JP2015227151A - 中心面が固定されたシアタイを有する対称翼リブ - Google Patents

Abstract

【課題】対称翼リブ構造の取付けに必要な締め具の数を減らし、対称翼リブ構造及び航空機全体の重量を減らす対称リブ構造及び方法が提供する。
【解決手段】構造ウェブ４０８は、ウェブ中心面及び複数のウェブ補強材を備え、前記ウェブ中心面に関して対称である。フランジは、対称リブ構造の周囲に構成され、締め具孔７０６は、フランジ７１４に構成され、ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線７１８を備える。切り欠きは、締め具孔周辺の構造ウェブに構成され、二つの支柱７２４，７２６は、切り欠きの対向側面でフランジに結合される。
【選択図】図７

Description

本発明の構成は、概して航空機の構造に関する。より具体的には、本発明の構成は、航空機の翼リブに関する。

翼リブは、通常、アルミ板ストックから機械加工され、翼トルクボックスを構築するために使用される航空機の単一部品である。民間航空機は、数百又はそれ以上ものリブを含むことがある。すべてのリブを大量生産される翼に取り付けるために、多くの締め具が、通常必要とされる。この作業は、航空機アセンブリのクリティカルパスにある。締め具は、翼において最もコストがかかるアイテムでありうる。これらの締め具は、通常、非対称リブの周囲で「シアタイ足部（ｓｈｅａｒ ｔｉｅ ｆｅｅｔ／ｆｏｏｔ）」を通って単列又は複列に取り付けられる。これらの観点及び他の観点から、ここに本発明が開示される。

対称リブ構造及び方法が提示される。構造ウェブは、ウェブ中心面及び複数のウェブ補強材を備え、前記ウェブ中心面に関して対称である。フランジ又はシアタイ足部は、前記対称リブ構造の周囲に構成される。締め具孔は、前記フランジに構成され、前記ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線を備える。前記構造ウェブの切り欠き（ｃｕｔｏｕｔ）は、前記締め具孔周辺に構成され、二つの支柱は、前記切り欠きの対向側面で前記フランジに結合される。

この方法では、対称翼リブ構造の対称形状により、単列の大きな締め具は、前記翼リブ構造の対称の面で前記対称翼リブ構造の前記周囲に取り付けることができる。前記対称翼リブ構造は、飛行中の荷重経路の効率を改善し、その結果、前記対称翼リブ構造の取付けに必要な締め具の数を減らし、前記対称翼リブ構造及び前記航空機全体の重量を減らす。ゆえに、締め具をわずかしか必要としないことで、航空機の翼構築のコストを削減する。また、より効率的な荷重経路は、同一の空力荷重に反応するために、金属または複合材料をわずかしか必要としないことで、翼の重量を減らす。

一つの構成において、対称リブ構造は、構造ウェブ、フランジ、締め具孔、切り欠き、及び二つの支柱を備える。前記構造ウェブは、ウェブ中心面及び複数のウェブ補強材を備え、前記ウェブ中心面に関して対称である。前記フランジは、前記対称リブ構造の周囲に構成される。前記締め具孔は、前記フランジに構成され、前記ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線を備える。前記切り欠きは、前記締め具孔周辺の前記構造ウェブに構成される。前記二つの支柱は、前記切り欠きの対向側面で前記フランジに結合される。

別の構成では、対称リブ構造を構成するための方法は、ウェブ中心面及び複数のウェブ補強材を備え、前記ウェブ中心面に関して対称である構造ウェブを構成する。前記方法は、前記対称リブ構造の周囲に構成されるフランジをさらに構成し、前記フランジに構成され、前記ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線を備える締め具孔を構成する。前記方法は、切り欠きを、前記締め具孔周辺の前記構造ウェブにさらに構成し、前記切り欠きの対向側面で前記フランジに結合される二つの支柱を構成する。

さらなる構成において、対称リブ構造の片側固定のための方法は、アセンブリの場所に対称リブ構造を位置決めする。前記対称リブ構造は、ウェブ中心面及び複数のウェブ補強材を備え、前記ウェブ中心面に関して対称である構造ウェブ、及び前記対称リブ構造の周囲に構成されたフランジを備える。前記対称リブ構造は、前記ウェブ中心面に対する前記対称リブ構造の第一の側面、又は前記ウェブ中心面に対する前記第一の側面に対向する前記対称リブ構造の第二の側面を備える、アセンブリ側面をさらに備える。前記対称リブ構造は、前記フランジに構成され、前記ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線を備える複数の締め具孔の中の一つの締め具孔をさらに備える。切り欠きは、前記締め具孔周辺の前記構造ウェブに構成され、二つの支柱は、前記切り欠きの対向側面で前記フランジに結合される。前記方法は、複数の締め具の中の一つの締め具を、前記アセンブリ側面のみからの構造ウェブの前記切り欠きにさらに挿入し、前記締め具を前記アセンブリ側面のみから前記締め具孔に位置決めする。前記方法は、締め具ツールを、前記アセンブリ側面のみから前記対称リブ構造にさらに挿入し、前記締め具ツールを前記締め具に結合する。前記方法は、前記締め具を一又は複数の目標物に結合するために、前記締め具ツールを、前記アセンブリ側面のみからさらに操作する。

この発明の概要は、以下の詳細な説明でさらに述べられる簡略化した形式で概念の選択を紹介するために提供される。この発明の概要は、特許請求される主題の重要な機構又は基本となる機構を特定することを意図したものでも、特許請求される主題の範囲を決定するために援用されることを意図したものでもない。

本発明の実施形態は、下記の図面と合わせて詳細な説明及び請求の範囲を参照することによってさらに完全に理解できる。図面における類似の参照番号は、図面全体を通して類似の要素を指す。図面は、本発明の広がり、範囲、縮尺、又は実用性を限定することなく、本発明の理解を促すために提供される。図面は、必ずしも縮尺通りではない。

例示的な航空機の製造及び保守方法を示すフロー図である。 航空機の例示的なブロック図である。 非対称翼リブの図である。 本発明の構成による対称翼リブの図である。 必要とされる例示的な数の締め具を示す、既存の非対称翼リブの図である。 図５の非対称翼に必要とされる締め具の数と比較して、必要とされる締め具が少ないことを示す、本発明の構成による、対称翼リブの図である。 本発明の構成による、対称翼リブ構造の一部分の拡大表示の図である。 本発明の構成による、航空機の翼に取り付けられた対称翼リブの図である。 本発明の構成による、締りばめスリーブ補修（ｓｈｒｉｎｋ ｆｉｔ ｓｌｅｅｖｅ ｒｅｐａｉｒ）を示す対称翼リブの一部分の拡大表示の図である。 本発明の構成による、シアタイ構成を示す対称翼リブの一部分の拡大表示の図である。 本発明の構成によるシアタイ断面を、既存のシアタイ断面と比較する重ね描き（ｏｖｅｒｌａｙ）の図である。 アセンブリの場所における非対称翼構造の位置決めと比較した、本発明の構成による、両側から対称リブ構造を固定するための、アセンブリの場所における対称翼リブ構造の位置決めの図である。 本発明の構成による、対称翼リブを構成するためのプロセスを示す例示的なフローチャートである。 本発明の構成による、対称翼リブを構成するためのプロセスを示す例示的なフローチャートである。 本発明の構成による、対称翼リブ構造の片側固定のためのプロセスを示す例示的なフローチャートである。

下記の詳細な説明は、例示的な性質を有し、本発明、又は本発明の構成の適用及び使用を限定することを意図していない。特定の装置、技術、及び適用の説明は、実施例としてのみ提供される。本明細書に記載された実施例に対する修正は、当業者には自明であり、ここに定義される一般的原理は、本発明の精神及び範囲を逸脱せずに、他の実施例及び用途にも適用可能である。さらに、先行技術分野、背景、概要、及び以下の詳細な説明で明示的又は暗示的に提示される任意の理論によって束縛されることは意図していない。本発明は、特許請求の範囲と合致するものと理解されるべきであり、本明細書に記載され示される実施例に限定されない。

本発明の構成は、本明細書において、機能的及び／又は論理的ブロックコンポーネント及び様々な処理ステップの観点から記載される。当然ながら、このようなブロックコンポーネントを特定の機能を実行するように構成された任意の数のハードウェア、ソフトウェア、及び／又はファームウェアコンポーネントによって実現することが可能である。簡潔にするために、航空機、航空機コンポーネント、航空機製造、並びに他のシステムの機能面（及びシステムの個々の動作コンポーネント）に関する従来技術及びコンポーネントについては、本明細書では詳細に説明されていない。加えて、当業者であれば、本発明の構成が、様々な構造体と併せて実施されること、及び、本明細書に記載される構成が本発明の例示的構成にすぎないことを理解するであろう。

ここでは、本発明の構成は、非限定的な適用、すなわち、航空機に照らして述べられる。しかしながら、本発明の構成は、このような航空機に限定されず、本明細書に記載される技術はまた、他の用途にも利用することができる。例えば、構成は、潜水艦、宇宙船、ハイドロプレーン、又はリブ構造を用いる他の用途にも適用可能である。

本明細書を読めば当業者には明らかであるように、以下は、本発明の実施例及び構成であるが、これらの実施例における動作に限定されない。他の構成が利用可能であり、本発明の例示的構成の範囲から逸脱することなく構造的変更を加えることができる。

より具体的に図を参照するに、本開示の実施形態は、図１に示す例示的な航空機の製造及び保守方法１００（方法１００）、並びに図２に示す航空機２００に照らして説明することができる。製造前の段階では、方法１００は、航空機２００の仕様及び設計１０４と、材料調達１０６とを含むことができる。製造段階では、航空機２００のコンポーネント及びサブアセンブリの製造１０８（プロセス１０８）と、システムインテグレーション１１０とが行われる。その後、航空機２００は、運航１１４に供されるために、認可及び納品１１２を経ることができる。顧客により運航される間に、航空機２００は、定期的な整備及び保守１１６（改造、再構成、改修なども含みうる）が予定される。

方法１００の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実施又は実行されうる。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、例えば、限定しないが、任意の数の航空機メーカー、及び主要システムの下請業者を含むことができ、第三者は、例えば、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレーターは、例えば、限定しないが、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などでありうる。

図２に示すように、方法１００によって製造された航空機２００は、複数のシステム２２０及び内装２２２を有する機体２１８を備えることができる。システム２２０の高レベルシステムの例は、推進システム２２４、電気システム２２６、油圧システム２２８、環境制御システム２３０、及び中心面固定シアタイ２３２を含む一又は複数の対称翼リブのうちの一又は複数を含む。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙産業の例を示したが、本発明の構成は、他の産業にも適用することができる。

本明細書で構成された装置と方法は、方法１００の一又は複数の任意の段階で用いることができる。例えば、製造プロセス１０８に対応するコンポーネント又はサブアセンブリは、航空機２００の運航中に製造されるコンポーネント又はサブアセンブリに類似の方法で作製又は製造することができる。加えて、一又は複数の装置の構成、方法の構成、若しくはそれらの組み合わせは、例えば、航空機２００の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機２００のコストを削減することにより、製造段階１０８及び１１０の間に利用することができる。同様に、一又は複数の装置の構成、方法の構成、若しくはそれらの組み合わせは、航空機２００の運航中に、例えば限定しないが、整備及び保守１１６に利用することができる。

図３は、第一の側面３０２、及び第一の側面３０２に対向する第二の側面３０４を示す既存の構成の非対称翼リブ構造３００の図である。非対称翼リブ構造３００は、外板パネル装着孔から生じ、高応力及び非対称翼リブ構造３００を製造するために使用される材料の種類に起因する、リブ足部（ｒｉｂ ｆｅｅｔ）３０６の亀裂を引き起こすことがある。非対称翼リブ構造３００はまた、非対称翼リブ構造３００の垂直フランジに亀裂を引き起こすこともある。

図４は、本発明の構成による、第一の側面４０２、及び第一の側面４０２に対向する第二の側面４０４を示す、対称翼リブ構造４００の図である。対称翼リブ構造４００は、シアタイ４０６及び構造ウェブ４０８を備える。対称翼リブ構造４００は、偏心荷重を除去し、その結果、以下でより詳しく説明されるように、飛行中に荷重経路の効率が向上するように構成される。

図５は、必要とされる締め具５０２の数を示す、既存の非対称翼リブ構造５００の図である。図５は、既存の非対称翼リブ構造５００の片側の締め具５０２の数を示すが、対向側にもまた、同数が必要とされる。従って、既存の非対称翼リブ構造５００では、組み立て作業が、既存の非対称翼リブ構造５００の両側で実行されなければならない。

図６は、図５の非対称翼リブ構造５００に必要とされる締め具５０２の数と比較して、必要とされる締め具が少ないことを示す、本発明の構成による対称翼リブ構造６００の図である。対称翼リブ構造６００の対称形状により、単列の大きな締め具６０４は、構造ウェブ４０８のウェブ中心面６０８（図６Ａ）と位置合わせされた対称翼リブ構造６００の周囲７２８（図７）に取り付け可能となる。この方法では、大きな締め具６０４は、ウェブ中心面６０８と位置合わせされ、偏心荷重を除去するので、飛行中の荷重経路の効率が向上し、結果として、リブの取り付けに必要な大きな締め具６０４の数が削減される。

例えば、非対称翼リブ構造５００を取り付けるには、およそ６３の締め具５０２が必要とされるのに対し、対称翼リブ構造６００を取り付けるには、およそ２２の締め具６０２が必要とされる。この方法では、対称翼リブ構造６００及び航空機２００についての著しいコスト削減及び軽量化が提供される。

図６Ａは、本発明の構成による、対称翼リブ構造６００の一部分の拡大表示６００Ａの図である。拡大表示６００Ａは、シアタイ４０６、構造ウェブ４０８（リブウェブ）、シアタイ足部６１０、構造ウェブ翼弦６１２（リブ翼弦）、構造ウェブ補強材６１４、及びシアタイ支柱６１６を示す。ウェブ中心面６０８は、線ＡＡに沿った断面で示される。

図７は、本発明の構成による、航空機２００／７０２の翼７０４に取り付けられた対称翼リブ構造４００／６００の図である。対称翼リブ構造６００は、翼中心面６０８（図６Ａ）及び構造ウェブ補強材６１４を備える構造ウェブ４０８を備え、ウェブ中心面６０８に関して対称である。構造ウェブ４０８は、締め具孔７０６を分離するように構成される。フランジ７１４は、対称翼リブ構造４００／６００の周囲に構成される。フランジ７１４は、シアタイ足部６１０を備えることができる。締め具孔７０６は、フランジ７１４に構成され、ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線７１８を備える。フランジ７１４の開放面７２０は、締め具孔７０６周囲に構成される。シアタイ切り欠き６２０などの開口は、構造ウェブ４０８を通して締め具孔７０６周囲に構成される。二つの支柱７２４及び７２６は、シアタイ切り欠き６２０の対向側面でフランジ７１４に結合される。支柱７２４及び７２６は、構造ウェブ補強材６１４又は他の支持要素を備えることができる。シアタイ切り欠き６２０は、支柱７２４／７２６に沿って隙間７１０を提供し、大きな締め具６０４、及び大きな締め具６０４を固定するためのツーリングコンポーネント７１２を受け入れるようにサイズ決定された体積（ｖｏｌｕｍｅ）を画定する。大きな締め具６０４及び締め具６０４は、本明細書において同義的に使用されることがある。

図８は、本発明の構成による、締りばめスリーブ補修８０２を示す、対称翼リブ構造６００の一部分の拡大表示８００の図である。締まりばめスリーブ補修８０２は、締め具孔７０６、及び構造ウェブ４０８のシアタイ切り欠き６２０の内装面７３０（図７）を覆う。外側方向８０４及び船外方向８０６は、シアタイ切り欠き６２０の例示的な方向付けを示す。締まりばめスリーブ補修８０２は、シアタイ切り欠き６２０の内装面７３０でシアタイ４０６に異常が発生した場合に使用される。異常は、例えば、打痕、キズ、製造上の欠陥、及び他の異常を含むことができるが、これらに限定されない。締まりばめスリーブ補修８０２は、異常により取り除かれる可能性のある強度を修復するために、シアタイ切り欠き６２０に追加の強度を提供する。締まりばめスリーブ補修８０２は、対称リブ構造６００と類似の材料（例えば、アルミニウム、複合材料、又は他の適切な材料）を使用して、締め代方式で（ｉｎ ａｎ ｉｎｔｅｒｆｅｒｅｎｃｅ ｆａｓｈｉｏｎ）嵌るように、事前に製造することができる。取り付けは、締まりばめスリーブ補修８０２が熱収縮するように、締まりばめスリーブ補修８０２を冷却することにより実行でき、その結果、隙間ばめが可能になる（例えば、短時間で可能になる）。

図９は、本発明の構成による、シアタイ４０６の構成を示す対称翼リブ構造６００の一部分の拡大表示９００の図である。

図１０は、本発明の構成による、対称翼リブ構造６００のシアタイ４０６のシアタイ断面１００２を、非対称翼リブ構造３００のシアタイ３１０のシアタイ断面１００４と比較する重ね描きの図である。フランジ７１４における大きな締め具６０４のような一つの大きな締め具は、シアタイ４０６の原料ストック枠（ｒａｗ ｓｔｏｃｋ ｅｎｖｅｌｏｐｅ）１００６（原材料枠（ｒａｗ ｍａｔｅｒｉａｌ ｅｎｖｅｌｏｐｅ））により示されるように、ストックのサイズ（材料サイズ）要件を引き下げる。それに対して、非対称翼リブ構造３００により必要とされる複数の締め具５０２を使用すると、原料ストック枠１００６よりも大きな原料ストック枠１００８になる。

これは、強度要件が、締め具孔中心線からそのようなシアタイ３１０／４０６などの部品のエッジまでの最小エッジ距離を決定づけるからである。寸法ｄ１（１０１０）は、対称翼リブ構造６００のシアタイ４０６のエッジ１０１４に対する締め具孔中心線７１８（図７）に必要な最小エッジ距離を画定する。同様に、寸法ｄ２（１０１２）は、非対称翼リブ構造３００のシアタイ３１０のエッジ１０１８に対する締め具孔中心線１０１６に必要な最小エッジ距離を画定する。図１０に示されるように、ｄ１（１０１０）は、ｄ２（１０１２）より小さい。

図１１は、非対称翼構造３００（既存の非対称翼リブ構造３００）の位置決め１１０６と比較した、本発明の構成による、両側から対称リブ構造６００を固定するためのアセンブリの場所における対称翼リブ構造６００の位置決め１１００／１１０４の図である。位置決め１１００/１１０４に示されるように、対称翼リブ構造６００は、ウェブ中心面６０８（図６Ａ）に対する第一の側面１１０８、又はウェブ中心面６０８に対する第一の側面１１０８に対向する第二の側面１１１０のどちらか一方を有するアセンブリの側面を備える。

この方法において、大きな締め具６０４は、シアタイ切り欠き６２０の側面１１０８又は側面１１１０のどちらか一方から、シアタイ切り欠き６２０に挿入される。大きな締め具６０４は、シアタイ切り欠き６２０の側面１１０８又は側面１１１０のどちらか一方から、締め具孔７０６に位置決めされる。締め具ツール７１２／１１０２（ツーリングコンポーネント７１２／１１０２）は、シアタイ切り欠き６２０の側面１１０８又は側面１１１０のどちらか一方から、シアタイ切り欠き６２０に挿入される。締め具ツール７１２／１１０２は、大きな締め具６０４に結合される。ゆえに、大きな締め具６０４を、噛合外板パネル７１６などの一又は複数の目標物に結合するために、締め具ツール７１２／１１０２は、シアタイ切り欠き６２０の側面１１０８又は側面１１１０のどちらか一方から操作することができる。

対称翼リブ構造６００の位置決め１１００／１１０４とは対照的に、アセンブリの場所における既存の非対称翼構造３００の位置決め１１０６は、締め具５０２が非対称翼構造３００の一つの側面１１１２から、そのシアタイ３１０に挿入されることを示す。ゆえに、締め具５０２を、噛合外板パネル７１６などの一又は複数の目標物に結合するために、締め具ツール７１２／１１０２などの締め具ツールは、既存の非対称翼構造３００の一つの側面１１１２から操作される。この方法において、既存の非対称翼構造３００により、アセンブリ操作は、既存の非対称翼構造３００の両側で実行される（例えば、締め具が一つの側面からは利用できないかもしれないので、締め具を両側で固定する）必要があるかもしれない。ゆえに、既存の非対称翼リブ構造は、アセンブリのオプションを制限することがある。

図１２は、本発明の構成による、対称翼リブを構成するためのプロセスを示す例示的なフローチャートである。プロセス１２００に関連して実行される種々のタスクは、機械的に、或いはソフトウェア、ハードウェア、ファームウェア、又はそれらのなんらかの組み合わせにより実行される。例示目的で、プロセス１２００の以下の説明が、図１、図２、図４及び図６から図１１に関連して先ほど述べられた要素に言及することがある。構成によっては、プロセス１２００の部分は、例えば、シアタイ切り欠き６２０、構造ウェブ４０８、締め具孔７０６、フランジ７１４、周囲７２８、締め具孔中心線７１８、ウェブ中心面６０８、シアタイ切り欠き６２０、支柱７２４及び７２６、隙間７１０、ツーリングコンポーネント７１２／１１０２などの、対称翼リブ構造４００／６００の種々の要素により、実行することができる。プロセス１２００は、図１、図２、図４及び図６から図１１に示された構成に類似である機能、材料、及び構造を有することができる。したがって、共通の特徴、機能、及び要素は、本明細書に重複して記載されることがないかもしれない。

プロセス１２００は、ウェブ中心面及び複数のウェブ補強材を備え、ウェブ中心面に関して対称な構造ウェブを構成すること（タスク１２０２）により、開始することができる。

プロセス１２００は、対称リブ構造の周囲に構成されるフランジを構成すること（タスク１２０４）により、継続することができる。

プロセス１２００は、フランジに構成され、ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線を備える締め具孔を構成すること（タスク１２０６）により、継続することができる。

プロセス１２００は、切り欠きを締め具孔周辺の構造ウェブに構成すること（タスク１２０８）により、継続することができる。

プロセス１２００は、切り欠きの対向側面でフランジに結合された二つの支柱を構成すること（タスク１２１０）により、継続することができる。

プロセス１２００は、締め具及び締め具を固定するためのツーリングコンポーネントを受け入れるためにサイズ決定された体積を画定するように切り欠きを構成すること（タスク１２１２）により、継続することができる。

プロセス１２００は、二つの支柱に沿って隙間を備えるように切り欠きを構成すること（タスク１２１４）により、継続することができる。

プロセス１２００は、締め具孔及び切り欠きの内装面を、締りばめスリーブ補修により覆うこと（タスク１２１６）により、継続することができる。

プロセス１２００は、単列の締め具を対称リブ構造の構造ウェブのウェブ中心面に取り付け、対称リブ構造の幅を狭めること（タスク１２１８）により、継続することができる。

プロセス１２００は、ストックのサイズを縮小できる、複数の締め具のうちの一つの締め具をフランジに備えるシアタイ切り欠きを備えるように、切り欠きを構成すること（タスク１２２０）により、継続することができる。

プロセス１２００は、対称リブ構造を航空機の翼に取り付けること（タスク１２２２）により、継続することができる。

図１３は、本発明の構成による、対称翼リブ構造の片側固定のためのプロセスを示す例示的なフローチャートである。プロセス１３００に関連して実行される種々のタスクは、ソフトウェア、ハードウェア、ファームウェア、又はそれらの任意の組み合わせにより、機械的に実行することができる。例示目的で、プロセス１３００の以下の説明が、図１、図２、図４及び図６から図１１に関連して先ほど述べられた要素に言及することがある。構成によっては、プロセス１３００の部分は、例えば、シアタイ切り欠き６２０、構造ウェブ４０８、締め具孔７０６、フランジ７１４、周囲７２８、構造ウェブ４０８、締め具孔中心線７１８、ウェブ中心面６０８、支柱７２４及び７２６、シアタイ切り欠き６２０、隙間７１０、ツーリングコンポーネント７１２／１１０２などの、対称翼リブ構造４００／６００の種々の要素により、実行することができる。プロセス１３００は、図１、図２、図４及び図６から図１１に示された構成に類似である機能、材料、及び構造を有することができる。したがって、共通の特徴、機能、及び要素は、本明細書に重複して記載されることがないかもしれない。

プロセス１３００は、対称リブ構造をアセンブリの場所に位置決めすること（タスク１３０２）により、開始することができる。対称リブ構造は：ウェブ中心面及び複数のウェブ補強材を備え、ウェブ中心面に関して対称である構造ウェブ；ウェブ中心面に対する対称リブ構造の第一の側面、及びウェブ中心面に対する第一の側面に対向する対称リブ構造の第二の側面のうちの一つを備えるアセンブリ側面；対称リブ構造の周囲に構成されたフランジ；フランジに構成され、ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線を含む複数の締め具孔の中の一つの締め具孔；締め具孔周辺の構造ウェブに構成された切り欠き；並びに切り欠きの対向側面でフランジと結合された二つの支柱を備える。

プロセス１３００は、締め具を、アセンブリ側面のみから対称リブ構造の切り欠きに挿入すること（タスク１３０４）により、継続することができる。

プロセス１３００は、締め具を、アセンブリ側面のみから締め具孔に位置決めすること（タスク１３０６）により、継続することができる。

プロセス１３００は、締め具ツールを、アセンブリ側面のみから対称リブ構造の切り欠きに挿入すること（タスク１３０８）により、継続することができる。

プロセス１３００は、締め具ツールを締め具に結合すること（タスク１３１０）により、継続することができる。

プロセス１３００は、締め具を一又は複数の目標物に結合するために、締め具ツールをアセンブリ側面のみから操作すること（タスク１３１２）により、継続することができる。

プロセス１３００は、単列の締め具を対称リブ構造の構造ウェブのウェブ中心面に取り付け、対称リブ構造の幅を狭めること（タスク１３１４）により、継続することができる。

プロセス１３００は、対称リブ構造を航空機の翼に取り付けること（タスク１３１６）により、継続することができる。

このように、単列の大きな中心線締め具を可能にする対称ウェブ構造が提供される。この方法では、関連コストの削減とともに、わずかな締め具が使用される。対称リブ構造を航空機の翼に取り付けるために使用する締め具が少なければ、より滑らかな空気力学的な翼面、減少した航空機抗力、及び改良された航空機性能が可能にもなる。単列の中心線締め具は、原料のサイズが関連コストとともに削減できることを意味する。対称リブ設計は、改良された荷重経路、及びより軽量で耐久性のある設計を意味する。締め具の対称リブ構造特有の切り欠きは、取付けが切り欠きの両面から実行可能であることを意味する。また、締め具が少ないことは、電磁効果及びコスト削減／軽量化に対する処理が少ないことを意味する。

さらに、本発明は、以下の条項による実施形態を含む。

条項１
ウェブ中心面及び複数のウェブ補強材を備え、前記ウェブ中心面に関して対称である構造ウェブ；
前記対称リブ構造の周囲に構成されたフランジ；
前記フランジに構成され、前記ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線を備える、締め具孔；
前記締め具孔周辺の前記構造ウェブに構成された切り欠き；及び
前記切り欠きの対向側面で前記フランジに結合された二つの支柱
を備える、対称リブ構造。

条項２
前記構造ウェブは、締め具孔を分離するように構成される、条項１に記載の対称リブ構造。

条項３
前記構造ウェブの前記ウェブ中心面と位置合わせされ、偏心荷重を除去するように構成された締め具をさらに備える、条項１に記載の対称リブ構造。

条項４
前記切り欠きは、締め具、及び前記締め具を固定するためのツーリングコンポーネントを受け入れるようにサイズ決定された体積を画定する条項１に記載の対称リブ構造。

条項５
前記切り欠きは、前記二つの支柱に沿って隙間を備える、条項１に記載の対称リブ構造。

条項６
前記締め具孔及び前記切り欠きの内装面は、締りばめスリーブ補修により覆われる、条項１に記載の対称リブ構造。

条項７
単列の締め具は、前記構造ウェブの前記ウェブ中心面に取り付けられ、前記対称リブ構造の幅を狭めることができる、条項１に記載の対称リブ構造。

条項８
前記対称リブ構造は、航空機の翼に取り付けられる、条項１に記載の対称リブ構造。

条項９
前記切り欠きはシアタイ切り欠きを含み、前記フランジはシアタイ足部を含む、条項１に記載の対称リブ構造。

条項１０
ストックのサイズを縮小できる一つの締め具を、前記シアタイ足部にさらに備える、条項９に記載の対称リブ構造。

条項１１
ウェブ中心面及び複数のウェブ補強材を備え、前記ウェブ中心面に関して対称である構造ウェブを構成すること；
前記対称リブ構造の周囲に構成されるフランジを構成すること；
前記フランジに構成され、前記ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線を備える、締め具孔を構成すること；
切り欠きを、前記締め具孔周辺の前記構造ウェブに構成すること；並びに
前記切り欠きの対向側面で前記フランジに結合された二つの支柱を構成すること
を含む、対称リブ構造を構成するための方法。

条項１２
締め具及び前記締め具を固定するためのツーリングコンポーネントを受け入れるためにサイズ決定された体積を画定するように前記切り欠きを構成することをさらに含む、条項１１に記載の方法。

条項１３
前記二つの支柱に沿って隙間を備えるために前記切り欠きを構成することをさらに含む、条項１１に記載の方法。

条項１４
前記切り欠きの内装面及び前記締め具孔を、締りばめスリーブ補修により覆うことをさらに含む、条項１１に記載の方法。

条項１５
単列の締め具を前記対称リブ構造の前記構造ウェブの前記ウェブ中心面に取り付け、前記対称リブ構造の幅を狭められることをさらに含む、条項１１に記載の方法。

条項１６
前記対称リブ構造を航空機の翼に取り付けることをさらに含む、条項１１に記載の方法。

条項１７
ストックのサイズを縮小できる一つの締め具をフランジに備えるシアタイ切り欠きを備えるように、前記切り欠きを構成することをさらに含む、条項１１に記載の方法。

条項１８
対称リブ構造の片側固定のための方法であって、前記方法は、
対称リブ構造をアセンブリの場所に位置決めすることであって、前記対称リブ構造は：
ウェブ中心面及び複数のウェブ補強材を備え、前記ウェブ中心面に関して対称である構造ウェブ；
アセンブリ側面であって、
前記ウェブ中心面に対する前記対称リブ構造の第一の側面、及び前記ウェブ中心面に対する前記第一の側面に対向する、前記対称リブ構造の第二の側面のうちの一つを備える、前記アセンブリ側面；
前記対称リブ構造の周囲に構成されたフランジ；
前記フランジに構成され、前記ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線を備える、複数の締め具孔の中の一つの締め具孔；
前記締め具孔周辺の前記構造ウェブに構成された切り欠き；並びに
前記切り欠きの対向側面で前記フランジに結合された二つの支柱を備える、前記対称リブ構造を位置決めすること、
複数の締め具の中の一つの締め具を、前記アセンブリ側面のみから、前記対称リブ構造の前記切り欠きに挿入すること、
前記締め具を、前記アセンブリ側面のみから前記締め具孔に位置決めすること、
締め具ツールを、前記アセンブリ側面のみから、前記対称リブ構造の前記切り欠きに挿入すること、
前記締め具ツールを前記締め具に結合すること；並びに
前記締め具を一又は複数の目標物に結合するために、前記締め具ツールを、前記アセンブリ側面のみから操作すること
を含む、方法。

条項１９
単列の締め具を前記対称リブ構造の前記構造ウェブの前記ウェブ中心面に取り付け、前記対称リブ構造の幅を狭められることをさらに含む、条項１８に記載の方法。

条項２０
前記対称リブ構造を航空機の翼に取り付けることをさらに含む、条項１８に記載の方法。

少なくとも１つの例示的な構成が前述の詳細な説明に提示されたが、当然のことながら、膨大な数の変形例が存在する。また、当然、本明細書に記載されている一又は複数の構成は、発明の主題の範囲、適用性、又は構成を何らかの方法で制限することを意図していない。むしろ、前述の詳細な説明は、記載されている一又は複数の構成を実施するための便利な指針を当業者に提供するだろう。請求の範囲によって定義される範囲を逸脱せずに、機能及び要素の配置において様々な変更が可能であり、本特許出願の時点で既知の均等物及び予測しうる均等物を含むことが理解されるべきである。

上の説明は、「関連している」又は「結合されている」要素、ノード、又はフィーチャに言及している。本明細書で使用される「関連している」とは、特に明記しない限り、一つの要素／ノード／フィーチャが別の要素／ノード／フィーチャに直接接合しており（又は直接通信しており）、それが必ずしも機械的にではないことを意味すると解されるべきである。同様に、特に明記しない限り、「結合した」とは、一つの要素／ノード／フィーチャが別の要素／ノード／フィーチャに直接又は間接的に接合しており（若しくは直接又は間接的に通信しており）、それが必ずしも機械的にではないことを意味すると解されるべきである。このように、図１、図２、図４、図６、図７から図９、及び図１１は、要素の例示的な配置を示すが、本発明の構成において、追加的な介在要素、デバイス、フィーチャ、又はコンポーネントが存在してもよい。

本明細書で使用される用語及び表現、並びにそれらの変化形は、特に明記しない限り、限定的なものではなく、変更可能なものと解されるべきである。その例として、「含む」という表現は、「限定せずに含む」などを意味するものと理解することができ、「例」は、議論されるアイテムを説明する事例を提供するために使用されているのであり、その排他的又は限定的列挙ではない。「従来の」、「通常の」、「規定の」、「標準の」、「既知の」、及び類似の意味を有する表現は、記載されているアイテムを、所定の時期に限定しているわけでも、ある時期に入手可能であるアイテムに限定しているわけでもなく、現在又は未来のいずれかの時期における従来の技術、通常の技術、規定の技術、又は標準の技術と解されるべきである。

同様に、「及び」でつながるアイテムのグループは、グループ分けにおいてそれらのアイテムの各々、また全てが存在することが要求されると理解すべきではなく、特に明記しない限り、「及び／又は」でつながったものとして理解すべきである。同様に、「又は」でつながるアイテムのグループは、グループ内で相互排他性が要求されると理解すべきではなく、特に明記しない限り、「及び／又は」でもつながったものとして理解すべきである。

さらに、本発明のアイテム、要素又は構成要素は、単数形で記載され特許請求されているかもしれないが、単数形への限定が明記されない限り、複数形もその範囲内にあると解される。「一又は複数の」、「少なくとも」、「限定されないが」などの広義的な用語及び同様の表現の使用は、そのような広義的な表現がない場合に範囲を狭めることを意図している又は範囲を狭めることが必要であるという意味で使用されているのではない。

数字により表現される値又は範囲に言及して「およそ」という場合、測定時に起こりうる実験誤差により生じる値を包含することを意図している。

１００ 航空機の製造及び保守方法
２００ 航空機
３００ 非対称翼リブ構造
３０２ 第一の側面
３０４ 第二の側面
３０６ リブ足部
３０８ 構造ウェブ
３１０ シアタイ
４００ 対称翼リブ構造
４０２ 第一の側面
４０４ 第二の側面
４０６ シアタイ
４０８ 構造ウェブ
５００ 非対称翼リブ構造
５０２ 締め具
６００ 対称翼リブ構造
６００Ａ 対称翼リブ構造６００の一部分の拡大表示
６０２ 締め具
６０４ 大きな締め具
６０８ ウェブ中心面
６１０ シアタイ足部
６１２ 構造ウェブ翼弦（リブ翼弦）
６１４ 構造ウェブ補強材
６１６ シアタイ支柱
６２０ シアタイ切り欠き
７０２ 航空機
７０４ 翼
７０６ 締め具孔
７１０ 隙間
７１２ 締め具ツール（ツーリングコンポーネント）
７１４ フランジ
７１６ 噛合外板パネル
７１８ 締め具孔中心線
７２０ 開放面
７２４、７２６ 支柱
７２８ 周囲
７３０ 内装面
８００ 対称翼リブ構造６００の一部分の拡大表示
８０２ 締まりばめスリーブ補修
８０４ 外側方向
８０６ 船外方向
９００ 対称翼リブ構造６００の一部分の拡大表示
１００２、１００４ シアタイ断面
１００６、１００８ 原料ストック枠
１０１０ 寸法ｄ１
１０１２ 寸法ｄ２
１０１６ 締め具孔中心線
１０１８ エッジ
１１００ 位置決め
１１０２ 締め具ツール（ツーリングコンポーネント）
１１０４ 位置決め
１１０６ 位置決め
１１０８ 第一の側面
１１１０ 第二の側面
１１１２ 側面
１２００、１３００ プロセス

Claims (15)

1. ウェブ中心面（６０８）及び複数のウェブ補強材（６１４）を備え、前記ウェブ中心面に関して対称である構造ウェブ（４０８）；
   前記対称リブ構造の周囲（７２８）に構成されたフランジ（７１４）；
   前記フランジに構成され、前記ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線（７１８）を備える、締め具孔（７０６）；
   前記締め具孔周辺の前記構造ウェブに構成された切り欠き（６２０）；及び
   前記切り欠きの対向側面で前記フランジに結合された二つの支柱（７２４、７２６）
   を備える、対称リブ構造（４００／６００）。
2. 前記構造ウェブ（４０８）は、締め具孔（７０６）を分離するように構成される、請求項１に記載の対称リブ構造（４００／６００）。
3. 前記構造ウェブ（４０８）の前記ウェブ中心面（６０８）と位置合わせされ、偏心荷重を除去するように構成された締め具（６０４）をさらに備える、請求項１又は２に記載の対称リブ構造（４００／６００）。
4. 前記切り欠き（６２０）は、締め具（６０４）及び前記締め具を固定するためのツーリングコンポーネント（７１２）を受け入れるようにサイズ決定された体積を画定し；前記切り欠きは、前記二つの支柱（７２４、７２６）に沿って隙間（７１０）を備える、請求項１から３のいずれか一項に記載の対称リブ構造（４００／６００）。
5. 前記締め具孔（７０６）及び前記切り欠き（６２０）の内装面（７３０）は、締りばめスリーブ補修（８０２）により覆われる、請求項１から４のいずれか一項に記載の対称リブ構造（４００／６００）。
6. 単列の締め具（６０４）は、前記構造ウェブ（４０８）の前記ウェブ中心面（６０８）に取り付けられ、前記対称リブ構造の幅を狭めることができる、請求項１から５のいずれか一項に記載の対称リブ構造（４００／６００）。
7. 前記対称リブ構造は、航空機の翼に取り付けられる、請求項１から６のいずれか一項に記載の対称リブ構造（４００／６００）。
8. 前記切り欠き（６２０）は、シアタイ切り欠き（６２０）を備え、前記フランジ（７１４）は、ストックのサイズを縮小できる一つの締め具（６０４）を有するシアタイ足部（６１０）を備える、請求項１から７のいずれか一項に記載の対称リブ構造（４００／６００）。
9. 対称リブ構造（４００／６００）を構成するための方法であって：
   ウェブ中心面（６０８）及び複数のウェブ補強材（６１４）を備え、前記ウェブ中心面に関して対称である構造ウェブ（４０８）を構成すること；
   前記対称リブ構造の周囲（７２８）に構成されるフランジ（７１４）を構成すること；
   前記フランジに構成され、前記ウェブ中心面と位置合わせされた締め具孔中心線（７１８）を備える、締め具孔（７０６）を構成すること；
   切り欠き（６２０）を、前記締め具孔周辺の前記構造ウェブに構成すること；及び
   前記切り欠きの対向側面で前記フランジに結合された二つの支柱（７２４、７２６）を構成すること
   を含む、方法。
10. 締め具（６０４）及び前記締め具を固定するためのツーリングコンポーネント（７１２）を受け入れるためにサイズ決定された体積を画定するように前記切り欠き（６２０）を構成することをさらに含む、請求項９に記載の方法。
11. 前記二つの支柱（７２４、７２６）に沿って隙間（７１０）を備えるように前記切り欠き（６２０）を構成することをさらに備える、請求項９又は１０に記載の方法。
12. 前記切り欠き（６２０）の内装面（７３０）及び前記締め具孔（７０６）を、締りばめスリーブ補修（８０２）により覆うことをさらに含む、請求項９から１１のいずれか一項に記載の方法。
13. 単列の締め具（６０４）を前記対称リブ構造（４００／６００）の前記構造ウェブ（４０８）の前記ウェブ中心面（６０８）に取り付け、前記対称リブ構造の幅を狭められることをさらに含む、請求項９から１２のいずれか一項に記載の方法。
14. 前記対称リブ構造（４００／６００）を航空機の翼に取り付けることをさらに含む、請求項９から１３のいずれか一項に記載の方法。
15. ストックのサイズを縮小できる一つの締め具（６０４）を前記フランジ（７１４）に備えるシアタイ切り欠き（６２０）を備えるように、前記切り欠き（６２０）を構成することをさらに含む、請求項９から１４のいずれか一項に記載の方法。

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