航空機コンポーネント間の接合部
第１コンポーネント、端部で終わる接合領域で第１コンポーネントに接合する第２コンポーネント、接合領域の端部と第２コンポーネントの端部の間に位置し、第１、第２コンポーネントが接合しない非接合領域、および非接合領域を貫通し、第１コンポーネントを第２コンポーネントに留める１つ以上の留め具で構成される、一組の航空機コンポーネント間の接合部。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の一組のコンポーネント間の接合部に関するものである。この接合部は、第１コンポーネントおよび接合領域で第１コンポーネントに接合される第２コンポーネントから構成される。これらのコンポーネントは、共硬化、共接合、二次接合 （例えば接着層によるもの）またはその他の適切な接合方法によって接合することができる。
【背景技術】
【０００２】
図１は、ストリンガー(縦通材）脚部１および翼スキンパネル２との間の従来の接合部を示す。これらのコンポーネントは、接着層３によって接合されている。フェイルセーフボルト４は、接着層３の欠陥の場合に、コンポーネント間の連結を維持する。
【０００３】
航空機の翼の使用時には、典型的に主に３種類の負荷が接合部に作用する。先ず、翼全体の屈曲によって生じる、翼スキン２の局部的な屈曲の結果として、接合部に負荷が作用する。次に、せん断負荷が翼スキン２に作用し、これは、接合部によってストリンガー１に伝達される。最後に、ストリンガーランアウト５における幾何学的不連続の結果として、ストリンガー脚部１をスキン２から分離させる剥離負荷が作用する。
【０００４】
せん断応力６は、グラフ７に示すように、スキン２からストリンガー脚部１に接着層３によって伝達される。せん断応力は、伝達が始まった時点は最大であり、全ての負荷が一旦コンポーネント間に均等に分配されると、ゼロに達する。接着層３が無傷である間は、ボルト４はほとんどまたは全くせん断応力を伝達しない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
図１の配置の問題は、接着層３が亀裂の影響を受けやすいことである。亀裂は、せん断応力７が最大であるストリンガーランアウト５で、典型的に発生する。
【０００６】
フェイルセーフボルト４の存在により、壊滅的な欠陥よりも前に、構造体は全体として比較的高い負荷に耐えることができるが、航空機規定では、構造体の全体的な健全性を保つことが求められている。よって、究極の負荷レベル、すなわち航空機の稼働寿命の間に経験する可能性のある最大の負荷レベルまで、亀裂発生を防ぐ必要がある。これは典型的には、スキン２を厚くすることによって達成される。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の第１の観点は、第１コンポーネント、端部で終わる接合領域で該第１コンポーネントに接合される第２コンポーネント、該接合領域の該端部と該第２コンポーネントの端部との間に位置し、これらのコンポーネントが接合されていない非接合領域、および、該非接合領域を貫通して該第１コンポーネントを該第２コンポーネントに留める１つ以上の留め具で構成される、一組の航空機コンポーネント間の接合部を提供する。
【０００８】
第１コンポーネントは、例えばパネルで構成し、第２コンポーネントは、例えば一組の側端部と該側端部よりも短い終端部とを有するストリンガーで構成してもよい。この場合、非接合領域は、接合領域の端部とストリンガーの終端部との間に位置する。
【０００９】
好適には、接合部は、非接合領域内でコンポーネントの間に位置するシム層でさらに構成される。該シム層は、低摩擦材料で形成され、シム層と第１コンポーネントの間の摩擦係数は、第２コンポーネントと第１コンポーネントの間の摩擦係数よりも小さい。シム層は、好適には、非接合領域の大部分に延在する。
【００１０】
任意選択でシム層を省いてもよいが、この場合には、第１および／または第２コンポーネントは、２つのコンポーネント間の非接合領域を実質的に埋めるステップを含むこともできる。これにより、シム層のない場合には、製造中に非接合領域で接合が発生するのを防ぐことができる。
【００１１】
好適には、留め具はコンポーネントの内の１つまたは両方および、シム層が含まれている場合には、シム層を貫通する。留め具は好適にはボルトである。
【００１２】
好適には、接合領域の端部に一番近い留め具は、非接合領域を貫通する最小直径Ｄのシャフトを有し、シャフトの中心軸と接合領域の端部との間の距離Ｌは、２Ｄよりも大きい。
【００１３】
第２コンポーネントは、共硬化、共接合または二次接合により、接合領域で第１コンポーネントに接合してもよい。コンポーネントの内の１つまたは両方は、例えば複合材料の複数の層から形成してもよい。
【００１４】
本発明の第２の観点は、コンポーネントの間でせん断力を伝達する方法を提供し、該方法は、非接合領域を介してコンポーネント間でせん断力を実質的に何も伝達しないステップと、留め具を介してコンポーネント間で少なくともいくらかのせん断力を伝達するステップとを含む。
【００１５】
好適には、該方法は、接合領域で第２コンポーネントを第１コンポーネントに接合するステップ、非接合領域でこれらのコンポーネントが接合されるのを防ぐステップ、および非接合領域を貫通する１つ以上の留め具でこれらのコンポーネントを固定するステップをさらに含む。好適には、これらのコンポーネントは、シム層により、非接合領域内で接合されないようにする。シム層は、これらのコンポーネントの間に位置し、接合ステップの際には、非接合領域内でこれらのコンポーネントの間に位置する。上述の様に、このシム層は任意選択で省いてもよく、その場合には、これらのコンポーネントの内の１つ（または両方）は、非接合領域を実質的に埋めるステップをさらに含み、製造中に非接合領域で接合が発生するのを防ぐ。
【００１６】
本発明のさらなる観点は、本発明の第１の観点による接合部を備える航空機を提供する。
【００１７】
本発明の実施形態を添付の図面を参照して説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】ストリンガーとパネルの間の従来の接合部を示す図である。
【図２】本発明の実施形態による接合部を示す図である。
【図３】航空機の翼スキンの内面に取り付けられた、３つのストリンガーを示す図である。
【図４】図３のＡ−Ａの線に沿った断面図である。
【図５】２つのコンポーネント間の接合部の製造方法を説明する図である。
【図６】図５の方法によって得られる接合部を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
図３は、航空機の翼の下側のスキン１４の内表面に取り付けられた、３つのストリンガー１０〜１２を示す。ストリンガー１０〜１２およびスキン１４は、炭素繊維強化プラスチック（Ｃａｒｂｏｎ Ｆｉｂｒｅ Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ Ｐｌａｓｔｉｃ：ＣＦＲＰ）のような、積層複合材料でできている。典型的にＣＦＲＰは、エポキシ樹脂基体を含浸させた、一方向炭素繊維の一連の層から成る。
【００２０】
各ストリンガー１０〜１２は、スキン１４に平行に設置される脚部１５〜１７、およびスキン１４に垂直に設置されるブレード１８〜２０を有する。各ストリンガー脚部は、一組の比較的長い側端部と一組の比較的短い終端部とを有する。これらの終端部は、従来「ランアウト」として知られている。ストリンガー脚部１６の１つのランアウト２２を図示するが、ストリンガー脚部１５、１７のランアウトは図示しない。尚、ストリンガー１１のブレード１９は、ランアウト２２の手前の先端２３で終わる、先細の終端部２１を有する。これにより、スキン１４とストリンガー１１との間の負荷伝達プロセスがスムーズに行われる。
【００２１】
図４は、図３に示されるＡ−Ａの線に沿った断面図であり、ストリンガーランアウトの領域内のストリンガー／スキン接合部を示す。ストリンガー１１の脚部１６は、接着層３０と６本のボルト３１のセットによって、翼スキン１４に取り付けられ、図４にはその内の３本を示している。接着層３０は、端部３２とランアウト２２の間の、接着剤のない非接合領域を残して、端部３２で終わっている。シム層３３は、この非接合領域内のコンポーネントの間に位置する。ボルト３１は、コンポーネント１４、１６およびシム層３３を貫通する。
【００２２】
図１の従来の配置とは対照的に、ボルト３１は、コンポーネント間の大部分のせん断負荷を伝達する。この原理は図２に示される。図２は、コンポーネントの間にシム層８を設け、接着層３を端部９で終わらせることによって変更した、図１の接合部を示す。シム層８によって伝達されるせん断応力は、ほぼまたは全くないので、ボルト４は大部分のせん断負荷を伝達させ、接着剤によって伝達されるせん断負荷はかなり減少する。よって、図１の配置と比較して、接着剤で亀裂の発生する可能性が大幅に減少する。同様の原理は、図４に示す接合部に適用される。
【００２３】
尚、ボルト３１の大きさは、従来の接合部と比べて増大させる必要があるかもしれないが、この重量の増加は、スキンおよび／またはストリンガーをより薄くすることによって相殺される。
【００２４】
さらに図４に戻ると、接着剤の端部３２は、ストリンガーランアウト２２とスキン１４の間の幾何学的不連続から離れているので、剥離負荷は、もはや接着剤によって伝達される必要がなくなり、代わりにボルト３１がこの負荷を伝達する。また、翼の全体的な屈曲によって生じる接着剤上の負荷は、曲げモーメントのより少ない翼上の場所に端部３２を位置させることにより、最小限に抑えられる。
【００２５】
大部分のせん断応力が、接着剤よりもボルトで伝達されることを確実にするために、端部３２とボルトの間に大きな隙間を維持することが好ましい。より具体的には、距離Ｌ（図４参照）は、接合領域の端部３２と、接合領域の端部３２に最も近いボルトである、ボルト３１のシャフトの中心軸との間に画定することができる。この距離Ｌは、好適には、ボルト３１のシャフトの最小直径Ｄの２倍よりも大きく、座屈距離よりも小さい。この座屈距離は、構造体が許容できない座屈のリスクにさらされるまで耐えることのできる、最大距離Ｌと定義される。
【００２６】
シム層３３は、テフロンのような摩擦係数の低い材料で形成される。これはボルト３１がプレテンションされている場合には、特に重要である。これにより、シム層３３を通したせん断応力の伝達を最小限に抑えることができる。シム層３３はまた、非接合領域への水分浸透を防ぐ。
【００２７】
図５は、第１および第２コンポーネント５０、５１の間の上述の接合部に類似した、接合部の製造方法を示す。先ず、シム層５２を非接合領域内の第１および／または第２コンポーネント５０に設置する。次に、接着層５３を接合領域内の第１コンポーネント５０に塗布する。これら２つのコンポーネントは、接着剤が固まるまでくっつける。接着剤が固まった後で、ボルト５４を非接合領域に貫通させる。結果として得られる接合部を図６に示す。シム層５２により、接合領域の端部５５の位置を簡単に調節することができる。図２および図４に示される接合部もこの方法によって製造することができる。この場合には、接着層は典型的にはパネルに塗布し、ストリンガーをパネル上の接着層に押えつける。
【００２８】
図５の例では、どちらのコンポーネントも、接着層によって接合される前に早期硬化されている。しかしながら、共硬化および共接合を含むその他の接続方法を使用してもよい。共硬化の場合には、コンポーネントは同時に硬化され、それらは硬化されるに従い、接合領域内で接合し、シム層がエポキシ樹脂の非接合領域への流出を防ぐ。接着層は、共硬化の場合には存在してもよいし、しなくてもよい。共接合の場合には、コンポーネントの内の１つ（典型的にはパネル）は早期硬化され、ストリンガーがパネル上に硬化される。共接合の場合、接着層は存在してもしなくてもよい。
【００２９】
本発明を１つ以上の好適な実施形態を参照して上述の様に説明したが、添付の請求項に定めるように、本発明の主旨から逸脱することなく、種々の変更や変形が可能であると理解されたい。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の一組のコンポーネント間の接合部に関するものである。この接合部は、第１コンポーネントおよび接合領域で第１コンポーネントに接合される第２コンポーネントから構成される。これらのコンポーネントは、共硬化、共接合、二次接合 （例えば接着層によるもの）またはその他の適切な接合方法によって接合することができる。
【背景技術】
【０００２】
図１は、ストリンガー(縦通材）脚部１および翼スキンパネル２との間の従来の接合部を示す。これらのコンポーネントは、接着層３によって接合されている。フェイルセーフボルト４は、接着層３の欠陥の場合に、コンポーネント間の連結を維持する。
【０００３】
航空機の翼の使用時には、典型的に主に３種類の負荷が接合部に作用する。先ず、翼全体の屈曲によって生じる、翼スキン２の局部的な屈曲の結果として、接合部に負荷が作用する。次に、せん断負荷が翼スキン２に作用し、これは、接合部によってストリンガー１に伝達される。最後に、ストリンガーランアウト５における幾何学的不連続の結果として、ストリンガー脚部１をスキン２から分離させる剥離負荷が作用する。
【０００４】
せん断応力６は、グラフ７に示すように、スキン２からストリンガー脚部１に接着層３によって伝達される。せん断応力は、伝達が始まった時点は最大であり、全ての負荷が一旦コンポーネント間に均等に分配されると、ゼロに達する。接着層３が無傷である間は、ボルト４はほとんどまたは全くせん断応力を伝達しない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
図１の配置の問題は、接着層３が亀裂の影響を受けやすいことである。亀裂は、せん断応力７が最大であるストリンガーランアウト５で、典型的に発生する。
【０００６】
フェイルセーフボルト４の存在により、壊滅的な欠陥よりも前に、構造体は全体として比較的高い負荷に耐えることができるが、航空機規定では、構造体の全体的な健全性を保つことが求められている。よって、究極の負荷レベル、すなわち航空機の稼働寿命の間に経験する可能性のある最大の負荷レベルまで、亀裂発生を防ぐ必要がある。これは典型的には、スキン２を厚くすることによって達成される。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の第１の観点は、第１コンポーネント、端部で終わる接合領域で該第１コンポーネントに接合される第２コンポーネント、該接合領域の該端部と該第２コンポーネントの端部との間に位置し、これらのコンポーネントが接合されていない非接合領域、および、該非接合領域を貫通して該第１コンポーネントを該第２コンポーネントに留める１つ以上の留め具で構成される、一組の航空機コンポーネント間の接合部を提供する。
【０００８】
第１コンポーネントは、例えばパネルで構成し、第２コンポーネントは、例えば一組の側端部と該側端部よりも短い終端部とを有するストリンガーで構成してもよい。この場合、非接合領域は、接合領域の端部とストリンガーの終端部との間に位置する。
【０００９】
好適には、接合部は、非接合領域内でコンポーネントの間に位置するシム層でさらに構成される。該シム層は、低摩擦材料で形成され、シム層と第１コンポーネントの間の摩擦係数は、第２コンポーネントと第１コンポーネントの間の摩擦係数よりも小さい。シム層は、好適には、非接合領域の大部分に延在する。
【００１０】
任意選択でシム層を省いてもよいが、この場合には、第１および／または第２コンポーネントは、２つのコンポーネント間の非接合領域を実質的に埋めるステップを含むこともできる。これにより、シム層のない場合には、製造中に非接合領域で接合が発生するのを防ぐことができる。
【００１１】
好適には、留め具はコンポーネントの内の１つまたは両方および、シム層が含まれている場合には、シム層を貫通する。留め具は好適にはボルトである。
【００１２】
好適には、接合領域の端部に一番近い留め具は、非接合領域を貫通する最小直径Ｄのシャフトを有し、シャフトの中心軸と接合領域の端部との間の距離Ｌは、２Ｄよりも大きい。
【００１３】
第２コンポーネントは、共硬化、共接合または二次接合により、接合領域で第１コンポーネントに接合してもよい。コンポーネントの内の１つまたは両方は、例えば複合材料の複数の層から形成してもよい。
【００１４】
本発明の第２の観点は、コンポーネントの間でせん断力を伝達する方法を提供し、該方法は、非接合領域を介してコンポーネント間でせん断力を実質的に何も伝達しないステップと、留め具を介してコンポーネント間で少なくともいくらかのせん断力を伝達するステップとを含む。
【００１５】
好適には、該方法は、接合領域で第２コンポーネントを第１コンポーネントに接合するステップ、非接合領域でこれらのコンポーネントが接合されるのを防ぐステップ、および非接合領域を貫通する１つ以上の留め具でこれらのコンポーネントを固定するステップをさらに含む。好適には、これらのコンポーネントは、シム層により、非接合領域内で接合されないようにする。シム層は、これらのコンポーネントの間に位置し、接合ステップの際には、非接合領域内でこれらのコンポーネントの間に位置する。上述の様に、このシム層は任意選択で省いてもよく、その場合には、これらのコンポーネントの内の１つ（または両方）は、非接合領域を実質的に埋めるステップをさらに含み、製造中に非接合領域で接合が発生するのを防ぐ。
【００１６】
本発明のさらなる観点は、本発明の第１の観点による接合部を備える航空機を提供する。
【００１７】
本発明の実施形態を添付の図面を参照して説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】ストリンガーとパネルの間の従来の接合部を示す図である。
【図２】本発明の実施形態による接合部を示す図である。
【図３】航空機の翼スキンの内面に取り付けられた、３つのストリンガーを示す図である。
【図４】図３のＡ−Ａの線に沿った断面図である。
【図５】２つのコンポーネント間の接合部の製造方法を説明する図である。
【図６】図５の方法によって得られる接合部を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
図３は、航空機の翼の下側のスキン１４の内表面に取り付けられた、３つのストリンガー１０〜１２を示す。ストリンガー１０〜１２およびスキン１４は、炭素繊維強化プラスチック（Ｃａｒｂｏｎ Ｆｉｂｒｅ Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ Ｐｌａｓｔｉｃ：ＣＦＲＰ）のような、積層複合材料でできている。典型的にＣＦＲＰは、エポキシ樹脂基体を含浸させた、一方向炭素繊維の一連の層から成る。
【００２０】
各ストリンガー１０〜１２は、スキン１４に平行に設置される脚部１５〜１７、およびスキン１４に垂直に設置されるブレード１８〜２０を有する。各ストリンガー脚部は、一組の比較的長い側端部と一組の比較的短い終端部とを有する。これらの終端部は、従来「ランアウト」として知られている。ストリンガー脚部１６の１つのランアウト２２を図示するが、ストリンガー脚部１５、１７のランアウトは図示しない。尚、ストリンガー１１のブレード１９は、ランアウト２２の手前の先端２３で終わる、先細の終端部２１を有する。これにより、スキン１４とストリンガー１１との間の負荷伝達プロセスがスムーズに行われる。
【００２１】
図４は、図３に示されるＡ−Ａの線に沿った断面図であり、ストリンガーランアウトの領域内のストリンガー／スキン接合部を示す。ストリンガー１１の脚部１６は、接着層３０と６本のボルト３１のセットによって、翼スキン１４に取り付けられ、図４にはその内の３本を示している。接着層３０は、端部３２とランアウト２２の間の、接着剤のない非接合領域を残して、端部３２で終わっている。シム層３３は、この非接合領域内のコンポーネントの間に位置する。ボルト３１は、コンポーネント１４、１６およびシム層３３を貫通する。
【００２２】
図１の従来の配置とは対照的に、ボルト３１は、コンポーネント間の大部分のせん断負荷を伝達する。この原理は図２に示される。図２は、コンポーネントの間にシム層８を設け、接着層３を端部９で終わらせることによって変更した、図１の接合部を示す。シム層８によって伝達されるせん断応力は、ほぼまたは全くないので、ボルト４は大部分のせん断負荷を伝達させ、接着剤によって伝達されるせん断負荷はかなり減少する。よって、図１の配置と比較して、接着剤で亀裂の発生する可能性が大幅に減少する。同様の原理は、図４に示す接合部に適用される。
【００２３】
尚、ボルト３１の大きさは、従来の接合部と比べて増大させる必要があるかもしれないが、この重量の増加は、スキンおよび／またはストリンガーをより薄くすることによって相殺される。
【００２４】
さらに図４に戻ると、接着剤の端部３２は、ストリンガーランアウト２２とスキン１４の間の幾何学的不連続から離れているので、剥離負荷は、もはや接着剤によって伝達される必要がなくなり、代わりにボルト３１がこの負荷を伝達する。また、翼の全体的な屈曲によって生じる接着剤上の負荷は、曲げモーメントのより少ない翼上の場所に端部３２を位置させることにより、最小限に抑えられる。
【００２５】
大部分のせん断応力が、接着剤よりもボルトで伝達されることを確実にするために、端部３２とボルトの間に大きな隙間を維持することが好ましい。より具体的には、距離Ｌ（図４参照）は、接合領域の端部３２と、接合領域の端部３２に最も近いボルトである、ボルト３１のシャフトの中心軸との間に画定することができる。この距離Ｌは、好適には、ボルト３１のシャフトの最小直径Ｄの２倍よりも大きく、座屈距離よりも小さい。この座屈距離は、構造体が許容できない座屈のリスクにさらされるまで耐えることのできる、最大距離Ｌと定義される。
【００２６】
シム層３３は、テフロンのような摩擦係数の低い材料で形成される。これはボルト３１がプレテンションされている場合には、特に重要である。これにより、シム層３３を通したせん断応力の伝達を最小限に抑えることができる。シム層３３はまた、非接合領域への水分浸透を防ぐ。
【００２７】
図５は、第１および第２コンポーネント５０、５１の間の上述の接合部に類似した、接合部の製造方法を示す。先ず、シム層５２を非接合領域内の第１および／または第２コンポーネント５０に設置する。次に、接着層５３を接合領域内の第１コンポーネント５０に塗布する。これら２つのコンポーネントは、接着剤が固まるまでくっつける。接着剤が固まった後で、ボルト５４を非接合領域に貫通させる。結果として得られる接合部を図６に示す。シム層５２により、接合領域の端部５５の位置を簡単に調節することができる。図２および図４に示される接合部もこの方法によって製造することができる。この場合には、接着層は典型的にはパネルに塗布し、ストリンガーをパネル上の接着層に押えつける。
【００２８】
図５の例では、どちらのコンポーネントも、接着層によって接合される前に早期硬化されている。しかしながら、共硬化および共接合を含むその他の接続方法を使用してもよい。共硬化の場合には、コンポーネントは同時に硬化され、それらは硬化されるに従い、接合領域内で接合し、シム層がエポキシ樹脂の非接合領域への流出を防ぐ。接着層は、共硬化の場合には存在してもよいし、しなくてもよい。共接合の場合には、コンポーネントの内の１つ（典型的にはパネル）は早期硬化され、ストリンガーがパネル上に硬化される。共接合の場合、接着層は存在してもしなくてもよい。
【００２９】
本発明を１つ以上の好適な実施形態を参照して上述の様に説明したが、添付の請求項に定めるように、本発明の主旨から逸脱することなく、種々の変更や変形が可能であると理解されたい。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１コンポーネント；
端部で終わる接合領域で該第１コンポーネントに接合する第２コンポーネント；
該接合領域の該端部と該第２コンポーネントの端部との間に位置し、これらのコンポーネントが接合されない非接合領域；および
該非接合領域を貫通し、該第１コンポーネントを該第２コンポーネントに留める１つ以上の留め具、を具える、一組の航空機コンポーネント間の接合部。
【請求項２】
前記第１コンポーネントはパネルから構成され、前記第２コンポーネントは一組の側端部および該側端部よりも短い終端部を持つストリンガーから構成され、前記非接合領域は前記接合領域の前記端部と該ストリンガーの終端部の間に位置する、請求項１に記載の接合部。
【請求項３】
前記非接合領域内の前記コンポーネントの間に位置するシム層をさらに具える、請求項１または２に記載の接合部。
【請求項４】
前記シム層は低摩擦材料より形成され、該シム層と前記第１コンポーネントの間の摩擦係数は、前記第２コンポーネントと該第１コンポーネントの間の摩擦係数よりも小さい、請求項３に記載の接合部。
【請求項５】
各留め具は前記シム層を貫通する、請求項３または４に記載の接合部。
【請求項６】
前記シム層は前記非接合領域の大部分に延在する、請求項３、４または５に記載の接合部。
【請求項７】
前記留め具は前記コンポーネントの内の１つまたは両方を貫通する、請求項１〜６の何れかに記載の接合部。
【請求項８】
前記留め具はボルトである、請求項７に記載の接合部。
【請求項９】
前記接合領域の前記端部に最も近い留め具は、前記非接合領域を貫通する最小直径Ｄのシャフトを有し、該シャフトの中心軸と前記接合領域の前記端部の間の距離Ｌは２Ｄよりも大きい、請求項１〜８の何れかに記載の接合部。
【請求項１０】
前記第２コンポーネントは、共硬化、共接合または二次接合によって、前記接合領域で前記第１コンポーネントに接合される、請求項１〜９の何れかに記載の接合部。
【請求項１１】
前記コンポーネントの内の１つまたは両方は、複数の層から形成される、請求項１〜１０の何れかに記載の接合部。
【請求項１２】
前記コンポーネントの内の１つまたは両方は、複合材料の複数の層から形成される、請求項１１に記載の接合部。
【請求項１３】
請求項１〜１２に記載の接合部のコンポーネント間でせん断力を伝達する方法であって、
前記非接合領域を介して、前記コンポーネントの間でせん断力を実質的に伝達しないステップ；および
前記留め具を介して、前記コンポーネントの間で少なくともいくらかのせん断力を伝達するステップ、
を含む、方法。
【請求項１４】
請求項１に記載の接合部を製造する方法であって、
前記接合領域で、前記第２コンポーネントを前記第１コンポーネントに接合するステップ；
前記非接続領域内で、前記第１および第２コンポーネントが接合されることを防ぐステップ；および
前記非接合領域を貫通する１つ以上の留め具で、前記第１および第２コンポーネントを留めるステップ
を含む方法。
【請求項１５】
前記第１および第２コンポーネントの間でかつ前記接合ステップの間における前記非接合領域内に位置するシム層によって、前記第１および第２コンポーネントが該非接合領域内で接合されるのを防ぐ、請求項１４に記載の方法。
【請求項１】
第１コンポーネント；
端部で終わる接合領域で該第１コンポーネントに接合する第２コンポーネント；
該接合領域の該端部と該第２コンポーネントの端部との間に位置し、これらのコンポーネントが接合されない非接合領域；および
該非接合領域を貫通し、該第１コンポーネントを該第２コンポーネントに留める１つ以上の留め具、を具える、一組の航空機コンポーネント間の接合部。
【請求項２】
前記第１コンポーネントはパネルから構成され、前記第２コンポーネントは一組の側端部および該側端部よりも短い終端部を持つストリンガーから構成され、前記非接合領域は前記接合領域の前記端部と該ストリンガーの終端部の間に位置する、請求項１に記載の接合部。
【請求項３】
前記非接合領域内の前記コンポーネントの間に位置するシム層をさらに具える、請求項１または２に記載の接合部。
【請求項４】
前記シム層は低摩擦材料より形成され、該シム層と前記第１コンポーネントの間の摩擦係数は、前記第２コンポーネントと該第１コンポーネントの間の摩擦係数よりも小さい、請求項３に記載の接合部。
【請求項５】
各留め具は前記シム層を貫通する、請求項３または４に記載の接合部。
【請求項６】
前記シム層は前記非接合領域の大部分に延在する、請求項３、４または５に記載の接合部。
【請求項７】
前記留め具は前記コンポーネントの内の１つまたは両方を貫通する、請求項１〜６の何れかに記載の接合部。
【請求項８】
前記留め具はボルトである、請求項７に記載の接合部。
【請求項９】
前記接合領域の前記端部に最も近い留め具は、前記非接合領域を貫通する最小直径Ｄのシャフトを有し、該シャフトの中心軸と前記接合領域の前記端部の間の距離Ｌは２Ｄよりも大きい、請求項１〜８の何れかに記載の接合部。
【請求項１０】
前記第２コンポーネントは、共硬化、共接合または二次接合によって、前記接合領域で前記第１コンポーネントに接合される、請求項１〜９の何れかに記載の接合部。
【請求項１１】
前記コンポーネントの内の１つまたは両方は、複数の層から形成される、請求項１〜１０の何れかに記載の接合部。
【請求項１２】
前記コンポーネントの内の１つまたは両方は、複合材料の複数の層から形成される、請求項１１に記載の接合部。
【請求項１３】
請求項１〜１２に記載の接合部のコンポーネント間でせん断力を伝達する方法であって、
前記非接合領域を介して、前記コンポーネントの間でせん断力を実質的に伝達しないステップ；および
前記留め具を介して、前記コンポーネントの間で少なくともいくらかのせん断力を伝達するステップ、
を含む、方法。
【請求項１４】
請求項１に記載の接合部を製造する方法であって、
前記接合領域で、前記第２コンポーネントを前記第１コンポーネントに接合するステップ；
前記非接続領域内で、前記第１および第２コンポーネントが接合されることを防ぐステップ；および
前記非接合領域を貫通する１つ以上の留め具で、前記第１および第２コンポーネントを留めるステップ
を含む方法。
【請求項１５】
前記第１および第２コンポーネントの間でかつ前記接合ステップの間における前記非接合領域内に位置するシム層によって、前記第１および第２コンポーネントが該非接合領域内で接合されるのを防ぐ、請求項１４に記載の方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【公表番号】特表２０１２−５０６０１４（Ｐ２０１２−５０６０１４Ａ）
【公表日】平成２４年３月８日（２０１２．３．８）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−５３１５７２（Ｐ２０１１−５３１５７２）
【出願日】平成２１年１０月１５日（２００９．１０．１５）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＧＢ２００９／０５１３７７
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／０４６６８４
【国際公開日】平成２２年４月２９日（２０１０．４．２９）
【公序良俗違反の表示】
（特許庁注：以下のものは登録商標）
１．テフロン
【出願人】（５１０２８６４８８）エアバス オペレーションズ リミテッド (30)
【氏名又は名称原語表記】ＡＩＲＢＵＳ ＯＰＥＲＡＴＩＯＮＳ ＬＩＭＩＴＥＤ
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２４年３月８日（２０１２．３．８）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年１０月１５日（２００９．１０．１５）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＧＢ２００９／０５１３７７
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／０４６６８４
【国際公開日】平成２２年４月２９日（２０１０．４．２９）
【公序良俗違反の表示】
（特許庁注：以下のものは登録商標）
１．テフロン
【出願人】（５１０２８６４８８）エアバス オペレーションズ リミテッド (30)
【氏名又は名称原語表記】ＡＩＲＢＵＳ ＯＰＥＲＡＴＩＯＮＳ ＬＩＭＩＴＥＤ
【Ｆターム（参考）】
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