JP6944298B2 - 航空機翼に構造的支持を与えるプランク済みストリンガ - Google Patents

Description

本開示は、航空機の分野に関し、具体的には航空機翼の構造的構成要素に関する。

航空機翼の構造的構成要素は、飛行中、離陸時、及び着陸時に、様々な種類の力に耐える。これらの構造的構成要素はまた、（例えばバードストライク、落雷、空中荷重、地上荷重、燃料圧などの）多数の要件を満たすように設計されており、コストや製造上の制約に準拠しながらこれらの要件を満たすのは、依然として複雑なプロセスである。

航空機翼を建造するための、幅広い種類の技法と設計が存在する。具体的には、複合材部品を利用した翼の設計が良く知られるようになってきている。なぜならば、こうした設計は重量を削減し、強度を増加させるからである。しかし、複合材製航空機翼は未だに型の作成が複雑で、テスト費用が高い。前記の要件の全てを満たすために、技術者は、金属製の翼の部品用の既存の設計にほぼ忠実に、複合材部品を設計しがちである。しかし、そうした場合、複合材料の利点の全てを利用することができない。例えば、金属の設計には、多数の締結された構成要素が利用される。複合材の設計の場合は、構成要素を一体化して、例えば統合設計／一体設計といった、より安価で軽量な単一の設計にすることができる。本書の開示は、これらの観点及び他の観点で提示されている。

本書に記載される実施例は、横方向に延びる複合材製プランク済みストリンガが、航空機翼の外板に当てて平らに置かれる設計になっている。したがって、飛行中に翼に加えられる荷重（例えばせん断応力、曲げ応力など）は、プランク済みストリンガと外板とで、（例えば相補的に）分担され得る。さらに、プランク済みストリンガの下をスパーが延び、翼の上側部分のストリンガと翼の下側部分のストリンガとを接続して、それによって、さもなければプランク済みストリンガを座屈させるであろう力に耐えるようになっていてよい。

一実施形態は、外板を含む航空機翼の一区域を備える。外板は、翼の内部空間を取り囲み、翼に加えられるせん断応力に耐えるように並べられた繊維配向を有する炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の層を含む。航空機翼のこの区域はまた、翼の内部で横方向に配向され、内部空間内で外板に接触し、外板に取り付けられ、翼で曲げに耐えるように並べられた繊維配向を有するＣＦＲＰの層を含むプランク済みストリンガも含む。この区域は更に、翼の上側の部分プランク済みストリンガと翼の下側部分のプランク済みストリンガとの間に配置され、プランク済みストリンガと位置合わせされた、スパーを含む。

更なる実施形態は、システムである。このシステムは、航空機翼の一区域の表面を画定する複合材外板を含む。このシステムはまた、外板に接触し、外板に一体化され、翼の内部で横方向に配向されている、上側の複合材製プランク済みストリンガを含む。更に、このシステムは、スパーであって、上側の複合材製プランク済みストリンガに取り付けられ、上側の複合材製プランク済みストリンガの一部の下方で垂直に延び、スパーの下方に位置する下側の複合材製プランク済みストリンガに固定して取り付けられた、スパーを含む。

更なる実施形態は、方法である。方法は、航空機翼の一部を画定する複合材外板をレイアップすることと、翼の内部で横方向に配向され且つ外板に接触している、複合材製プランク済みストリンガをレイアップすることとを含む。方法はまた、プランク済みストリンガを、プランク済みストリンガの下方で垂直に伸びるスパーに取り付けることも含む。

他の例示的な実施形態（例えば、上記の実施形態に関連する方法及びコンピュータ可読媒体）が、後述され得る。上記の特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において単独で実現することが可能であり、または更に別の実施形態において組み合わせることが可能であるが、これらの実施形態は、以下の説明及び添付図面を参照することによって更に詳細に理解することができる。

ここで本開示のいくつかの実施形態を説明するが、この説明は例示のみを目的としている。説明は、添付図面を参照して行われる。全ての図面において、同じ参照番号は同じ要素または同じタイプの要素を表す。

例示的な実施形態における、航空機の図である。 例示的な実施形態における、航空機の主翼ボックスの部分図である。 例示的な実施形態における、航空機の主翼ボックスの部分の断面図である。 例示的な実施形態における、翼の２つのプランク済みストリンガに取り付けられたスパーを示す拡大図である。 例示的な実施形態における、翼の２つのプランク済みストリンガに取り付けられたスパーを示す拡大図である。 例示的な実施形態における、航空機の翼端付近の主翼ボックスの部分の別の断面図である。 例示的な実施形態における、プランク済みストリンガの配列を示す図である。 例示的な実施形態における、プランク済みストリンガの配列を示す図である。 例示的な実施形態における、翼の構造的構成要素の製造方法を示すフロー図である。 例示的な実施形態における、航空機の主翼ボックスの機外（ｏｕｔｂｏａｒｄ）区域のブロック図である。 例示的な実施形態における、航空機の製造及び保守方法を示すフロー図である。 例示的な実施形態における、航空機のブロック図である。

図面及び下記の記載により、本開示の具体的な例示的実施形態が示される。従って、当業者は、本明細書に明示的に記載または図示されていない様々な装置を考案して本開示の原理を具体的に実現することができるが、それらは本開示の範囲に含まれることを理解されたい。更に、本明細書に記載のいかなる実施例も、本開示の原理の理解を助けることを意図したものであり、具体的に記載された実施例や諸条件に限定されないという解釈がなされるべきである。この結果、本開示を限定するものは、下記の具体的な実施形態または実施例ではなく、特許請求項の範囲及びその均等物である。

図１〜図６は、航空機の翼で曲げ荷重に耐える、強化複合材製プランク済みストリンガが利用されていてよい、例示の航空機の構造を示す。本書で用いる場合、プランク済みストリンガは、航空機外板の下部の支持構造体の「平ら」な構成要素を含んでおり、この構成要素は、翼軸に沿って航空機の翼端に向かって延びている。プランク済みストリンガは、本書で検討される場合、航空機の外板に当ててほぼ平らに横たえられており、外板と共に共硬化されてよい。

図１は、例示的な実施形態における航空機１００の図である。航空機１００は、ノーズ１１０、主翼ボックスの機外区域１２０、胴体１３０、及び尾部１４０を含む。図１はまた、航空機１００の下方向（Ｚ）も示している。図２は、例示的な実施形態における、主翼ボックス２７０の部分図である。主翼ボックス２７０は、翼の前縁と後縁との間に位置する、翼の構造部分を含む。主翼ボックス２７０は、曲げモーメントを支え、ねじれ剛性を与え、及び／または航空機１００の燃料を保持している。具体的には、図２は、図１の矢印２の方向から見た上面図である。図２によると、機外区域１２０は中央部分２１０に物理的に取り付けられており、中央区域２１０は、機外区域１２０を主翼ボックス２７０の別の機外区域１２０（図示せず）に連結している。

この実施形態では、機外区域１２０は、外板２６０を含む。外板２６０は、全体の厚さが例えば約０．１５インチ〜０．６インチ（例えば約３０層から約１００層の間）である、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）といった多層の硬化複合材料を含んでいてよい。一実施形態では、外板２６０の層の大多数は、機外区域１２０に沿った曲げ荷重に耐える一方で、主翼ボックス２７０にねじれ剛性も与える、繊維配向（例えば、＋／−４５°の繊維配向）を有している。外板２６０は機外区域１２０を取り囲み、プランク済みストリンガ２４０が配置されている内部空間を画定している。

プランク済みストリンガ２４０は、機外区域１２０内で横方向に配向されている（即ち、プランク済みストリンガ２４０は、機外区域１２０に沿い翼端１２２に向かって、横方向に延び、途切れなく続いている）。機外区域１２０が翼端１２２に向かって外向きに延びるのにつれて、機外区域１２０に沿って機首方向から機尾方向に向けて配置されたプランク済みストリンガ２４０の数は、少なくなっていってよい。プランク済みストリンガ２４０は、例えば、支持体２５０のところで終端していてよい。プランク済みストリンガ２４０は、外板２６０に関して上記で記載したものと同様の、多層の複合材製部品を含んでいてよい。しかし、プランク済みストリンガ２４０は、外板２６０より厚く（例えば、ほんのわずかの厚さであっても各プランク済みストリンガ２４０内の層の数が多いことによって）、各プランク済みストリンガ２４０の層の大多数が、機外区域１２０に沿った曲げに耐え、且つ座屈を防ぐために外板２６０の強化を補助するような繊維配向（例えば０°の繊維配向）を有していてよい。図２は、前面スパー２２０（例えば機外区域１２０の前縁）及び後面スパー２３０（例えば機外区域１２０の後縁）をさらに示す。

図３は、例示的な実施形態における機外区域１２０の断面図であり、プランク済みストリンガ２４０がさらに示されている。図３は、図２の矢印３で示される。この実施形態では、この断面図は、機外区域１２０内に位置する部位４を示している。図４は、図３の部位４の拡大図であり、機外区域１２０の内部空間４２４を、外板２６０が取り囲んでいる。図４は、一対のプランク済みストリンガ２４０の間に配置され、これらとそれぞれ垂直方向に位置合わせされた、スパー４１０を示す。スパー４１０は、プランク済みストリンガ２４０の長さにわたって（即ち、ほぼＸ方向に）延び、プランク済みストリンガ２４０が曲げ荷重を耐えているときに座屈しないことを確実にするため、プランク済みストリンガ２４０に固定して取り付けられている。スパー４１０は、図４では、機外区域１２０の上側部分１２６のプランク済みストリンガ２４０と、機外区域１２０の下側部分１２８のプランク済みストリンガ２４０とを結合する「Ｃ字型スパー」として示されている。しかし、さらなる実施形態では、スパー４１０は任意の所望の断面形状（例えば、「Ｉ」字型、「Ｌ」字型、「Ｚ」字型など）を有していてよい。

図４は、外板２６０に当てられてほぼ平らに横たえられ、外板２６０に取り付けられている、プランク済みストリンガ２４０を更に示す。このように、外板の厚さとプランク済みストリンガの厚さとの差異がどれだけであっても、プランク済みストリンガ２４０の厚さは、プランク済みストリンガの幅よりも小さい。本書では、プランク済みストリンガ２４０は、外板２６０に物理的に嵌合しているという点で、外板２６０に「取り付けられ」ている。例えばある実施形態では、プランク済みストリンガ２４０は、外板２６０に共硬化されているといったように、外板２６０に一体化されるようにして、外板２６０に取り付けられている。このように、外板２６０とプランク済みストリンガ２４０は、共硬化されて１つの一体部品となっていてもよく、レイアップされて互いの上に別々に硬化されてもよく、またさもなければ、これらの構成要素を共に硬化及び／または接合することによって、結合して一体部品になっていてもよい。

図５は、図４の部位５の拡大図である。図５に示されているように、各プランク済みストリンガ２４０は、（例えば１インチといった）厚さＴを有する中央部位２４２と、厚さＴから外板２６０に達するまで先細になっている外側部位２４４とを含んでいる。要するに、各プランク済みストリンガ２４０の厚さは、少なくとも機首方向に２延びる間に厚さが１減るという比で、機尾方向から機首方向へと先細になっている。この実施形態では、各プランク済みストリンガ２４０では３延びる間に厚さが１減り、その結果角度の大きさが３０度の傾斜になっている。各プランク済みストリンガ２４０は、機首方向から機尾方向へと延びている外板２６０の一部（例えば１０インチ幅）を覆っている。しかし、プランク済みストリンガ２４０同士は、機首方向から機尾方向にかけて、間隙（Ｇ）で離して、間を空けて置かれている。一実施形態では、各間隙は差し渡し１４インチである。このことは、機外区域１２０の内部機構へのアクセスポイント５２０（例えばアクセスパネル）が、間隙Ｇにおいて、プランク済みストリンガ２４０を貫通したり、プランク済みしたストリンガ２４０の完全性を他の態様で損なったりせずに、外板２６０を貫通し得ることを意味する。

図５は、スパー４１０をさらに示す。各スパー４１０は、フランジ４１２及び本体４１４を含む。本実施形態では、各スパー４１０が、プランク済みストリンガ２４０に固定要素５１０（例えばボルト、ピン、リベットなど）を介して固定して取り付けられて／締結されているが、一方、別の実施形態では（例えばスパー４１０が複合材部品である場合）、各スパー４１０は、プランク済みストリンガ２４０に接合（例えば接着）されるか、共硬化されるか、さもなければ貼り付けられていてよい。一実施形態では、スパー４１０は、互いに２４インチ離して、間隔を空けて置かれており、スパー４１０間のこの距離は、スパー４１０が翼端１２２に向かって延びるのにつれて減少する。

図６は、例示的な実施形態における、翼端１２２付近の機外区域１２０の別の断面図である。具体的には、図６は、図２の矢印６の方向から見た図である。図６に示されているように、プランク済みストリンガ２４０は、図２の中央区域２１０から図２の翼端１２２方向に延びるのにつれて、横方向に（即ちＸ方向に）先細になっていてよい。例えば、プランク済みストリンガ２４０は、部位２４６では厚さＴを維持し、そこからプランク済みストリンガ２４０が翼端１２２方向に延びるのにつれて、少なくとも横方向に１０延びる間に厚さが１減るという比（例えば、横方向に１００延びる間に厚さが１減るといった、２０００対１と１０対１の間の傾斜比）で、厚さが先細になっていてよい。こうした実施形態では、スパー４１０が翼端１２２に向かって延びるのにつれて、スパー４１０の大きさ／厚さは増加する。即ち、各スパー４１０の厚さは、翼端１２２の方に行って、対応するプランク済みストリンガの厚さが減るのに応じて、増加する。厚さの増加は、プランク済みストリンガ２４０が先細になる量に相当する。図６はさらに、翼端１２２の近傍の支持部材６１０を示す。この支持部材６１０には、スパー４１０及び／またはプランク済みストリンガ２４０が接合されてよいか、または他の方法で固定して取り付けられていてよい。

図２〜図６は、機外区域１２０内に存在するプランク済みストリンガ２４０に焦点を当てているが、所望により、プランク済みストリンガで中央区域２１０を補強するための同様の技法と設計が、利用されてよい。したがって、本書に記載されている実施形態は、機外区域１２０内で用いられるプランク済みストリンガに限定されない。

これまでの図面では、プランク済みストリンガ２４０は機外区域１２０内に置かれて示されていたが、次に示す図７及び図８では、例示のプランク済みストリンガを、航空機１００の他の要素から切り離して示す。具体的には、図７〜図８は、例示的な実施形態における、プランク済みストリンガ２４０の配列を示す図である。図７に示されるように、プランク済みストリンガ２４０は、機外区域１２０にわたって横にＸ方向に延びる長さＬを有し、更に、機首方向から機尾方向にＹ方向に延びる幅Ｗを有する。プランク済みストリンガ２４０の各層は、０°から９０°までさまざまの繊維配向を有する。この実施形態では、プランク済みストリンガ２４０の大多数が、０°の繊維配向を有している。この繊維配向によって、翼端１２２が飛行中に屈曲する際に、プランク済みストリンガ２４０が、機外区域１２０において曲げ荷重（例えば張力及び圧縮力）に耐える能力が、増加する。

図８は、プランク済みストリンガ２４０を機首方向から機尾方向に延びる垂直面（即ちＹＺ平面）で切った断片に相当する、プランク済みストリンガ２４０の断面図である。具体的には、図８は、図７の矢印８から見た図に相当する。図８に示すとおり、プランク済みストリンガ２４０の断面は、四辺形である。さらに、プランク済みストリンガ２４０の断面は、機首方向から機尾方向への大きさ４５°を超える傾斜を含んでおらず、オーバーハングも含んでいない。このように、プランク済みストリンガ２４０は、垂直方向の突起が全くない状態で、外板２６０に当てて平らに横たわっている。図８は更に、プランク済みストリンガ２４０が厚さＴを有していることと、個々の層の厚さがＴＬであることを示している。プランク済みストリンガ２４０の幅は、外板２６０と接している最下層８６０から、最上層８４０に向けて、減少している。図８に示されるように、この実施形態では、（例えば、プランク済みストリンガ２４０の幅と厚さが最大になるＹＺ平面内の断面で測定された）プランク済みストリンガ２４０の幅対厚さの比は、１０を超過しない。この実施形態では、プランク済みストリンガ２４０の各層は（例えばほぼ平面の形状を有する）平面であり、プランク済みストリンガ２４０の各層は、外板２６０（例えば外板２６０の平面層）に対して平行である。

上記の強化されたプランク済みストリンガ２４０を利用した機外区域１２０の製造に関する例示的な詳細は、図９に関連して以下で検討されるであろう。この実施形態では、機外区域１２０の構造的構成要素がまだ製造されていないと仮定する。

図９は、例示的な実施形態における、翼の構造的構成要素の製造方法９００を示すフロー図である。方法９００のステップは、図１の航空機１００に関連して説明されるが、当業者は、方法９００が所望により他の航空機で実施されてもよいことを理解するであろう。本明細書に記載のフローチャートのステップは、全てを網羅している訳ではなく、図示されていない他のステップを含んでいてもよい。本明細書に記載のステップはまた、他の順序で実行されてもよい。

プロセスは、自動繊維配置（ＡＦＰ）マシンが、機外区域１２０の一部を画定する外板２６０を横たえることによって、スタートされてよい（ステップ９０２）。外板２６０が未硬化積層板の形態のままである場合、外板２６０は成型ツールによって支持されていてよい。代わりに、外板２６０が硬化されている場合は、外板２６０は剛性で、自立していてよい。ＡＦＰマシンはさらに、機外区域１２０内で横方向に配向され、外板２６０に当てて平らに横たえられた、複合材製プランク済みストリンガ２４０（例えば、Ｙ方向に対して上側のプランク済みストリンガ２４０）をレイアップしてよい（ステップ９０４）。即ち、複合材製プランク済みストリンガ２４０は、翼端１２２に向かって横方向に延びていてよく、プランク済みストリンガ２４０の長さに沿って外板２１０に接している。次に、プランク済みストリンガ２４０は、例えば接合、共硬化、または固定要素の使用によって、外板２６０に取り付けられる（ステップ９０６）。スパー４１０は、下側のプランク済みストリンガ２４０への取付のためにスパー４１０がプランク済みストリンガ２４０の下方で垂直に（即ちＹ方向に）延びるようにして、（ここでもまた例えば接合、共硬化、または固定要素の使用によって）プランク済みストリンガ２４０に取り付けられる。方法９００を利用することによって、ほぼ平面のプランク済みストリンガ２４０を用いて航空機翼を組み立てることが可能になる。プランク済みストリンガ２４０は、平面であるため、他の複雑な部分があるストリンガよりもレイアップが容易である。これによって次には、機外区域１２０の強度や重量を損なうことなく、機外区域１２０の構造の製作コストが削減される。

以下の実施例では、追加のプロセス、システム及び方法が、プランク済みストリンガ及びスパーを含む強化された構造を利用した航空機翼に照らして説明される。

図１０は、例示的な実施形態における、主翼ボックスの機外区域１０００のブロック図である。図１０に示されるように、機外区域１０００は外板１０１０を含み、外板１０１０は、プランク済みストリンガ１０２０の境界となるか、プランク済みストリンガ１０２０を取り囲んでいる。プランク済みストリンガ１０２０は外板１０１０と共硬化されており、プランク済みストリンガ１０２０間には、間隙１０３０がある。アクセスポイント１０１２は、間隙１０３０のところで外板１０１０を貫通しており、それによって、プランク済みストリンガ１０２０の構造的完全性が何ら損なわれないことが確実になっている。スパー１０４０は、対応するプランク済みストリンガ１０２０に固定して取り付けられており、それによってプランク済みストリンガ１０２０が座屈しないことを確実にしている。

図面をより具体的に参照すると、本開示の実施形態は、図１１に示す航空機の製造及び保守方法１１００、及び図１２に示す航空機１１０２に照らして記載され得る。製造前段階では、例示の方法１１００は、航空機１１０２の仕様及び設計１１０４と、材料の調達１１０６とを含み得る。製造段階では、航空機１１０２の構成要素及びサブアセンブリの製造１１０８と、システムインテグレーション１１１０とが行われる。その後、航空機１１０２は、認可及び納品１１１２を経て運航１１１４に供され得る。顧客により運航される間に、航空機１１０２は、定期的な整備及び保守１１１６（改造、再構成、改修なども含み得る）が予定される。

方法１１００の各工程は、システムインテグレータ、第三者、及び／またはオペレータ(例えば顧客）によって実行または実施され得る。本書の目的に関しては、システムインテグレータとは、限定しないが、任意の数の航空機製造者及び主要システムの下請業者を含んでいてもよく、第三者とは、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含んでいてもよく、オペレータとは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであってもよい。

図１２に示すように、例示的な方法１１００によって製造された航空機１１０２は、複数のシステム１１２０及び内装１１２２を備えた機体１１１８を含み得る。高次のシステム１１２０の例には、推進システム１１２４、電気システム１１２６、油圧システム１１２８、及び環境システム１１３０のうちの１つ以上が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれてよい。航空宇宙産業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も適用され得る。

本書で具現化される装置及び方法は、製造及び整備方法１１００中の任意の１つ以上の段階において用いられ得る。例えば、製造段階１１０８に対応する構成要素またはサブアセンブリは、航空機１１０２の運航期間中に製造される構成要素またはサブアセンブリと、類似の方法で作製または製造され得る。また、１つ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、またはそれらの組み合わせは、例えば、航空機１１０２の組立てを実質的に効率化するか、または航空機１１０２のコストを削減することによって、製造段階１１０８及び１１００で利用され得る。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせのうちの１つ以上を、航空機１１０２の運航中に、例えば限定しないが、保守及び整備１１１６に利用することができる。例えば、本明細書に記載される技法とシステムは、ステップ１１０６、１１０８、１１１０、１１１４、及び／または１１１６で使用され得、及び／または機体１１１８及び／または内装１１２２において使用され得る。これらの技法とシステムは、例えば、推進システム１１２４、電気システム１１２６、油圧システム１１２８、及び／または環境システム１１３０を含む、システム１１２０にも用いることが可能である。

一実施形態では、プランク済みストリンガ２４０は、機体１１８の一部から成り、コンポーネント及びサブアセンブリの製造１１０８中に製造される。プランク済みストリンガ２４０は次に、システムインテグレーション１１１０において航空機の中に組み立てられ、その後摩耗により航空機１１１８の一部が使用不能となるまで、運航１１１４において用いられ得る。ここで、整備及び保守１１１６で、機体１１１８の使用不能な部分と交換するため、機体１１１８の新たに製造された部分（例えば新しいプランク済みストリンガ）が設置され得る。

図示された、または本書に記載された様々な制御要素（例えば、ＡＦＰマシンを管理する電気部品または電子部品）はどれも、ハードウェア、ソフトウェアを実行するプロセッサ、ファームウェアを実行するプロセッサ、またはこれらの何らかの組み合わせとして実装され得る。例えば、ある要素は専用ハードウェアとして実装され得る。専用ハードウェア要素は、「プロセッサ」、「コントローラ」、または同様の何らかの専門用語で称されうる。機能がプロセッサによって提供される場合、その機能を提供するものは、単一の専用プロセッサであっても、単一の共有プロセッサであっても、そのうちのいくつかが共有となり得る複数の個別のプロセッサであってもよい。更に、「プロセッサ」または「コントローラ」という用語が明示的に使用される場合、ソフトウェアの実行が可能なハードウェアのみを表わすと解釈されるべきでなく、限定しないが、デジタル信号プロセッサ（ＤＳＰ）ハードウェア、ネットワークプロセッサ、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、もしくは他の回路、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）、ソフトウェア記憶用の読み出し専用メモリ（ＲＯＭ）、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、不揮発性ストレージ、ロジックもしくは何らかの他の物理的ハードウェアコンポーネントもしくはモジュールなどが黙示的に含まれていてよい。

また、ある要素は、その要素の機能を実施するためにプロセッサまたはコンピュータが実行可能な、命令として実装されてよい。命令のいくつかの例は、ソフトウェア、プログラムコード、及びファームウェアである。命令は、その要素の機能を実施するようにプロセッサに指示するためにプロセッサによって実行されるときに動作可能である。命令は、プロセッサが読み取り可能な記憶デバイス上に記憶されていてよい。記憶装置のいくつかの例は、デジタルもしくはソリッドステートメモリ、磁気ディスク及び磁気テープなどの磁気記憶媒体、ハードドライブ、または光学式可読デジタルデータ記憶媒体である。

更に、本開示は以下の条項による実施形態を含む。

条項１ 翼の内部空間を取り囲み、翼に加えられるせん断応力に耐えるように並べられた繊維配向を有する炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の層を含む外板と、
翼の内部で横方向に配向され、内部空間内で外板に接触し、外板に取り付けられ、翼で曲げに耐えるように並べられた繊維配向を有するＣＦＲＰの層を含むプランク済みストリンガと、
翼の上側部分のプランク済みストリンガと翼の下側部分のプランク済みストリンガとの間に配置され、プランク済みストリンガと位置合わせされた、スパー
を備える、航空機翼の一区域
を備えるシステム。

条項２ プランク済みストリンガの各層は平面であり、
プランク済みストリンガの各層は外板の層と平行である、
条項１に記載のシステム。

条項３ 機首方向から機尾方向に延びる垂直面に相当する各プランク済みストリンガの断面が四辺形である、
条項１に記載のシステム。

条項４ 機首方向から機尾方向に延びる垂直面に相当する各プランク済みストリンガの断面が、プランク済みストリンガの断面が、最大で機首方向から機尾方向への大きさ４５°を超える傾斜を含んでいない、
条項１に記載のシステム。

条項５ 機首方向から機尾方向に延びる垂直面に相当する各プランク済みストリンガの断面が、オーバーハングを含んでいない、
条項１に記載のシステム。

条項６ 各プランク済みストリンガの厚さが、少なくとも機首方向に２延びる間に厚さが１減るという比で、機首方向から機尾方向、及び機尾方向から機首方向へと先細になっている、
条項１に記載のシステム。

条項７ 各プランク済みストリンガの厚さが、少なくとも横方向に１０延びる間に厚さが１減るという比で、プランク済みストリンガが翼端方向に延びるのにつれて先細になっている、
条項１に記載のシステム。

条項８ 各スパーの厚さが、翼端の方に行って、対応するプランク済みストリンガが先細になる量に応じて増加する、
条項７に記載のシステム。

条項９ 各プランク済みストリンガが外板に共硬化されている、
条項１に記載のシステム。

条項１０ 各スパーが、固定要素を介してプランク済みストリンガに固定して取り付けられている、
条項１に記載のシステム。

条項１１ 各スパーが、プランク済みストリンガに接合されている、
条項１に記載のシステム。

条項１２ 各プランク済みストリンガは内部空間内に配置され、機首方向から機尾方向に延びる外板の一部を覆い、
プランク済みストリンガは、機首方向から機尾方向にかけて、間隙によって間を空けて置かれ、
翼の内部機構へのアクセスポイントが、プランク済みストリンガを貫通することなく、間隙において外板を貫通している、
条項１に記載のシステム。

条項１３ 外板及びプランク済みストリンガが炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の層を含む、
条項１に記載のシステム。

条項１４ プランク済みストリンガの幅対厚さの比は、１０を超過しない、
条項１に記載のシステム。

条項１５ 航空機翼の一区画の表面を画定する複合材外板と、
複合材外板に接触し、複合材外板に一体化され、航空機翼の内部で横方向に配向されている、上側の複合材製プランク済みストリンガと、
上側の複合材製プランク済みストリンガに固定して取り付けられ、上側の複合材製プランク済みストリンガの一部の下方で垂直に延び、スパーの下部に位置する下側の複合材製プランク済みストリンガに、固定して取り付けられている、スパー
を備える、システム。

条項１６ 上側の複合材製プランク済みストリンガの幅対厚さの比は、１０を超過しない、
条項１５に記載のシステム。

条項１７ 航空機翼の一部を画定する複合材外板をレイアップすることと、
翼の内部で横方向に配向され且つ外板に接触している、複合材製プランク済みストリンガをレイアップすることと、
プランク済みストリンガを外板に取り付けることと、
プランク済みストリンガを、複合材製プランク済みストリンガの下方で垂直に伸びるスパーに取り付けること
を含む、方法。

条項１８ 複合材外板を、複合材製プランク済みストリンガと別の複合材製プランク済みストリンガとの間の間隙で切開し、それによって航空機翼の内部空間にアクセスするためのアクセスパネルを作製すること
を更に含む、条項１７に記載の方法。

条項１９ 複合材製プランク済みストリンガをスパーに取り付けることは、スパーをプランク済みストリンガに締結することを含む、
条項１７に記載の方法。

条項２０ 複合材製プランク済みストリンガをレイアップすることは、複合材製プランク済みストリンガの厚さを、少なくとも機首方向に２延びる間に厚さが１減るという比で、機尾方向から機首方向へと先細にすること
を含む、条項１７に記載の方法。

本明細書に記載されているのは特定の実施形態であるが、本開示の範囲は、それら特定の実施形態に限定されるものではない。本開示の範囲は、下記の特許請求の範囲及びその全ての均等物によって規定されるものである。

Claims (14)

1. 翼の内部空間を取り囲み、前記翼に加えられるせん断応力に耐えるように並べられた繊維配向を有する炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の層を含む外板（２６０）と、
   前記翼の内部で横方向に配向され、前記内部空間内で前記外板に接触し、前記外板に取り付けられ、前記翼で曲げに耐えるように並べられた繊維配向を有するＣＦＲＰの層を含むプランク済みストリンガ（２４０）であって、各プランク済みストリンガ（２４０）の厚さが、少なくとも横方向に１０延びる間に厚さが１減るという比で、前記プランク済みストリンガが翼端（１２２）方向に延びるのにつれて先細になっているプランク済みストリンガ（２４０）と、
   前記翼の上側のプランク済みストリンガと前記翼の下側のプランク済みストリンガ（２４０）との間に配置され、前記プランク済みストリンガ（２４０）と位置合わせされた、スパー（４１０）であって、各スパー（４１０）の厚さが、前記翼端の方に行くにつれて、対応するプランク済みストリンガ（２４０）が先細になる量に応じて増加する、スパー（４１０）と、
   を備える、航空機（１００）翼の一区域
   を備えるシステム。
2. 前記プランク済みストリンガ（２４０）の各層は平面であり、
   前記プランク済みストリンガの各層は前記外板（２６０）の層と平行である、
   請求項１に記載のシステム。
3. 機首方向から機尾方向に延びる垂直面に相当する前記各プランク済みストリンガ（２４０）の断面が四辺形であり、
   前記各プランク済みストリンガの断面が、最大で機首方向から機尾方向への大きさ４５°を超える傾斜を含んでいない、
   請求項１または２に記載のシステム。
4. 機首方向から機尾方向に延びる垂直面に相当する前記各プランク済みストリンガ（２４０）の断面が、オーバーハングを含んでいない、
   請求項１から３のいずれか一項に記載のシステム。
5. 前記各プランク済みストリンガ（２４０）の厚さが、少なくとも機首方向に２延びる間に厚さが１減るという比で、機首方向から機尾方向、及び機尾方向から機首方向へと先細になっている、
   請求項１から４のいずれか一項に記載のシステム。
6. 前記各プランク済みストリンガ（２４０）が前記外板（２６０）に共硬化されている、
   請求項１から５のいずれか一項に記載のシステム。
7. 前記各スパー（４１０）が、固定要素（５１０）を介して前記プランク済みストリンガ（２４０）に固定して取り付けられている、
   請求項１から６のいずれか一項に記載のシステム。
8. 前記各スパー（４１０）が前記プランク済みストリンガ（２４０）に接合されている、
   請求項１から６のいずれか一項に記載のシステム。
9. 前記各プランク済みストリンガ（２４０）は前記内部空間内に配置され、機首方向から機尾方向に延びる前記外板（２６０）の一部を覆い、
   前記プランク済みストリンガは、機首方向から機尾方向にかけて、間隙（Ｇ）によって間を空けて置かれ、
   前記翼の内部機構へのアクセスポイント（５２０）が、プランク済みストリンガを貫通することなく、前記間隙において前記外板を貫通している、
   請求項１から８のいずれか一項に記載のシステム。
10. 前記外板（２６０）及び前記プランク済みストリンガ（２４０）が炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）の層を含み、
    プランク済みストリンガの幅対厚さの比は、１０を超過しない、
    請求項１から９のいずれか一項に記載のシステム。
11. 航空機（１００）翼の一部を画定する複合材外板（２６０）をレイアップすることと、
    前記航空機翼の内部で横方向に配向され且つ前記複合材外板に接触している、複合材製プランク済みストリンガ（２４０）をレイアップすることであって、少なくとも横方向に１０延びる間に厚さが１減るという比で、前記複合材製プランク済みストリンガが翼端（１２２）方向に延びるのにつれて前記複合材製プランク済みストリンガ（２４０）の厚さを先細りにすることを含む、複合材製プランク済みストリンガ（２４０）をレイアップすることと、
    前記プランク済みストリンガを前記複合材外板に取り付けることと、
    前記プランク済みストリンガを、前記複合材製プランク済みストリンガの下方で垂直に伸びるスパー（４１０）に取り付けることであって、前記スパー（４１０）の厚さが、前記翼端の方に行くにつれて、前記複合材製プランク済みストリンガ（２４０）が先細になる量に応じて増加する、前記プランク済みストリンガをスパー（４１０）に取り付けることと、
    を含む、方法。
12. 前記複合材外板（２６０）を、前記複合材製プランク済みストリンガ（２４０）と別の複合材製プランク済みストリンガとの間の間隙（Ｇ）で切開し、それによって前記航空機（１００）翼の内部空間にアクセスするためのアクセスパネル（５２０）を作製すること
    を更に含む、請求項１１に記載の方法。
13. 前記複合材製プランク済みストリンガ（２４０）を前記スパー（４１０）に取り付けることは、前記スパーを前記プランク済みストリンガに締結すること
    を含む、請求項１１または１２に記載の方法。
14. 前記複合材製プランク済みストリンガ（２４０）をレイアップすることは、前記複合材製プランク済みストリンガの厚さを、少なくとも機首方向に２延びる間に厚さが１減るという比で、機尾方向から機首方向へと先細にすること
    を含む、請求項１１から１３のいずれか一項に記載の方法。

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