組立体の製造
３８ 航空機５０の統合
４０ 認証および引き渡し
４２ 運用
４４ 日常保全および保守
５０ 航空機
５２ エアフレーム
５４ 複数のシステム
５６ 内部
５８ 推進システム
６０ 電気システム
６２ 油圧システム
６４ 環境システム
６６ 屈曲した桁
６６ａ 屈曲した前桁
６６ｂ 屈曲した後桁
６８ａ、６８ｂ、６８ｃ 屈曲
７０ａ、７０ｂ 屈曲した桁通路
７２ａ 第１の端部
７２ｂ 第２の端部
７４ 細長い本体部分
７６ 連続曲線
７７ 長さ方向
７８ａ、７８ｂ、７８ｃ 湾曲した桁通路
８０ 軸方向
８０ａ 長手方向のｘ軸方向
８０ｂ 横方向のｙ軸方向
８０ｃ 鉛直のｚ軸方向
８２ａ、８２ｂ 構造壁を形成する部分
８４ａ、８４ｂ 構造壁
８５ 内部部分
８６ 燃料格納領域の内部部分
８８ 一体形状
９０ 複数の小骨
９２ａ 上側補強パネル
９２ｂ 下側補強パネル
９４ Ｃ字形状桁
９６ Ｃ字形状断面
９８ ウエブ部分
１００ａ 上側ウエブ取り付け部
１００ｂ 下側ウエブ取り付け部
２００ 方法
２０２、２０４、２０６、２０８、２１０、２１２ ステップ
１０２ 湿潤部
１０４ 乾燥部
１０６ 桁主翼箱

Claims (10)

1. エアフォイル（１４）であって、
   前記エアフォイル（１４）内に配設された１つまたは複数の燃料格納領域（２８）と、
   前記エアフォイル（１４）の付け根端部（２３）から前記エアフォイル（１４）の先端部（２２）に向かって延びる１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）とを備え、
   前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）が、
   連続的に湾曲した前桁（２６ａ）と、
   連続的に湾曲した後桁（２６ｂ）と、
   連続的に湾曲した中間桁（２６ｃ）とを備え、
   各連続的に湾曲した桁が、
   第１の端部（７２ａ）、第２の端部（７２ｂ）、及びそれらの間の細長い本体部（７４）と、
   一体形状と、
   前記連続的に湾曲した桁に沿った１つまたは複数の連続曲線とを備え、
   前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）は、
   前記１つまたは複数の燃料格納領域の少なくとも１つの構造壁を形成する部分を有する、または前記１つまたは複数の燃料格納領域の内部に存在し、
   前記連続的に湾曲した中間桁の第２の端部は、前記連続的に湾曲した前桁（２６ａ）と前記連続的に湾曲した後桁（２６ｂ）とが前記連続的に湾曲した中間桁（２６ｃ）よりも前記先端部（２２）に近接して延在するように前記燃料格納領域（２８）の内部部分（８６）の近くで終端する、エアフォイル（１４）。
2. 前記１つまたは複数の燃料格納領域が、燃料タンク（２８ａ）または燃料セル（２８ｂ）を備える、請求項１に記載のエアフォイル（１４）。
3. 前記連続的に湾曲した前桁（２６ａ）および前記連続的に湾曲した後桁（２６ｂ）が、前記エアフォイルの湿潤部（１０２）および前記エアフォイルの乾燥部（１０４）の両方を通って長さ方向に延びる、請求項１または２に記載のエアフォイル（１４）。
4. 前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）の各々が、一体複合構造体を備える、請求項１から３のいずれか一項に記載のエアフォイル（１４）。
5. 前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁の各々が、飛行体の胴体部に取り付けるように構成された第１の端部（７２ａ）を有する、請求項１から４のいずれか一項に記載のエアフォイル（１４）。
6. 前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）に対してほぼ垂直にかつ前記桁間に取り付けられた複数の小骨（９０）をさらに備え、前記１つまたは複数の燃料格納領域（２８）、前記連続的に湾曲した桁（２６）、および前記複数の小骨（９０）を覆う上側（９２ａ）および下側（９２ｂ）の補強パネルをさらに備える、請求項１から５のいずれか一項に記載のエアフォイル（１４）。
7. 前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）が、別個の屈曲を有さず、その結果、別個の屈曲において負荷を集中させる既存の屈曲した桁の負荷分散と比較して、前記複数の小骨（９０）にわたるならびに前記上側（９２ａ）および下側（９２ｂ）の補強パネルにわたる負荷分散が生じる、請求項６に記載のエアフォイル。
8. 航空機（１１）を製造する方法であって、
   １つまたは複数の複合の連続的に湾曲した桁（２６）を形成し硬化させるステップであって、前記桁（２６）は、
   連続的に湾曲した前桁（２６ａ）と連続的に湾曲した後桁（２６ｂ）とを備え、少なくとも１つの連続的に湾曲した桁の各々が、第１の端部（７２ａ）、第２の端部（７２ｂ）、及びそれらの間の細長い本体部（７４）を有し、前記１つまたは複数の複合の連続的に湾曲した桁はさらに、
   一体形状と、前記連続的に湾曲した桁に沿った１つまたは複数の連続曲線とを有する、ステップと、
   前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）の各々の前記第１の端部（７２ａ）を航空機（１１）の胴体部（１２ａ）に取り付け、前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁の各々を前記胴体部（１２ａ）から延ばすステップと、
   燃料格納領域（２８）の構造壁を形成するように前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）の１つまたは複数の内部部分を配置するステップと、
   複数の小骨（９０）を前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）に対してほぼ垂直にかつ前記桁間に取り付けるステップと、
   前記航空機のエアフォイル（１４）を形成するために、前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）、前記複数の小骨（９０）、および前記燃料格納領域（２８）の各々を上側と下側の補強パネル間に挟むステップとを含み、
   前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）がさらに、
   連続的に湾曲した中間桁（２６ｃ）を備え、前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）を延ばすことは、前記連続的に湾曲した中間桁（２６ｃ）の第２の端部が、前記連続的に湾曲した前桁（２６ａ）と前記連続的に湾曲した後桁（２６ｂ）とが前記連続的に湾曲した中間桁（２６ｃ）よりも先端部（２２）により近接して延在するように前記燃料格納領域（２８）の内側部分（８６）の近くで終端するように前記連続的に湾曲した桁（２６）を延ばすことを含む方法。
9. 前記形成し硬化させるステップが、別個の屈曲を有さない１つまたは複数の複合の連続的に湾曲した桁を形成し硬化させることを含む、請求項８に記載の方法。
10. 前記エアフォイル（１４）の湿潤部（１０２）を形成し、前記エアフォイル（１４）の乾燥部（１０４）を形成することをさらに含み、前記１つまたは複数の連続的に湾曲した桁（２６）が、前記エアフォイル（１４）の前記湿潤部（１０２）および前記エアフォイル（１４）の前記乾燥部（１０４）の両方を通って延びる、請求項８または９に記載の方法。

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