JP6930876B2 - 航空機翼及び当該航空機翼を含む航空機 - Google Patents

Description

本開示は概して航空機に関し、より具体的には航空機翼及び当該航空機翼を含む航空機に関する。

幾つかの航空機は、上方及び下方パネル、リブ、桁、並びにストリンガを有する翼を含む。幾つかの実施例では、荷重（例えば、軸荷重、曲げ荷重）が受容され、リブに配向しうるように、ストリンガは上方及び下方パネルに直接連結される。

このような観点及びその他の観点から、ここに本開示が提示される。

本開示の教示に従って構成された例示的な翼を含む、例示的な飛行機の概略図である。 本開示の教示に従う例示的なリブ及び例示的な補強材を含む例示的な翼の部分切り欠き図を示す。 例示的なリブ及び例示的な補強材を含む例示的な翼の平面図を示す。 例示的なリブの間に連結され、また、例示的なパネルに連結された例示的な補強材を示す。 例示的なリブ、例示的な補強材及び例示的なパネルを含む例示的な翼の断面図を示す。 例示的なリブ、例示的な補強材及び例示的なパネルを含む別の例示的な翼の断面図を示す。 例示的なリブ、１つの例示的な補強材及び例示的なパネルを含む別の例示的な翼の断面図を示す。 例示的な本体インターフェースの側面、例示的なダブルシヤスプライス、例示的なパネル及び例示的なリブを含む例示的な翼の断面図を示す。 本書に開示の例示的な翼の実装に使用可能な例示的な本体インターフェースの側面を示す。 図９の本体インターフェースの側面の別の図を示す。 例示的な本体インターフェースの側面と例示的な後桁との間の連結の拡大図を示す。 例示的な本体インターフェースの側面と例示的な後桁との間の連結の別の図を示す。 本書に開示の例示的な翼の実装に使用可能な例示的な本体インターフェースの側面に付与される力を示す。 本書に開示の例示的な翼の実装に使用可能な例示的なパネルに連結された例示的な補強材を示す。 例示的なリブ、１つの例示的な補強材及び例示的なパネルを含む別の例示的な翼の断面図を示す。 例示的な本体インターフェースの側面、例示的なダブルシヤスプライス及び例示的なパネルを含む別の例示的な翼の断面図を示す。

図面は原寸に比例しない。図面及び添付の記載の全体を通して、可能な箇所にはすべて、同一のまたは類似の部分を指すために同じ参照番号が使用される。

本書に開示の実施例は、比較的小型で製造及び／又は使用が容易な非一体型補強材を使用して補強される翼を含む航空機に関する。翼は、複合材及び／又は炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）を含みうる。したがって、本書に開示の実施例を使用することで、多くの既知の翼と比較して低コストで軽量翼が実現されうる。

幾つかの実施例では、例示的な非一体型補強材は、圧縮安定性及び／又は、補強材が連結される炭素繊維翼パネルの面外拘束力をもたらす。翼パネルと一体形成される、及び／又は翼パネルと連結されるストリンガとは対照的に、本開示の教示に従って作成される例示的な補強材（例えば、個別の補強材）は、翼パネルからほとんど軸荷重を受けないように構成されてもよい。本書で使われているように、翼パネルからほとんど軸荷重を受けないということは、例示の補強材は翼パネルからほんのわずかな量の軸荷重を受けることがありうること、加えて／或いは、翼パネルから、翼及び／又は航空機の他の構造的な構成要素（例えば、リブなど）に至るまで、軸荷重を受ける、及び／又は受け渡すようには意図していないことを意味する。そのため、本書で開示の実施例で航空機を実装することは、部品点数を低減し、且つ／或いは、翼及び／又は航空機の全体的な複雑性を軽減しうる。

幾つかの実施例では、翼パネルから軸荷重を受けないように補強材を構成することによって、このような荷重は例示的な本体インターフェースの側面に向かって翼パネル内を伝わる。幾つかの実施例では、本体インターフェースの側面は、例示的な台形パネル及び／又は固定具を通って機尾へ延在する例示的な連続する本体ウェブの側面（例えば、補強されていない本体ウェブの側面）を含む。台形固定具を介した本体ウェブの側面の位置決めにより、例示的な本体ウェブの側面から後桁に力を配向することができる。幾つかの実施例では、例示的な台形固定具と一体形成される例示的な本体ウェブの側面を使用することにより、例えば、終端固定具及び／又は追加の接合部を取り除くことができる。

幾つかの実施例では、翼は上方パネルと下方パネル、上方パネルと下方パネルとの間に延在するリブ、及び例示的な補強材（例えば、肋間部）を含み、上方パネルと下方パネルにはストリンガがない。上方パネル及び／又は下方パネルは、未補強翼パネル及び／又は非一体型補強翼パネルであってもよい。幾つかの実施例では、上方パネルと下方パネルは、ファスナ及び／又はＴ字形クリップによって、各補強材に連結されている。幾つかの実施例では、補強材とリブとの間の連結の構造的な完全性に影響を及ぼすことなく、ある程度動かすことができるように、及び／又は、補強材を座屈から防ぐために、補強材はリブ間に翼長方向に非剛体的に連結される。本書で使用されているように、「翼長方向」という表現は、航空機の翼先端間の方向、及び／又は、翼の内側部分と翼の外側部分（例えば、先端）との間の方向を意味する。ティアストラップ（例えば、一体型ティアストラップ）は、飛行中に翼パネルに起こりうる損傷に対処するため使用されうる。幾つかの実施例では、翼及び／又は本体インターフェースの側面は、腐食を防ぐダブルシヤスプライスを形成するために使用される炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）スプライスプレートを含む。

図１は、例示的な翼１０４に連結される例示的な胴体１０１及び例示的なエンジン１０２を含む、例示的な航空機１００を示している。この実施例では、翼１０４は、複合材料及び／又は炭素繊維強化プラスチック材料から形成される、第１のパネル１０６と第２のパネル１０８を含む。

図２は、図１の航空機１００の翼１０４の実装に使用することができる例示的な翼１０４の１つの部分切り欠き図を示している。図に示した実施例では、翼１０４は、第１のパネル１０６と第２のパネル１０８、及び第１のパネル１０６と第２のパネル１０８との間の翼弦方向に延在するリブ２０２を含む。第１のパネル１０６と第２のパネル１０８を比較的薄くし、各パネル１０６、１０８の安定性を高めるため、この実施例では、例示的な補強材及び／又は肋間部２０４はリブ２０２間の翼長に連結される。幾つかの実施例では、第１のパネル１０６の圧縮安定性を高めるため、及び／又は補強材２０４に軸荷重が加えられるのを防ぐため、補強材２０４はリブ２０２の間に、及び第１のパネル１０６（例えば、上方パネル）に慎重に連結される。幾つかの実施例では、補強材２０４は第１のパネル１０６に直接隣接して連結され、第２のパネル１０８から離間される。他の実施例では、補強材２０４の一部は第１のパネル１０６に直接隣接して連結され、補強材２０４のその他の部分は第２のパネル１０８に直接隣接して連結される。しかしながら、第１のパネル１０６（例えば、上方パネル）での圧縮荷重が、第２のパネル１０８（例えば、下方パネル）での圧縮荷重よりも高いことを考えると、補強材２０４は第１のパネル１０６に直接隣接して提供されてもよく、また、第２のパネル１０８に直接隣接して提供されなくてもよい。

幾つかの実施例では、胴体１０１により近いパネル１０６、１０８の圧縮荷重が、胴体１０１からより遠いパネル１０６、１０８の圧縮荷重よりも大きいことを考えると、補強材２０４は、胴体１０１から離れている多数の補強材２０４と比較して、胴体１０１に隣接するリブ２０２間では、より頻度が高くなりうる。パネル１０６及び／又は１０８が比較的厚い及び／又は強固な実施例では、パネル１０６、１０８の閾値圧縮安定性及び／又は閾値座屈防止力を実現するため、より少ない補強材２０４が使用されうる。パネル１０６、１０８が比較的薄い及び／又はあまり強固でない実施例では、パネル１０６、１０８の閾値圧縮安定性及び／又は閾値座屈防止力を実現するため、より多くの補強材２０４が使用されうる。これらの実施例のどちらにおいても、第１及び第２のパネル１０６、１０８は、同じ又は同様な厚みを有してもよい。他の実施例では、第１及び第２のパネル１０６、１０８は、様々な厚み及び／又は異なる厚みを有してもよい。

図３は、図１の航空機１００の翼１０４を実装するために使用可能な例示的な翼１０４の平面図を示す。この実施例では、翼１０４は、リブ２０２及び各リブ２０２間に連結された補強材２０４を含む。図３の実施例に示されているように、より多くの補強材２０４が胴体１０１及び／又は翼１０４の内側部分３０１に隣接するリブ２０２間に配置され、より少ない補強材２０４が翼１０４の先端及び／又は外側部分３０２に隣接して配置される。補強材２０４は翼１０４上に特定のパターンで配置されて示されているが、特定の用途のニーズを満たすため、補強材２０４はリブ２０２間に任意の構成で配置されてもよい。

図４は、補強材２０４、リブ２０２及び第１のパネル１０６のうちの１つの間の連結の断面図を示す。例示的な実施例では、補強材２０４は第１の場所４０２で第１のＴ字形クリップ及び／又はファスナ４０４によって、また、第２の場所４０６で第２のＴ字形クリップ及び／又はファスナ４０８によって、第１のパネル１０６に連結されている。図示した実施例では、補強材２０４の第１の端部４１０はリブ２０２に連結されている。幾つかの実施例では、リブ補強材は、第１の場所４０２でリブ２０２と補強材２０４との間の連結で、リブ２０２に連結されうる。図示した実施例では、補強材２０４がリブ２０２間で非剛体的に連結され、及び／又は補強材２０４を座屈から防ぐことができるよう、補強材２０４の第２の端部４１２は、フランジ及び／又は傾斜したシートメタル４１４に連結される。言い換えるならば、補強材２０４のフランジ４１４での連結、フランジ４１４の材料特性及び／又は可撓性は、例えば、補強材２０４とリブ２０２との間の連結に悪影響を及ぼすことなく、リブ２０２間である程度動かすことができる。幾つかの実施例では、補強材２０４とリブ２０２との間の連結に悪影響を及ぼすことなく、リブ２０２間である程度動かすことができるように、フランジ４１４はサイズ、形状を変えられてもよく、及び／又はフランジ４１４を曲げることができる厚みを有してもよい。幾つかの実施例では、フランジ４１４は、補強材２０４とリブ２０２との間の連結に悪影響を及ぼすことなく、リブ２０２間である程度動かすことが可能な、材料から作られうる、及び／又は材料特性を有しうる。

図５は、第１のパネル１０６及び第２のパネル１０８、第１のパネル１０６と第２のパネル１０８との間に連結されたリブ２０２、及び、第１のパネル１０６に直接隣接するリブ２０２に連結された補強材２０４を含む翼１０４の断面図を示す。図示した実施例では、補強材２０４はＣ字形の断面を有する。しかしながら、補強材２０４は他の任意の適切な断面を有してもよい。

図６は、第１のパネル１０６及び第２のパネル１０８、第１のパネル１０６と第２のパネル１０８との間に連結されたリブ２０２、及び、第１のパネル１０６に直接隣接し、且つ第２のパネル１０８に直接隣接するリブ２０２に連結された補強材２０４を含む翼１０４の断面図を示す。前記第２のパネル１０８に隣接して補強材２０４を配置することにより、第２のパネル１０８の閾値圧縮安定性を実現すること、及び／又は閾値圧縮安定性を実現しつつ第２のパネル１０８を比較的薄くすることが可能になる。幾つかの実施例では、閾値圧縮安定性を実現することは、閾値距離が第１のパネル１０６と第２のパネル１０８との間に維持されること、且つ／或いは、第１パネル１０６及び／又は第２のパネル１０８が座屈から守られることを意味する。

図７は、第１のパネル１０６と第２のパネル１０８、リブ２０２、補強材２０４及び例示的な桁７０２のうちの１つを含む翼１０４の断面図を示す。図示した実施例では、ティアストラップ７０４はリブ２０２と第１及び第２のパネル１０６、１０８との間に配置される。しかしながら、幾つかの実施例では、翼１０４にはティアストラップ７０４が提供されないことがある。更に、図示した実施例では、桁７０２はＺ字形の断面を有し、補強材２０４はＣ字形の断面を有する。しかしながら、桁７０２及び／又は補強材２０４は、個別の実装に応じて、他の任意の断面又は形状を有してもよい。例えば、桁７０２はＣ字形の断面を有してもよく、及び／又は補強材２０４はＬ字形の断面を有してもよい。

図８は、翼１０４、並びに、リブ２０２、補強材２０４及び本体インターフェースの側面８０１のうちの１つを含む翼中央部８００の断面図を示す。図示した実施例では、第１のパネル１０６は、例示的な第１のダブルシヤスプライス８０４によって、本体インターフェースの側面８０１及び翼中央部８００の内部の第１のパネル８０２に連結されている。図８の実施例に示したように、第１のダブルシヤスプライス８０４は、パネル１０６、８０２のそれぞれの上に配置された第１及び第２のスプライスプレート８０６、８０８を含み、ファスナ及び／又はボルト８１０によって、それらに締結されている。

図示した実施例では、第２のパネル１０８は、例示的な第２のダブルシヤスプライス８１３によって、本体インターフェースの側面８０１及び翼中央部８００の内部の第２のパネル８１２に連結されている。この実施例では、例示的な第２のダブルシヤスプライス８１３は、パネル１０８、８１２のそれぞれの上に配置された第３及び第４のスプライスプレート８１４、８１６を含み、ファスナ及び／又はボルト８１８によって、それらに締結されている。幾つかの実施例ではパネル１０６、１０８、８０２、８１２及び／又は本体インターフェースの側面８０１との間の連結は、第１のパネル１０６、本体インターフェースの側面８０１、内部の第１のパネル８０２、第２のパネル１０８及び／又は内部の第２のパネル８１２のいずれかとの間のインターフェースで動きが発生するのを防ぐ。

図示した実施例で、例示的な胴体外板インターフェース８２０を、翼１０４、本体インターフェースの側面８０１及び／又は内部の第１のパネル８０２に連結するため、例示的な外板Ｔ字形材及び／又はブラケット８２２は、ファスナ８１０のうちの１つによって、本体インターフェースの側面８０１に隣接して連結されている。このように、図示した実施例では、ファスナ８１０の一部は、ブラケット８２２、第１のパネル１０６、内部の第１のパネル８０２及び／又は本体インターフェースの側面８０１を共に連結するために使用される。

図９及び図１０は、例示的な本体ウェブの側面９０２、及び本体ウェブの側面９０２が延在する第１及び第２の固定具及び／又は台形固定具９０４、９０６を含む、例示的な本体インターフェースの側面８０１の等角図を示している。図示した実施例では、第１及び第２の固定具９０４、９０６を通って本体ウェブの側面９０２を延在させることにより、第１及び／又は第２のパネル１０６、１０８から本体ウェブの側面９０２を通って、本体インターフェースの側面８０１の端部９０８に隣接して配置される後桁まで力を伝えることができる。この実施例では、本体インターフェースの側面８０１は、水平部材９１０、９１２、９１４、９１６及び開口部９１８を含み、例えば、翼１０４の修理時にオペレータ（例えば、メカニック）が本体インターフェースの側面を通ることができる。

図１１は、例示的な本体インターフェースの側面８０１、台形固定具９０４、９０６、並びに、ブラケット１１０４及びファスナ１１０６を介して連結される例示的な後桁１１０２を示している。図１１の実施例に示したように、荷重及び／又は力を本体ウェブの側面９０２から、例えば後桁１１０２へ伝えることができるように、本体ウェブの側面９０２は台形固定具９０４、９０６を通って後桁１１０２に向かって連続的に延在する。

図１２は、第１及び第２の台形固定具９０４、９０６と後桁１１０２との間の例示的な連結を示している。この実施例では固定具９０４、９０６と後桁１１０２を連結するため、ファスナ１１０６は固定具９０４、９０６及び後桁１１０２を通って延在する。

図１３は、本体インターフェースの側面８０１に与えられる第１及び第２の力１３０２、１３０４を示している。この実施例では、第１の力１３０２は本体インターフェースの側面８０１の縦軸１３０６に沿って配向され、第２の力１３０４は固定具９０４、９０６の第１の面１３０８に向かって配向されている。図示した実施例では、固定具９０４、９０６の第１の面１３０８での第３の力１３１０（例えば、１８０Ｋポンドの力）は、固定具９０４、９０６の第２の面１３１４及び／又は本体ウェブの側面９０２での第４の力１３１２（例えば、９０Ｋポンドの力）よりも大きい。

図１４は、リブ２０２と第１のパネル１０６との間に連結された、例示的な第１及び第２の補強材１４０２、１４０４を示している。上で述べた例示的な補強材２０４とは対照的に、例示的な補強材１４０２、１４０４は、リブ２０２の１つと第１のパネル１０６との間で連結された端部を有する。

図１５は、第１及び第２のパネル１０６、１０８、リブ２０２、及び補強材１４０２、１４０４のうちの１つを示している。

図１６は、リブ２０２及び例示的な本体インターフェースの側面８０１のうちの１つを含む翼１０４及び胴体１０１の断面図を示している。図８の実施例とは対照的、第１のダブルシヤスプライス８０４は例示的な本体インターフェースの側面８０１から離間されており、第２のダブルシヤスプライス８１３は例示的な本体インターフェースの側面８０１から離間されている。幾つかの実施例では、ダブルシヤスプライス８０４、８１３を本体インターフェースの側面８０１から離間することによって、翼の組み立ては単純化されうる。

前記の説明から、上記で開示の方法、装置及び製造品は、桁間に延在する例示的な補強材を使用することにより、航空機翼及び／又は炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）を含む航空機翼の製造コストの低減に関することを理解されたい。幾つかの実施例では、補強材は、軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぐため、補強材と翼外板パネルを非剛体的に連結することによって、翼パネルから軸の力及び／又は荷重を受容しないように構成されている。幾つかの実施例では、本書に開示の例示的な翼は、上方及び下方翼外板パネル、閾値翼外板パネル安定性が実現可能となるように、上方及び／又は下方翼外板パネル補強材に連結された補強材及び／又は肋間部を含む。幾つかの実施例では、補強材及び／又は肋間部はリブ間の翼長方向に配置される。本書に開示の実施例を使用すると、炭素繊維強化プラスチックスプライスエレメント及び／又はプレートによって、ダブルシヤスプライスを本体ジョイントの側面で使用することができる。幾つかの実施例では、本書で開示の例示的な補強材の使用により、後桁の機尾の台形パネルを通って本体ウェブの側面を連続的に延在すること、及び／又は本体ジョイントの側面を単純化して終端固定部が含まれない及び／又は使用されないようにすることができる。

例示的な装置は、第１のパネルと、第２のパネルと、第１及び第２のパネルとの間に連結されたリブと、リブ間に翼長方向に連結され且つ第１のパネルに連結された補強材であって、補強材と第１のパネルとの間の連結は軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぎ、第１のパネルの圧縮安定性を高める補強材とを有する航空機翼を含む。幾つかの実施例では、第１のパネルは複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む。幾つかの実施例では、第１の数の補強材は航空機翼の内側部分のリブ間に連結され、第２の数の補強材は翼の外側部分でリブ間に連結され、第１の数は第２の数よりも大きく、内側部分は航空機の胴体に連結される。幾つかの実施例では、航空機翼は第１及び第２のパネル内の軸荷重を保持するように構成されている。

幾つかの実施例では、装置は第１及び第２のパネルに連結された本体ウェブの側面を含む。幾つかの実施例では、本体ウェブの側面は複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む。幾つかの実施例では、本体ウェブの側面は航空機の胴体の側面に沿って延在することができる。幾つかの実施例では、装置は本体ウェブの側面が延在する台形固定具を含み、軸荷重が第１及び第２のパネルから後桁へ伝達可能となるよう、台形固定具は航空機翼の後桁に連結される。幾つかの実施例では、装置は、第１のパネルと本体ウェブの側面とを連結するスプライスプレートを含む。

幾つかの実施例では、装置は各補強材の端部とリブを連結するブラケットを含み、ブラケットはブラケットの材料特性又は可撓性に基づいて、補強材の座屈を防ぐ。幾つかの実施例では、補強材は第１の補強材で、リブ間に翼長方向に連結され且つ第２のパネルに連結された第２の補強材を更に含み、第２の補強材は第２のパネルの圧縮安定性を高める。幾つかの実施例では、補強材と第１のパネルとの間の連結はクリップによって形成された間接的な連結で、クリップによって形成された連結は、軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぎ、一方で前記第１のパネルの圧縮安定性を高める。

例示的な装置は、胴体と、第１のパネル、第２のパネル、翼弦方向で第１及び第２のパネルに連結されたリブ、リブのうちの少なくとも１つ及び第１のパネルに連結された補強材であって、第１のパネルの圧縮安定性を高め、補強材と第１のパネルとの間の連結により第１のパネル内に軸荷重を保持することが可能になる補強材、並びに、第１及び第２のパネルと胴体に連結された本体ウェブの側面を含む航空機翼とを含む。

幾つかの実施例では、装置は、本体ウェブの側面が延在するときに通る固定具を含み、当該固定具は軸荷重が第１のパネルから後桁へ伝達可能となるように航空機翼の後桁に連結される。幾つかの実施例では、装置は各補強材の端部とリブとを連結するブラケット含み、当該ブラケットは補強材の座屈を防ぐ。幾つかの実施例では、補強材は第１の補強材と第２の補強材を含み、第１の補強材は第１の補強材の座屈を防ぐためブラケットに連結されている幾つかの実施例では、補強材と第１のパネルとの間の連結は、クリップによって形成された間接的な連結で、クリップによって形成された連結は、軸荷重が第１のパネル内に保持されることを可能にする。

例示的な装置は、胴体と、第１及び第２のパネルを含む航空機翼であって、軸荷重が第１及び第２のパネル内に保持されることを可能にするように構成されている航空機翼と、第１及び第２のパネルに連結された本体ウェブの側面であって、本体ウェブと第１及び第２のパネルとの間の連結に基づいて、第１及び第２のパネルから軸荷重の一部を受容する本体ウェブの側面とを含む。幾つかの実施例では、航空機翼は更に、第１のパネルと第２のパネルとの間に翼弦方向に連結されたリブ、並びに、リブの間に翼長方向に連結され且つ第１のパネルに連結された補強材を含み、補強材と第１のパネルとの間の連結に基づいて、補強材は第１のパネルの圧縮安定性を高める。幾つかの実施例では、補強材は、軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぐため、第１のパネルから離間されている。幾つかの実施例では、補強材と第１のパネルとの間の連結はクリップによって形成された間接的な連結で、クリップによって形成された連結は、軸荷重が補強材によって受容されるのを防ぎ、一方で前記第１のパネルの圧縮安定性を高める。幾つかの実施例では、装置は本体ウェブの側面が延在するときに通る固定具を含み、当該固定具は軸荷重が第１及び第２のパネルから後桁へ伝達可能となるように航空機翼の後桁に連結される。

更に、本開示は、下記の条項による実施形態を含む。

条項１． 第１のパネルと、
第２のパネルと、
前記第１のパネルと前記第２のパネルとの間に連結されたリブと、
前記リブ間に翼長方向に連結され且つ前記第１のパネルに連結された補強材であって、前記補強材と前記第１のパネルとの間の前記連結は軸荷重が前記補強材によって受容されるのを防ぎ、前記第１のパネルの圧縮安定性を高める補強材と
を含む航空機翼、を備える装置。

条項２． 前記第１のパネルは複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む、条項１に記載の装置。

条項３． 前記航空機翼は前記第１及び第２のパネル内に前記軸荷重を保持するように構成されている、条項１に記載の装置。

条項４． 前記第１及び第２のパネルに連結された本体ウェブの側面を更に含む、条項１に記載の装置。

条項５． 前記本体ウェブの側面は複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む、条項４に記載の装置。

条項６． 前記本体ウェブの側面は航空機の胴体の側面に沿って延在することができる、条項４に記載の装置。

条項７． 前記本体ウェブの側面が延在する台形固定具を更に含み、前記台形固定具は前記航空機翼の後桁に連結され、前記軸荷重は前記第１及び第２のパネルから前記後桁まで伝達可能となる、条項４に記載の装置。

条項８． 前記第１のパネルと前記本体ウェブの側面を連結するスプライスプレートを更に含む、条項４に記載の装置。

条項９． 各補強材の端部と前記リブとを連結するブラケットを更に含み、前記ブラケットは材料特性又は前記ブラケットの可撓性に基づいて、前記補強材の座屈を防ぐ、条項１に記載の装置。

条項１０． 前記補強材は第１の補強材で、前記リブ間に翼長方向に連結され且つ前記第２のパネルに連結された第２の補強材を更に含み、前記第２の補強材は前記第２のパネルの圧縮安定性を高める、条項１に記載の装置。

条項１１． 前記補強材と前記第１のパネルとの間の前記連結はクリップによって形成された間接的な連結で、前記クリップによって形成された前記連結は、前記軸荷重が前記補強材によって受容されるのを防ぎ、一方で前記第１のパネルの前記圧縮安定性を高める、条項１に記載の装置。

条項１２． 胴体と、
第１のパネル、
第２のパネル、
翼弦方向で前記第１のパネルと前記第２のパネルとの間に連結されたリブ、及び
少なくとも１つの前記リブ及び前記第１のパネルに連結され、前記第１のパネルの圧縮安定性を高める補強材であって、前記補強材と前記第１のパネルのとの間の前記連結は軸荷重が前記第１のパネル内に保持されるのを可能にする補強材
を含む航空機翼と
を備える装置。

条項１３． 前記本体ウェブの側面が延在する固定具を更に含み、前記固定具は前記航空機翼の後桁に連結され、前記軸荷重は前記第１のパネルから前記後桁まで伝達可能となる、条項１２に記載の装置。

条項１４． 各補強材の端部とリブとを連結するブラケットを更に含み、前記ブラケットは前記補強材の座屈を防ぐ、条項１２に記載の装置。

条項１５． 前記補強材は第１の補強材及び第２の補強材を含み、前記第１の補強材は前記第１の補強材の座屈を防ぐブラケットに連結されている、条項１２に記載の装置。

条項１６． 前記補強材と前記第１のパネルとの間の前記連結はクリップによって形成された間接的な結合で、前記クリップによって形成された前記連結は、前記軸荷重が前記第１のパネル内に保持されることを可能にする、条項１２に記載の装置。

条項１７． 胴体及び航空機翼を含む航空機を飛行させること、
第１のパネル上で軸荷重を受けること、及び
前記軸荷重を前記胴体に向けること
を含む、条項１２に記載の方法。

条項１８． 胴体と、
第１及び第２のパネルを含む航空機翼であって、軸荷重が前記第１及び第２のパネル内に保持されることを可能にするように構成されている航空機翼と、
前記第１及び第２のパネルに連結された本体ウェブの側面であって、前記本体ウェブと前記第１及び第２のパネルとの間の前記連結に基づいて、前記第１及び第２のパネルから前記軸荷重の一部を受容する本体ウェブの側面と
を含む装置。

条項１９． 前記航空機翼は更に、前記第１のパネルと前記第２のパネルとの間に翼弦方向に連結されたリブ、並びに、前記リブ間に翼長方向に連結され且つ前記第１のパネルに連結された補強材を更に含み、前記補強材は前記第１のパネルの圧縮安定性を高める、条項１８に記載の装置。

条項２０． 前記本体ウェブの側面が延在する固定具を更に含み、前記固定具は前記航空機翼の後桁に連結され、前記軸荷重は前記第１及び第２のパネルから前記後桁まで伝達可能となる、条項１８に記載の装置。

本書では特定の例示的な方法、装置、及び製品が開示されるが、本特許出願の範囲はこれらに限定されるものではない。反対に、本特許出願は、本特許出願の特許請求の範囲内に公正に当てはまるすべての方法、装置、及び製品を包含する。

Claims (11)

1. 第１のパネル（１０６）と、
   第２のパネル（１０８）と、
   前記第１のパネルと前記第２のパネルとの間に連結されたリブ（２０２）と、
   前記リブ間で翼長方向に且つ前記第１のパネルに個別に連結された非一体型の補強材であって、前記補強材は前記第１のパネルから離間されており、前記補強材と前記第１のパネルとの間の前記連結はクリップによって形成された間接的な連結であり、当該クリップによって形成された間接的な連結が、軸荷重が前記補強材によって受容されるのを防ぎつつ、前記第１のパネルの圧縮安定性を高める、補強材と
   を含む航空機翼（１０４）、を備える装置。
2. 前記第１のパネル（１０６）は複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む、請求項１に記載の装置。
3. 前記航空機翼（１０４）は前記第１のパネル（１０６）及び前記第２のパネル（１０８）内に前記軸荷重を保持するように構成されている、請求項１又は２に記載の装置。
4. 前記第１のパネル（１０６）及び前記第２のパネル（１０８）に連結された本体ウェブの側面（９０２）を更に含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の装置。
5. 前記本体ウェブの側面（９０２）は複合材又は炭素繊維強化プラスチックを含む、請求項４に記載の装置。
6. 前記本体ウェブの側面（９０２）は航空機（１００）の胴体（１０１）の側面に沿って延在することができる、請求項４に記載の装置。
7. 前記本体ウェブの側面（９０２）が間に挟まって延在する台形固定具（９０４、９０６）を更に含み、前記台形固定具は前記航空機翼（１０４）の後桁（１１０２）に連結され、前記軸荷重は前記第１のパネル（１０６）及び前記第２のパネル（１０８）から前記後桁まで伝達可能となる、請求項４に記載の装置。
8. 前記第１のパネル（１０６）と前記本体ウェブの側面（９０２）を連結するスプライスプレートを更に含む、請求項４に記載の装置。
9. 各補強材の端部とリブ（２０２）とを連結するブラケットを更に含み、前記ブラケットは材料特性又は前記ブラケットの可撓性に基づいて、前記補強材の座屈を防ぐ、請求項１から８のいずれか一項に記載の装置。
10. 前記補強材は第１の補強材で、前記リブ（２０２）に連結され、前記リブ（２０２）間で翼長方向に連結され、且つ前記第２のパネル（１０８）に連結された第２の補強材を更に含み、前記第２の補強材は前記第２のパネルの圧縮安定性を高める、請求項１から９のいずれか一項に記載の装置。
11. 前記航空機翼（１０４）を含む航空機（１００）を飛行させること、
    前記第１のパネル（１０６）上で軸荷重を受容すること、及び
    前記軸荷重を前記航空機の胴体（１０１）に配向すること
    を含む、請求項１から１０のいずれか一項に記載の装置を使用する方法。

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