航空宇宙構造物に使用するための、例えばスパー（１０２）等の、複合材料長尺構造メンバは、アッパおよびロアフランジ（１０４、１０６）間に配置される。ウェブ（１０８）は、スパー（１０２）の翼基端に対する第１部位での長さLに平行する軸線（１６４）の回りの時計回り方向の捩れとスパー（１０２）の翼先端に対する第２部位での反時計回り方向の反対捩れとを含む。アッパフランジ（１０４）からウェブ（１０８）を経由してロアフランジ（１０６）の末端まで測定されたスパーの展開幅が、長さ(L)に沿った距離の増加に伴い直線に変化するように、スパー（１０２）のジオメトリは、その長さ(L)に沿って非直線に変化する。スパー（１０２）の製作中、メンバ（１０２）のジオメトリにおける領域内の複合材料層の望ましくないクリース、応力あるいは延びを引き起こすリスクは、このように組み合わせることにより減少させることができる。
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翼と胴体の境界部に位置する航空機の構造要素は、ウェブ部材（２０）と、そのウェブ部材（２０）を縁取る輪郭部材（３０、４０、５０、６０）とを備えており、輪郭部材（３０、４０、５０、６０）のうちの少なくとも１つは平坦な部分（３１、４１、５１、６１）を備えていて、その平坦な部分は、オーバーラップされることなくウェブ部材（２０）の１つの平坦な部分（２１、２２、２３、２４）の延長部に配置されて摩擦撹拌突き合せ溶接の継ぎ目（３２、４２、５２、６２）によってその平坦な部分に接続されている。
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複合トラス構造（１０２）のための方法と構造が提供される。本構造は、複合材料からなる複数のシートから形成されたウェブ（２０６）を含み、これらシートの各々が、それぞれが長さと幅を持つ第１の面とそれとは反対側の第２面とを有する。複数のシートの各々は、両面の長さと幅が隣接するシートの長さと幅に一致するように、複数のシートのうちの他の少なくとも一つと向かい合わせに連結される。複数のシートは、上弦材（２０２）と、下弦材（２０４）と、及びそれらの間に配置される複数のウェブ材（２０６）とを含むように形成される。本構造は、ウェブの外周縁の近位でウェブに連結される少なくとも第１のフランジプレート（２０８）も含む。
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【課題】 飛行機の翼のスパーに本体スキンおよび前縁スキンを突き合わせて段差が発生しないようにファスナーで固定する際の作業性を高める。
【解決手段】 板材をＪ字状に形成してシム部２５ａおよび弾性支持部２５ｂが相互に対向するように構成された段差調整部材２５を、そのシム部２５ａおよび弾性支持部２５ｂでスパー１４のフランジ１４ｂを弾性的に挟持するように装着し、スパー１４のフランジ１４ｂとの間に段差調整部材２５のシム部２５ａを介在させた状態で前縁スキン１９の後端を前記フランジ１４ｂにファスナー２２で固定するので、アッパースキン１７の前端と前縁スキン１９の後端との間の段差を前記シム部２５ａで調整することができ、しかも多数の段差調整部材２５をスパー１４に支持しても該段差調整部材２５が落下したり位置ずれしたりしないため、前縁スキン１９をスパー１４に固定する際の作業性が向上する。 （もっと読む）

【課題】 飛行機の左右の主翼の結合部の構造を簡素化して部品点数および組付工数を削減する。
【解決手段】 左右の主翼１２Ｌ，１２Ｒのメインスパー１３、フロントスパー１４およびリヤスパー１５に胴体の下部に沿って湾曲する湾曲部２３，２４，２５を一体に形成し、左右の湾曲部２３，２４，２５の左右方向内端を機体中心線Ｌ上で突き合わせて連結フィッティング２６…および連結板２７…を介して結合したので、左右の主翼１２Ｌ，１２Ｒのメインスパー１３、フロントスパー１４およびリヤスパー１５をキャリースルーを介して連結する場合に比べて、部品点数および結合作業の工数を削減することができる。しかも湾曲部２３，２４，２５を形成したことで、左右の主翼１２Ｌ，１２Ｒが胴体と干渉することを回避し、胴体の内部空間を有効に利用することができる。 （もっと読む）

【課題】 飛行機の翼に作用する剪断荷重に対するリブの座屈強度を高める。
【解決手段】 メインスパー１３およびフロントスパー１４間を接続するリブ２１の上縁および下縁に、上下のスキン１９，２０のストリンガー１９ａ，２０ａが通過するストリンガー貫通孔２１ｃ，２１ｄを形成すると、それらのストリンガー貫通孔２１ｃ，２１ｄにより翼の揚力や抗力に起因する剪断荷重に対するリブ２１の座屈強度が低下し、翼のスパー１３，１４、スキン１９，２０およびリブ２１よりなるボックス構造に撓みが生じ、ひいては翼形状が変化する可能性がある。しかしながら、リブ２１に上下のストリンガー貫通孔２１ｃ，２１ｄを接続する方向に延びるビード２３を形成し、そのビード２３の上下端部を上下のストリンガー貫通孔２１ｃ，２１ｄを囲むように円弧状に形成したことで、前記剪断荷重に対するリブ２１の座屈強度を効果的に高め、翼の変形を抑制することができる。 （もっと読む）

複合構造体の一体複合パネルおよび継手の実施例について説明する。ある実現化例において、航空機の翼幅全体に実質的に延びる一体化パネルは、少なくとも中央部分と１対の外向きに突出した翼部分とを含む。これらの部分は、複合材料からなる連続する積み重ねすなわち層で形成された外板を含み得る。これらの層は、それぞれの部分間の継手で部分的に重なり合うとともにオフセットすることにより、上記部分間で負荷を伝達する肉厚領域を形成する。ある特定の実現化例では、外板を１つ以上の構造ストリンガの上に置き、ストリンガは、たとえばストリンガの厚みおよび／または剛性が徐々に減少することによって、上記部分間の継手に移行する。
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リブポスト（10）が、複合材料からなる中空の実質的に三角形の断面を有している。リブポスト（10）は、例えば航空機の翼の桁および内部のリブなど、2つの隣接して配置された部品を一体に接合するための構造部材を形成できる。リブポスト（10）を、第1（12）、第2（14）、および第3（16）の壁から形成することができる。第1の壁（12）が、1つの部品の表面に当接でき、第2の壁（14）が、第2の部品の表面に当接できる。第1および第2の壁（12、14）を、リブおよび桁などといったそれぞれの部品へと取り付けて、それらを接合することができる。第3の壁（16）が、第1および第2の壁（12、14）を一体に接続し、中空の三角形の断面を形成している。 （もっと読む）

本発明は航空機の翼のストリンガ（縦通材）及びこのようなストリンガを形成するための方法に関するものであり、ストリンガは単一の材料片から形成され、ストリンガの寸法及び重量を最適化するように機械加工される。
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航空機用の加熱される先端構成部品およびその製造方法が記載されている。 この先端構成部品は、外板と、外板用の支持リブと、これら外板とリブとのほぼ中間の位置に設けられヒータを受け入れるようになっているキャビティとを備えている。 このリブは、キャビティの両側で外板に取り付けられる。
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