本発明は、航空機の翼用の縦通材（１０５）と、この縦通材の形成方法に関し、この際、縦通材（１０５）は、金属の単一部品から形成されて、この長さに沿って強度を異なるように有する。
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【課題】他部材との接合面に凹凸面を形成する場合であっても、背中合わせの接合時にしわ発生の原因となる隙間を形成することがない複合材を用いた構造部材の成形方法を提供すること。
【解決手段】シート状複合材料３１を積層してなる平板状のプリプレグ３０からコ字状断面に成形され、凹凸を設けたフランジ面と平坦なウェブ面とを備えている複合材を用いた構造部材の成形方法において、複合材料３０が、シート状複合材料３１を最小厚さｔ１に積層して平板状のベース素材３２を得るベース素材積層工程の後、成形後にフランジ面の凸部となる位置に限定してベース素材３２にシート状複合材料３１を所望の厚さまで積層する凸部積層工程を実施して積層される。 （もっと読む）

本発明は、航空機建設を目指した構造的要素の新しい製造方法に関し、特に、ウェブと、１もしくは互いに隣接する複数のストリンガーとを具えた翼スパーの製造方法に関し、
１）少なくとも、第１の金属ブロックと、弾性限界が第１の金属ブロックよりも低い第２の金属ブロックとを準備する第1工程と、
２）第１のウェブ部分と少なくとも１本のストリンガー要素を有する第１の金属ブロックと、第２のウェブ部分を有する第２の金属ブロックとを、第１のウェブ部分と第２のウェブ部分とがそれらの共通な全長にわたって突き合わせるように配置する工程とを具える。この発明は、いくつかの組立部品よりなり、そのストリンガーが従来の方法より大きな機械的強度を有する、二重機能、多重機能を有する構造的要素の製造方法を可能にする。
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航空機部品を形成するために部品を組付ける方法であって、第一部品（翼の外板12等）の第一面を第二部品（小骨の脚部8等）の第二面と隣り合うようにアセンブリ内に配置する。レーザー（15A）を用いて第一部品（12）の測定と、第二部品（8）の測定を行い、第一及び第二部品を組付ける時に生じる隙間の大きさと形状を算出する。算出結果に基づいて厚さを変化させたシム（20）を光造形法等により製造し、シム（20）を第一及び第二部品の間に配置するとともに、第一及び第二部品を組付けて、シム（20）の変化した厚さにより、第一及び第二部品の隙間の変化を補償する。
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【課題】本出願は、骨組み構造体（７）および第１シェル部（１）を有する航空機翼のための翼ボックスを開示する。
【解決手段】前記骨組み構造体（７）は、前記第１シェル部（１）に接続され、前記第１シェル部（１）に作用している負荷が前記骨組み構造体（７）によって移動される。 （もっと読む）

【課題】本発明は、航空機用の支持構造に関する。
【解決手段】支持構造は、１つまたは数個の棒部材（３６）と１つまたは数個の接合部材（３７）からなり、少なくとも１つの棒部材（３６）は、少なくとも１つの接合部材（３７）を係合可能性な遷移領域（９）からなる。棒部材（３６）の遷移領域（９）が接合部材（３７）を係合する場合に、少なくとも１つの中心力の伝達が、棒部材（３６）と接合部材（３７）との間に起こる。 （もっと読む）

航空機の翼面積を効率的に増大させる方法およびシステムが本願明細書に開示される。この発明の１つの実施例に従って構成された一体型翼端拡張部（３１０）は、テーパ状翼部分およびウィングレット（３０４）を含む。テーパ状翼部分（３０８）は、第１の翼弦長（Ｌ１）を有する機体内端部（３０６）、および第１の翼弦長（Ｌ１）よりも小さい第２の翼弦長（Ｌ２）を有する機体外端部（３０６）を含む。ウィングレット（３０４）は機体外端部（３０１６）に固定的に取付けられる。機体内端部（３０６）は、航空機の翼（３０２）の先端部に固定的に取付けられるよう構成される。１つの実施例では、テーパ状翼部分（３０８）およびウィングレット（３０４）は、複合材料から一体的に形成することができる。
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本発明は、改良された耐食性と靱性の組合せを有する高強度Ａｌ−Ｚｎ合金製品に関し、該合金は、実質的に（重量％で）Ｚｎ６．０〜９．５、Ｃｕ１．３〜２．４、Ｍｇ１．５〜２．６、ＭｎおよびＺｒ＜０．２５、ただし、高Ｚｎ含有量には好ましくは０．０５〜０．１５、他の元素はそれぞれ０．０５未満、合計で０．２５未満、を含んでなり、残りがアルミニウムであり、その際、（重量％で）０．１［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．２［Ｃｕ］＋２．１５、好ましくは０．２［Ｃｕ］＋１．３＜［Ｍｇ］＜０．１［Ｃｕ］＋２．１５である。本発明は、これら合金製品の製造方法、およびそれらの幾つかの好ましい用途、例えば航空宇宙における上側翼用途、にも関する。 （もっと読む）

本発明は、フレーム（3）と少なくとも一つの支柱（2）を含むトラス構造を提供するが、フレームは複合材料であって、ソケット（4、4’、5、5’、6、6’、7、7’）を一体に含む。本発明は、トラス構造の製造方法も提供する。通常、支柱は複合材料であって、本発明のトラス構造は、特に航空機、例えば翼や床のはりに用いるのに適する。
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本発明は、外板及び支持構造を有する、航空機の垂直尾翼及び水平尾翼並びに主翼のフェアリングのノーズ部に関する。外板（２）は支持構造（４、６）上に配置されている。この支持構造は、複数のリブ（６）及び複数のストリンガー（４）を有する。複数のストリンガーは、外板を支持するために、複数のリブ上に配設されている。有利には、ストリンガーを配設することにより、例えば、鳥の衝突時における変形の挙動について改善するとともに、重量及びコストを最小限に抑えることができる。 （もっと読む）