特許 7737246 垂直尾部フィンに固定されたＣＦＲＰ胴体フレーム

(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】

(24)【登録日】2025-09-02

(45)【発行日】2025-09-10

(54)【発明の名称】垂直尾部フィンに固定されたＣＦＲＰ胴体フレーム

(51)【国際特許分類】

   B64C 1/00 20060101AFI20250903BHJP

   B29C 70/06 20060101ALI20250903BHJP

【ＦＩ】

B64C1/00 A

B29C70/06

【請求項の数】 17

【外国語出願】

(21)【出願番号】P 2021110720

(22)【出願日】2021-07-02

(65)【公開番号】P2022032969

(43)【公開日】2022-02-25

【審査請求日】2024-06-05

(31)【優先権主張番号】63/064,711

(32)【優先日】2020-08-12

(33)【優先権主張国・地域又は機関】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】100108453

【弁理士】

【氏名又は名称】村山 靖彦

(74)【代理人】

【識別番号】100163522

【弁理士】

【氏名又は名称】黒田 晋平

(74)【代理人】

【識別番号】100154922

【弁理士】

【氏名又は名称】崔 允辰

(72)【発明者】

【氏名】ポール・ディエプ

(72)【発明者】

【氏名】ファイエン・ティー・ファム

【審査官】塚本 英隆

(56)【参考文献】

【文献】米国特許出願公開第２０１０／０２６４２７１（ＵＳ，Ａ１）

【文献】米国特許出願公開第２０２０／０１５６７５８（ＵＳ，Ａ１）

【文献】特開２０１８－００８６７９（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｂ６４Ｃ １／００

Ｂ２９Ｃ ７０／０６

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

垂直尾部フィンアセンブリを航空機に固定するための固定アセンブリが、
前記垂直尾部フィンアセンブリに固定された第１のラグ部材と、
第１のＵ字形かぎ部材と、
を備え、
前記第１のＵ字形かぎ部材の第１の端部は、前記第１のラグ部材に係合され、
前記第１のＵ字形かぎ部材の第２の端部は、第１の胴体フレームを横切る第１の方向に前記第２の端部および前記第１の胴体フレームを通って延伸する第１の締め具を伴って、複合材料で構築された前記第１の胴体フレームに固定され、
前記第１のＵ字形かぎ部材が、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第１の開口部を画定する第１のプロングを有し、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第２の開口部を画定する第２のプロングを有し、
前記第１のラグ部材が、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングと前記第２のプロングとの間に配置され、
前記固定アセンブリが、前記第１のプロングの前記第１の開口部、前記第２のプロングの前記第２の開口部を通り、第１のピンが前記第１の胴体フレームを横切る前記第１の方向に延伸するように、前記第１のＵ字形かぎ部材を前記第１のラグ部材に係合させる前記第１のラグ部材によって画定され前記第１のラグ部材を貫通する第１のラグ開口部を通って延伸する第１のピンをさらに含む、
固定アセンブリ。

【請求項2】

前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第２の端部が前記第１の胴体フレームの前側に沿って延伸する第１の固定フランジを備え、前記第１の締め具が、前記第１の固定フランジおよび前記第１の胴体フレームを通って延伸する、請求項１に記載の固定アセンブリ。

【請求項3】

前記第１のＵ字形かぎ部材および前記第１の胴体フレームに固定された第２のＵ字形かぎ部材を備える第１の対のＵ字形かぎ部材をさらに含み、前記第１のＵ字形かぎ部材および前記第２のＵ字形かぎ部材は、前記第１の胴体フレームに沿って第２の方向に互いに離間して配置され、
前記第１のＵ字形かぎ部材は、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第１の開口部を画定する第１のプロングを有し、前記第２のＵ字形かぎ部材は、前記第２のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第１の開口部を画定する第１のプロングを有し、
前記第１のＵ字形かぎ部材は、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第２の開口部を画定する第２のプロングを有し、前記第２のＵ字形かぎ部材は、前記第２のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第２の開口部を画定する第２のプロングを有し、
前記第１のラグ部材は、前記第１の対のＵ字形かぎ部材の前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングと前記第２のプロングとの間に配置され、
第２のラグ部材は、前記第１の対のＵ字形かぎ部材の前記第２のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングと前記第２のプロングとの間に配置されている、
請求項１または２に記載の固定アセンブリ。

【請求項4】

第１のピンが、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングの前記第１の開口部、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第２のプロングの前記第２の開口部を通り、前記第１のピンが前記第１の胴体フレームを横切る前記第１の方向に延伸するように、前記第１のラグ部材によって画定され前記第１のラグ部材を貫通する第１のラグ開口部を通って延伸し、
第２のピンが、前記第２のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングの前記第１の開口部、前記第２のＵ字形かぎ部材の前記第２のプロングの前記第２の開口部を通り、前記第２のピンが前記第１の胴体フレームを横切る前記第１の方向に延伸するように、前記第２のラグ部材によって画定され前記第２のラグ部材を貫通する第２のラグ開口部を通って延伸する、
請求項３に記載の固定アセンブリ。

【請求項5】

前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第２の端部が第１の固定フランジを備え、前記第２のＵ字形かぎ部材の前記第２の端部が第２の固定フランジを備え、
前記第１の固定フランジは、前記第１の胴体フレームを横切る前記第１の方向に前記第１の固定フランジおよび前記第１の胴体フレームを通って延伸する前記第１の締め具を伴って、前記第１の胴体フレームの前側に沿って延伸し、
前記第２の固定フランジは、前記第１の胴体フレームの前記前側に沿って延伸し、第２の締め具が、前記第１の胴体フレームを横切る前記第１の方向に前記第２の固定フランジおよび前記第１の胴体フレームを通って延伸する、
請求項３または４に記載の固定アセンブリ。

【請求項6】

前記航空機の長さに沿って前記第１のＵ字形かぎ部材から離間した、複合材料で構築された第２の胴体フレームに固定された第３のＵ字形かぎ部材をさらに含み、前記第３のＵ字形かぎ部材は、前記第３のＵ字形かぎ部材の第１の端部に第１の開口部を画定する第１のプロングを有し、前記第３のＵ字形かぎ部材の第１の端部に第２の開口部を画定する第２のプロングを有し、
第３のラグ部材が、前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングと前記第２のプロングとの間に配置されている、
請求項１から５のいずれか一項に記載の固定アセンブリ。

【請求項7】

前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングの前記第１の開口部、前記第２のプロングの前記第２の開口部を通り、第３のピンが前記第２の胴体フレームに沿って第３の方向に延伸するように、前記第３のＵ字形かぎ部材を前記第３のラグ部材に係合させる前記第３のラグ部材によって画定され前記第３のラグ部材を貫通する第３のラグ開口部を通って延伸する前記第３のピンをさらに含む、請求項６に記載の固定アセンブリ。

【請求項8】

前記第３のＵ字形かぎ部材の第２の端部は、前記第２の胴体フレームの前側に沿って延伸する第３の固定フランジを備え、第３の締め具が前記第２の胴体フレームを横切る第４の方向に前記第３の固定フランジおよび前記第２の胴体フレームを通って延伸する、請求項６または７に記載の固定アセンブリ。

【請求項9】

前記第３のＵ字形かぎ部材と、前記第２の胴体フレームに沿って第３の方向に互いに離間して配置された前記第２の胴体フレームに固定された第４のＵ字形かぎ部材とを備える第２の対のＵ字形かぎ部材をさらに含む、請求項６から８のいずれか一項に記載の固定アセンブリ。

【請求項10】

前記第３のＵ字形かぎ部材が、前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第１の開口部を画定する第１のプロングを有し、前記第４のＵ字形かぎ部材が、前記第４のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第１の開口部を画定する第１のプロングを有し、
前記第３のＵ字形かぎ部材が、前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第２の開口部を画定する第２のプロングを有し、前記第４のＵ字形かぎ部材が、前記第４のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第２の開口部を画定する第２のプロングを有し、
前記第３のラグ部材が、前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングと前記第２のプロングとの間に配置され、
第４のラグ部材が、前記第４のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングと前記第２のプロングとの間に配置されている、
請求項９に記載の固定アセンブリ。

【請求項11】

第３のピンが、前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングの前記第１の開口部、前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第２のプロングの前記第２の開口部を通り、前記第３のピンが前記第２の胴体フレームに沿って前記第３の方向に延伸するように、前記第３のラグ部材によって画定され前記第３のラグ部材を貫通する第３のラグ開口部を通って延伸し、
第４のピンが、前記第４のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングの前記第１の開口部、前記第４のＵ字形かぎ部材の前記第２のプロングの前記第２の開口部を通り、前記第４のピンが前記第２の胴体フレームに沿って前記第３の方向に延伸するように、前記第４のラグ部材によって画定され前記第４のラグ部材を貫通する第４のラグ開口部を通って延伸する、
請求項１０に記載の固定アセンブリ。

【請求項12】

前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第２の端部が第３の固定フランジを備え、前記第４のＵ字形かぎ部材の前記第２の端部が第４の固定フランジを備え、
前記第３の固定フランジは、前記第２の胴体フレームの前側に沿って延伸し、第３の締め具が前記第２の胴体フレームを横切る第４の方向に前記第３の固定フランジおよび前記第２の胴体フレームを通って延伸し、
前記第４の固定フランジは、前記第２の胴体フレームの前記前側に沿って延伸し、第４の締め具が前記第２の胴体フレームを横切る前記第４の方向に前記第４の固定フランジおよび前記第２の胴体フレームを通って延伸する
請求項１０または１１に記載の固定アセンブリ。

【請求項13】

前記複合材料が、５プライ構成を含み、前記５プライ構成は、
非線形繊維構成を有する１つのプライと、
前記非線形繊維構成の半径方向軸からプラス３０度の角度変位のプラスマイナス５度を含む角度範囲内に延伸する第１の線形繊維構成を有する２つのプライと、
前記非線形繊維構成の前記半径方向軸からマイナス３０度の角度変位のプラスマイナス５度を含む角度範囲内に延伸する第２の線形繊維構成を有する別の２つのプライと、
を含む、
請求項１から１２のいずれか一項に記載の固定アセンブリ。

【請求項14】

垂直尾部フィンアセンブリを航空機に固定するための方法であって、
前記垂直尾部フィンアセンブリに固定された第１のラグ部材を第１のＵ字形かぎ部材の第１の端部に固定するステップと、
第１の胴体フレームを横切る第１の方向に前記第１のＵ字形かぎ部材の第２の端部および前記第１の胴体フレームを通って延伸する第１の締め具によって、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第２の端部を複合材料で構築された前記第１の胴体フレームに固定するステップと
を含み、
前記第１のラグ部材を前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に固定する前記ステップでは、
前記第１のＵ字形かぎ部材は、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第１の開口部を画定する第１のプロングを有し、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第２の開口部を画定する第２のプロングを有し、
前記第１のラグ部材は、前記第１のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングと前記第２のプロングとの間に配置され、前記第１のラグ部材を通る第１のラグ開口部を画定し、
第１のピンは、前記第１のプロングの前記第１の開口部、前記第２のプロングの前記第２の開口部を通り、前記第１のピンが前記第１の胴体フレームを横切る前記第１の方向に延伸するように、前記第１のラグ部材の前記第１のラグ開口部を通って延伸する、
固定するための方法。

【請求項15】

前記第１のＵ字形かぎ部材と第２のＵ字形かぎ部材とを備える第１の対のＵ字形かぎ部材であって、前記第２のＵ字形かぎ部材は、前記第１の胴体フレームに沿って第２の方向に前記第１のＵ字形かぎ部材から離間して前記第１の胴体フレームに固定される、第１の対のＵ字形かぎ部材、
をさらに含み、
第２のピンが、前記第２のＵ字形かぎ部材の第１の端部の第１のプロングの第１の開口部、前記第２のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部の第２のプロングの第２の開口部を通り、前記第２のピンが前記第１の胴体フレームを横切る前記第１の方向に延伸するように、第２のラグ部材の第２のラグ開口部を通って延伸し、
第２の締め具が、前記第２のＵ字形かぎ部材の第２の端部を通り、前記第１の胴体フレームを横切って前記第１の方向に前記第１の胴体フレームを通って延伸し、前記第２のＵ字形かぎ部材を前記第１の胴体フレームに固定する、
請求項１４に記載の固定するための方法。

【請求項16】

前記第１の胴体フレームから離間された第２の胴体フレームに固定された第３のＵ字形かぎ部材の第２の端部の第３の固定フランジによって、第３のＵ字形かぎ部材の第１の端部に第３のラグ部材を固定するステップをさらに含み、
前記第３のＵ字形かぎ部材は、前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第１の開口部を画定する第１のプロングを有し、前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第２の開口部を画定する第２のプロングを有し、
前記第３のラグ部材は、前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングと前記第２のプロングとの間に配置され、前記第３のラグ部材を通る第３のラグ開口部を画定し、
第３のピンは、前記第１のプロングの前記第１の開口部、前記第２のプロングの第２の開口部を通り、前記第３のピンが前記第２の胴体フレームに沿って第３の方向に延伸するように、前記第３のラグ部材の前記第３のラグ開口部を通って延伸し、
第３の締め具は、前記第２の胴体フレームを横切る第４の方向に前記第３のＵ字形かぎ部材の前記第２の端部の前記第３の固定フランジおよび前記第２の胴体フレームを通って延伸し、
第２の対のＵ字形かぎ部材は、前記第３のＵ字形かぎ部材および第４のＵ字形かぎ部材を含み、前記第４のＵ字形かぎ部材は、前記第２の胴体フレームに沿って前記第３の方向に前記第３のＵ字形かぎ部材から離間して前記第２の胴体フレームに固定され、
前記第４のＵ字形かぎ部材は、前記第４のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第１の開口部を画定する第１のプロングを有し、前記第４のＵ字形かぎ部材の前記第１の端部に第２の開口部を画定する第２のプロングを有し、
第４のラグ部材は、前記第４のＵ字形かぎ部材の前記第１のプロングと前記第２のプロングとの間に配置され、前記第４のラグ部材を通る第４のラグ開口部を画定し、
第４のピンは、前記第１のプロングの前記第１の開口部、前記第２のプロングの前記第２の開口部と通り、前記第４のピンが前記第２の胴体フレームに沿って前記第３の方向に延伸するように、前記第４のラグ部材の前記第４のラグ開口部を通って延伸し、
第４の締め具は、前記第２の胴体フレームを横切って前記第４の方向に前記第４のＵ字形かぎ部材の前記第２の端部の第４の固定フランジおよび前記第２の胴体フレームを通って延伸する、
請求項１４または１５に記載の固定するための方法。

【請求項17】

前記複合材料が、５プライ構成の複数のグループを含み、前記５プライ構成は、
非線形繊維構成を有する１つのプライと、
前記非線形繊維構成の半径方向軸からプラス３０度の角度変位のプラスマイナス５度を含む角度範囲内に延伸する第１の線形繊維構成を有する２つのプライと、
前記非線形繊維構成の前記半径方向軸からマイナス３０度の角度変位のプラスマイナス５度を含む角度範囲内に延伸する第２の線形繊維構成を有する別の２つのプライと、
を含む、
請求項１４から１６のいずれか一項に記載の固定するための方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本開示は、航空宇宙ビークルの垂直フィンアセンブリの航空宇宙ビークルへの固定に関し、より詳細には、垂直フィンアセンブリの航空機の胴体フレームへの固定に関する。

【背景技術】

【0002】

アルミニウムフレームが航空機の複合繊維強化ポリマー（「ＣＦＲＰ」）外板に取り付けられたアルミニウム胴体フレームの腐食の発生が懸念される。さらに、例えばＣＦＲＰ外板を有するアルミニウムフレームを利用して航空機を構築すると、材料の違いおよびそれらの異なる熱膨張効果に起因して疲労の問題が生じる。例えば、アルミニウムは、ＣＦＲＰの熱膨張係数よりも大きい熱膨張係数を有する。アルミニウムは、比較すると熱的に中性であるＣＦＲＰ材料に対して、低温条件では収縮し、高温条件では膨張する。フレーム構造と外板構造に異なる材料を使用する結果として、航空機の動作中に異なる温度を受けて、これらの構造は圧縮力と引張り力を受ける。さらに、製造に関して、アルミニウム胴体フレームなどの金属フレームは、疲労亀裂を防止するために、穿孔後にバリ取りを必要とし；腐食を防ぐために設置前に接合面シーリングを必要とし；製造における時間需要の拡大をもたらす。

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0003】

その結果、フレーム用のアルミニウムおよび航空機の外板用のＣＦＲＰなどの異なる材料を使用して行われる防食対策に関連する航空機製造のコストを削減し、それぞれが異なる熱膨張係数を有する異なる材料で構築された航空機内の相互接続構造に対する熱膨張効果の結果としての熱疲労を低減する必要がある。また、金属フレームを用いた製造に与えられる時間に対して、製造時間を短縮する必要がある。

【課題を解決するための手段】

【0004】

一例は、垂直フィンアセンブリを航空機に固定するための固定アセンブリを含み、固定アセンブリは、垂直フィンアセンブリに固定された第１のラグ部材を含む。固定アセンブリは、第１のＵ字形かぎ部材を含む。第１のＵ字形かぎ部材の第１の端部は、第１のラグ部材に係合する。第１のＵ字形かぎ部材の第２の端部は、第１の胴体フレームを横切る第１の方向に第２の端部および第１の胴体フレームを通って延伸する第１の締め具を伴って、複合材料で構築された第１の胴体フレームに固定される。

【0005】

一例は、垂直フィンアセンブリを航空機に固定するための方法を含み、この方法は、垂直フィンアセンブリに固定された第１のラグ部材を第１のＵ字形かぎ部材の第１の端部に固定するステップを含む。本方法は、第１の胴体フレームを横切る第１の方向に第１のＵ字形かぎ部材の第２の端部および第１の胴体フレームを通って延伸する第１の締め具を伴って、第１のＵ字形かぎ部材の第２の端部を複合材料で構築された第１の胴体フレームに固定するステップをさらに含む。

【0006】

説明された形態、機能、および利点を、様々な実施形態において独立して達成することができ、または、さらに別の実施形態で組み合わせることが可能であり、そのさらなる詳細が以下の説明および図面を参照して理解され得る。

【図面の簡単な説明】

【0007】

【図1】航空機の斜視図である。

【図2】複合胴体外板が示されていない、航空機の垂直尾部アセンブリの一部に固定された複合胴体フレームの、図１の航空機の前部に向かう方向の部分斜視図である。

【図3】図２の航空機の垂直尾部アセンブリの一部に固定された複合胴体フレームの、図１の航空機の後部に向かう方向の部分斜視図である。

【図4】図２の航空機の垂直尾部アセンブリの一部に固定された複合胴体フレームの、図１の航空機の前部に向かう方向の端面部分図である。

【図5】図２の２つの複合胴体フレームの上面部分平面図であり、各胴体フレームは、２つの複合胴体フレームのそれぞれに沿って互いに離間して配置された２つのＵ字形かぎ部材を有し、垂直尾部アセンブリまたはラグ部材のいずれも存在しない。

【図6】複合胴体外板を通って延伸するＵ字形かぎ部材に固定されたラグ部材を含む、図５に見られる線６－６に沿った断面図である。

【図7】Ｕ字形かぎ部材に固定されたラグ部材を含む、図５に示す線７－７に沿った断面図である。

【図8】図４の「図８を参照」で特定される円の箇所で代表的に見られる胴体フレームの複合材料内の繊維配置の概略図である。

【図9】垂直尾部フィンアセンブリに横方向の力を加えて胴体フレームを航空機の垂直尾部フィンアセンブリに固定する固定アセンブリが受ける反力を示す、図１の航空機の胴体および垂直尾部フィンアセンブリの概略断面図である。

【図10】垂直尾部フィンアセンブリを航空機に固定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】

【0008】

図１を参照すると、航空機１０は、胴体アセンブリ１２と、翼アセンブリ１４と、垂直尾部フィンアセンブリ１６とを含む。航空機１０の製造において、垂直尾部フィンアセンブリ１６は、航空機１０の外板１８が固定されるスパーおよびリブの支持構造（図示せず）を含む。垂直尾部フィンアセンブリ１６は、胴体フレームに接続された状態で航空機１０の胴体アセンブリ１２にさらに固定される。航空機１０の構築において、前述したように、製作者は、胴体フレームを構築するためにアルミニウムなどの金属を利用してきた。金属製胴体フレームは、図２～図４に見られるように、例えば第１、第２、第３および第４の胴体フレーム２０ａ、２０ｂ、２０ｃおよび２０ｄなどの胴体フレームの構成と同様であった。垂直尾部フィンアセンブリ１６が固定される胴体フレームの数は、特定の航空機１０の設計に応じて変化し得る。

【0009】

本開示では、第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄは、金属の代わりにＣＦＲＰ材料で構築されており、これにより、金属製の胴体フレームに関連して前述したように、欠点を回避する。胴体フレームを構築するためにＣＲＦＰを利用することにより、金属製の胴体フレームに対して耐食性予防措置をとる必要はもはやない。加えて、ＣＦＲＰで構築された胴体フレームでは、第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄおよび胴体外板２２に関する材料疲労に関連する検査の必要性はもはやなく、航空機１０の第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄおよび外板１８は両方とも、同様のＣＦＲＰ材料で構築されており、その結果、第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄおよび外板１８は、同様の熱膨張係数特性を有する。さらに、航空機１０の延長された製造時間は、製造スケジューリングから除去される金属製胴体フレームの製造に関する鍛造順序の遅延を排除することによって短縮される。

【0010】

これらの欠点は、この例では第１から第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄ、および両方ともＣＦＲＰ材料で構築されている胴体外板２２によって克服される。２０ａ～２０ｄなどの胴体フレームに使用されるＣＦＲＰ材料を使用することによってもたらされる利点により、本明細書で論じる固定アセンブリ２４は、胴体アセンブリ１２の第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄを介して垂直尾部フィンアセンブリ１６を航空機１０に固定するために必要とされる。固定アセンブリ２４は、垂直尾部フィンアセンブリ１６から、ＣＦＲＰ材料で構築された本例の第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄへの剪断荷重の必要な伝達を提供する。

【0011】

金属で構築された胴体フレームへの垂直尾部フィンアセンブリ１６の固定は、垂直尾部フィンアセンブリ１６および金属胴体フレームに対してほぼ垂直方向に垂直尾部フィンアセンブリ１６をボルト締めすることによって達成された。しかしながら、この固定の構成は、ＣＦＲＰ材料で構築されている胴体フレームに対して、この例では、航空機１０の動作の結果として垂直尾部フィンアセンブリ１６から第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄに伝達される剪断荷重に対して最適な剪断抵抗を提供しない。結果として、固定アセンブリ２４は、図２～図７に見られ、本明細書に記載されるように、垂直尾部フィンアセンブリ１６から生じる剪断負荷に対する耐性のために、この例では、ＣＦＲＰで構築された第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄに垂直尾部フィンアセンブリ１６を最適に固定する。

【0012】

本明細書の４つの第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄに垂直尾部フィンアセンブリ１６を固定する本例では、第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄのそれぞれは、垂直尾部フィンアセンブリ１６を第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄのそれぞれに固定する第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄのそれぞれに離間した一対の固定アセンブリ２４を有する。図２を参照すると、航空機１０の右舷側２６の第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄの斜視図が見られ、図３には、航空機１０の左舷側２８の第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄの斜視図が見られる。これら２つの図は、第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄのそれぞれに対する固定アセンブリ２４の各対の図を提供する。固定アセンブリ２４の第１の対３０は第１の胴体フレーム２０ａ上に配置され、固定アセンブリ２４の第２の対３２は第２の胴体フレーム２０ｂ上に配置され、固定アセンブリ２４の第３の対３４は第３の胴体フレーム２０ｃ上に配置され、固定アセンブリ２４の第４の対３６は第４の胴体フレーム２０ｄ上に配置されている。

【0013】

本例では、固定アセンブリ２４の第１の対３０および第４の対３６は同じように構成され、図２および図３に見られるように、前方方向３８および後方方向４０に結果として生じる剪断荷重を有する垂直尾部フィンアセンブリ１６から伝達される剪断力に抵抗するのに最適である。対照的に、この例では、固定アセンブリ２４の第２の対３２および第３の対３４は、同じように構成されており、結果として生じる剪断荷重が右舷方向４２または左舷方向４４に向けられる垂直尾部フィンアセンブリ１６から伝達される剪断力に抵抗するのに最適である。一方では、固定アセンブリ２４の第１の対３０と第４の対３６との違い、他方では、固定アセンブリ２４の第２の対３２と第３の対３４との違いは、議論されるラグ部材への固定アセンブリ２４において使用されるピンの向きである。固定アセンブリ２４の第１の対３０および第４の対３６において、各固定アセンブリ２４に対するピンは、それぞれ第１の胴体フレーム２０ａおよび第４の胴体フレーム２０ｄに沿って延伸するように配置されている。固定アセンブリ２４の第２の対３２および第３の対３４において、各固定アセンブリ２４に対するピンは、それぞれ第２の胴体フレーム２０ｂおよび第３の胴体フレーム２０ｃを横切る方向に延伸するように配置されている。

【0014】

本例では、図２および図３に見られるように、固定アセンブリ２４の第１の対３０が第１の胴体フレーム２０ａ上に配置され、固定アセンブリ２４の第２の対３２が第２の胴体フレーム２０ｂ上に配置されている。固定アセンブリ２４の第１の対３０を支持する第１の胴体フレーム２０ａの箇所は、垂直尾部フィンアセンブリ１６に固定される第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄの最も後方の位置４８として配置されることに限定されず、固定アセンブリ２４の第４の対３６を支持する第４の胴体フレーム２０ｄの箇所は、垂直尾部フィンアセンブリ１６に固定される第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄの最も前方の位置５０に配置されることに限定されないことを理解されたい。同様に、固定アセンブリ２４の第２の対３２は、第１の胴体フレーム２０ａおよび第４の胴体フレーム２０ｄ上にそれぞれ配置された、固定アセンブリ２４の第１の対３０と第４の対３６との間に配置された第２の胴体フレーム２０ｂ上に配置されることに限定されない。同様に、固定アセンブリ２４の第３の対３４は、第１の胴体フレーム２０ａおよび第４の胴体フレーム２０ｄ上にそれぞれ配置された、固定アセンブリの第１の対３０と第４の対３６との間に配置された第３の胴体フレーム２０ｃ上に配置されることに限定されない。本明細書に記載の本例では、固定アセンブリ２４の第１の対３０および第４の対３６は、垂直尾部フィンアセンブリ１６に固定するために、航空機１０の最も後方の位置４８および最も前方の位置５０にそれぞれ配置された第１の胴体フレーム２０ａおよび第４の胴体フレーム２０ｄ上に配置されている。第２の対３２および第３の対３４は、垂直尾部フィンアセンブリ１６を固定するために、第１の胴体フレーム２０ａと第４の胴体フレーム２０ｄとの間に配置された、第２の胴体フレーム２０ｂおよび第３の胴体フレーム２０ｃ上にそれぞれ配置されている。

【0015】

図２～図７を参照すると、この例では第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄに固定することによって垂直尾部フィンアセンブリ１６を航空機１０に固定するための固定アセンブリ２４は、例えば垂直尾部フィンアセンブリ１６のスパーおよびリブ（図示せず）のフレームワークに第１のラグ部材４６をボルト止めする（図示せず）など、垂直尾部フィンアセンブリ１６に固定される（図示せず）第１のラグ部材４６を含む。第１の胴体フレーム２０ａ上に配置された第１のＵ字形かぎ部材５２は、図６に見られるように、第１のラグ部材４６に係合される第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４を有し、これについてはさらに詳細に説明する。第１のＵ字形かぎ部材５２は、複合材料ＣＦＲＰで構築された第１の胴体フレーム２０ａに固定された第１のＵ字形かぎ部材５２の第２の端部５６をさらに含む。第１の締め具５８は、さらに説明されるように、第２の端部５６および第１の胴体フレーム２０ａを通って第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に延伸する。この例では、第１の締め具５８はボルトとナットのアセンブリを含む。

【0016】

図６に見られるように、第１のＵ字形かぎ部材５２は、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４に第１の開口部６４を画定する第１のプロング６２を有し、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４に第２の開口部６８を画定する第２のプロング６６を有する。第１のラグ部材４６は、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１のプロング６２と第２のプロング６６との間に配置されている。第１のピン７０は、第１のプロング６２の第１の開口部６４、第２のプロング６６の第２の開口部６８を通り、第１のピン７０が第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に延伸するように、第１のＵ字形かぎ部材５２を第１のラグ部材４６に係合させる第１のラグ部材４６によって画定され、第１のラグ部材４６を貫通する第１のラグ開口部７２を通って延伸する。第１のＵ字形かぎ部材５２の第２の端部５６は、第１の固定フランジ７４を含み、第１の固定フランジ７４は、第１の固定フランジ７４および第１の胴体フレーム２０ａを通って延伸する第１の締め具５８を伴って、第１の胴体フレーム２０ａの前側７６に沿って延伸する。図４および図６に見られるように、第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に延伸する第１の締め具５８を配置することで、第１のＵ字形かぎ部材５２は、ＣＦＲＰで構築された第１の胴体フレーム２０ａに固定され、第１の固定フランジ７４を第１の胴体フレーム２０ａに最適に固定して、垂直尾部フィンアセンブリ１６から受ける剪断荷重に最適に対抗するようにする。

【0017】

Ｕ字形かぎ部材の第１の対３５は、図５に見られるように、第１のＵ字形かぎ部材５２と、第１の胴体フレーム２０ａに固定された第２のＵ字形かぎ部材７８とを含み、第１のＵ字形かぎ部材５２および第２のＵ字形かぎ部材７８は、第１の胴体フレーム２０ａに沿って第２の方向８０に互いに離間して配置されている。第１のＵ字形かぎ部材５２は、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４に第１の開口部６４を画定する第１のプロング６２を有し、第２のＵ字形かぎ部材７８は、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４と同様に、図４に見られるように、第２のＵ字形かぎ部材７８の第１の端部８９に第１の開口部８４を画定する第１のプロング８２を有する。第１のＵ字形かぎ部材５２は、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４に第２の開口部６８を画定する第２のプロング６６を有し、第２のＵ字形かぎ部材７８は、図６に見られるように、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４と同様の第２のＵ字形かぎ部材７８の図４に示す第１の端部８９に、図５に見られるように、第２の開口部８８を画定する第２のプロング８６を有する。

【0018】

第１のラグ部材４６は、第１のＵ字形かぎ部材５２と第２のＵ字形かぎ部材７８との第１の対３５の第１のＵ字形かぎ部材５２の第１のプロング６２と第２のプロング６６との間に配置されている。第２のラグ部材９０は、図４に見られるように、第１のＵ字形かぎ部材５２と第２のＵ字形かぎ部材７８との第１の対３５の第２のＵ字形かぎ部材７８の、図５の第１のプロング８２と第２のプロング８６との間に配置されている。第１のピン７０は、図６に見られるように、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１のプロング６２の第１の開口部６４、第１のＵ字形かぎ部材５２の第２のプロング６６の第２の開口部６８を通り、第１のピン７０が第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に延伸するように、第１のラグ部材４６によって画定され、第１のラグ部材４６を貫通する第１のラグ開口部７２を通って延伸する。第２のピン（図示せず）は、図４に見られるように、第２のＵ字形かぎ部材７８の第１のプロング８２の第１の開口部８４、第２のＵ字形かぎ部材７８の第２のプロング８６の第２の開口部８８を通り、第２のピン（図示せず）が第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に延伸するように、第２のラグ部材９０によって画定され、第２のラグ部材を貫通する第２のラグ開口部（図示せず）を通って延伸する。第２のラグ部材９０に係合される第２のＵ字形かぎ部材７８の構成は、第１のラグ部材４６に固定される第１のＵ字形かぎ部材５２に関して図６に示すものと同様である。

【0019】

第１のＵ字形かぎ部材５２の第２の端部５６は、図６に見られるように、第１の固定フランジ７４を含み、第２のＵ字形かぎ部材７８の第２の端部９１は、図４に見られるように、第２の固定フランジ９２を含む。第１の固定フランジ７４は、第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に第１の固定フランジ７４および第１の胴体フレーム２０ａを通って延伸する図６の第１の締め具５８を伴って、第１の胴体フレーム２０ａの前側７６に沿って延伸する。第２の固定フランジ９２は、図４に見られるように、第２の締め具９４を伴って第１の胴体フレーム２０ａの前側７６に沿って延伸し、第２の締め具９４は、図６に見られる第１の固定フランジ７４の構成と同様に、第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に第２の固定フランジ９２および第１の胴体フレーム２０ａを通って延伸する。

【0020】

第３のＵ字形かぎ部材９６は、図５および図７に見られるように、この例では、航空機１０の長さＬに沿って第１のＵ字形かぎ部材５２から離間した、複合材料ＣＦＲＰで構築された第２の胴体フレーム２０ｂに固定され、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１の端部１０２に第１の開口部１００を画定する第１のプロング９８を有し、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１の端部１０２に第２の開口部１０６を画定する第２のプロング１０４を有する。第３のラグ部材１０８は、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１のプロング９８と第２のプロング１０４との間に配置されている。第３のピン１１０は、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１のプロング９８の第１の開口部１００、第２のプロング１０４の第２の開口部１０６を通り、第３のピン１１０が、図５に見られるように、第２の胴体フレーム２０ｂに沿って第３の方向１１２に延伸するように、第３のＵ字形かぎ部材９６を第３のラグ部材１０８に係合させる第３のラグ部材１０８によって画定され、第３のラグ部材１０８を貫通する第３のラグ開口部（図示せず）を通って延伸する。図７に見られるように、第３のＵ字形かぎ部材９６の第２の端部１１４は、例えばナットを有するボルトなどの第３の締め具１２０を伴って第２の胴体フレーム２０ｂの前側１１８に沿って延伸する第３の固定フランジ１１６を含み、第３の締め具１２０は、第２の胴体フレーム２０ｂを横切る第４の方向１２２に第３の固定フランジ１１６および第２の胴体フレーム２０ｂを通って延伸する。

【0021】

この例には、図５に見られるように、上述のような第３のＵ字形かぎ部材９６と、同じく複合材料ＣＦＲＰで構築される第２の胴体フレーム２０ｂに固定された第４のＵ字形かぎ部材１２４とを含む第２の対のＵ字形かぎ部材３７がさらに含まれる。第３のＵ字形かぎ部材９６および第４のＵ字形かぎ部材１２４は、第２の胴体フレーム２０ｂに沿って第３の方向１１２に互いに離間して配置されている。上述したように、第３のＵ字形かぎ部材９６は、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１の端部１０２に第１の開口部１００を画定する第１のプロング９８を有し、第４のＵ字形かぎ部材１２４は、第４のＵ字形かぎ部材１２４の第１の端部（図示せず）に第１の開口部１２７を画定する第１のプロング１２６を有する。第４のＵ字形かぎ部材１２４の第１の端部（図示せず）は、図７に示す第３のＵ字形かぎ部材９６の第１の端部１０２と同様である。前述の図５に見られる第３のＵ字形かぎ部材９６は、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１の端部１０２に第２の開口部１０６を画定する第２のプロング１０４を有する。第４のＵ字形かぎ部材１２４は、第４のＵ字形かぎ部材１２４の第１の端部（図示せず）に第２の開口部１３０を画定する第２のプロング１２８を有する。

【0022】

第３のラグ部材１０８は、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１のプロング９８と第２のプロング１０４との間に配置されている。第４のラグ部材１３２は、図３に見られるように、図５の第４のＵ字形かぎ部材１２４の第１のプロング１２６と第２のプロング１２８との間に配置されている。第３のピン１１０は、図７に見られるように、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１のプロング９８の第１の開口部１００、第３のＵ字形かぎ部材９６の第２のプロング１０４の第２の開口部１０６を通り、第３のピン１１０が、図５に示すように、第２の胴体フレーム２０ｂに沿って第３の方向１１２に延伸するように、第３のラグ部材１０８によって画定され、第３のラグ部材を貫通する第３のラグ開口部（図示せず）を通って延伸する。第４のピン（図示せず）は、図７に見られる第３のピン１１０と同様に、図５の第４のＵ字形かぎ部材１２４の第１のプロング１２６の第１の開口部１２７、第４のＵ字形かぎ部材１２４の第２のプロング１２８の第２の開口部１３０を通り、第４のピン（図示せず）が、図５に見られるように第２の胴体フレーム２０ｂに沿って第３の方向１１２に延伸するように、図３に見られるように、第４のラグ部材１３２によって画定され、第４のラグ部材１３２を貫通する第４のラグ開口部（図示せず）を通って延伸する。

【0023】

第３のＵ字形かぎ部材９６の第２の端部１１４は、図７に見られるように、第３の固定フランジ１１６を含み、第４のＵ字形かぎ部材１２４の第２の端部（図示せず）は、図２に見られるように、第４の固定フランジ１３４を含む。第４のＵ字形かぎ部材１２４の第２の端部（図示せず）および第４の固定フランジ１３４は、図７に示すように、第３のＵ字形かぎ部材９６の第２の端部１１４および第３の固定フランジ１１６と同様である。第３の固定フランジ１１６は、図２および図７に見られるように、第３の締め具１２０を伴って第２の胴体フレーム２０ｂの前側１１８に沿って延伸し、第３の締め具１２０は、第２の胴体フレーム２０ｂを横切る第４の方向１２２に第３の固定フランジ１１６および第２の胴体フレーム２０ｂを通って延伸する。第４の固定フランジ１３４は、図２に見られるように、第４の締め具（図示せず）を伴って第２の胴体フレーム２０ｂの前側１１８に沿って延伸するが、図７に見られる第３の固定フランジ１１６の固定配置と同様に、第２の胴体フレーム２０ｂを横切る第４の方向１２２に第４の固定フランジ１３４および第２の胴体フレーム２０ｂを通って延伸する図７の第３の締め具１２０と同様である。

【0024】

第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄは、この例では、ＣＦＲＰなどの複合材料で構築されている。この例では、複合材料は、第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄを構築する際に使用される複合材料の各層に対して５プライ構成を有し、この例では、複合材料の複数の層が使用される。図８を参照すると、一方のプライは、繊維の非線形繊維構成１３６を有する。複合材料の各層を構築する際に、複合材料の一方のプライは、その層のプライの２０％を含む繊維の非線形繊維構成１３６を含む。この例では、繊維の非線形繊維構成１３６は、半径方向軸Ｒを有する湾曲方向に延伸する。複合材料の２つのプライは、半径方向軸Ｒから角度的に変位するプラス３０度のプラスマイナス５度を含む角度範囲内に延伸する繊維１３８の第１の線形繊維構成を有する。角度変位は角度「Ａ」として表される。複合材料の２つのプライは、その層のプライの約４０％を含む繊維１３８の第１の線形繊維構成を有する。層のための複合材料の別の２つのプライは、半径方向軸Ｒから角度的に変位するマイナス３０度のプラスマイナス５度を含む角度範囲内に延伸する繊維１４０の第２の直線繊維構成を含む。角度変位は角度「Ｂ」として表される。複合材料中の繊維構成のこの例は、金属カウンターパート胴体フレームよりも軽量であり、航空機１０の動作の結果として垂直尾部フィンアセンブリ１６から生じる剪断荷重に対する必要な耐性を提供する構築を提供する。

【0025】

図９を参照すると、航空機１０の後方の位置４８に向かって見たときの航空機１０の概略断面図が、胴体アセンブリ１２および垂直尾部フィンアセンブリ１６と共に示されている。航空機１０の動作中の第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄに対する反作用剪断力の例が示されている。航空機１０の動作では、この例のように、航空機１０の右舷側２６から空気力学的動作力Ｆを加えることができる。空気力学的動作力Ｆの合力荷重は、垂直尾部フィンアセンブリ１６を介して伝達され、それにより、２０ａ～２０ｄなどの胴体フレームは、空気力学的動作力Ｆに対抗する際に、航空機１０の垂直尾部フィンアセンブリ１６の左舷側２８の垂直尾部フィンアセンブリ１６に向かう方向の力Ｆ１と、航空機１０の垂直尾部フィンアセンブリ１６の右舷側２６の垂直尾部フィンアセンブリ１６から離れる方向の力Ｆ２との反作用力を提供する。空気力学的動作力Ｆの方向が逆になると、反作用力Ｆ１およびＦ２の方向が逆になる。本明細書に記載の固定アセンブリ２４の例では、胴体フレーム２０ｂおよび２０ｃ上にそれぞれ配置された固定アセンブリ２４の第２の対３２および第３の対３４は、航空機１０の右舷側２６または左舷側２８から受ける空気力学的動作力Ｆに対処する際に胴体フレーム２０ｂと２０ｃとの間の最適な荷重伝達を提供する。胴体フレーム２０ａおよび２０ｄ上にそれぞれ配置された固定アセンブリ２４の第１の対３０および第４の対３６は、航空機１０の長さＬに沿った垂直尾部フィンアセンブリ１６に対する長手方向の動作力に対処する際に、胴体フレーム２０ａおよび２０ｄと垂直尾部フィンアセンブリ１６との間の最適な荷重伝達を提供する。

【0026】

図１０を参照すると、垂直尾部フィンアセンブリ１６を航空機１０に固定するための方法１４２は、垂直尾部フィンアセンブリ１６に固定された第１のラグ部材４６を第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４に固定するステップ１４４を含む。方法１４２は、第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に第１のＵ字形かぎ部材５２の第２の端部５６および第１の胴体フレーム２０ａを通って延伸する第１の締め具５８を伴って、第１のＵ字形かぎ部材５２の第２の端部５６を複合材料で構築された第１の胴体フレーム２０ａに固定するステップ１４６をさらに含む。

【0027】

第１のラグ部材４６を第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４に固定するステップ１４４では、図５に見られるように、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４に第１の開口部６４を画定する第１のプロング６２を有し、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１の端部５４に第２の開口部６８を画定する第２のプロング６６を有する、第１のＵ字形かぎ部材５２が含まれる。第１のラグ部材４６は、図６に見られるように、第１のＵ字形かぎ部材５２の第１のプロング６２と第２のプロング６６との間に配置され、第１のラグ部材４６を通る第１のラグ開口部７２を画定する。第１のピン７０は、第１のプロング６２の第１の開口部６４、第２のプロング６６の第２の開口部６８を通り、第１のピン７０が第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に延伸するように、第１のラグ部材４６の第１のラグ開口部７２を通って延伸する。

【0028】

固定するための方法１４２は、図５に見られるように、第１のＵ字形かぎ部材５２と第２のＵ字形かぎ部材７８とを含むＵ字形かぎ部材の第１の対３５をさらに含み、第２のＵ字形かぎ部材７８は、第１の胴体フレーム２０ａに沿って第２の方向８０に第１のＵ字形かぎ部材５２から離間して第１の胴体フレーム２０ａに固定される。第２のピン（図示せず）は、第２のＵ字形かぎ部材７８の第１の部分の第１のプロング８２の第１の開口部８４、第２のＵ字形かぎ部材７８の第１の端部８９の第２のプロング８６の第２の開口部８８を通り、第２のピン（図示せず）が第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に延伸するように、第２のラグ部材９０の第２のラグ開口部（図示せず）を通って延伸する。第２の締め具９４は、図４に見られるように、第２のＵ字形かぎ部材７８の第２の端部９１を通り、第１の胴体フレーム２０ａを横切る第１の方向６０に第１の胴体フレーム２０ａを通って延伸し、第２のＵ字形かぎ部材７８を第１の胴体フレーム２０ａに固定している。

【0029】

方法１４２は、図７に見られるように、第３のラグ部材１０８を第３のＵ字形かぎ部材９６の第１の端部１０２に固定するステップをさらに含み、第３のＵ字形かぎ部材９６の第２の端部１１４の第３の固定フランジ１１６は、第１の胴体フレーム２０ａから離間している第２の胴体フレーム２０ｂに固定される。第３のＵ字形かぎ部材９６は、図５に見られるように、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１の端部１０２に第１の開口部１００を画定する第１のプロング９８を含み、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１の端部１０２に第２の開口部１０６を画定する第２のプロング１０４を有する。第３のラグ部材１０８は、第３のＵ字形かぎ部材９６の第１のプロング９８と第２のプロング１０４との間に配置され、第３のラグ部材１０８を通る第３のラグ開口部（図示せず）を画定する。第３のピン１１０は、第１のプロング９８の第１の開口部１００、第２のプロング１０４の第２の開口部１０６を通り、第３のピン１１０が第２の胴体フレーム２０ｂに沿って第３の方向１１２に延伸するように、第３のラグ部材１０８の第３のラグ開口部（図示せず）を通って延伸する。第３の締め具１２０は、図７に見られるように、第２の胴体フレーム２０ｂを横切る第４の方向１２２に、第３のＵ字形かぎ部材９６の第２の端部１１４の第３の固定フランジ１１６および第２の胴体フレーム２０ｂを通って延伸する。

【0030】

図５に見られるように、第２の対のＵ字形かぎ部材３７は、第３のＵ字形かぎ部材９６および第４のＵ字形かぎ部材１２４を含み、第４のＵ字形かぎ部材１２４は、第２の胴体フレーム２０ｂに沿って第３の方向１１２に第３のＵ字形かぎ部材９６から離間した第２の胴体フレーム２０ｂに固定される。第４のＵ字形かぎ部材１２４は、第４のＵ字形かぎ部材１２４の第１の端部（図示せず）に第１の開口部１２７を画定する第１のプロング１２６を有し、第４のＵ字形かぎ部材１２４の第１の端部（図示せず）に第２の開口部１３０を画定する第２のプロング１２８を有する。第４のＵ字形かぎ部材１２４の第１の端部（図示せず）は、図７に示す第３のＵ字形かぎ部材９６の第１の端部１０２と同様である。第４のラグ部材１３２は、図３に見られるように、第４のＵ字形かぎ部材１２４の第１のプロング１２６と第２のプロング１２８との間に配置され、第４のラグ部材１３２を通る第４のラグ開口部（図示せず）を画定する。第４のピン（図示せず）は、図７に見られる第３のピン１１０と同様に、第１のプロング１２６の第１の開口部１２７、第２のプロング１２８の第２の開口部１３０を通り、第４のピン（図示せず）が第２の胴体フレーム２０ｂに沿って第３の方向１１２に延伸するように、第４のラグ部材１３２の第４のラグ開口部（図示せず）を通って延伸する。図７の第３の締め具１２０と同様の第４の締め具（図示せず）は、図２に見られるように、第４のＵ字形かぎ部材１２４の第２の端部（図示せず）の第４の固定フランジ１３４および第２の胴体フレーム２０ｂを貫通して、図７に見られる第３の固定フランジ１１６の固定配置と同様に、第２の胴体フレーム２０ｂを横切る第４の方向１２２に延伸する。

【0031】

第１～第４の胴体フレーム２０ａ～２０ｄの構築に使用される複合材料は、層のための５プライ構成を含み、図８に見られるように、繊維の非線形繊維構成１３６を有する１つのプライを含む複数の層が、前述のように、この例では使用される。２つのプライは、繊維の非線形繊維構成１３６の半径方向軸Ｒからプラス３０度の角度変位のプラスマイナス５度を含む角度範囲内に延伸する繊維１３８の第１の線形繊維構成を有する。別の２つのプライは、繊維の非線形繊維構成１３６の半径方向軸Ｒからマイナス３０度の角度変位のプラスマイナス５度を含む角度範囲内に延伸する繊維１４０の第２の線形繊維構成を有する。

【0032】

様々な実施形態について上述したが、本開示はそれに限定されるものではない。添付の特許請求の範囲の範囲内にある開示された実施形態に変更を加えることができる。

【符号の説明】

【0033】

１０ 航空機
１２ 胴体アセンブリ
１４ 翼アセンブリ
１６ 垂直尾部フィンアセンブリ
１８ 外板
２０ａ，２０ｂ，２０ｃ，２０ｄ 胴体フレーム
２２ 胴体外板
２４ 固定アセンブリ
２６ 右舷側
２８ 左舷側
３０ 第１の対
３２ 第２の対
３４ 第３の対
３５ 第１の対
３６ 第４の対
３７ 第２の対のＵ字形かぎ部材
３８ 前方方向
４０ 後方方向
４２ 右舷方向
４４ 左舷方向
４６ 第１のラグ部材
４８ 後方の位置
５０ 前方の位置
５２ 第１のＵ字形かぎ部材
５４ 第１の端部
５６ 第２の端部
５８ 第１の締め具
６０ 第１の方向
６２ 第１のプロング
６４ 第１の開口部
６６ 第２のプロング
６８ 第２の開口部
７０ 第１のピン
７２ 第１のラグ開口部
７４ 第１の固定フランジ
７６ 前側
７８ 第２のＵ字形かぎ部材
８０ 第２の方向
８２ 第１のプロング
８４ 第１の開口部
８６ 第２のプロング
８８ 第２の開口部
８９ 第１の端部
９０ 第２のラグ部材
９１ 第２の端部
９２ 第２の固定フランジ
９４ 第２の締め具
９６ 第３のＵ字形かぎ部材
９８ 第１のプロング
１００ 第１の開口部
１０２ 第１の端部
１０４ 第２のプロング
１０６ 第２の開口部
１０８ 第３のラグ部材
１１０ 第３のピン
１１２ 第３の方向
１１４ 第２の端部
１１６ 第３の固定フランジ
１１８ 前側
１２０ 第３の締め具
１２２ 第４の方向
１２４ 第４のＵ字形かぎ部材
１２６ 第１のプロング
１２７ 第１の開口部
１２８ 第２のプロング
１３０ 第２の開口部
１３２ 第４のラグ部材
１３４ 第４の固定フランジ

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】