(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】公開特許公報(A)
(11)【公開番号】P2024160207
(43)【公開日】2024-11-13
(54)【発明の名称】複合材構造補修システム
(51)【国際特許分類】
B29C 70/68 20060101AFI20241106BHJP
B29C 70/54 20060101ALI20241106BHJP
B29C 65/56 20060101ALI20241106BHJP
B64C 1/00 20060101ALI20241106BHJP
B64F 5/40 20170101ALI20241106BHJP
【ＦＩ】
B29C70/68
B29C70/54
B29C65/56
B64C1/00 B
B64F5/40
【審査請求】未請求
【請求項の数】20
【出願形態】ＯＬ
【外国語出願】
(21)【出願番号】P 2024064748
(22)【出願日】2024-04-12
(31)【優先権主張番号】18/299,472
(32)【優先日】2023-04-12
(33)【優先権主張国・地域又は機関】US
【公序良俗違反の表示】
（特許庁注：以下のものは登録商標）
１．ＪＡＶＡ
(71)【出願人】
【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】110002077
【氏名又は名称】園田・小林弁理士法人
(72)【発明者】
【氏名】リッジウェイ， ラリー ディー．
(72)【発明者】
【氏名】クリシュナスワーミ， プラディープ
(72)【発明者】
【氏名】オークス， ゲイリー ディー．
(72)【発明者】
【氏名】スタール， レメルト エー．
(57)【要約】 （修正有）
【課題】複合材構造システムを補修するための補修システム、補修部品、及び方法を提供。
【解決手段】該補修システムは、複合材構造システム内の複数の複合材部材を補修するために製造された所定数の既成の補修部品を使用することを含むもので、第１と第２のフランジセクション及びフランジセクション間の補修セクションを備え、損傷を受けたセクションの上に配置される。
【選択図】図３Ａ
【解決手段】該補修システムは、複合材構造システム内の複数の複合材部材を補修するために製造された所定数の既成の補修部品を使用することを含むもので、第１と第２のフランジセクション及びフランジセクション間の補修セクションを備え、損傷を受けたセクションの上に配置される。
【選択図】図３Ａ
【特許請求の範囲】
【請求項1】
複合材部材（７１０）用の補修部品（４００、５１１、７２０）であって、
第１のフランジセクション（４２０、８２１）、
第２のフランジセクション（４２５、８２２）、及び
前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）と前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）との間の補修セクション（４０５、８２５）であって、前記補修セクション（４０５、８２５）の補修面に画定された内部断面プロファイルを有する、補修セクション（４０５、８２５）を備え、
前記補修セクション（４０５、８２５）は、前記複合材部材（７１０）の少なくとも損傷を受けたセクションの上に配置され、
前記補修面は、前記複合材部材（７１０）の外面に面し、
前記複合材部材（７１０）は、前記外面に画定された外部断面プロファイルを有し、
前記内部断面プロファイルは、所与の許容誤差内で前記外部断面プロファイルに一致する、補修部品（４００、５１１、７２０）。
第１のフランジセクション（４２０、８２１）、
第２のフランジセクション（４２５、８２２）、及び
前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）と前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）との間の補修セクション（４０５、８２５）であって、前記補修セクション（４０５、８２５）の補修面に画定された内部断面プロファイルを有する、補修セクション（４０５、８２５）を備え、
前記補修セクション（４０５、８２５）は、前記複合材部材（７１０）の少なくとも損傷を受けたセクションの上に配置され、
前記補修面は、前記複合材部材（７１０）の外面に面し、
前記複合材部材（７１０）は、前記外面に画定された外部断面プロファイルを有し、
前記内部断面プロファイルは、所与の許容誤差内で前記外部断面プロファイルに一致する、補修部品（４００、５１１、７２０）。
【請求項2】
前記複合材部材（７１０）の前記外面に画定された前記外部断面プロファイルは、ハット剛性構造プロファイルを含む、請求項１に記載の補修部品（４００、５１１、７２０）。
【請求項3】
前記複合材部材（７１０）は、航空機（１００）内のストリンガ部品（２２０‐１～２２０‐２、２２５‐１～２２５‐２、２３０‐１～２３０‐２、２３５‐１～２３５‐２、２４０‐１～２４０‐４、２５０‐１～２５０‐３、２５５‐１、２６０‐１～２６０‐２、２６５‐１～２６５‐２、３００、３２０、３３０）を含む、請求項１に記載の補修部品（４００、５１１、７２０）。
【請求項4】
前記補修部品（４００、５１１、７２０）は、前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）、前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）、及び前記補修セクション（４０５、８２５）上の第１の表面（４３０）を含み、
前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第２の表面（４２２）を含み、
前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第３の表面（４２７）を含み、
前記補修部品（４００、５１１、７２０）は、複数のボルト孔を更に含み、前記複数のボルト孔の各ボルト孔は、前記第１の表面（４３０）から、前記補修面、前記第２の表面（４２２）、及び前記第３の表面（４２７）のうちの１つまで、前記補修部品（４００、５１１、７２０）を貫通して形成され、
前記補修部品（４００、５１１、７２０）は、複数の締結ボルトを介して前記複合材部材（７１０）に取り付けられ、前記複数の締結ボルトの各締結ボルトは、前記複数のボルト孔のそれぞれのボルト孔に配置されている、請求項１に記載の補修部品（４００、５１１、７２０）。
前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第２の表面（４２２）を含み、
前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第３の表面（４２７）を含み、
前記補修部品（４００、５１１、７２０）は、複数のボルト孔を更に含み、前記複数のボルト孔の各ボルト孔は、前記第１の表面（４３０）から、前記補修面、前記第２の表面（４２２）、及び前記第３の表面（４２７）のうちの１つまで、前記補修部品（４００、５１１、７２０）を貫通して形成され、
前記補修部品（４００、５１１、７２０）は、複数の締結ボルトを介して前記複合材部材（７１０）に取り付けられ、前記複数の締結ボルトの各締結ボルトは、前記複数のボルト孔のそれぞれのボルト孔に配置されている、請求項１に記載の補修部品（４００、５１１、７２０）。
【請求項5】
前記補修部品（４００、５１１、７２０）と前記複合材部材（７１０）の前記外面との間に配置された１以上のシムを更に備える、請求項１に記載の補修部品（４００、５１１、７２０）。
【請求項6】
前記補修部品（４００、５１１、７２０）は、複合材料を含む、請求項１に記載の補修部品（４００、５１１、７２０）。
【請求項7】
前記補修部品（４００、５１１、７２０）は、製造長さを有し、前記補修部品（４００、５１１、７２０）は、前記複合材部材（７１０）に取り付けられる前に、前記製造長さよりも短い選択可能な長さに切断されている、請求項１に記載の補修部品（４００、５１１、７２０）。
【請求項8】
複合材構造システム用の補修システム（５００）であって、
複数の補修部品サブセット（５１０、５１５、５２０、５２５、５３０、及び５３５）を含む補修部品の全セット（５０５）であって、それぞれの補修部品サブセット（５１０、５１５、５２０、５２５、５３０、及び５３５）内の各補修部品は、前記複合材構造システム内の複合材部材のサブセットを補修するための特徴を含む、補修部品の全セット（５０５）を備え、
前記複数の補修部品サブセットの各補修部品サブセット（５１０、５１５、５２０、５２５、５３０、及び５３５）は、
前記複合材部材のサブセットを補修するために適切なサイジング寸法を有する少なくとも１つの補修部品を備え、各補修部品は、
第１のフランジセクション（４２０、８２１）、
第２のフランジセクション（４２５、８２２）、及び
前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）と前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）との間の補修セクション（４０５、８２５）であって、前記補修セクション（４０５、８２５）の補修面に画定された内部断面プロファイルを有する、補修セクション（４０５、８２５）を備え、
前記補修セクション（４０５、８２５）は、前記複合材部材（７１０）のサブセットの複合材部材（７１０）の少なくとも損傷を受けたセクションの上に配置され、
前記補修面は、前記複合材部材（７１０）の外面に面し、
前記複合材部材（７１０）は、前記外面に画定された外部断面プロファイルを有し、
前記内部断面プロファイルは、所与の許容誤差内で前記外部断面プロファイルに一致する、補修システム（５００）。
複数の補修部品サブセット（５１０、５１５、５２０、５２５、５３０、及び５３５）を含む補修部品の全セット（５０５）であって、それぞれの補修部品サブセット（５１０、５１５、５２０、５２５、５３０、及び５３５）内の各補修部品は、前記複合材構造システム内の複合材部材のサブセットを補修するための特徴を含む、補修部品の全セット（５０５）を備え、
前記複数の補修部品サブセットの各補修部品サブセット（５１０、５１５、５２０、５２５、５３０、及び５３５）は、
前記複合材部材のサブセットを補修するために適切なサイジング寸法を有する少なくとも１つの補修部品を備え、各補修部品は、
第１のフランジセクション（４２０、８２１）、
第２のフランジセクション（４２５、８２２）、及び
前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）と前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）との間の補修セクション（４０５、８２５）であって、前記補修セクション（４０５、８２５）の補修面に画定された内部断面プロファイルを有する、補修セクション（４０５、８２５）を備え、
前記補修セクション（４０５、８２５）は、前記複合材部材（７１０）のサブセットの複合材部材（７１０）の少なくとも損傷を受けたセクションの上に配置され、
前記補修面は、前記複合材部材（７１０）の外面に面し、
前記複合材部材（７１０）は、前記外面に画定された外部断面プロファイルを有し、
前記内部断面プロファイルは、所与の許容誤差内で前記外部断面プロファイルに一致する、補修システム（５００）。
【請求項9】
前記外部断面プロファイルは、ハット剛性構造プロファイルを含む、請求項８に記載の補修システム（５００）。
【請求項10】
前記複合材構造システムは、航空機（１００）を含み、前記複合材部材のサブセットは、前記航空機（１００）内の複数のストリンガ部品（２２０‐１～２２０‐２、２２５‐１～２２５‐２、２３０‐１～２３０‐２、２３５‐１～２３５‐２、２４０‐１～２４０‐４、２５０‐１～２５０‐３、２５５‐１、２６０‐１～２６０‐２、２６５‐１～２６５‐２、３００、３２０、３３０）を含み、前記複合材部材（７１０）は、前記航空機（１００）内のストリンガを含む、請求項８に記載の補修システム（５００）。
【請求項11】
各補修部品は、前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）、前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）、及び前記補修セクション（４０５、８２５）上の第１の表面（４３０）を含み、
前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第２の表面（４２２）を含み、
前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第３の表面（４２７）を含み、
各補修部品は、複数のボルト孔を更に含み、前記複数のボルト孔の各ボルト孔は、前記第１の表面（４３０）から、前記補修面、前記第２の表面（４２２）、及び前記第３の表面（４２７）のうちの１つまで、それぞれの補修部品を貫通して形成され、
各補修部品は、複数の締結ボルトを介して前記複合材部材（７１０）に取り付けられ、前記複数の締結ボルトの各締結ボルトは、前記複数のボルト孔のそれぞれのボルト孔に配置されている、請求項８に記載の補修システム（５００）。
前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第２の表面（４２２）を含み、
前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第３の表面（４２７）を含み、
各補修部品は、複数のボルト孔を更に含み、前記複数のボルト孔の各ボルト孔は、前記第１の表面（４３０）から、前記補修面、前記第２の表面（４２２）、及び前記第３の表面（４２７）のうちの１つまで、それぞれの補修部品を貫通して形成され、
各補修部品は、複数の締結ボルトを介して前記複合材部材（７１０）に取り付けられ、前記複数の締結ボルトの各締結ボルトは、前記複数のボルト孔のそれぞれのボルト孔に配置されている、請求項８に記載の補修システム（５００）。
【請求項12】
前記少なくとも１つの補修部品のそれぞれの補修部品と前記複合材部材（７１０）の前記損傷を受けたセクションの前記外面との間に配置された１以上のシムを更に備える、請求項８に記載の補修システム（５００）。
【請求項13】
各補修部品は、複合材料を含む、請求項８に記載の補修システム（５００）。
【請求項14】
各補修部品は、製造長さを有し、それぞれの補修部品は、前記複合材部材（７１０）に取り付けられる前に、前記製造長さよりも短い選択可能な長さに切断されている、請求項８に記載の補修システム（５００）。
【請求項15】
複合材部材（７１０）を補修するための方法（６００）であって、
前記複合材部材（７１０）の外部断面プロファイルに基づいて、補修部品システムから前記複合材部材（７１０）の損傷を受けたセクション用の補修部品を選択すること（６０５）、
前記補修部品の第１のフランジセクション（４２０、８２１）が、前記複合材部材（７１０）の第１の側面に配置され、前記補修部品の第２のフランジセクション（４２５、８２２）が、前記複合材部材（７１０）の第２の側面の上に配置され、前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）と第２のフランジセクション（４２５、８２２）との間の前記補修部品の補修セクション（４０５、８２５）が、前記複合材部材（７１０）の少なくとも前記損傷を受けたセクションの上に配置されるように、前記補修部品を前記損傷を受けたセクションの上に配置すること（６１０）、及び
配置された前記補修部品を前記複合材部材（７１０）に取り付けること（６１５）を含む、方法（６００）。
前記複合材部材（７１０）の外部断面プロファイルに基づいて、補修部品システムから前記複合材部材（７１０）の損傷を受けたセクション用の補修部品を選択すること（６０５）、
前記補修部品の第１のフランジセクション（４２０、８２１）が、前記複合材部材（７１０）の第１の側面に配置され、前記補修部品の第２のフランジセクション（４２５、８２２）が、前記複合材部材（７１０）の第２の側面の上に配置され、前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）と第２のフランジセクション（４２５、８２２）との間の前記補修部品の補修セクション（４０５、８２５）が、前記複合材部材（７１０）の少なくとも前記損傷を受けたセクションの上に配置されるように、前記補修部品を前記損傷を受けたセクションの上に配置すること（６１０）、及び
配置された前記補修部品を前記複合材部材（７１０）に取り付けること（６１５）を含む、方法（６００）。
【請求項16】
前記補修セクション（４０５、８２５）は、前記補修セクション（４０５、８２５）の補修面に画定された内部断面プロファイルを有し、前記補修面は、前記複合材部材（７１０）の外面に面し、前記複合材部材（７１０）は、前記外面に画定された外部ハット剛性構造プロファイル有し、前記内部断面プロファイルは、所与の許容誤差内で前記外部ハット剛性構造プロファイルに一致する、請求項１５に記載の方法（６００）。
【請求項17】
前記複合材部材（７１０）は、航空機内のストリンガ部品（２２０‐１～２２０‐２、２２５‐１～２２５‐２、２３０‐１～２３０‐２、２３５‐１～２３５‐２、２４０‐１～２４０‐４、２５０‐１～２５０‐３、２５５‐１、２６０‐１～２６０‐２、２６５‐１～２６５‐２、３００、３２０、３３０）を含む、請求項１５に記載の方法（６００）。
【請求項18】
前記補修部品は、前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）、前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）、及び前記補修セクション（４０５、８２５）上の第１の表面（４３０）を含み、
前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第２の表面（４２２）を含み、前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第３の表面（４２７）を含み、前記補修部品は、複数のボルト孔を更に含み、前記複数のボルト孔の各ボルト孔は、前記第１の表面（４３０）から、補修面、前記第２の表面（４２２）、及び前記第３の表面（４２７）のうちの１つまで、前記補修部品を貫通して形成され、
配置された前記補修部品を前記複合材部材（７１０）に取り付けること（６１５）は、
複数のボルトが前記補修部品と前記複合材部材（７１０）とを通過するように、前記複数のボルトを前記複数のボルト孔を貫通して配置すること、及び
前記補修部品を前記複合材部材（７１０）に固定するために、前記複数のボルトを締結することを含む、請求項１５に記載の方法（６００）。
前記第１のフランジセクション（４２０、８２１）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第２の表面（４２２）を含み、前記第２のフランジセクション（４２５、８２２）は、前記第１の表面（４３０）の反対側に第３の表面（４２７）を含み、前記補修部品は、複数のボルト孔を更に含み、前記複数のボルト孔の各ボルト孔は、前記第１の表面（４３０）から、補修面、前記第２の表面（４２２）、及び前記第３の表面（４２７）のうちの１つまで、前記補修部品を貫通して形成され、
配置された前記補修部品を前記複合材部材（７１０）に取り付けること（６１５）は、
複数のボルトが前記補修部品と前記複合材部材（７１０）とを通過するように、前記複数のボルトを前記複数のボルト孔を貫通して配置すること、及び
前記補修部品を前記複合材部材（７１０）に固定するために、前記複数のボルトを締結することを含む、請求項１５に記載の方法（６００）。
【請求項19】
前記補修部品を配置すること（６１０）は、
更なる構造的支持を提供するために、前記補修部品と前記複合材部材（７１０）の外面との間に１以上のシムを配置することを更に含む、請求項１５に記載の方法（６００）。
更なる構造的支持を提供するために、前記補修部品と前記複合材部材（７１０）の外面との間に１以上のシムを配置することを更に含む、請求項１５に記載の方法（６００）。
【請求項20】
前記複合材部材（７１０）の前記損傷を受けたセクションの側方の長さに基づいて、前記補修セクション（４０５、８２５）用の選択可能な長さを特定すること、及び
選択された前記補修部品を製造長さから前記選択可能な長さに切断することを更に含む、請求項１５に記載の方法（６００）。
選択された前記補修部品を製造長さから前記選択可能な長さに切断することを更に含む、請求項１５に記載の方法（６００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
[0001] 本開示の態様は、複合材構造用の補修部品に関する。特に、本開示は、既成の補修部品のシステムに関する。既成の補修部品は、複合材構造の損傷を受けた部分を迅速かつ効率的に補修する。
【背景技術】
【0002】
[0002] エポキシベースの炭素繊維強化プラスチック（CFRP）複合材などの繊維強化プラスチックは、高い強度対重量比を有し、耐久性を高めた。これらの利点により、CFRPから形成された複合材構造は、航空宇宙産業（例えば、航空機の構造／フレーム部品として）だけでなく、他の様々な産業においても広く使用されている。
【0003】
[0003] 繊維強化プラスチックは多くの利点を有するが、繊維強化プラスチックから形成された複合材構造の補修は時間かかる場合があり、したがって、高価である。例えば、CFRP材料が特定のサイズ又は形状で硬化されると、部品はそのサイズや形状に幾何学的に固定される。CFRP材料で形成された部品が損傷を受け、補修を必要とするとき、特に、その部品が湾曲又は複雑な形状を有するときに、課題が生じる。そのため、特定の損傷を受けた部品用に製造されるカスタム補修部品が必要になることが多い。
【0004】
[0004] 損傷を受けたCFRP又は複合材部品を補修するための既存のプロセスは、ツーリング面を作製し、部品形状に一致するように重なる部品を製造することを含む。これらのプロセスは、時間がかかる可能性があり、複合材構造を有用な運航に戻すのに更なる遅延をもたらし得る。複合材構造システム内で多くの異なる構造／部材にわたり使用可能な既成の補修部品を提供することは、依然として困難な課題である。
【発明の概要】
【0005】
[0005] １つの一般的な態様は、複合材部材用の補修部品を含む。補修部品は、第１のフランジセクション、第２のフランジセクション、及び第１のフランジセクションと第２のフランジセクションとの間の補修セクションを含む。補修セクションは、補修セクションの補修面に画定された内部断面プロファイルを有し得る。その場合、補修セクションは、複合材部材の少なくとも損傷を受けたセクションの上に配置される。その場合、補修面は、複合材部材の外面に面する。その場合、複合材部材は、外面に画定された外部断面プロファイルを有し得る。その場合、内部断面プロファイルは、所与の許容誤差内で外部断面プロファイルに一致する。
【0006】
[0006] 複数の実施態様は、以下の特徴のうちの１以上を含み得る。複合材部材の外面に画定された外部断面プロファイルがハット剛性構造プロファイルを含み得る、補修部品。
【0007】
[0007] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修部品と組み合わせて、複合材部材が、航空機内のストリンガ部品を含み得る。
【0008】
[0008] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修部品と組み合わせて、補修部品が、第１のフランジセクション、第２のフランジセクション、及び補修セクション上の第１の表面を含み得る。その場合、第１のフランジセクションは、第１の表面の反対側に第２の表面を含み得る。その場合、第２のフランジセクションは、第１の表面の反対側に第３の表面を含み得る。その場合、補修部品は、複数のボルト孔を更に含み得る。その場合、複数のボルト孔の各ボルト孔は、第１の表面から、補修面、第２の表面、及び第３の表面のうちの１つまで貫通して形成される。補修部品は、複数の締結ボルトを介して複合材部材に取り付けられる。その場合、複数の締結ボルトの各締結ボルトは、複数のボルト孔のそれぞれのボルト孔に配置される。
【0009】
[0009] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修部品と組み合わせて、補修部品が、補修部品と複合材部材の外面との間に配置された１以上のシムを含み得る。
【0010】
[0010] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修部品と組み合わせて、補修部品が、複合材料を含み得る。
【0011】
[0011] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修部品と組み合わせて、補修部品が、製造長さを有し得る。その場合、補修部品は、複合材部材に取り付けられる前に、製造長さよりも短い選択可能な長さに切断される。
【0012】
[0012] １つの一般的な態様は、複合材構造用の補修システムを含む。補修システムは、複数の修理部品サブセットを含む補修部品の全セットを含む。その場合、それぞれの補修部品サブセット内の各補修部品は、複合材構造システム内の複合材部材のサブセットを補修するための特徴を含み得る。複数の補修部品サブセットの各補修部品サブセットは、次のことを含み得る。すなわち、少なくとも１つの補修部品が、複合材部材のサブセットを補修するのに適切なサイジング寸法を有し得る。複数の補修部品の各補修部品は、第１のフランジセクション、第２のフランジセクション、及び第１のフランジセクションと第２のフランジセクションとの間の補修セクションを含み得る。補修部品は、補修セクションの補修面に画定された内部断面プロファイルを有し得る。その場合、補修セクションは、複合材部材のサブセットの複合材部材の少なくとも損傷を受けたセクションの上に配置される。その場合、補修面は、複合材部材の外面に面する。その場合、複合材部材は、外面に画定された外部断面プロファイルを有し得る。その場合、内部断面プロファイルは、所与の許容誤差内で外部断面プロファイルに一致する。
【0013】
[0013] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修システムと組み合わせて、外部断面プロファイルが、ハット剛性構造プロファイルを含み得る。
【0014】
[0014] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修システムと組み合わせて、複合材構造システムが、航空機を含み得る。その場合、複合材部材のサブセットは、航空機内の複数のストリンガ部品を含み得る。その場合、複合材部材は、航空機内のストリンガを含み得る。
【0015】
[0015] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修システムと組み合わせて、各補修部品が、第１のフランジセクション、第２のフランジセクション、及び補修セクション上の第１の表面を含み得る。その場合、第１のフランジセクションは、第１の表面の反対側に第２の表面を含み得る。その場合、第２のフランジセクションは、第１の表面の反対側に第３の表面を含み得る。その場合、各補修部品は、複数のボルト孔を更に含み得る。その場合、複数のボルト孔の各ボルト孔は、第１の表面から、補修面、第２の表面、及び第３の表面のうちの１つまで貫通して形成される。各補修部品は、複数の締結ボルトを介して複合材部材に取り付けられる。その場合、複数の締結ボルトの各締結ボルトは、複数のボルト孔のそれぞれのボルト孔に配置される。
【0016】
[0016] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修システムと組み合わせて、補修システムが、複数の補修部品のそれぞれの補修部品と複合材部材の損傷を受けたセクションの外面との間に配置された１以上のシムを含み得る。
【0017】
[0017] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修システムと組み合わせて、各補修部品が、複合材料を含み得る。
【0018】
[0018] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な補修システムと組み合わせて、各補修部品が、製造長さを有し得る。その場合、それぞれの補修部品は、複合材部材に取り付けられる前に、製造長さよりも短い選択可能な長さに切断される。
【0019】
[0019] １つの一般的な態様は、複合材部材を補修するための方法を含む。該方法は、複合材部材の外部断面プロファイルに基づいて、補修部品システムから複合材部材の損傷を受けたセクション用の補修部品を選択することを含む。該方法はまた、補修部品の第１のフランジセクションが、複合材部材の第１の側面に配置され、補修部品の第２のフランジセクションが、複合材部材の第２の側面の上に配置され、第１のフランジセクションと第２のフランジセクションとの間の補修部品の補修セクションが、複合材部材の少なくとも損傷を受けたセクションの上に配置されるように、補修部品を損傷を受けたセクションの上に配置すること、及び、配置された補修部品を複合材部材に取り付けることを含む。
【0020】
[0020] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な方法と組み合わせて、補修セクションが、補修セクションの補修面に画定された内部断面プロファイルを有し得る。その場合、補修面は、複合材部材の外面に面する。その場合、複合材部材は、外面に画定された外部ハット剛性構造プロファイルを有し得る。その場合、内部断面プロファイルは、所与の許容誤差内で外部ハット剛性構造プロファイルに一致する。
【0021】
[0021] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な方法と組み合わせて、複合材部材が、航空機内のストリンガ部品を含み得る。
【0022】
[0022] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な方法と組み合わせて、補修部品が、第１のフランジセクション、第２のフランジセクション、及び補修セクション上の第１の表面を含み得る。その場合、第１のフランジセクションは、第１の表面の反対側に第２の表面を含み得る。その場合、第２のフランジセクションは、第１の表面の反対側に第３の表面を含み得る。その場合、補修部品は、複数のボルト孔を更に含み得る。その場合、複数のボルト孔の各ボルト孔は、第１の表面から、補修面、第２の表面、及び第３の表面のうちの１つまで貫通して形成される。配置された補修部品を複合材部材に取り付けることが、複数のボルトが補修部品と複合材部材とを通過するように、複数のボルトを複数のボルト孔を貫通して配置し、補修部品を複合材部材に固定するために、複数のボルトを締結することを含み得る。
【0023】
[0023] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な方法と組み合わせて、補修部品を配置することが、更なる構造的支持を提供するために、補修部品と複合材部材の外面との間に１以上のシムを配置することを更に含み得る。
【0024】
[0024] 一態様では、上述又は以下の任意の例示的な方法と組み合わせて、該方法が、複合材部材の損傷を受けたセクションの側方の長さに基づいて、補修セクション用の選択可能な長さを特定し、補修部品を製造長さから選択可能な長さに切断することを含み得る。
【0025】
[0025] 本開示の上述の特徴が詳細に理解されるように、上で簡単に要約したものよりも更に詳細な本開示の説明が、幾つかが添付の図面において例示されている例示的な複数の態様を参照することによってなされ得る。
【図面の簡単な説明】
【0026】
【図2】[0027] 一実施形態による複合材構造システム内の複合材部材の断面図である。
【図6】[0031] 一実施形態による補修システムを使用して複合材部材を補修するための方法のフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【0027】
[0035] 上述されたように、炭素繊維強化プラスチック（CFRP）複合材（本明細書で（１以上の）複合材）は、航空宇宙、自動車、海洋、及び他の用途を含む広範な産業で使用されるますます重要な材料である。これらの複合材料は、軽量で比較的高い強度と耐久性を持つので、多くの利点を提供する。しかし、損傷を受けた複合材構造を補修することは、困難であり高価であり得る。
【0028】
[0036] 幾つかの実施例では、損傷を受けた金属部材を補修することが、しばしば、予め形成された汎用又はそれに近い金属補修片を使用し、次いで、金属部材の損傷を受けた部分に適合するように金属補修片を改修する（例えば、ハンマリング、溶接、又は他の金属加工プロセスによって）ことによって実現される。対照的に、複合材料は、一旦硬化すると可鍛性が低く、一般的には、補修プロセス中に改修することができない。したがって、損傷を受けた複合材構造を補修するために、典型的には、複合材構造の損傷を受けたセクションに適合することになるカスタム複合材補修部品を製造することが必要になる。
【0029】
[0037] 更に、複合材構造システムは、しばしば、様々な形状や厚さなどを有する多種態様な複合材部材を有する。例えば、複合材構造を利用する航空機は、多くの複合材部材を含み得る。その場合、各複合材部材はまた、複合材部材の種々のポイントにおいて異なる構造を有する（例えば、湾曲した部材など）。この結果として、複合材システム内の個別の複合材部材には、特有の幾何学的形状寸法又は形を有する場所が数千箇所も存在することになる。数千もの特有の場所の各々のために既成の補修部品を提供することは、事業者やメーカーにとって在庫と物流の課題を提示する。例えば、航空機メーカーや航空会社は、複合材部材を迅速に補修するために、数千もの特有の補修部品を製造し、その在庫を保管する必要があるだろう。
【0030】
[0038] 本明細書で説明される補修システム、補修部品、及び方法は、複合材構造システム内の複数の複合材部材を補修するために製造された所定数の既成の補修部品を使用して、複合材構造システムを補修することを提供する。
【0031】
[0039] 図１は、一実施形態による例示的な複合材構造システムを示す。図１では、複合材構造システムが航空機１００である。しかし、本明細書で説明される様々な複合材構造システムは、任意のビークル（例えば、自動車、宇宙船、船舶など）又は非ビークル用途を含む、任意の種類の複合材構造システムを含み得る。本明細書で説明される補修部品及び補修部品システムはまた、任意のこれらの用途にも利用され得る。
【0032】
[0040] 航空機１００は、機体１１０及び推進システム１１５を含む。機体１１０は、胴体１２０から外向きに延在する一対の主翼１２５を含む。機体１１０はまた、水平安定板１３４、垂直安定板１３２、及び／又は航空機に通常付随する他の操縦翼面を有する尾部も含む。機体１１０の各部分は、外板部材１４０を含み得る。外板部材１４０は、図２で機体１１０のセクション１５０の描写としてより詳細に示されているような構造部品によって内側から支持され得る。
【0033】
[0041] 図２は、一実施形態による複合材構造システム内の複合材部材の断面図２００である。図２では、図１における外板部材１４０などの外板部材なしに、機体１１０のセクション１５０が示されている。セクション１５０は、フレーム部品２１０‐１～２１０‐６を含む。これらは、図１に関連して説明されたように、機体１１０への構造的支持及び外板部材のための支持を提供する。
【0034】
[0042] 更なる構造的支持を提供するために、機体１１０は、様々なフレーム部品の間に配置されたストリンガ部品（本明細書でストリンガ）を含む。ストリンガは、ストリンガ２２０‐１～２２０‐２、２２５‐１～２２５‐２、２３０‐１～２３０‐２、２３５‐１～２３５‐２、２４０‐１～２４０‐４、２５０‐１～２５０‐３、２５５‐１、２６０‐１～２６０‐２、及び２６５‐１～２６５‐２を含む。幾つかの実施例では、機体１１０の様々な形状及び構造に起因して、ストリンガは様々な寸法及び形状を有する。これらの様々な寸法は、本明細書で以下でより詳細に説明されるように、様々なプライ／束数（厚さ）、長さ、内部断面、湾曲などを含む。しかし、様々なストリンガは、ストリンガが複合材部材のサブセットに群化され得るように、同様な寸法を含み得る。例えば、ストリンガ２２０‐１と２２０‐２は、サブセット２２０内にある。ストリンガ２２５‐１と２２５‐２は、サブセット２２５の一部であり、ストリンガ２３５‐１と２３５‐２は、サブセット２３５内にあり、ストリンガ２４０‐１～２４０‐４は、サブセット２４０内にあり、ストリンガ２５０‐１～２５０‐３は、サブセット２５０内にあり、ストリンガ２６０‐１と２６０‐２は、サブセット２６０内にあり、ストリンガ２６５‐１と２６５‐２は、サブセット２６５内にある。
【0035】
[0043] 幾つかの実施例では、ストリンガ２２０‐１とストリンガ２２０‐２などの同じサブセット内にあるストリンガが、異なる形状又は他の寸法を有し得るが、外側形状は、本明細書でより詳細に説明されるように、同じ補修部品を利用するのに十分に類似している。図３Ａ及び図３Ｂに関連して、様々な形状及び寸法がより詳細に示される。
【0036】
[0044] 図３Ａ～図３Ｃは、本明細書で説明される複数の実施形態による様々な形状を有する複合材部材を示す。例えば、図３Ａは、ストリンガ３００の断面図を示す。ストリンガ３００は、航空機１００において図２に関連して説明されたストリンガのいずれかであり得る。ストリンガ３００は、ハット剛性構造３１５の両側に配置されたフランジ３１２‐１と３１２‐２を含む。幾つかの実施例では、ハット剛性構造３１５が、内部スペース３１０と、ハット剛性構造３１５の表面３１４上の外側形状３１６と、を有する中空構造である。ハット剛性構造３１５と内部スペース３１０のサイズは、機体１１０の全体的な設計において指定され、ハット剛性構造３１５と内部スペース３１０の形状は、ストリンガ３００によって必要とされる必要な構造的支持を提供する。幾つかの実施例では、内部スペース３１０が、多くのストリンガにわたり一貫しているが、外側形状３１６内の外側形状は、ストリンガにわたり変化し得る。
【0037】
[0045] 例えば、図３Ｂは、ストリンガ３２０の断面図を示す。ストリンガ320は、ハット剛性構造325の両側に配置されたフランジ322‐１と322‐２を含む。ハット剛性構造３１５は、内部スペース３１０を有する中空構造である。この実施例では、ストリンガ３２０が、複合材料の複数の束を有する複合材スタックであり、各束は、複合材料の２つのプライを含み得る。ハット剛性構造３２５は、束３２７と束３２８を含む。それらは、結果として、表面３２４上にハット剛性構造３２５の外側形状３２６をもたらす。外側形状３２６は、ハット剛性構造３１５の外側形状３１６とは異なる。それは、ハット剛性構造３１５とハット剛性構造３２５の両方が、内部スペース３１０を共有しているとしてもである。上述されたように、これらの様々な外側形状は、結果として、同様な複合材部材（例えば、ストリンガ３００と３２０）であっても、補修部品用の異なるニーズをもたらす。更に、ストリンガ３００と３２０との間の変化よりも大きな程度の形状変化が存在する。
【0038】
[0046] 例えば、図３Ｃは、ストリンガ３３０の断面図を示す。ストリンガ３３０は、ハット剛性構造３５５の両側に配置されたフランジ３５２‐１と３５２‐２を含む。ハット剛性構造３５５は、内部スペース３５０と表面３５４上の外側形状３３６とを有する中空構造である。この実施例では、内部スペース３５０が、ストリンガ３００及び３２０の内部スペース３１０よりも小さい。これは、結果として、外側形状３３６が、外側形状３１６及び３２６の両方よりも小さいことをもたらす。これらの様々な外側形状は、機体１１０における様々な設置ポイントによって更に変化し得る。例えば、所与のポイントにおいてストリンガ３３０と同じ断面形状を有するストリンガが、ストリンガの長さに沿って湾曲し得るか又は変化する形状を有し得る。図３Ａ～図３Ｃは、様々な形状のうちの３つとして示されているが、複合材構造システムにわたる複合材部材の複数の変化した形状が、結果として、図４Ａ～図９に関連して説明されるように、特有の補修解決策を必要とする特有の形状を有する多数の多様な箇所をもたらす。
【0039】
[0047] 図４Ａ及び図４Ｂは、本明細書で説明される複数の実施形態による複合材部材用の補修部品を示す。図４Ａは、補修部品４００の断面図であり、図４Ｂは、補修部品４００の斜視図である。補修部品４００は、複合材料から形成されてよく、第１のフランジセクション４２０と第２のフランジセクション４２５を含む。補修部品４００はまた、第１のフランジセクション４２０と第２のフランジセクション４２５との間に補修セクション４０５も含む。補修セクション４０５は、補修セクション４０５の補修面４１５に画定された内部断面プロファイル４１０を有する。幾つかの実施例では、補修セクション４０５が、図３Ａ～図３Ｃに関連して説明されたストリンガなどの複合材部材の損傷を受けたセクションの上に配置される。その場合、補修面４１５は、複合材部材の外面に面し、内部断面プロファイル４１０は、所与の許容誤差内で外部断面プロファイルに一致する。設置された補修部品は、図６～図９に関連してより詳細に説明される。幾つかの実施例では、複合材部材の外面に画定された外部断面プロファイルが、図３Ａ～図３Ｃで示されているようなハット剛性構造プロファイルである。それによって、内部断面プロファイル４１０もまた、ハット剛性構造プロファイルである。
【0040】
[0048] 幾つかの実施例では、補修部品４００がまた、補修部品を複合材部材に取り付けるための複数のボルト孔も含む。例えば、補修部品４００は、第１のフランジセクション４２０、第２のフランジセクション４２５、及び補修セクション４０５上の第１の表面４３０を含む。第１のフランジセクション４２０は、第１の表面４３０の反対側に第２の表面４２２を含み、第２のフランジセクション４２５は、第１の表面４３０の反対側に第３の表面４２７を含む。ボルト孔４４０は、第１の表面４３０から、補修面４１５、第２の表面４２２、及び第３の表面４２７のうちの１つを含む、それぞれのセクションの表面まで、補修部品４００を貫通して形成される。幾つかの実施例では、ボルト孔４４０が、補修部品４００を作製する製造プロセス中に形成されてよく、又は複合材部材の損傷を受けたセクションの補修中に形成されてもよい。幾つかの実施例では、補修部品が、複数の締結ボルトを介して複合材部材に取り付けられる。その場合、複数の締結ボルトの各締結ボルトは、ボルト孔４４０のそれぞれのボルト孔に配置される。
【0041】
[0049] 幾つかの実施例では、補修部品が、製造長さ４５０を有する。製造長さ４５０は、標準的な長さ（例えば、７６インチなど）であってよい。補修部品４００は、図６～図９に関連してより詳細に説明されるように、複合材部材に取り付けられる前に、製造長さ４５０よりも短い選択可能な長さに切断される。上述されたように、複合材構造システム内の複合材部材は、様々な形及び幾何学的形状寸法を含み得るので、例えば、個々の汎用補修部品が補修のために複合材部材の上に適合しない場合がある。したがって、補修システム内の補修部品の品揃えが、複合材構造システムを補修するために必要である。
【0042】
[0050] 図５Ａ～図５Ｂは、一実施形態による複合材構造システム用の補修システム５００を示す。補修システム５００は、図４の補修部品４００と同様な補修部品を含む、補修部品の全セット５０５を含む。全セット５０５は、複数の補修部品サブセットを含む。例えば、全セット５０５は、サブセット５１０、５１５、５２０、５２５、５３０、及び５３５を含む。幾つかの実施例では、それぞれの補修部品サブセット内の各補修部品が、複合材構造システム内の複合材部材のサブセットを補修するための特徴を含む。全セット５０５は、航空機１００などの複合材構造システム用の多数の複合材部材用の既成の補修部品を提供するのに十分に様々な補修部品のサブセットを含み得る。全セット５０５及び補修システム５００は、特有の複合材部材の数よりもかなり少ない数の相互交換可能な補修部品を提供し、損傷を受けた複合材部材用の特有の補修部品を製造するよりも短い期間で利用され得る。
【0043】
[0051] 例えば、サブセット５１０を使用して、図２に関連して説明されたサブセット２２０及びサブセット２６５を補修することができる。例えば、サブセット５１０の各補修部品５１１のサイズ決定は、サブセット２２０及び２６５内の複合材部材のサブセットを補修するために適切な寸法をサイズ決定することを含む。補修部品５１１の各々は、図４A及び図４Ｂに関連して説明されたように、少なくとも第１のフランジセクション、第２のフランジセクション、及び補修セクションを含む、様々な特徴を含む。補修部品の様々なサブセットは、異なる幾何学的形状寸法及び形を含み得る。例えば、サブセット５１０、５２０、及び５３０は、異なる内部断面プロファイルを有する。更に、サブセット５１５、５２５、及び５３５は、複合材構造に対する様々なレベルの形状及び構造的支持の要件を提供するために、複合材料の複数の束から形成される。
【0044】
[0052] 幾つかの実施例では、補修部品のサブセット内の部品が、複合材部材のサブセットに対する正確な形状の一致を有さない場合がある。例えば、補修部品５１１を使用して、複合材部材の表面と補修部品との間に任意の間隔を空けることなしに、サブセット２２０内のストリンガ２２０‐１の形状に一致することができる。別の一実施例では、ストリンガ２６５‐１の上に配置された補修部品５１１が、比較的良好に適合し得るが、補修部品と複合材部材との間にギャップを含み得る。図６～図９に関連してより詳細に説明されるように、補修システム５００は、シム５５０及び５５５を含み、シム５５０及び５５５を使用して、補修部品と複合材部材との間の任意のギャップを充填することができる。
【0045】
[0053] 図６は、一実施形態による補修システムを使用して複合材部材を補修するための方法６００のフローチャートである。図７Ａ～図９は、一実施形態による補修システムを使用して複合材部材を補修するための方法におけるステップを示す。説明を容易にするために、方法６００の説明中に図７Ａ～図９が参照されることとなる。
【0046】
[0054] 方法６００は、ブロック６０５で開始し、複合材部材の外部断面プロファイルに基づいて、補修部品システムから複合材部材の損傷を受けたセクション用の補修部品を選択することを含む。例えば、図７Ａで示されているように、複合材部材７１０は、航空機１００などの複合材構造システム内で、フレーム部品７０５の間に配置される。複合材部材７１０は、損傷を受けたセクション７１１内で何らかの損傷７１２を被っている。幾つかの実施例では、損傷を受けたセクション７１１が、複合材部材７１０の全体部分よりも小さく、７１５の長さを有する。別の一実施例では、複合材部材の全長が、損傷を受けたセクション７１１内にあり得、補修部品を必要とし得る。
【0047】
[0055] 損傷を受けたセクション７１１は、外部断面プロファイル７１６を有する。外部断面プロファイル７１６は、図３Ａ～図３Ｃに関連して説明されたストリンガのプロファイルのいずれかを含み得る。補修部品を選択することは、外部断面プロファイル７１６に基づき、補修システム５００などの補修システムから、損傷を受けたセクション７１１を補修するための対応する補修部品である図７Ｂで示されている補修部品７２０を選択することを含む。幾つかの実施例では、対応する部品が、複合材構造システム及び補修システム５００用の部品マップ内に規定され得る。幾つかの実施例では、方法６００が、長さ７１５などの複合材部材の損傷を受けたセクションの側方の長さに基づいて、補修セクション用の選択可能な長さ７２２を特定し、選択された補修部品を製造長さ７２１から選択可能な長さ７２２に切断することを含む。
【0048】
[0056] 方法６００は、ブロック６１０へと続き、図８Ａ～図８Ｃで示されているように、補修部品の第１のフランジセクションが、複合材部材の第１の側面に配置され、補修部品の第２のフランジセクションが、複合材部材の第２の側面の上に配置され、第１のフランジセクションと第２のフランジセクションとの間の補修部品の補修セクションが、複合材部材の少なくとも損傷を受けたセクションの上に配置されるように、補修部品を損傷を受けたセクションの上に配置することを含む。
【0049】
[0057] 例えば、図８Ａで示されているように、補修部品７２０の第１のフランジセクション８２１が、複合材部材７１０の第１の側面８１１に配置され、補修部品７２０の第２のフランジセクション８２２が、複合材部材７１０の第２の側面８１２の上に配置され、第１のフランジセクションと第２のフランジセクションとの間の補修セクション８１５が、複合材部材７１０の少なくとも損傷を受けたセクション７１１の上に配置されるように、補修部品７２０が、複合材部材７１０の損傷を受けたセクション７１１の上に配置される。
【0050】
[0058] 幾つかの実施例では、補修セクション８２５が、補修セクションの補修面８２７に画定された内部断面プロファイル８２６を有する。その場合、補修面は、複合材部材７１０の外面８１７に面する。幾つかの実施例では、複合材部材７１０が、外面８１７に画定された外部ハット剛性構造プロファイル８１６を有し、内部断面プロファイル８２６は、所与の許容誤差内で外部ハット剛性構造プロファイル８１６に一致する。例えば、図８Ａで示されているように、補修部品７２０は、部品同士の間に空隙を有することなしに、複合材部材７１０の上に適合する。図８Ｂでは、補修部品７２０が、部品同士の間に空隙８５０を有して、複合材部材７１０の上に適合する。幾つかの実施例では、空隙の距離８５５が、許容誤差レベル未満である。空隙が許容誤差レベルよりも大きい一実施例では、補修部品が、複合材部材７１０に適合しないか、又はシムを使用して必要な支持を提供し、空隙を低減させることができる。例えば、方法６００は、図８Ｃで示されているように、更なる構造的支持を提供するために、補修部品７２０と複合材部材の外面８１７との間に、補修システム５００から選択された１以上のシム８６０を配置することを含む。
【0051】
[0059] ブロック６１５において、方法６００は、配置された補修部品を複合材部材に取り付けることを含む。例えば、図９で示されているように、補修部品７２０は、図４Ａ及び図４Ｂに関連して説明されたように、複合材部材７１０及び補修部品７２０を貫通して形成された様々なボルト孔９１０を貫通して配置されたボルト９１５を使用して、複合材部材７１０に取り付けられる。
【0052】
[0060] 現在の開示では、様々な態様が参照される。しかし、本開示は、特定の説明された態様に制限されないことを理解されたい。その代わりに、本明細書で提供される教示を実装し、実践するために、下記の特徴及び要素の任意の組み合わせが、種々の態様に関連しているか否かに関わらず想定される。更に、態様の要素が、「ＡとＢのうちの少なくとも１つ」の形態で説明されるときに、要素Ａのみ、要素Ｂのみ、及び要素Ａ及びＢを含む態様が、各々想定されることを理解されたい。更に、幾つかの態様は、他の潜在的な解決策及び／又は先行技術を超える利点を実現し得るが、特定の利点が所与の態様によって実現されるか否かは、本開示を限定していない。したがって、本明細書で開示される態様、特徴、及び利点は、単なる例示であり、且つ、（１以上の）請求項に明記されない限り、付随する特許請求の範囲の要素であるとも、付随する特許請求の範囲を限定するとも、見なされない。同様に、「本発明」への言及は、本明細書で開示されている発明のあらゆる主題を一般化するものと解釈すべきではなく、（１以上の）請求項に明記されない限り、付随する特許請求の範囲の要素であるとも、付随する特許請求の範囲を限定するとも見なすべきではない。
【0053】
[0061] 当業者によって理解され得るように、本明細書で説明される複数の態様は、システム、方法、及び／又はコンピュータプログラム製品として具現化され得る。したがって、複数の態様は、専らハードウェアである態様、専らソフトウェア（ファームウェア、常駐ソフトウェア、マイクロコードなどを含む）である態様、又はソフトウェアとハードウェアの態様を組み合わせた態様の形式を採り得る。本明細書では、それらは全て「回路」、「モジュール」、又は「システム」と広く称され得る。更に、本明細書で説明される態様は、コンピュータ可読プログラムコードが具現化される１以上のコンピュータ可読記憶媒体内で具現化されるコンピュータプログラム製品の形態を採り得る。
【0054】
[0062] コンピュータ可読ストレージ媒体で具現化されたプログラムコードは、無線、有線、光ファイバケーブル、RFなど、又は、それらの任意の好適な組み合わせを含むがそれらに限定されない、任意の適切な媒体を使用して伝送され得る。
【0055】
[0063] 本開示の複数の態様の動作を実行するためのコンピュータプログラムコードは、Java、Smalltalk、C++などのオブジェクト指向プログラミング言語、及び、「C」プログラミング言語もしくはこれに類するプログラミング言語などの従来の手続き型プログラミング言語を含む、１以上のプログラミング言語の任意の組み合わせで書かれていてよい。プログラムコードは、専らユーザのコンピュータで、部分的にユーザのコンピュータで、独立型のソフトウェアパッケージとして、部分的にユーザのコンピュータで且つ部分的に遠隔コンピュータで、又は専ら遠隔コンピュータ又はサーバで実行されてよい。後者の場合、遠隔コンピュータは、ローカルエリアネットワーク（LAN）若しくはワイドエリアネットワーク（WAN）を含む任意の種類のネットワークを介してユーザのコンピュータに接続され得るか、又は例えば、インターネットサービスプロバイダを利用してインターネットを介して）外部のコンピュータに接続されてよい。
【0056】
[0064] 本開示の複数の態様は、本開示の複数の態様による、方法、装置（システム）、及びコンピュータプログラム製品の、フローチャート及び／又はブロック図を参照しながら、本明細書で説明される。フローチャート及び／又はブロック図の各ブロック、並びに、フローチャート及び／又はブロック図における複数のブロックの組み合わせは、コンピュータプログラム指示命令によって実施され得ることが理解されよう。これらのコンピュータプログラム指示命令は、機械を生産するために、汎用コンピュータ又は特殊用途コンピュータのプロセッサ、或いは他のプログラマブルデータ処理装置に提供されてよい。それによって、コンピュータのプロセッサ又は他のプログラマブルデータ処理装置を介して実行されるこれらの指示命令が、フローチャート及び／又はブロック図の（１以上の）ブロック内で特定される機能／作用を実施するための手段を創出する。
【0057】
[0065] これらのコンピュータプログラム指示命令はまた、コンピュータ、他のプログラマブルデータ処理装置、又は他のデバイスが、特定の様態で機能するように指示し得る、コンピュータ可読媒体に記憶されることも可能である。それによって、コンピュータ可読媒体内に記憶された指示命令が、製造品を作製する。それらの指示命令は、フローチャート及び／又はブロック図の（１以上の）ブロック内で特定される機能／作用を実施する指示命令を含む。
【0058】
[0066] コンピュータプログラム指示命令はまた、コンピュータに実装されたプロセスを生成するために、一連の動作ステップが、コンピュータ、他のプログラマブル装置、又は他のデバイスで実行されることをもたらすように、コンピュータ、他のプログラマブルデータ処理装置、又は他のデバイスにロードされ得る。それによって、コンピュータ、他のプログラマブルデータ処理装置、又は他のデバイスで実行される指示命令は、フローチャート及び／又はブロック図の（１以上の）ブロックで特定される機能／作用を実装するためのプロセスを提供する。
【0059】
[0067] 複数の図面におけるフローチャート及びブロック図は、本開示の様々な態様による、システム、方法、及びコンピュータプログラム製品の実現可能な実施態様の、アーキテクチャ、機能、及び動作を示している。そのため、フローチャート及びブロック図における各ブロックは、特定の（１以上）論理機能を実装するための１以上の実行可能な指示命令を含む、コードのモジュール、コードのセグメント、又はコードの一部分を表わし得る。幾つかの代替的な実施態様では、ブロック内に示された機能が、図面に記載された順序で行われなくともよい。例えば、実際には、関連する機能に応じて、連続して示されている２つのブロックが、実質的に同時に実行されてよく、又は、それらのブロックが逆に又は順序に関わらず実行されてもよい。ブロック図及び／又はフローチャートの各ブロック、並びに、ブロック図及び／又はフローチャートにおけるブロックの組み合わせは、特定の機能若しくは作用を実施する特殊用途のハードウェアベースのシステムによって、又は、特殊用途ハードウェアとコンピュータ命令との組み合わせによって、実装され得ることにも、留意されたい。
【0060】
[0068] 以上の説明は本開示の態様を対象としているが、本開示の基本的な範囲を逸脱しなければ、本開示の他の態様及び更なる態様が考案されてよく、本開示の範囲は以下の特許請求の範囲によって定められる。
【図1】
【図2】
【図3A】
【図3B】
【図3C】
【図4A】
【図4B】
【図5A】
【図5B】
【図6】
【図7A】
【図7B】
【図8A】
【図8B】
【図8C】
【図9】
【外国語明細書】