特許 6063954 前縁構造、及び、前縁構造の製造方法

(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】6063954

(24)【登録日】2016年12月22日

(45)【発行日】2017年1月18日

(54)【発明の名称】前縁構造、及び、前縁構造の製造方法

(51)【国際特許分類】

   B64C 3/20 20060101AFI20170106BHJP

   B64C 1/00 20060101ALI20170106BHJP

【ＦＩ】

   B64C3/20

   B64C1/00 B

【請求項の数】16

【全頁数】18

(21)【出願番号】特願2014-543968(P2014-543968)

(86)(22)【出願日】2012年11月22日

(65)【公表番号】特表2015-502883(P2015-502883A)

(43)【公表日】2015年1月29日

(86)【国際出願番号】GB2012052888

(87)【国際公開番号】WO2013079918

(87)【国際公開日】20130606

【審査請求日】2014年8月22日

(31)【優先権主張番号】1120707.3

(32)【優先日】2011年12月1日

(33)【優先権主張国】GB

(73)【特許権者】

【識別番号】510286488

【氏名又は名称】エアバス オペレーションズ リミテッド

【氏名又は名称原語表記】ＡＩＲＢＵＳ ＯＰＥＲＡＴＩＯＮＳ ＬＩＭＩＴＥＤ

(73)【特許権者】

【識別番号】311014956

【氏名又は名称】エアバス オペレーションズ ゲーエムベーハー

【氏名又は名称原語表記】Ａｉｒｂｕｓ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ ＧｍｂＨ

(74)【代理人】

【識別番号】100096091

【弁理士】

【氏名又は名称】井上 誠一

(72)【発明者】

【氏名】ウィリアムズ リリフォン

(72)【発明者】

【氏名】ソールズベリー ロス

(72)【発明者】

【氏名】ラフラ マーカス

(72)【発明者】

【氏名】シオボールド ヒュー

(72)【発明者】

【氏名】ペイン クリストファー

(72)【発明者】

【氏名】マコーミック ロバート

(72)【発明者】

【氏名】ハンセン ヘインズ

(72)【発明者】

【氏名】エヴァンズ ティモシー

【審査官】 志水 裕司

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許第０２４２７０６５（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特表２００６−５１２２４０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２０１０／０１８１４２７（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開２００３−０７２６９１（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００４／００５５３４９（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開２００３−２２０４２８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 欧州特許出願公開第０１３３８５０６（ＥＰ，Ａ１）

【文献】 米国特許第０３１３５４８６（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特表２００９−５３９７０１（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００３−２９１８９５（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００３／０１３６８１５（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 英国特許出願公告第００６１５２７５（ＧＢ，Ａ）

【文献】 英国特許出願公告第００６１５２８４（ＧＢ，Ａ）

【文献】 独国特許出願公開第０４４１７８８９（ＤＥ，Ａ１）

【文献】 特開２００４−０１００２１（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開平０３−２０８７９７（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｃ １／００ − ９９／００

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、
前縁構造が、
翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、
それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、
を具備し、
前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、
前記構造部材が小骨であり、各小骨が、セルによる格子構造を含むことを特徴とする前縁構造。

【請求項2】

前記小骨の格子セルの少なくとも一部が三角形であることを特徴とする請求項１に記載の前縁構造。

【請求項3】

前記小骨のセルの少なくとも一部を横切って延びるウェブを有することを特徴とする請求項１または請求項２記載の前縁構造。

【請求項4】

前記ウェブの少なくとも一部は、１つ以上の貫通孔を有することを特徴とする請求項３記載の前縁構造。

【請求項5】

前記小骨のセル壁の少なくとも一部の上に、押湯箇所があることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれかに記載の前縁構造。

【請求項6】

２つ以上の前記小骨のセル壁の頂点に、押湯箇所があることを特徴とする請求項５に記載の前縁構造。

【請求項7】

航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、
前縁構造が、
翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、
それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、
を具備し、
前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、
前記外皮構造が、前記内面上に外板補強部である格子を含み、
前記外板補強部の少なくとも一部の頂点に押湯箇所があることを特徴とする前縁構造。

【請求項8】

前記構造部材が、前記外皮構造を補強するための補強部材または小骨であることを特徴とする請求項７に記載の前縁構造。

【請求項9】

前記構造部材が前記外皮構造の前記内面と一体に形成されたフランジであり、前記前縁構造が前記外皮構造を補強するための複数の小骨をさらに含み、各小骨が、前記外皮構造の下方に所定の深さをもって延び、翼弦方向に延在し、一体形成されたフランジに接続されることを特徴とする請求項７に記載の前縁構造。

【請求項10】

前記外皮構造は、前記空気力学的外面と前記内面との間の厚さが、翼弦方向および／または翼幅方向において変化することを特徴とする請求項１から請求項９のいずれかに記載の前縁構造。

【請求項11】

請求項１から請求項１０のいずれかに記載の前縁構造を含む航空機の主翼、航空機の水平尾翼または垂直安定板。

【請求項12】

請求項１から請求項１１のいずれかに記載の主翼、水平尾翼、垂直安定板または前縁構造を含む航空機。

【請求項13】

航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造の製造方法であって、
翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、
それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、
を具備し、
前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、
前記構造部材が小骨であり、各小骨が、セルによる格子構造を含むことを特徴とする前記前縁構造において、
前記外皮構造および前記構造部材が、単一のビレットから機械加工されるか、または一体の複合材料構造として製造されることを特徴とする前縁構造の製造方法。

【請求項14】

航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造の製造方法であって、
翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、
それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、
を具備し、
前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、
前記構造部材が小骨であり、各小骨が、セルによる格子構造を含むことを特徴とする前記前縁構造において、
前記外皮構造および前記構造部材が、型を用いて一体に成形されることを特徴とする前縁構造の製造方法。

【請求項15】

航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造の製造方法あって、
翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、
それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、
を具備し、
前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、
前記外皮構造が、前記内面上に外板補強部である格子を含み、
前記外板補強部の少なくとも一部の頂点に押湯箇所があることを特徴とする前記前縁構造において、
前記外皮構造および前記構造部材が、単一のビレットから機械加工されるか、または一体の複合材料構造として製造されることを特徴とする前縁構造の製造方法。

【請求項16】

航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造の製造方法であって、
翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、
それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、
を具備し、
前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、
前記外皮構造が、前記内面上に外板補強部である格子を含み、
前記外板補強部の少なくとも一部の頂点に押湯箇所があることを特徴とする前記前縁構造において、
前記外皮構造および前記構造部材が、型を用いて一体に成形されることを特徴とする前縁構造の製造方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は前縁構造に関する。特に本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、外皮構造と外皮構造を補強するための複数の小骨および／または副桁を含む前縁構造に関する。ただしこれに限ることはない。

【背景技術】

【0002】

航空機の翼の設計では、できるだけ長時間、翼上の気流が層流状態であるように翼を設計することが重要である。このため、翼の前縁構造は、前縁構造全体の上方の波動を良好に制御し、かつ前縁構造上の段差や凹凸(例えば留め具等)を最小限として気流中での外乱の影響を最小限にするよう、できるだけ正確に設計され製造される必要がある。更に、前縁構造は、航空機への使用に適するように堅固で軽量でなければならない。特に、商用輸送機に適用するには、例えば１日に１８時間、層流状態を損なわずに飛ぶことが可能でなければならない。さらに、前縁構造は、前縁フラップやスラットのような高揚力装置を支持することができなければならない。

【0003】

前縁構造は一般に滑らかな空気力学的先端を有し、（接近する気流に対して）翼の最先端を形成する。前縁構造は後方に延び、先端から外に向かって拡がる上下の空気力学的表面が形成される。また前縁構造は、一般に、主翼構造の前部に取り付けられる最後端部を有し、これにより翼構造全体が形成される。

【0004】

翼構造の一部ではないが航空機の構造部材の一部である他の前縁構造にも、同様の課題の一部が当てはまることが注目されるべきである。例えば、層流状態を達成するという構想は、尾翼面のような航空機の他の表面にも当てはまる。

【0005】

前縁構造は、通常、外板およびサブ構造で構築される。

【0006】

外板は、前縁から主翼ボックスに荷重を伝達する外皮構造とできる。通常、外板は、金属（例えば、アルミニウムやチタンの合金や鋼）や複合材料（例えば、ガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ）や炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ））からなる。外皮構造は、従来、本質的に一体であり、各外板は素材の単一片で形成される。外皮構造には、外皮構造の（機内と機外を結ぶ）翼幅方向に沿ったストリンガや補強部材(stiffener)がしばしば配置される。

【0007】

別のタイプの外皮構造はパネルである。これらのパネルは一般に主翼の荷量を負わず、代わりに、空気力学的形状を単に維持する。上記と同じく、これらのパネルは、金属または複合材料から作ることができる。パネルは一体式でもよいが、通常、２枚の表面板に挟まれた（ハニカムや独立気泡フォームのような）コア材料の層を用いたサンドイッチパネルで形成される。

【0008】

既知の先行技術のサブ構造は、すべて小骨を含んでいる。ほとんどの小骨はアルミニウム合金から構築され、ビレットから機械加工できるか、部材から組み立てることができる。小骨が複合材料で作られる場合もあるが、これは、一般的に近傍の構成要素も複合材料からなる場合に行われる。

【0009】

先行技術のサブ構造のなかには、翼幅方向に延びる副桁をさらに含むものもある。これらの副桁は、一般に、外板や小骨と組み立てられ、小骨と同じ材料で作られる。

【0010】

前縁構造の様々な構成要素は、通常、（例えば、リベットを使用して）機械的に結合されるが、接着したり、熱可塑性物質により溶接することもできる。

【0011】

先行技術の典型的な前縁構造１を、典型的な主翼ボックス構造９に取り付けたものとして図１に示す。前縁構造１は、副桁２および小骨３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄを有するサブ構造を含む。副桁２および小骨３は、リベット５を使用して、前縁外板４に機械的に結合される。さらに、外板４は、外板４に沿った翼幅方向のストリンガ６を有する。継目板７およびもう一つのリベット８は前縁構造１を外板１０および主翼ボックス構造９の前主桁１１に取り付けるために使用される。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0012】

【特許文献1】特開平11-034993号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0013】

この先行技術例では、前縁外板４を貫通する様々なリベット５、８がある。このことは、前縁外板表面上に凸部を形成し、層流状態にマイナスの影響をもたらす。

【0014】

本発明の目的は、前縁構造の層流特性を改善し、かつ前縁構造が十分に堅固であり前縁の高揚力装置を支持できることを保証することである。

【課題を解決するための手段】

【0015】

第１の態様によれば、本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、前縁構造が、翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、を具備し、前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、前記構造部材が小骨であり、各小骨が、セルによる格子構造を含む。

【0016】

外皮構造の内面に一体に形成された構造部材を有することは、外皮構造に構造部材を取り付けるために個別の留め具が不要であることを意味する。これは、例えば、外皮構造を貫通するリベットがより少なくなること、それにより、前縁外皮構造の空気力学的外面上の凸部がより少なくなることを意味する。これは、前縁構造上における層流状態を促進する。また、格子構造は小骨を強い構造とする。これにより、小骨が浅くなり、成形による製造がより容易になる。

【0017】

好ましくは、小骨の格子セルの少なくとも一部は三角形である。

【0018】

好ましくは、少なくとも小骨のセルの一部を横切って延びるウェブを有する。ウェブは、成形工程において、型の中で材料の流動を促進する。

【0019】

より好ましくは、ウェブの少なくとも一部は、少なくとも１つの貫通孔を有する。材料を除去することにより、特にウェブの薄い部分において、成形中の材料流動や冷却の不足が防がれる。

【0020】

好ましくは、小骨のセル壁の少なくとも一部の上に押湯箇所(riser node)があることが望ましい。さらに、２つ以上の小骨のセル壁の頂点に押湯箇所があることが望ましい。これらの押湯箇所は成形工程において押湯として機能する。

【0021】

第２の態様によれば、本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、前縁構造が、翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、を具備し、前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、前記外皮構造が、前記内面上に外板補強部である格子を含み、前記外板補強部の少なくとも一部の頂点に押湯箇所がある。
外皮構造の内面に一体に形成された構造部材を有することは、外皮構造に構造部材を取り付けるために個別の留め具が不要であることを意味する。これは、例えば、外皮構造を貫通するリベットがより少なくなること、それにより、前縁外皮構造の空気力学的外面上の凸部がより少なくなることを意味する。これは、前縁構造上における層流状態を促進する。また、外板補強部である格子は、外皮構造および前縁構造を全体として堅固にする。また、これらの押湯箇所は成形工程において押湯として機能する。

【0022】

好ましくは、構造部材は、外皮構造を補強するための補強部材あるいは小骨である。

【0023】

好ましくは、構造部材は、外皮構造の内面と一体に形成されたフランジであり、前縁構造は、外皮構造を補強するための複数の小骨をさらに含み、各小骨が、外皮構造の下方に所定の深さをもって延び、翼弦方向に延在し、一体形成されたフランジに接合される。外皮構造の内面に一体に形成されたフランジを有すること、フランジに接合された小骨を有することは、小骨が、外皮構造を貫通するリベットをより少なくしつつ外皮構造に接合でき、前縁構造外皮の空気力学的外面上の凸部がより少なくなることを意味する。これは、前縁構造上における層流状態を促進する。加えて、外板／フランジ構造と別に形成された小骨を有することによって、外板／フランジ構造を、固体のビレットをより容易に無駄なく機械加工して製造することが可能となる。

【0024】

好ましくは、外皮構造は、空気力学的外面と内面との間の厚さが、翼弦方向および／または翼幅方向において変化する。厚さは剛性（および波形）が最適となるように変えることができる。

【0025】

本発明はまた、前述の発明の態様による、前縁構造含む航空機の翼、水平尾翼または垂直安定板を提供する。

【0026】

本発明はまた、前述の発明の態様による、翼、水平尾翼、垂直安定板または前縁構造を含む航空機を提供する。

【0027】

第３の態様によれば、本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造の製造方法であって、翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、を具備し、前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、前記構造部材が小骨であり、各小骨が、セルによる格子構造を含むことを特徴とする前記前縁構造において、前記外皮構造および前記構造部材が、単一のビレットから機械加工されるか、または一体の複合材料構造として製造されることを特徴とする前縁構造の製造方法である。

【0028】

第４の態様によれば、本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造の製造方法であって、翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、を具備し、前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、前記構造部材が小骨であり、各小骨が、セルによる格子構造を含むことを特徴とする前記前縁構造において、前記外皮構造および前記構造部材が、型を用いて一体に成形されることを特徴とする前縁構造の製造方法である。

【0029】

第５の態様によれば、本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造の製造方法あって、翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、を具備し、前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、前記外皮構造が、前記内面上に外板補強部である格子を含み、前記外板補強部の少なくとも一部の頂点に押湯箇所があることを特徴とする前記前縁構造において、前記外皮構造および前記構造部材が、単一のビレットから機械加工されるか、または一体の複合材料構造として製造されることを特徴とする前縁構造の製造方法である。

【0030】

第６の態様によれば、本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造の製造方法であって、翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、を具備し、前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成され、前記外皮構造が、前記内面上に外板補強部である格子を含み、前記外板補強部の少なくとも一部の頂点に押湯箇所があることを特徴とする前記前縁構造において、前記外皮構造および前記構造部材が、型を用いて一体に成形されることを特徴とする前縁構造の製造方法である。

【0075】

本発明の１つの態様に関して記述された特徴は、勿論本発明の他の態様に組み入れられてもよい。例えば、いくつかの態様の中で言及された小骨に関する特徴は、他の態様の閉鎖小骨にも同様に適用されたり、いずれか一方に適用されたりしてもよく、逆も同様である。別の例として、１つの態様の外皮構造が、他の態様の内側外板および外側外板を有する外板を含んでもよい。さらに別の例として、１つの態様の前縁構造が、別の態様に関する主翼ボックス構造あるいは翼構造に取り付けられてもよい。さらに別の例として、１つの態様の構造部材（例えば小骨、補強部材、内部の突出部あるいはフランジ）が、別の態様に関する外皮構造の内面に形成されたり接続されたりしてもよい。

【0076】

本発明の実施の形態は、添付の概要図のみを参照して記述するものとする。

【図面の簡単な説明】

【0077】

【図1】先行技術の典型的な前縁構造を示す図

【図2a】本発明の第１の態様の第１の実施の形態による前縁構造を含む翼構造の一部の側面の断面図

【図2b】図２ａの前縁構造の小骨構造の一部の斜視図

【図3a】本発明の第１の態様の第２の実施の形態による前縁外皮構造の頂部の一部の斜視図

【図3b】図３ａの外皮構造の下側の図

【図4a】本発明の第２の態様の第１の実施の形態による前縁構造の一部の内部の図

【図4b】図４ａの前縁構造の側面の断面図

【図5a】本発明の第３の態様の第１の実施の形態による前縁構造を含む翼構造の一部の側面の斜視図

【図5b】図５ａの前縁構造の部分断面図

【図6】本発明の第２の態様の第２の実施の形態による前縁構造の内部の断面図

【図7a】本発明の第４の態様の第１の実施の形態による前縁構造を含む翼構造の側面の断面図

【図7b】図７ａの前縁構造の部分斜視図

【図8】本発明の第３の態様の第２の実施の形態による前縁構造を含む翼構造の側面の部分断面図

【図9a】本発明の第４の態様の第２の実施の形態による前縁構造を含む翼構造の側面の断面図

【図9b】図９ａの前縁構造の部分的な内部の下側の図

【発明を実施するための形態】

【0078】

図２ａは、本発明の第１の態様の第１の実施の形態による、主翼ボックス構造１１０および前縁構造１２０を含む翼構造１００の一部を示す図である。

【0079】

主翼ボックス構造１１０は、それに取り付けられた、加工済み取付部品(machined
fitting)１１２を備えた前主桁(front main spar)１１１を含む。加工済み取付部品１１２には２つの前方延伸部１１３および１１４がある。１つ目の下部の前方延伸部１１３は、桁１１１の底部から延びる。２つ目の上部の前方延伸部１１４は、桁１１１の頂部から延びる。

【0080】

前縁構造１２０は、翼の前部の先端部１２０ａを形成する上部外板１２１を含む。上部外板１２１の下には、様々な小骨（１つは１２２に示される）がある。各小骨１２２は、上部外板１２１と一体形成され、下部補強フランジ１２９を有する。さらに、上部外板１２１は一体式補強部材を備え、厚さが変化する（図示せず）。

【0081】

各小骨１２２は、先端部１２０ａの近くの中実部分である前部１２４を有し、前部１２４には軽量化のための様々な「切抜き」１２５がある。もちろん、これらの孔１２５は実際に材料を切抜くことによって形成する必要はなく、例えば、型を用いて成形してもよい。「切抜き」１２５は、システムの装備や運転に使用してもよい。各小骨は、小骨１２２が格子パターンを有する後部１２３も有する。この格子パターンについては、図２ｂにより詳細に示されており、これについては後述する。

【0082】

各小骨１２２の後部１２３は、主翼ボックス構造１１０の上部の前方延伸部１１４の前面１１６とおよそ同じ深さを有する。前縁部の後部は、主翼ボックス構造１１０の上部の前方延伸部１１４の前面１１６に当接する後部当接面１２８となっている。少なくとも一部の小骨１２２の下に、支持フランジ１２６がある。支承部材１２７はこのフランジ１２６にボルト結合され、主翼ボックス構造１１０の下部の前方延伸部１１３の上面１１５に設置される。これは浅い小骨１２２を補強する。

【0083】

図２ｂに示すように、各小骨１２２の後部１２３の格子パターンは、壁１２３ｂとウェブ１２３ｃを有する複数の三角形のセル１２３ａを含む。ウェブ１２３ｃは、壁１２３ｂ同士の間でセル１２３ａを横切って延びる。ウェブ１２３ｃは「切抜き」１２３ｄを有する。前記と同様、ウェブにおけるこれらの孔１２３ｄは実際に材料を切抜くことによって形成する必要はなく、例えば、型を用いて成形してもよい。セル壁１２３ｂの頂点には、押湯箇所(riser node)１２３ｅがある。

【0084】

製造時には、上部外板１２１および小骨１２２は、型を用いて一体に成形される。型は、成形工程において材料流動を促進するために小骨のセルのウェブ１２３ｃを備える。型は、成形工程における不十分な材料流動および不要な冷却を防ぐために、さらにウェブ１２３ｃの中央の「切抜き」部１２３ｄを取り除く。さらに、型は、成形工程中に押湯として機能する押湯箇所１２３ｅを備える。また、型は、小骨１２２の下面の様々な支持フランジ１２６を備えることができる。さらに、型は、前縁構造上の様々なシステムの取付箇所（図示せず）を提供することができる。

【0085】

小骨１２２および上部外板１２１の構成要素は、それぞれ（翼幅方向に）およそ4ｍの長さで成形できる。構成要素の（翼弦方向の）幅と深さは、１ｍ×１ｍから４５０ｍｍまで、また１５０ｍｍまでの範囲とできる(from 1m x 1m to 450mm to 150mm)。成形後、重要な部分で所要のトレランスを達成するために機械加工が行われる。

【0086】

あるいは、上部外板１２１および小骨１２２は、一体の複合材料要素として製造してもよいし、固体の金属合金ビレットから機械加工してもよい。

【0087】

組立において、加工済み取付部品１１２は、主翼ボックス構造の前主桁１１１に取り付ける。その後、機械加工済みの様々な支承部材１２７が、下部の前方延伸部１１３の上面１１５へ取り付けられる。その後、一体の小骨１２２と上部外板１２１の構成要素が、前面１１６に取り付けられ、様々な支承部材１２７は様々な支持フランジ１２６にボルト結合される。

【0088】

メンテナンス中、システムの取り外しや設置のために支承部材１２７を取り外してもよい。さらに、前縁構造１２０は、前主桁１１１により形成された翼の中の燃料タンクのまわりのシールを破損することなく、加工済み取付部品１１２から取り外すことができる。

【0089】

図３ａおよび図３ｂは、本発明の第１の態様の第２の実施の形態による、前縁１２０’の外皮構造１２１’の一部を示す図である。

【0090】

外皮構造１２１’は、外皮構造１２１’の内部に沿って先端１２０ａ’から翼弦方向に延びる様々なフランジ１３０ａ’、１３０ｂ’を含む。これらのフランジ１３０ａ’、１３０ｂ’、１３０ｃ’、１３０ｄ’は、例えば、型による成形によって外皮構造１２１’と一体に形成される。組立において、小骨はこれらのフランジ１３０’に取付けられる。

【0091】

加えて、外皮構造１２１’は厚さが変化し、また、外皮構造１２１’の内面のフランジ１３０’の各々の間に形成された格子パターン１３１’を有する。格子パターン１３１’は、セル壁１３１ｂ’と押湯箇所１３１ｅ’を有する三角形のセル１３１ａ’を含む。

【0092】

型による成形はもちろん、外皮構造１２１’は、一体の複合要素として製造してもよいし、あるいは固体の金属合金ビレットから機械加工してもよい。

【0093】

図４ａおよび図４ｂは、本発明の第２の態様の第１の実施の形態による前縁構造２２０の一部を示す図である。

【0094】

前縁構造２２０は、外側（上部）外板２２１ａおよび内側（下部）外板２２１ｂの両方を有する上部外皮構造２２０を含む。外側外板２２１ａおよび内側外板２２１ｂは、通常互いに隣接している。しかしながら、翼幅方向の様々な位置で、内側外板２２１ｂは「シルクハット(top hat)型」の断面を形成するように内側へ折り曲げられる。これらの「シルクハット型」断面は、２つの側縁２２１ｃ、２２１ｄと、上縁２２１ｅによって形成される。２つの側縁２２１ｃ、２２１ｄは、２枚の外板の平面に対してほぼ垂直（約５度以内）に内側へ延び、上縁２２１ｅは、２枚の外板の平面から内側に間隔をおいて配置され、２枚の外板と実質的に平行に延びる。各「シルクハット型」断面の上縁２２１ｅは、それに取付けられた小骨２２２を有する。「シルクハット型」断面は、外皮構造２２１を補強する。

【0095】

加えて、外側外板２２１ａの内部は、一部の領域にフライス加工や化学エッチングを施して形成され、強度が調整される。

【0096】

図４ｂは、前縁構造の先端部の端面を示す。ここでは、外側外板２２１ａを１８０度の折り部分２２１ｆで内側外板２２１ｂの周りで折り曲げることにより、外側外板２２１ａと内側外板２２１ｂとが一緒に固定されることがわかる。この折り部分２２１ｆは、前縁構造２２０の翼幅方向に沿って延びる。また、外板２２１ａ、２２１ｂは、接着されることもある。さらに、外板２２１ａ、２２１ｂは、接着、固定、機械的締結を組み合わせて互いに接続してもよい。但し、機械的締結は、層流状態が重要にならない部位のみに使用される。

【0097】

製造時には、外側外板２２１ａは（層流のために）高いトレランスをもって製造される。アルミニウム合金を用いる場合、外側外板２２１ａは引張成形あるいは超塑性成形を使用して製造できる。また内側外板２２１ｂは、アルミニウム合金を用いる場合、超塑性成形を使用して製造できる。チタン合金を用いる場合、外板２２１ａ、２２１ｂは、上記に加えて、拡散接合と超塑性成形を組み合わせて製造できる。結果、上記と同じ作業で形成され互いに結合された板材２２１ａ、２２１ｂとなる。

【0098】

図５ａ、図５ｂは、本発明の第３の態様の第１の実施の形態による、主翼ボックス構造３１０および前縁構造３２０を含む翼構造３００の一部の図を示す。

【0099】

主翼ボックス構造３１０は、前主桁３１１および主翼の外板３１４を含む。主翼ボックス構造３１０は、主翼の下部の外板および副桁（図示せず）も含む。

【0100】

前縁構造３２０は、先端３２０ａから翼弦方向に延びる複数の小骨を含む。前縁構造３２０は、外側外板３２１ａおよび内側外板３２１ｂを含む外皮構造を有する。２つの外板は、いずれも、炭素繊維強化プラスチック、アルミニウム合金あるいはチタン合金からなる。２つの外板の間には、コア材料３２１ｇがある。このコア材料３２１ｇは、ハニカムや独立気泡フォーム、アルミニウムハニカムを用いることができ、両外板に接合される。２つの外板間には、翼弦方向に延びる複数の補強部材３２１ｈも備わる。これらは、コア材料３２１ｇと同時に外板に接合される。内側外板３２１ｂは、前縁構造３２０の後部に向けて、外側外板３２１ａから離れて延び、２つの外板間により広い隙間が形成される。前縁構造３２０の後端では、２つの外板３２１ａ、３２１ｂの間に延びる端面３２８が形成される。

【0101】

図５ｂは、貫通孔３２９ａを備えた端面３２８を示す。さらに、内側外板３２１ｂの後部には、対応する複数の孔３２９ｂがある。これらの孔３２９ａ、３２９ｂは、主翼ボックス構造３１０の副桁（図示せず）に前縁構造を取り付けるためのバレルナット用にある。

【0102】

組立において、バレルナットは各孔３２９ｂと、主翼ボックス３１０の副桁の対応する孔（図示せず）に挿入される。その後、ボルトを個々の対応する孔３２９ａに通してバレルナットへ挿入し、バレルナットを適所に固定する。あるいは、（孔３２９ｂでなく）ネジ孔３２９ａを使用してもよいし、アンカーナットを使用してもよい。

【0103】

図６は、本発明の第２の態様の第２の実施の形態による前縁構造２２０’の一部の内面の断面図を示す。

【0104】

前縁構造２２０’は、下部外板２２９’、および翼弦方向に延びる複数の小骨２２２’を含む。下部外板２２９’には、外板に沿って縦に延び、補強部材として機能する複数の内向隆起部２２９ａ’が形成される。これらの内向隆起部２２９ａ’はＵ字型である。各小骨２２２’は、対応する１つのＵ字型のくぼみ２２２ａ’を下面に有し、各小骨２２２’は対応する隆起部２２９ａ上に設置される。

【0105】

各小骨２２２’は、翼弦方向の２つ（またはそれ以上）の箇所で、隆起部２２９ａ’の適切な位置にピン接合される。小骨２２２’はピン接合により翼幅方向に若干変動できる状態となり、内向隆起部２２９ａ’の変形が防がれる。外板２２９’は、外板２２９’に沿って翼幅方向に延びる２つの折り部分２３０ａ’、２３０ｂ’を有する。

【0106】

製造時において、外板は、機械加工や成形によって、内向隆起部２２９ａ’と一体に形成できる。アルミニウム合金を用いる場合、外板２２９’は引張成形あるいは超塑性成形を使用して製造できる。チタン合金を用いる場合、外板２２９’は、さらに、（外板２２９’への）拡散接合と超塑性成形とを組み合わせて製造できる。小骨２２２’は、アルミニウム合金ビレットから機械加工できる。その他、小骨２２２’は、熱可塑性物質から作ってもよく、ＭＭＣ（金属マトリックス複合体）の小骨でもよい。ＭＭＣの小骨は、より高い強度を得るために、（溶融アルミニウム中に）炭化ケイ素粒子を加えたアルミニウム母材から作ることができる。これらの選択肢は、いずれも軽量化を実現する。

【0107】

図７ａ、図７ｂは、本発明の第４の態様の第１の実施の形態による、主翼ボックス構造４１０と前縁構造４２０とを含む翼構造４００の図を示す。

【0108】

主翼ボックス構造４１０は、前主桁４１１、主翼ボックスの上部外板４１４、主翼ボックスの下部外板４１５を含む。

【0109】

前縁構造４２０は、外側外板４２１ａおよび間隔をおいて配置された内側外板４２１ｂとを有する上部外皮構造４２１と、縁部外板部４２９とを含む。前縁構造の先端部４２０ａには、先端４２０ａで前縁構造の内面に接する「丸面状の(bullnose)」補強部材４３０がある。「丸面状の」補強部材４３０は、Ｕ字形前部、後部板、発泡コアを有する。

【0110】

「切抜き」４２２ａを備えた複数の小骨４２２は、前縁構造４２０内で主桁４１１の前から丸面材４３０のちょうど前まで翼弦方向に延びる。もちろん、これらの孔４２２ａは、実際に材料を切抜いて形成する必要はなく、例えば、成形用の型から形成してもよい。重要な点は、外皮構造４２１は、隙間４３１によって小骨４２２の頂部から間隔をおいて配置され、隙間４３１は丸面補強部材４３０を用いて維持されることである。この隙間は深さおよそ５〜１０ｍｍである。

【0111】

小骨４２２は、留め具４３２を用いて、前縁の縁部外板部４２９に固定される。小骨４２２は、接合部材４４０にも取り付けられる。接合部材４４０は、Ｔ形の断面を有し、前主桁４１１の前かつ前縁外皮構造４２０の後面４２８の後ろで下方に延びる第１部分４４０ａと、主桁４１１の前部の上方で後方に延びる第２部分４４０ｂと、小骨４２２の頂部の後部の上を横切って延びる第３部分４４０ｃとを有する。接合部材４４０は、構造を横切って翼幅方向に延び、主翼ボックスの上部外板と（ＣＦＲＰで）一体に硬化される。

【0112】

前縁外皮構造４２１、小骨４２２および接合部材４４０は、小骨と接合部材４４０と外皮構造４２１のそれぞれを貫通して延びる留め具４４１を用いて一体に取り付けられる。

【0113】

図７ｂ中で示されるように、前縁構造４２０は、さらに、各外皮構造４２１のパネルの翼弦方向の端部に、閉鎖小骨４２５を含む。各パネルは、翼幅方向におよそ４ｍである。ここで、外側外板４２１ａおよび内側外板４２１ｂは互いに隣接し、各閉鎖小骨４２５の頂部のくぼみ４２６の中へと下方に折り込まれる。

【0114】

外皮構造４２１は、アルミニウム合金、チタン合金、炭素強化プラスチックあるいはＭＭＣ材料を使用して製造することができる。組立時には、前縁外皮構造４２１が構造に接続される前に、サブ構造（小骨４２２を含む）が主翼ボックス構造４１０に接続される。各外皮構造４２１のパネルは、構造への接続に先立って防除氷システム（図示せず）を備えた状態で用意される。各外皮構造パネルを一旦接続すれば、防除氷システムを航空機システムの残りに接続することができる。

【0115】

図８は、本発明の第３の態様の第２の実施の形態による、主翼ボックス構造３１０’および前縁構造３２０’を含む翼構造３００’の図を示す。

【0116】

主翼ボックス構造３１０’は、前主桁３１１’（図示せず）、下部外板（図示せず）、主翼ボックス上部外板３１４’を含む。

【0117】

前縁構造３２０’は、前縁構造３２０’の前部の上を延びる上部外板３２１’と、下部外板３２９’とを含む。下部外板３２９’は、アクセスパネル３４０’を有する。上部外板３２１’の下には、複数の前縁小骨３２２’がある。上部外板３２１’は、小骨３２２’の後面に接する、後部内向フランジ３２１ａ’を有する。

【0118】

外板３２１’のフランジ３２１ａ’の後ろには、フランジ３２１ａ’の頂部から下部外板３２９’まで延びる第１部分３３１’を有する副桁３３０’がある。さらに、副桁３３０’は、下部外板３２９’の翼弦方向に沿って後方へに延びる第２部分３３２’も有する。最後に、副桁３３０’は、第１部分３３１’に接続され、第１部分３３１’から前縁構造３２０’の先端部に向かって小骨３２２’の下側に沿って前方に延びる第３部分３３３’を有する。この独立した第３部分３３３’は、軽量構造を備えた閉鎖パネルである。

【0119】

副桁３３０’の第１部分３３１’の後ろには、それぞれが小骨３２２’に対応する複数のスタブ小骨３７０’がある。これらのスタブ小骨３７０’は、システムの通信路３６０’および高揚力装置の駆動軸３５０’のための「切抜き」を有する。もちろん、これらの孔は、実際に材料を切抜くことで形成される必要はなく、例えば型による成形により形成されてもよい。副桁３３０’の第２部分３３２’は、スタブ小骨３７０’の下面の下を翼弦方向に延びる。主翼ボックス上部外板３１４’は、スタブ小骨３７０’の上面を覆うために、主翼ボックス構造から前方に延び、前端が前縁構造３２１’に当接する。

【0120】

主翼ボックス上部外板３１４’は、炭素繊維強化プラスチックから製造され、スタブ小骨３７０’と一体に硬化される。副桁３３０’は、アルミニウム合金から製造される。副桁３３０’は、炭素繊維強化プラスチックから作ることもできる。しかしながら、副桁３３０’の利点は、それが炭素繊維強化プラスチック製の前主桁３１１’を異物による損傷から保護するということであり、金属合金から作られるのが最良である。

【0121】

組立時には、前縁上部外板３２１’と小骨３２２’が互いに接続される。スタブ小骨３７０’と主翼ボックス外板３１４’も互いに接続される。その後、副桁３３０’が、スタブ小骨３７０’の前に配置され、前縁構造３２１’と小骨３２２’が、前縁構造３２１’の内向フランジ３２１ａ’と副桁３３０’とスタブ小骨３７０’とを貫通して延びる留め具（図示せず）によって副桁３３０’およびスタブ小骨３７０’に接続される。

【0122】

図９ａ、図９ｂは、本発明の第４の態様の第２の実施の形態による、主翼ボックス構造４１０’と前縁構造４２０’とを含む翼構造４００’の図を示す。

【0123】

主翼ボックス構造４１０’は、前主桁４１１’、主翼ボックス上部外板４１４’、主翼ボックス下部外板４２９’を含む。

【0124】

前縁構造４２０’は、上部外板４２１’を含む。前縁構造の先端部４２０ａ’には、先端４２０ａ’で前縁構造の内面に当接する「丸面状の」補強部材４３０’がある。この「丸面状の」補強部材は、図７ａおよび図７ｂに示す「丸面状の」補強部材４２０ａと同様の部材である。

【0125】

複数の補強部材４５０’が、上部外板４２１’の下面に接続され、構造に沿って翼弦方向に延びる。これらの補強部材４５０’は、外板４２１’に接着されるか、溶接されるか、一体成形される。外板４２１’は、ビレットから機械加工することができる。

【0126】

複数の小骨４２２’が、前主桁４１１’の前面から「丸面状の」補強部材４３０’のちょうど前まで、前縁構造４２０'内を翼弦方向に延びる。重要な点は、外皮構造４２１’が、隙間４３１’によって小骨４２２’の頂部から間隔をおいて配置され、隙間４３１’が丸面状補強部材４３０’によって維持されることである。この隙間は深さおよそ５〜１０ｍｍである。

【0127】

小骨４２２’は、留め具４３２’を用いて、主翼ボックス下部外板４２９’に固定される。小骨４２２’は、接合部材４４０’にも接続される。接合部材４４０’は、図７ａに示す接合部材４４０と同様の部材である。

【0128】

小骨４２２’は、斜め支柱４６０’によって前縁上部外板４２１’に固定される。各小骨４２２’は２つの対応する補強部材４５０’を有する。補強部材４５０’は、小骨４２２’の両側方に１つずつ配置され、上側外板４２１’に一体に接続される。各小骨４２２’は、小骨４２２’の各面の上部で回動可能に接続４６３’された２つの斜め支柱４６０’を有する。斜め支柱４６０’は、小骨４２２’の当該面に対応する補強部材４５０’にも回動可能に接続４６２’される。このようにして、小骨４２２’は、前縁上部外板４２１’に接続される。斜め支柱４６０’は、長さ方向のほぼ中ほどに、長さ調整ネジ４６１’を有する。

【0129】

外皮構造４２１’は、アルミニウム合金、チタン合金、ＭＭＣ材料、あるいは斜め支柱４６０’用の金属製のブッシュを含む複合材料を使用して製造することができる。サブ構造（小骨４２２’を含む）は、アルミニウム合金を使用して製造してもよいし、熱可塑性材料から製造してもよい。

【0130】

組立時に、サブ構造（小骨４２２’を含む）は、前縁外皮構造４２１’と補強部材４５０’全体が構造に接続される前に、主翼ボックス構造４１０’に接続される。その後、小骨４２２’が、斜め支柱４６０’を使用して、対応する補強部材４５０’に接続される。斜め支柱４６０’の長さは、ねじ４６１’を使用して調節される。

【0131】

本発明は、特定の実施の形態に関して記述および説明されたが、本発明が特にここで説明されない様々な変更例に適用されることは、その技術分野における通常の知識を有する者によって理解される。ここでは、確実に考え得る変更例のみを説明している。

【0132】

様々な構成要素および構造は、機械加工、成形、溶接、ボルト接合、その他の適切な方法で製造され得る。使用される材料は、アルミニウム合金やチタン合金のような金属の合金や、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）のような複合材料である。

【0133】

いずれの実施の形態の特徴も、他の実施の形態と組み合わせることができる。例えば、図２ａおよび図２ｂの実施の形態の一体の小骨１２２の特徴は、図７ａおよび図７ｂの実施の形態の閉鎖小骨４２５、図８の実施の形態の小骨３２２’のいずれか、あるいは図９ａおよび図９ｂの実施の形態の閉鎖小骨に使用できる。

【0134】

さらに、図３ａおよび図３ｂの実施の形態の一体の補強部材１３０ａ’の特徴は、図７ａおよび図７ｂの実施の形態の閉鎖小骨４２５、図８の実施の形態の小骨３２２’のいずれか、あるいは図９ａおよび図９ｂの実施の形態の補強部材４５０’に使用できる。

【0135】

さらに、図４ａおよび図４ｂの実施の形態の２層の前縁外板２２１の特徴は、図７ａおよび図７ｂの実施の形態の外板４２１、図8の実施の形態の外板３２１’、あるいは図９ａおよび図９ｂの実施の形態の外板４２１’に使用できる。

【0136】

さらに、図５ａおよび図５ｂの実施の形態のバレルナット孔３２９ａ、３２９ｂの特徴は、図８の実施の形態で主翼ボックス構造３１０’に前縁構造３２０’を接合するために使用できる。

【0137】

さらに、図６の実施の形態で補強部材として機能する内向隆起部２２９ａ’の特徴は、図７ａおよび図７ｂの実施の形態の閉鎖小骨４２５、図８の実施の形態の小骨３２２’のいずれか、あるいは図９ａおよび図９ｂの実施の形態の補強部材４５０’に使用できる。

【0138】

先の記述では、知り得た、明確な、あるいは予測可能な完成品や構成要素が言及されているが、これと同等の物は、個々に明らかにされたならば、本発明に組込まれる。そのような同等物を包含するように解釈されるべき本発明の適正な範囲を決定するためには、請求項を参照されたい。

【0139】

望ましい、有益な、利便性を有する等として記述された本発明に係る完成品や特徴点は随意的なものであり、独立請求項の範囲を制限しないことも理解される。

【0140】

さらに、そのような随意的な完成品や特徴点が、発明の一部の実施の形態において利点を有する一方、望ましくないかもしれず、それゆえ、他の実施の形態では適用されない可能性があることが理解されるべきである。

【図1】

【図2a】

【図2b】

【図3a】

【図3b】

【図4a】

【図4b】

【図5a】

【図5b】

【図6】

【図7a】

【図7b】

【図8】

【図9a】

【図9b】