特許 5809249 複合材ストリンガ端部トリム

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】5809249

(24)【登録日】2015年9月18日

(45)【発行日】2015年11月10日

(54)【発明の名称】複合材ストリンガ端部トリム

(51)【国際特許分類】

   B64C 3/18 20060101AFI20151021BHJP

   B64C 1/00 20060101ALI20151021BHJP

【ＦＩ】

   B64C3/18

   B64C1/00 B

【請求項の数】5

【全頁数】17

(21)【出願番号】特願2013-511168(P2013-511168)

(86)(22)【出願日】2011年4月19日

(65)【公表番号】特表2013-527075(P2013-527075A)

(43)【公表日】2013年6月27日

(86)【国際出願番号】US2011033083

(87)【国際公開番号】WO2011146194

(87)【国際公開日】20111124

【審査請求日】2014年2月3日

(31)【優先権主張番号】12/783,057

(32)【優先日】2010年5月19日

(33)【優先権主張国】US

(73)【特許権者】

【識別番号】500520743

【氏名又は名称】ザ・ボーイング・カンパニー

【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ

(74)【代理人】

【識別番号】100109726

【弁理士】

【氏名又は名称】園田 吉隆

(74)【代理人】

【識別番号】100101199

【弁理士】

【氏名又は名称】小林 義教

(72)【発明者】

【氏名】バーナード， ジョシュア ディー．

(72)【発明者】

【氏名】アレント， ブライアン ダブリュ．

(72)【発明者】

【氏名】リン， チュン−リャン

(72)【発明者】

【氏名】リ， ハンギ

(72)【発明者】

【氏名】パエツ， カルロス アルベルト

(72)【発明者】

【氏名】ドプカー， バーンハード

【審査官】 志水 裕司

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許出願公開第２００８／０１２８５５４（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 Dominic Gates，Boeing 787 may not fly this year，Seattle Times Newspaper，米国，The Seattle Times Company，２００９年 ７月２２日，XP002661843，ＵＲＬ，http://seattletimes.nwsource.com/html/boeingaerospace/2009513152_boeing22.html

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｃ １／００ − ３／５８

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

ストリンガ結合構造（１）への引き剥がし力を低減するストリンガ端部トリム（７）を有するストリンガであって：
ストリンガ本体であって、第１ストリンガフランジ（３）と、第２ストリンガフランジ（４）と、前記第１ストリンガフランジと前記第２ストリンガフランジとの間に延びるストリンガウェブ（５）とを備える、ストリンガ本体（９）と、
前記ストリンガ本体（９）に設けられるストリンガ自由縁部（８）と、
前記ストリンガウェブ（５）に設けられるストリンガ端部トリムであって、前記ストリンガ結合構造を形成する前記ストリンガ自由縁部（８）に設けられる少なくとも１つの二重湾曲部を有する前記ストリンガ端部トリム（７）と、
を備え、
前記二重湾曲ストリンガ端部トリム（７）は、第１半径縁部（１０）と、第２半径縁部（１４）と、前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を結ぶ凸状の半径変化部（１２）とを含む、ストリンガ。

【請求項2】

前記二重湾曲ストリンガ端部トリム（７）は、２つの放物線状の半径縁部を有する、請求項１に記載のストリンガ。

【請求項3】

前記ストリンガ本体（９）は複合材料を含む、請求項１に記載のストリンガ。

【請求項4】

ストリンガの自由端部への応力集中を調整低減する方法であって：
ストリンガ自由端部を有するストリンガを設けるステップと、
少なくとも１つの湾曲部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップであって、第１半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップと、第２半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップと、凸状の半径変化部を前記ストリンガ自由端部に設け前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を前記半径変化部で結ぶステップと、を備えるステップと、
を含む、方法。

【請求項5】

前記第１半径縁部及び前記第２半径縁部はそれぞれ、連続的に変化する半径を有する、請求項４に記載の方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本開示は概して、航空宇宙用途に適する複合材製のストリンガ（ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｉｎｇｅｒ）に関するものである。更に具体的には、本開示は、１つ、または複数の半径を有し、かつ複合材製の翼ストリンガウェブ（ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｗｉｎｇ ｓｔｒｉｎｇｅｒ ｗｅｂ）への応力及び歪み集中を低減するために適する複合材ストリンガ端部トリムに関するものである。

【背景技術】

【0002】

最新の民間航空機では、高い圧縮荷重が外側翼外板パネルから翼付け根（ｓｉｄｅ−ｏｆ−ｂｏｄｙ：ＳＯＢ）リブを通って内側翼外板パネルに加わる可能性がある。複合材製の翼を使用する航空機では、複合材ストリンガは普通、複合材翼外板パネルに結合される。これらの荷重の大部分は、翼外板パネルに結合されるストリンガを通って伝達される可能性がある。内側及び外側翼外板パネル、及びストリンガは、ＳＯＢ（翼付け根部）に配設されるスプライスプレート群にボルト締結することができる、または他の或る適切な手段を介してボルト締結することにより、荷重をこれらの翼外板パネルの間で伝達することができる。これらのスプライスプレートがこれらの翼外板パネルの重心荷重伝達経路に対してずれると、曲げモーメントがこれらの翼パネルの端部に発生する虞があり、この曲げモーメントは、ストリンガのウェブへの引き剥がし荷重として作用する。この引き剥がし荷重は、ストリンガの端部に生じる可能性があり、この箇所では、応力及び歪み集中に対する耐性が必要になる。金属構造体では、これは、材料系（群）が面内及び面外荷重に対して等方性を有するのでさほど問題にはならない。複合材構造体では、面外荷重が、強度の低い積層板境界に作用して複合材が剥離する。代表的な複合材外板ストリンガ構造では、複数本のストリンガが外板パネルに共接合される。この構成によって、大きな誘導モーメントが、外板／ストリンガ結合線に沿ってストリンガの自由縁部に加わって引き剥がし力が生じる状況が発生する虞がある。このトリムは、ストリンガの自由縁部への局所応力集中を低減するために行なわれる。

【0003】

ＳＯＢ（翼付け根）リブに取り付けられる複合材翼ストリンガウェブの端部の中身がストリンガキャップからストリンガベースフランジに亘って詰まっている構造体では、ストリンガ端部を通過する荷重伝達経路から、不所望の応力及び歪みがストリンガのキャップ及びベースフランジに加わる虞がある。

【0004】

従って、上に説明した問題だけでなく、起こり得る他の問題のうちの１つ以上の問題を考慮に入れた装置及び方法を有することができれば有利である。

【発明の概要】

【0005】

開示されるストリンガ端部トリムによって、ストリンガ端部における軸方向曲げ剛性を低くして、荷重がストリンガ端部に殆ど掛からないようにする。更に、端部トリムによって、荷重をより広い領域に亘って、かつストリンガトリム切り欠き縁部に沿って分散させることができる。その結果、引き剥がし力に対する耐性及び局所歪み集中に対する耐性は共に、ストリンガ端部トリム設計における重要な特性である。トリムの歪み集中を最小にするために、半径を連続的に変化させることが、切り欠き部に沿ったこれらの歪み集中を低減する最も効果的な方法となり得る。引き剥がし力を、所定のジョイントの構造上の要件を満たすように低減するために、更に別の注意事項が必要となる。変化部を、半径が連続的に変化する２つの半径縁部の間に付加すると、効果的な材料がストリンガに付加されて曲げ剛性が高くなるとともに、ストリンガトリムに沿った歪み集中が最小になることにより、耐性を高めることができることが確認された。

【0006】

ジョイントアタッチメントが、複合材ストリンガのベースフランジ及びキャップフランジの両方を介して取り付けられる状況では、複数の半径方向トリムが好適な方法となり得る。このトリムの目的は、自由縁部における局所応力及び歪みを、ＳＯＢ（翼付け根）ジョイント近傍の軸方向曲げ剛性を低くすることにより低減することにある。端部トリムを用いることにより、荷重を分散させることができ、従ってＳＯＢジョイント近傍の複合材構造への応力及び歪みを分散させることができる。このようなトリムが、空間的な制約、縁部マージンの注意事項などに起因して実用的ではない場合では、半径が可変の１半径方向トリムが好ましい。

【0007】

アタッチメントが、ストリンガの１つのフランジを介したスキンアタッチメントまたはストリンガアタッチメントによってのみ取り付けられることが好ましい場合では、より長い半楕円形のトリム／半径が連続的に変化するトリムが、応力及び歪み集中を低減するために好ましい。この例では、ストリンガは、荷重がストリンガ端部（特に、非締結ストリンガフランジ）から遠ざかって、ストリンガウェブ、締結ストリンガフランジ、継手、及び外板に向かう方向に出来る限り分散されるようにトリム切除される。このトリムの目的は、出来る限り広い面積に相当する部分のストリンガを、ジョイントの重心回りのモーメント耐性、または軸方向剛性を低下させることなくトリミング除去することにある。

【0008】

本開示は概して、ストリンガ結合構造への引き剥がし力を低減するストリンガ端部トリムを有するストリンガに関するものであり、前記ストリンガは、ストリンガ本体と、前記ストリンガ本体に設けられるストリンガ自由縁部と、そして前記ストリンガ結合構造を形成する前記ストリンガ自由縁部に設けられる少なくとも１つの曲率部を有するストリンガ端部トリムと、を含む。

【0009】

本開示は更に、１つ、または複数の半径縁部を有し、かつ複合材翼ストリンガウェブへの応力及び歪み集中を低減するために適するストリンガに関するものである。この半径縁部またはこれらの半径縁部は、荷重がストリンガキャップ及びストリンガベースフランジからこれらの半径縁部に向かって伝達されるようにすることにより、ストリンガのキャップ及びベースフランジへの、かつ固定縁部に沿った応力及び歪みを低減することができる。ストリンガの例示的な実施形態は、ストリンガ本体と、前記ストリンガ本体に設けられるストリンガ自由縁部と、そして前記ストリンガ自由縁部に設けられる少なくとも１つの半径縁部を有するストリンガ端部トリムと、を含む。

【0010】

更に、本開示は概して、航空宇宙製品（例えば、これらには限定されないが、飛行機の垂直安定板及び水平安定板、翼／フィン胴体取り付け構造、または航空機、ロケット、及びミサイルのような）の翼／胴体結合構造または翼／フェアリングアタッチメントに関するものである。翼／胴体結合構造の例示的な実施形態は、翼付け根リブと、翼付け根リブによって支持されるストリンガ本体、前記ストリンガ本体に設けられるストリンガ自由縁部、及び前記ストリンガ自由縁部に設けられる少なくとも１つの半径縁部を有するストリンガ端部トリムを有するストリンガと、そして前記翼付け根リブ及び前記ストリンガによって支持される翼外板パネルと、を含む。

【0011】

更に、本開示は概して、ストリンガの自由端部への応力集中を調整低減する方法に関するものである。前記方法の例示的な実施形態は、ストリンガ自由端部を有するストリンガを設けるステップと、そして少なくとも１つの半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップと、を含む。

【0012】

幾つかの実施形態では、前記ストリンガは、第１ストリンガフランジと、第２ストリンガフランジと、そして前記第１ストリンガフランジと前記第２ストリンガフランジとの間に延びるストリンガウェブと、を有する積層複合材ストリンガ本体と；前記ストリンガウェブに設けられるストリンガ自由縁部と；そして前記ストリンガ自由縁部に設けられ、かつ半径が連続的に変化する放物線状の第１半径縁部と、半径が連続的に変化する放物線状の第２半径縁部と、そして前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を結ぶ凸状半径変化部と、を有する２半径方向ストリンガ端部トリムと、を含むことができる。

【0013】

幾つかの実施形態では、前記翼／胴体結合構造は、翼付け根リブと；前記翼付け根リブによって支持される積層複合材ストリンガ本体を有し、かつ第１ストリンガフランジ、第２ストリンガフランジ、前記第１ストリンガフランジと前記第２ストリンガフランジとの間に延びるストリンガウェブ、前記ストリンガウェブに設けられるストリンガ自由縁部、及び２半径方向ストリンガ端部トリムを含むストリンガであって、前記２半径方向ストリンガ端部トリムが前記ストリンガ自由縁部に設けられ、かつ半径が連続的に変化する放物線状の第１半径縁部と、半径が連続的に変化する放物線状の第２半径縁部と、そして前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を結ぶ凸状半径変化部と、を有する、前記ストリンガと；前記翼付け根リブ、及び前記ストリンガの前記第１ストリンガフランジによって支持される翼外板パネルと；そして前記ストリンガの前記第２ストリンガフランジによって支持されるストリンガキャップ継手と、を含むことができる。

【0014】

幾つかの実施形態では、ストリンガの自由端部への応力集中を調整低減する方法は、第１ストリンガフランジと、第２ストリンガフランジと、そして前記第１ストリンガフランジと前記第２ストリンガフランジとの間に、ストリンガ自由端部をストリンガウェブに設けた状態で延びるストリンガウェブと、を含む積層複合材ストリンガ本体を有するストリンガを設けるステップと；半径が連続的に変化する放物線状の第１半径縁部と、半径が連続的に変化する放物線状の第２半径縁部と、そして前記ストリンガ自由端部の前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を結ぶ凸状半径変化部と、を有する２半径方向ストリンガ端部トリムを施すステップと；翼付け根リブと、そして前記翼付け根リブによって支持される翼外板パネルと、を有する翼／胴体結合構造を設けるステップと；前記ストリンガを前記翼／胴体結合構造に、前記ストリンガの前記ストリンガ本体を前記翼付け根リブ及び前記翼外板パネルに結合させることにより取り付けるステップと、を含むことができる。ストリンガキャップ及びベースフランジアタッチメントを含むアタッチメントの場合、「Ｄｏｕｂｌｅ Ｇｒｏｄｚｉｎｓｋｉ（ダブルグロッジンスキー）」形状または２半径方向ストリンガ端部トリム形状を用いることができる。１つのストリンガフランジを介してのみ取り付けられるストリンガアタッチメントを含むアタッチメントの場合、１半径方向ストリンガ端部トリム形状が好ましい。

【0015】

まとめると、本願発明の一つの観点によれば、
ストリンガ結合構造への引き剥がし力を低減するストリンガ端部トリムを有するストリンガであって：
ストリンガ本体と、
前記ストリンガ本体に設けられるストリンガ自由縁部と、
前記ストリンガ結合構造を形成する前記ストリンガ自由縁部に設けられる少なくとも１つの曲率部を有するストリンガ端部トリムと、
を備える、ストリンガが提供される。
有利には、前記ストリンガ本体は、第１ストリンガフランジと、第２ストリンガフランジと、そして前記第１ストリンガフランジと前記第２ストリンガフランジとの間に延びるストリンガウェブと、を備える、前記ストリンガ。
有利には、前記ストリンガ端部トリムは前記ストリンガウェブに設けられる、前記ストリンガ。
有利には、少なくとも１つの曲率部を有する前記ストリンガ端部トリムは、１つの半径縁部を有する１つの曲率ストリンガ端部トリムを含む、前記ストリンガ。
有利には、前記１つの半径縁部は、連続的に変化する半径を有する、前記ストリンガ。
有利には、前記１つの半径縁部は、１つの放物線状の半径縁部を含む、前記ストリンガ。
有利には、少なくとも１つの曲率部を有する前記ストリンガ端部トリムは、２つの曲率ストリンガ端部トリムを含む、前記ストリンガ。
有利には、前記２つの曲率ストリンガ端部トリムは、２つの放物線状の半径縁部を有する、前記ストリンガ。
有利には、前記２つの曲率ストリンガ端部トリムは、第１半径縁部と、第２半径縁部と、そして前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を結ぶ半径変化部と、を含む、前記ストリンガ。
有利には、前記ストリンガ本体は複合材料を含む、前記ストリンガ。
本願発明の更に別の観点によれば、翼付け根リブと、
前記翼付け根リブによって支持されるストリンガ本体と、前記ストリンガ本体に設けられるストリンガ自由縁部と、そして前記ストリンガ自由縁部に設けられる少なくとも１つの半径縁部を有するストリンガ端部トリムと、を有するストリンガと、
前記翼付け根リブ及び前記ストリンガによって支持される翼外板パネルと、
を備える、翼／胴体結合構造が提供される。

【0016】

有利には、前記ストリンガ本体は、第１ストリンガフランジと、第２ストリンガフランジと、そして前記第１ストリンガフランジと前記第２ストリンガフランジとの間に延びるストリンガウェブと、を備える、前記翼／胴体結合構造。

【0017】

有利には、少なくとも１つの半径縁部を有する前記ストリンガ端部トリムは、１つの半径縁部を有する１半径方向ストリンガ端部トリムを含む、前記翼／胴体結合構造。

【0018】

有利には、前記１つの半径縁部は、連続的に変化する半径を有する、前記翼／胴体結合構造。

【0019】

有利には、少なくとも１つの半径縁部を有する前記ストリンガ端部トリムは、２半径方向ストリンガ端部トリムを含む、前記翼／胴体結合構造。

【0020】

有利には、前記２半径方向ストリンガ端部トリムは、第１半径縁部と、第２半径縁部と、そして前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を結ぶ半径変化部と、を含む、前記翼／胴体結合構造。

【0021】

有利には、更に、前記ストリンガ本体によって支持されるストリンガキャップ継手を備える、前記翼／胴体結合構造。
本願発明の更に別の観点によれば、ストリンガの自由端部への応力集中を調整低減する方法であって：
ストリンガ自由端部を有するストリンガを設けるステップと、
少なくとも１つの曲率部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップと、
を含む、方法が提供される。
有利には、少なくとも１つの曲率部を前記ストリンガ自由端部に設ける前記ステップでは、少なくとも１つの半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設ける、前記方法。
有利には、少なくとも１つの曲率部を前記ストリンガ自由端部に設ける前記ステップでは、複数の半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設ける、前記方法。
有利には、複数の半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設ける前記ステップは、第１半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップと、第２半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップと、そして半径変化部を前記ストリンガ自由端部に設け、そして前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を前記半径変化部で結ぶステップと、を含む、前記方法。
有利には、前記第１半径縁部及び前記第２半径縁部の各半径縁部はそれぞれ、連続的に変化する半径を有する、前記方法。
有利には少なくとも１つの曲率部を前記ストリンガ自由端部に設ける前記ステップでは、半径が連続的に変化する１つの半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設ける、前記方法。

【0022】

本願発明の更に別の観点によれば、第１ストリンガフランジと、第２ストリンガフランジと、そして前記第１ストリンガフランジと前記第２ストリンガフランジとの間に延びるストリンガウェブと、を有する積層複合材ストリンガ本体と、
前記ストリンガウェブに設けられるストリンガ自由縁部と、
前記ストリンガ自由縁部に設けられ、かつ半径が連続的に変化する放物線状の第１半径縁部と、半径が連続的に変化する放物線状の第２半径縁部と、そして前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を結ぶ凸状半径変化部と、を有する２半径方向ストリンガ端部トリムと、
を備える、ストリンガが提供される。

【0023】

本願発明の更に別の観点によれば、翼付け根リブと、
前記翼付け根リブによって支持され、かつ第１ストリンガフランジと、第２ストリンガフランジと、前記第１ストリンガフランジと前記第２ストリンガフランジとの間に延びるストリンガウェブと、を含む積層複合材ストリンガ本体と、前記ストリンガウェブに設けられるストリンガ自由縁部と、そして前記ストリンガ自由縁部に設けられ、かつ半径が連続的に変化する放物線状の第１半径縁部と、半径が連続的に変化する放物線状の第２半径縁部と、そして前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を結ぶ凸状半径変化部と、を有する２半径方向ストリンガ端部トリムと、を有するストリンガと、
前記翼付け根リブ、及び前記ストリンガの前記第１ストリンガフランジによって支持される翼外板パネルと、
前記ストリンガの前記第２ストリンガフランジによって支持されるストリンガキャップ継手と、
を備える、翼／胴体結合構造が提供される。

【0024】

本願発明の更に別の観点によれば、ストリンガの自由端部への応力集中を調整低減する方法であって：
第１ストリンガフランジと、第２ストリンガフランジと、そして前記第１ストリンガフランジと前記第２ストリンガフランジとの間に、ストリンガ自由端部を前記ストリンガウェブに設けた状態で延びるストリンガウェブと、を含む積層複合材ストリンガ本体を有するストリンガを設けるステップと、
半径が連続的に変化する放物線状の第１半径縁部と、半径が連続的に変化する放物線状の第２半径縁部と、そして前記ストリンガ自由端部の前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を結ぶ凸状半径変化部と、を有する２半径方向ストリンガ端部トリムを施すステップと、
翼付け根リブと、そして前記翼付け根リブによって支持される翼外板パネルと、を有する翼／胴体結合構造を設けるステップと、
前記ストリンガを前記翼／胴体結合構造に、前記ストリンガの前記ストリンガ本体を前記翼付け根リブ及び前記翼外板パネルに結合させることにより取り付けるステップと、
を含む、方法が提供される。

【0025】

有利には、翼／胴体結合構造のストリンガへの剥離荷重を低減する方法であって：
ストリンガ自由端部を有するストリンガを設けるステップと、
少なくとも１つの半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップと、
を含む、方法。

【0026】

有利には、少なくとも１つの半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設ける前記ステップは、複数の半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップを含む、前記方法。

【0027】

有利には、複数の半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設ける前記ステップは、第１半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップと、第２半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップと、そして半径変化部を前記ストリンガ自由端部に設けて、前記第１半径縁部と前記第２半径縁部を前記半径変化部で結ぶステップと、を含む、前記方法。

【0028】

有利には、前記第１半径縁部及び前記第２半径縁部の各半径縁部はそれぞれ、連続的に変化する半径を有する、前記方法。

【0029】

有利には、少なくとも１つの半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設ける前記ステップは、半径が連続的に変化する１つの半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップを含む、前記方法。

【0030】

更に、本開示は概して、翼／胴体結合構造のストリンガへの剥離荷重を低減する方法に関するものである。前記方法の例示的な実施形態は、ストリンガ自由端部を有するストリンガを設けるステップと、そして少なくとも１つの半径縁部を前記ストリンガ自由端部に設けるステップと、を含む。

【図面の簡単な説明】

【0031】

【図1】図１は、２半径方向ストリンガ端部トリムをストリンガに施した状態のストリンガを側面から見た図である。

【図1A】図１Ａは、２半径方向ストリンガ端部トリムを施すために適するｄｏｕｂｌｅ Ｇｒｏｄｚｉｎｓｋｉ（ダブルグロッジンスキー）半径縁部の側面図である。

【図2】図２は、２半径方向ストリンガ端部トリムを施したストリンガを有する翼／胴体結合構造を斜めから見た図である。

【図3】図３は、２半径方向ストリンガ端部トリムが施され、かつ翼付け根（ＳＯＢ）リブに取り付けられた一対のストリンガを有する翼／胴体結合構造を断面から見た図である。

【図4】図４は、１半径方向ストリンガ端部トリムを施したストリンガを側面から見た図である。

【図5】図５は、１半径方向ストリンガ端部トリムが施され、かつ翼付け根（ＳＯＢ）リブに取り付けられた一対のストリンガを有する翼／胴体結合構造を断面から見た図である。

【図6】図６は、２半径方向ストリンガ端部トリムを施したストリンガへの荷重の最適化を示すグラフであり、正規化移動平均引き剥がし荷重（Ｙ軸）を自由縁部効果発現度合い（Ｘ軸）に対してプロットしている。

【図7】図７は、異なる端部トリムを施したストリンガを移動平均引き剥がし荷重（ｌｂ／ｉｎ：ポンド／インチ）について比較した様子を示すグラフである。

【図8】図８は、２半径方向ストリンガ端部トリムを施したストリンガと１半径方向ストリンガ端部トリムを施したストリンガを移動平均荷重について比較した様子を示すグラフである。

【図9】図９は、１半径方向ストリンガ端部トリムを施した基準ストリンガへの移動平均引き剥がし荷重（約３７５ ｌｂ／ｉｎ）と、２半径方向ストリンガ端部トリムを施したストリンガへの移動平均引き剥がし荷重（約１５０ ｌｂ／ｉｎ）を、ストリンガの自由縁部からのインチで表わした距離の関数として比較した様子を示すグラフである。

【図10】図１０は、取り付けた積層複合材ストリンガの自由端部への応力集中を調整低減する方法を示すフロー図を示している。

【図11】図１１は、ストリンガ末端への応力集中を調整低減する方法を示すフロー図を示している。

【図11A】図１１Ａは、翼／胴体結合構造のストリンガへの剥離荷重を低減する方法を示すフロー図を示している。

【図12】図１２は、航空機製造及び整備方法のフロー図を示している。

【図13】図１３は、航空機のブロック図を示している。

【発明を実施するための形態】

【0032】

以下の詳細な説明は、本質的に単なる例示であり、そして記載される実施形態、または記載される実施形態の用途及び使用を限定する趣旨ではない。本明細書において使用されるように、「ｅｘｅｍｐｌａｒｙ」または「ｉｌｌｕｓｔｒａｔｉｖｅ」という単語は、「ｓｅｒｖｉｎｇ ａｓ ａｎ ｅｘａｍｐｌｅ， ｉｎｓｔａｎｃｅ， ｏｒ ｉｌｌｕｓｔｒａｔｉｏｎ（例、事例、または実例として利用される）」ことを意味する。本明細書において「ｅｘｅｍｐｌａｒｙ」または「ｉｌｌｕｓｔｒａｔｉｖｅ」として記載される実施形態は決して、他の実施形態よりも好適である、または有利であるとして解釈される必要があるという訳ではない。以下に記載される種々実施形態の全ては、この技術分野の当業者による本開示の実施を可能にするために提供される例示的な実施形態であり、そして添付の請求項の範囲を限定する趣旨ではない。更に、前出の技術分野、背景技術、発明の概要、または以下の詳細な説明において提示される如何なる明示的または暗示的な理論によっても拘束されるものではない。

【0033】

最初に、これらの図面のうちの図１〜３を参照するに、２半径方向ストリンガ端部トリムが施されたストリンガ、以降「ｓｔｒｉｎｇｅｒ」と表記されるストリンガの例示的な実施形態が、図１の参照番号２で一括指示されている。図２及び３に図示されるように、幾つかの実施形態では、ストリンガ２は、宇宙航空用途または他の用途における翼／胴体結合構造（ｗｉｎｇ−ｔｏ−ｂｏｄｙ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ）１の一部とすることができ、この場合、ストリンガ２の自由縁部８への応力及び歪み集中を低減することが望ましい。幾つかの実施形態では、自由縁部８は図１に示すように曲線状とすることができる。ストリンガ２は、複合材料とすることができるストリンガ本体９を含むことができ、このストリンガ本体９は、ストリンガベースフランジ３と、ストリンガキャップフランジ４と、そしてストリンガベースフランジ３とストリンガキャップフランジ４との間を延在するストリンガウェブ５と、を有する。ストリンガベース３は、複合材積層板３ａを有する積層複合材とすることができる。ストリンガベースフランジ３，ストリンガキャップ４、及び／又はストリンガウェブ５は、複合材積層板４ａを有する積層複合材とすることができる。ストリンガ２は、例えばこれらには限定されないが、Ｊ字形状、Ｚ字形状、Ｔ字形状、またはハット形状を含む種々の断面形状のうちの任意の形状を有することができる。

【0034】

ストリンガ２のストリンガ本体９は、ストリンガ自由縁部８を有することができる。２半径方向ストリンガ端部トリム７は、ストリンガ自由縁部８に施すことができる。図１Ａに示すように、２半径方向ストリンガ端部トリム７は、２半径縁部形状（ｄｏｕｂｌｅ ｒａｄｉｕｓ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ）であるｄｏｕｂｌｅ Ｇｒｏｄｚｉｎｓｋｉ ｒａｄｉｕｓ（ダブルグロッジンスキー半径縁部）８０とすることができ、この２半径縁部形状は、第１連続曲率半径変化部８１と、半径が連続的に変化する第１半径縁部８１と、半径が連続的に変化する第１半径縁部８１から延びる半径変化部８２と、そして半径が連続的に変化し、かつ半径変化部８２から延びる第２半径縁部８３と、を有する。図１に示すように、２半径方向ストリンガ端部トリム７は、略凹状の第１半径縁部１０と、略凹状の第２半径縁部１４と、そして第１半径縁部１０と第２半径縁部１４を結ぶ略凸状の半径変化部１２と、を含むことができる。第１半径縁部１０、半径変化部１２、及び第２半径縁部１４は、連続的に変化する半径１６ａ〜１６ｃをそれぞれ有することができる。幾つかの実施形態では、第１半径縁部１０及び第２半径縁部１４はそれぞれ、図示のように、略放物線形状を有することができる。半径変化部１２は、第１半径縁部１０と第２半径縁部１４との間のなだらかな輪郭変化領域となることができる。２半径方向ストリンガ端部トリム７の第１半径縁部１０、第２半径縁部１４、及び半径変化部１２は、ストリンガ自由縁部８に、この技術分野の当業者が有する知識に基づいて切断形成する、そして／またはそれ以外には、加工形成することができる。

【0035】

図２及び３に示すように、ストリンガ２は、翼／胴体結合構造１の一部とすることができ、翼／胴体結合構造１は、翼付け根（ｓｉｄｅ ｏｆ ｂｏｄｙ：ＳＯＢ）スプライスプレート２２を含むことができる。ＳＯＢスプライスプレート２２は、目的に適合する金属材料、複合材料、及び／又は他の材料とすることができる。ストリンガ２は、翼外板パネル１８に結合させる、そして／またはそれ以外には、取り付けることができ、この翼外板パネル１８はＳＯＢスプライスプレート２２に、ストリンガ２のストリンガ自由縁部８がＳＯＢスプライスプレート２２に略隣接する状態で取り付けられる。ストリンガ２及び翼外板パネル１８は、ＳＯＢスプライスプレート２２にボルト締めする（図示せず）、そして／またはそれ以外には、取り付けることができる。図２に示すように、幾つかの実施形態では、ストリンガキャップ継手２４をストリンガ２のストリンガキャップ４に配設することができる。

【0036】

図３に示すように、航空宇宙用途または他の用途では、圧縮荷重２０が翼外板パネル１８及びストリンガ２に加わる可能性がある。圧縮荷重２０は、翼外板パネル１８及びストリンガ２からＳＯＢスプライスプレート２２に伝達される可能性がある。圧縮荷重２０によって曲げモーメント２６が、翼外板パネル１８の端部１８ａ、及びストリンガ２に生じる虞がある。曲げモーメント２６は引き剥がし荷重２７として作用する虞があり、この引き剥がし荷重は、ストリンガ２のストリンガウェブ５への剥離荷重としても知られている。２半径方向ストリンガ端部トリム７によって、ストリンガ自由縁部８における曲げモーメント２６から生じる引き剥がし荷重２７の絶対値を小さくすることができる。２半径方向ストリンガ端部トリム７によって更に、トリム周縁の歪み３０をストリンガ自由縁部８全体に亘って最小にすることができる。図２に示すように、２半径方向ストリンガ端部トリム７によって、ストリンガベースフランジ３及びストリンガキャップ４から２半径方向ストリンガ端部トリム７に向かう荷重伝達経路３８を設定することができる。これにより、ストリンガベースフランジ３及びストリンガキャップ４に沿った応力及び歪み集中３０を低減することができるので、ストリンガが外板から引き剥がされる可能性を低くすることができる。

【0037】

次に、図４及び５を参照するに、１半径方向ストリンガ端部トリムを施したストリンガ、以降「ｓｔｒｉｎｇｅｒ」と表記されるストリンガが、参照番号２ａで一括指示されている。１半径方向ストリンガ端部トリム２８は、ストリンガ２ａのストリンガ本体１０９のストリンガ自由縁部８６に施すことができる。１半径方向ストリンガ端部トリム２８は、連続的に変化する半径１６を有することができる１つの半径縁部２９を有することができる。図４に示すように、幾つかの実施形態では、１半径方向ストリンガ端部トリム２８の１半径縁部２９は、ストリンガ２ａのストリンガキャップフランジ１０４を貫通して延在することができる。幾つかの実施形態では、１つの半径縁部２９は、図示のように、略放物線形状を有することができる。１半径方向ストリンガ端部トリム２８は、ストリンガ自由縁部８６に、この技術分野の当業者が有する知識に基づいて切断形成する、そして／またはそれ以外には、加工形成することができる。ストリンガ２ａは、例えばこれらには限定されないが、Ｊ字形状、Ｚ字形状、Ｔ字形状、またはハット形状を含む種々の断面形状のうちの任意の形状を有することができる。

【0038】

図５に示すように、ストリンガ２ａは、翼／胴体結合構造１ａの一部とすることができ、この翼／胴体結合構造１ａは、翼付け根（ＳＯＢ）スプライスプレート１２２を含むことができる。ストリンガ２ａは、翼外板パネル１１８に結合させる、そして／またはそれ以外には、取り付けることができ、この翼外板パネル１１８はＳＯＢスプライスプレート１２２に、ストリンガ２ａのストリンガ自由縁部１０８がＳＯＢスプライスプレート１２２に略隣接する状態で取り付けることができる。ストリンガ２ａ及び翼外板パネル１１８は、ＳＯＢスプライスプレート１２２にボルト締めする、そして／またはそれ以外には、取り付けることができる。１半径方向ストリンガ端部トリム１２８を施したストリンガ２ａは、翼外板パネル１１８のような構造体１１８をストリンガ２ａの一方の側１０６にのみ設ける用途において使用することができる。当該事例では、ストリンガキャップ継手１２４（図２）をストリンガ２の反対の側１０６ａから無くすことができる。

【0039】

ストリンガ２ａは、図２及び３のストリンガ２についてこれまで説明してきた通りに適用することができる。従って、航空宇宙用途または他の用途では、翼外板パネル１１８に加わる圧縮荷重１２０は、翼外板パネル１１８からストリンガ２ａに、ＳＯＢスプライスプレート１２２を介して伝達させることができる。曲げモーメント１２６は、ストリンガ２ａのストリンガウェブ５に引き剥がし荷重１２７として作用する虞がある。１半径方向ストリンガ端部トリム１２８によって、ストリンガ自由縁部１０８における曲げモーメント１２６から生じる引き剥がし荷重１２７の絶対値を小さくすることができる。１半径方向ストリンガ端部トリム１２８によって更に、トリム周縁の歪み１３０をストリンガ自由縁部８６全体に亘って最小にすることができる。図４に示すように、１半径方向ストリンガ端部トリム２８によって、ストリンガベースフランジ１０３及びストリンガキャップ１０４から１半径方向ストリンガ端部トリム１２８に向かう荷重伝達経路３９を設定することができる。これにより、ストリンガベースフランジ１０３及びストリンガキャップ１０４に沿った応力及び歪み集中１３０を低減することができるので、引き剥がし荷重を低減することができる。

【0040】

次に、図６を参照するに、２半径方向ストリンガ端部トリム７を施したストリンガ２（図１）への荷重最適化を示すグラフ３２が図示されている。グラフ３２では、ストリンガ２の自由縁部の効果の発現度合いをＸ軸３３に沿ってプロットし、そして自由縁部の効果の発現度合いを表わす各値に対応する正規化移動平均荷重２７（図３，５）をＹ軸３４に沿ってプロットしている。最適化方向３５が直線３５として図示されている。１．０の正規化移動平均荷重２７は、構造上必要とされる耐荷重性能の１００％の自由縁部の効果の発現度合い３３に対応する。グラフ３２のポイント群３６は、２半径方向ストリンガ端部トリム７を施したストリンガ２の種々の最適化された実施形態、及び最適化されていない実施形態を示している。

【0041】

引き剥がし荷重１２７は、ストリンガウェブ５からストリンガフランジ１０３に伝達される引っ張り荷重から生じたものである。提案するストリンガ端部トリム１２８によって、変化を徐々に引き起こすことができ、これにより、引っ張り荷重を、より長い変化経路に亘って再分散させることができ、そして移動平均引き剥がし荷重１２７を低減することができる。更に、端部トリム１２８によって、最大引き剥がし荷重を自由縁部１０８から、剥離停止及び防止機構を作動させることができる箇所に向かって遠ざけることができる。端部トリムでは、既存の形状を利用して、最大荷重を外板／ストリンガ結合線（図示せず）に直接分散させるのではなく、二面せん断ファスナー位置（図示せず）を介して分散させる。１半径方向曲線縁部または２半径方向曲線縁部の何れを使用するかは、ファスナーパターンを含むストリンガの断面形状によって異なった。一般的に、２半径方向曲線縁部が１半径方向曲線縁部よりも、ストリンガの両方の側（キャップ及びベースフランジ）がボルト締めされる構成に関して最適である／好適であることが判明している。

【0042】

所望の荷重伝達機構に関連付けられて所望の設計形状包絡線に収まるＧｒｏｄｚｉｎｓｋｉ（グロッジンスキー）曲線を利用することにより、提案する端部トリム１２８形状が得られた。更に、Ｄｏｕｂｌｅ Ｇｒｏｄｚｉｎｓｋｉ（ダブルグロッジンスキー）は半径変化部１６ｂ（図１）を有し、この半径変化部１６ｂは、更に大きい曲げ耐力をストリンガ２に、ストリンガ剛性を高めることにより保持させることができる。この特徴によって、荷重のうちのより大きい部分を、ストリンガ２に向かって、かつベースフランジ１０３から遠ざかる方向に伝達することができるので、ベースフランジ／外板ファスナー位置を介して伝達される荷重が若干小さくなって引き剥がし耐力を更に向上させることができる。

【0043】

次に、図７を参照するに、端部トリム２８を施したストリンガ２ａ（図３）、及び端部トリム２８を施していないストリンガ２ａを移動平均荷重（ｌｂ／ｉｎ：ポンド／インチ）２７（図３）について比較した様子を示すグラフ４０が図示されている。ストリンガ自由縁部８までの距離（単位：インチ）をＸ軸４１に沿ってプロットし、そしてストリンガ２ａに加わる移動平均荷重（ｌｂ／ｉｎ）２７をＹ軸４２に沿ってプロットしている。ストリンガ自由縁部８における最大移動平均荷重は５４００ ｌｂ／ｉｎである。ファスナー位置４５は、ストリンガ自由縁部８から２〜３インチである。ストリンガ自由縁部８に加わり、かつファスナーの影響を受ける距離４４内に位置する低いピーク移動平均荷重２７（図３）は約１０００ ｌｂ／ｉｎである。この比較に示されるデータは、重いストリンガ構造に基づくデータであった。

【0044】

次に、図８を参照するに、２半径方向端部トリム７を施したストリンガ２（図１）、及び１半径方向端部トリム２８を施したストリンガ２ａ（図４）をピーク移動平均荷重について比較した様子を示すグラフ５０が図示されている。ストリンガ自由縁部８までの距離（単位：インチ）をＸ軸５１に沿ってプロットし、そしてストリンガ２，２ａに加わる移動平均荷重（ｌｂ／ｉｎ）２７をＹ軸５２に沿ってプロットしている。ストリンガ２ａに１半径方向端部トリム２８を施した場合のピーク移動平均荷重５３は約２，４００ ｌｂｓ／ｉｎ（ポンド／インチ）である。ストリンガ２に２半径方向端部トリム７を施した場合のピーク移動平均荷重５４は約１，８００ ｌｂｓ／ｉｎ（ポンド／インチ）である。これは、ピーク引き剥がし荷重２７（図３）が３３％低減した状態に相当する。

【0045】

次に、図９を参照するに、１半径方向端部トリム７を施したストリンガ２、及び２半径方向ストリンガ端部トリム７を施したテスト用ストリンガ２を、軽いストリンガ構造の移動平均荷重２７について比較した様子を示すグラフ６０が図示されている。ストリンガ２の自由縁部８からのインチ表示の距離をＸ軸６１に沿ってプロットしている。ストリンガ２に加わるｌｂｓ／ｉｎ（ポンド／インチ）表示の移動平均荷重２７をＹ軸６２に沿ってプロットしている。１半径方向端部トリム６３を施した第１ストリンガには、約３７５ ｌｂｓ／ｉｎ（ポンド／インチ）の最大移動平均荷重２７が加わっていた。１半径方向端部トリム６５を施した第２ストリンガには、約４６０ ｌｂｓ／ｉｎ（ポンド／インチ）の最大移動平均荷重２７が加わっていた。２半径方向トリム６４を施した第１ストリンガには、約１５０ ｌｂｓ／ｉｎ（ポンド／インチ）の最大移動平均荷重２７が加わっていた。２半径方向トリム６６を施した第２ストリンガには、約１６０ ｌｂｓ／ｉｎ（ポンド／インチ）の最大移動平均荷重２７が加わっていた。１半径方向トリム６３を施した第１ストリンガ、及び１半径方向トリム６５を施した第２ストリンガと比較すると、２半径方向トリム６４を施した第１ストリンガ、及び２半径方向トリム６６を施した第２ストリンガには共に、より小さい移動平均荷重２７が加わっていた。端部トリムによって、静的載荷状態及び動的載荷状態の両方に耐え易くなる。当該有効性を評価し、そして当該有効性は、静的載荷状態に対してのみならず動的載荷状態（疲労）に対しても発現した。

【0046】

次に、図１０を参照するに、取り付けた積層複合材ストリンガ２のストリンガ自由端部８への応力集中を調整低減する方法を示すフロー図１１００が図示されている。ブロック１１０２では、ストリンガフランジ３，４と、そしてストリンガフランジ３と４との間に延びるストリンガウェブ５と、を含む積層複合材ストリンガ本体９を有し、かつストリンガ自由端部８がストリンガウェブ５に配置されたストリンガ２を設ける。ブロック１１０４では、半径が連続的に変化する放物線状の第１半径縁部１０及び第２半径縁部１４と、そして第１半径縁部１０と第２半径縁部１４を結ぶなだらかな凸状半径変化部１２と、を有する２半径方向ストリンガ端部トリム７をストリンガ自由端部８に施す。ブロック１１０６では、翼付け根リブ２２と、そして翼付け根リブ２２上に配設される翼外板パネル１８と、を有する翼／胴体結合構造１を設ける。ブロック１１０８では、ストリンガ２を翼／胴体結合構造１に、ストリンガ２のストリンガ本体９を翼付け根リブ２２及び翼外板パネル１８に結合させることにより取り付けることができる。

【0047】

次に、図１１を参照するに、取り付けた積層複合材ストリンガ２ａのストリンガ自由端部８への応力集中を調整低減する方法を示すフロー図１２００が図示されている。ブロック１２０２では、ストリンガフランジ３，４と、そしてストリンガフランジ３と４との間に延びるストリンガウェブ５と、を含む積層複合材ストリンガ本体９を有し、かつストリンガ自由端部８がストリンガウェブ５に配置されたストリンガ２ａを設ける。ブロック１２０４では、半径が連続的に変化する放物線状の１つの半径縁部を有する１半径方向ストリンガ端部トリム２８をストリンガ自由端部８に施す。ブロック１２０６では、翼付け根スプライスプレート２２と、そして翼付け根スプライスプレート２２上に配設される翼外板パネル１８と、を有する翼／胴体結合構造１を設ける。ブロック１２０８では、ストリンガ２ａを翼／胴体結合構造１ａに、ストリンガ２ａのストリンガ本体９を翼付け根スプライスプレート２２及び翼外板パネル１８に結合させることにより取り付けることができる。

【0048】

次に、図１１Ａを参照するに、翼／胴体結合構造のストリンガへの剥離荷重を低減する方法を示すフロー図１１００ａが図示されている。ブロック１１０２ａでは、ストリンガフランジ３，４と、そしてストリンガフランジ３と４との間に延びるストリンガウェブ５と、を含む積層複合材ストリンガ本体９を有し、かつストリンガ自由端部８がストリンガウェブ５に配置されたストリンガ２を設ける。ブロック１１０４ａ及び１１０５ａでは、半径が連続的に変化する放物線状の１つの半径縁部を有する１半径方向ストリンガ端部トリム２８をストリンガ自由端部８に施す、または半径が連続的に変化する放物線状の第１半径縁部１０及び第２半径縁部１４と、そして第１半径縁部１０と第２半径縁部１４を結ぶなだらかな凸状半径変化部１２と、を有する２半径方向ストリンガ端部トリム７をストリンガ自由端部８に施す。ブロック１１０６ａでは、翼付け根リブ２２と、そして翼付け根リブ２２上に配設される翼外板パネル１８と、を有する翼／胴体結合構造１を設ける。ブロック１１０８ａでは、ストリンガ２を翼／胴体結合構造１に、ストリンガ２のストリンガ本体９を翼付け根リブ２２及び翼外板パネル１８に結合させることにより取り付けることができる。

【0049】

次に、図１２及び１３を参照するに、本開示の種々の実施形態は、図１２に示す航空機製造及び整備方法７８、及び図１３に示す航空機９４に関連して用いることができる。製造前段階では、例示的な方法７８において、航空機９４の仕様決定及び設計８０、及び材料調達８２を行なうことができる。製造段階では、航空機９４の部品及びサブアセンブリ製造８４、及びシステム統合８６が行なわれる。その後、航空機９４は、証明書発行及び機体引き渡し８８を経て、供用９０される。顧客が供用している間、航空機９４は、日常的なメンテナンス及び整備９２を行うようにスケジューリングすることができる（このメンテナンス及び整備９２は、改修、再構成、改装などを含むこともできる）。

【0050】

方法７８のプロセス群の各プロセスは、システムインテグレータ、サードパーティ、及び／又はオペレータ（例えば、顧客）によって行なうことができるか、または実行することができる。この説明を進めるために、システムインテグレータとして、これらには限定されないが、任意の数の航空機製造業者、及び航空機大手システムサブコントラクタを挙げることができ；サードパーティとして、これらには限定されないが、任意の数のベンダー、サブコントラクタ、及びサプライヤーを挙げることができ；そしてオペレータは、航空会社、リース会社、軍隊、航空機整備機関などとすることができる。

【0051】

次に、図１３を参照するに、例示的な方法７８により製造される航空機９４は、複数のシステム９６を搭載した機体９８と、そして機内１００と、を含むことができる。高位システム群９６の例として、推進システム１０２、電気システム１０４、油圧システム１０６、及び環境システム１０８のうちの１つ以上を挙げることができる。任意の数の他のシステムを含めてもよい。航空宇宙用の例を示しているが、本発明の原理は、自動車産業のような他の産業に適用することができる。

【0052】

本明細書において具体化される装置は、製造及び整備方法７８の種々の段階のうちの任意の１つ以上の段階において用いることができる。例えば、製造プロセス８４に対応する部品群またはサブアセンブリ群は、航空機９４を供用している間に製造される部品群またはサブアセンブリ群と同様の方法で組み立てる、または製造することができる。更に、１つ以上の装置実施形態は、製造段階８４及び８６において、例えば航空機９４の組み立てを大幅に促進することにより、または航空機９４のコストを大幅に低減することにより利用することができる。同様に、１つ以上の装置実施形態は、航空機９４を供用している間に、例えばこれに限定されないが、メンテナンス及び整備９２が施されている状態で利用することができる。

【0053】

本開示の種々の実施形態について、特定の例示的な実施形態に関連して説明してきたが、これらの特定の実施形態は、他の変形をこの技術分野の他の当業者であれば想到し得るので、例示という形態で開示してきたのであり、限定的に解釈されるべきではないことを理解されたい。

【図1】

【図1A】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図11A】

【図12】

【図13】