JP2017206018A - ホウ素繊維強化構造部品 - Google Patents

Abstract

【課題】胴体の最も荷重の大きいセクションの周方向スプライス（繋ぎ板）を無くし、キール（機体下面）スプライス部品を無くし、必要な箇所の剛性及び強度を集中させることができ、航空機重量を軽くし、そして胴体アセンブリを簡易にする改良型複合材構造部材、及び改良型航空機胴体を提供する。【解決手段】ホウ素繊維強化プライ２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ及び内部炭素繊維強化プライ２０４ａ〜２０４ｃ，３０４ａ〜３０４ｃを交互に重ねた層を含む構造部材コア２０８，３０８。ホウ素繊維強化プライは前後方向に向いており、そして内部炭素繊維強化プライは、ホウ素繊維強化プライに対して対角方向に、直交方向に、そして平行に向いている。構造部材ケーシング２１２，３１２は、構造部材コア２０８，３０８の全体を略取り囲む外部炭素繊維強化プライを含む。【選択図】なし

Description

従来の旅客輸送航空機及び貨物輸送航空機は通常、高翼機または低翼機として構成される。これらの航空機では、これらの翼は、胴体の客室または貨物室の上方または下方に配置され、そしてこれらの翼を胴体に、ウイングボックス構造を介して取り付ける。胴体は、航空機が高翼機または低翼機として構成されるかどうかによって異なるが、ウイングボックス構造の上部または下部に取り付けられる。ウイングボックス構造は通常、ウイングボックス構造が翼荷重の大部分に耐え、そして胴体を支えるために十分な強度を備える必要があるので非常に重くなる。翼は、胴体の切欠き部を介して取り付けることもでき、この場合、胴体の補強が、胴体構造の完全性を維持するために必要になる。

航空機胴体は、多くの種類の荷重に耐えるように設計される。まず、胴体は、胴体が飛行中に圧力を受けることにより発生する曲げ応力に耐える必要がある。胴体は、航空機を制御するために使用される航空機飛行表面の移動により生じる胴体の曲がり、及びねじれによって発生する引っ張り力、圧縮力、及びせん断力に耐える必要もある。胴体は更に、着陸時に作用する力、及び飛行中の操縦時、乱気流時、またはウィンドシア状態のときに受けるような、外部空圧変化及び速度変化に起因して作用する力に耐える必要がある。航空機の外板アセンブリは普通、これらの荷重の大部分に耐える。胴体フレームは、外板アセンブリを更に支え、そして飛行操縦中に受ける荷重を支える種々のストリンガ、及びバルクヘッドを含む。

大型航空機は、アルミニウム製モノコック胴体を使用して組み立てられる場合が多い。アルミニウム製モノコック胴体を組み立てる１つの方法では、胴体断面の形状をした一連のフレームを選択し、そしてこれらのフレームセクションを長手方向ストリンガに接合して、胴体セクションを形成する。次に、胴体セクションを、アルミニウム外板シートで外郭形状に形成し、このアルミニウム外板はリベット止めにより、または接着剤による接合により取り付けられる。次に、胴体セクションを通常、ファスナーで接合して、胴体を完成させる。より大型の航空機では、アルミニウムキール（竜骨）を普通、胴体の機内床面に取り付ける。キールによって通常、翼及び主脚格納室が大きな胴体切欠き部を必要とする領域を補強し易くなる。

モノコック胴体セクションを組み立てる別の方法では、炭素繊維強化織物層を、回転マンドレルの周りに、補強繊維配置機械（ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ ｆａｂｒｉｃ ｐｌａｃｅｍｅｎｔ ｍａｃｈｉｎｅｓ）で配置する。このようにして、複合材バレルセクションが形成され、そして１つ以上のバレルセクションを接続して胴体を構成することができる。繊維配置機械技術の例として、自動繊維配置（ａｕｔｏｍａｔｅｄ ｆｉｂｅｒ ｐｌａｃｅｍｅｎｔ）、自動テープ積層（ａｕｔｏｍａｔｅｄ ｔａｐｅ ｌａｙｉｎｇ）、及びフィラメントワインディングを挙げることができる。マンドレルは、胴体セクションの基本形状を形成し、そして炭素繊維強化織物層を回転マンドレルに貼り付けて、胴体セクションの内側外板を形成する。モノコック胴体セクションを組み立てる幾つかの方法に関しては、内側外板は通常、ハニカムコア層で被覆される。従って、繊維配置機械で炭素繊維強化織物層をハニカムコアに貼り付けて、外側外板を形成する。内側外板、ハニカムコア、及び外側外板は、合体して外板アセンブリを形成する。モノコック胴体セクションを組み立てる他の方法に関しては、マンドレルは、内側外板及び一体成形ストリンガの形状を形成する。外板及びストリンガをマンドレルの上に配置し、そして同時に硬化させて、完成胴体外板を形成する。

本明細書において行なわれる本開示は、これらの考察事項及び他の考察事項に関して提示される。

この概要は、以下に詳細な説明において詳細に説明されるコンセプト群のうち選択されるコンセプトを簡略形式で紹介するために提供される。この概要は、請求する主題の範囲を限定するために使用されてはならない。

本開示の１つの実施形態は、積層ホウ素複合材構造部材に関するものである。積層ホウ素複合材構造部材は、構造部材ケーシングによって略全体が取り囲まれる構造部材コアを有する。構造部材コアは、略前後方向に向いたホウ素繊維強化プライ層群を含む。隣接するホウ素繊維強化プライ層の間には、炭素繊維強化プライ群が設けられる。幾つかの炭素繊維強化プライは、ホウ素繊維強化プライ群に対して略対角方向に向いている。他の炭素繊維強化プライ群は、ホウ素繊維強化プライ群に対して略直交方向に向いている。また、他の炭素繊維強化プライ群は、ホウ素繊維強化プライ群に略平行に向いている。構造部材ケーシングを画定するように構成される少なくとも１つの外部炭素繊維強化プライは、構造部材コアを画定するホウ素繊維強化プライ群及び炭素繊維強化プライ群の略全体を取り囲む。

本開示の別の実施形態は、改良型航空機胴体に関するものである。この場合、航空機胴体は、第１端部及び反対側の第２端部を有する胴体バレルのような中央胴体セクションと、そして２つの端部の間に位置する翼及び／又は脚格納室の切欠き部と、を有する。中央胴体セクションは、第１端部から第２端部に延びる炭素繊維強化プラスチックのような繊維強化外板で形成される。中央胴体セクションの内部には、キールの形態のホウ素複合材構造部材が配置され、このキールは、切欠き部の長さに亘って延出し、そして次に、傾斜して中央胴体セクションに入り込む。幾つかの実施形態では、キールは中央胴体セクションよりも長いので、キールが、第１端部または第２端部を越えて延出する、または傾斜する。ホウ素複合材キールは、繊維強化外板の機内側または機外側に、繊維強化プライを介して取り付けられる。これらの繊維強化プライは層状に配置され、幾つかの繊維強化プライは、ホウ素複合材キールに対して略直交方向に配置され、そして幾つかの繊維強化プライは、ホウ素複合材キールに対して略対角方向に配置される。

本開示の更に別の実施形態は、航空機胴体を組み立てる方法を提供する。１つの実施形態の操作は、第１端部及び第２端部を有する胴体バレルのような中央胴体セクションを形成するステップと、そしてホウ素強化キールを形成するステップと、を含む。ホウ素強化キールを中央胴体セクションに固く固定して、ホウ素強化キールの第１部分が、中央胴体セクションの第１端部を越えて延びるようにする。ホウ素強化キールの第１部分を第２胴体セクションに固く固定し、第２胴体セクションを中央胴体セクションにスプライス接続する。

説明してきた特徴、機能、及び利点は、本開示の種々の実施形態において個別に達成することができる、または本開示の範囲を逸脱しない範囲で、更に他の実施形態において組み合わせることができる。これらの特徴、及び種々の他の特徴が教唆されているので、以下の詳細な説明を一読し、そして関連する図面を精読することにより理解される。

図１は、航空機胴体の例示的な中央胴体バレルセクションを示している。 図２は、例示的な複合材構造部材の断面図を示している。 図３は、別の例示的な複合材構造部材の断面図を示している。 図４Ａは、例示的な航空機キールの断面図を示している。 図４Ｂは、例示的な航空機キールの断面図を示している。 図４Ｃは、例示的な航空機キールの断面図を示している。 図５は、複合材構造部材を有する航空機胴体を組み立てる例示的な方法に関するフローチャートを示している。

以下の詳細な説明は、以下に記載される種々の形状部を組み込んで、胴体の最も荷重の大きいセクションの周方向スプライス（繋ぎ板）を無くし、キール（機体下面）スプライス部品を無くし、必要な箇所の剛性及び強度を集中させることができ、航空機重量を軽くし、そして胴体アセンブリを簡易にする改良型複合材構造部材、及び改良型航空機胴体に関するものである。本明細書において説明するように、モノコック胴体を組み立てる１つの方法では、１つ以上の複合材バレルセクションを形成し、そして次に、これらのバレルセクションを接続して合体させることにより胴体を構成する。従来の旅客輸送航空機または貨物輸送航空機は普通、キールで補強され、このキールは通常、胴体に対して前後方向に配置され、そして胴体フレームまたは外板アセンブリの内部または外部に取り付けられる。

複合材バレルセクションにより組み立てられる胴体は、複数の複合材バレルセクションに跨って延設されるキールを必要とする。更に、複合材バレルセクションは、ウイングボックスまたは脚格納室または貨物ランプ（ｃａｒｇｏ ｒａｍｐ）を収容する少なくとも１つの大きな切欠き部を含むことができる。その結果、従来のキールは、胴体フレームまたは外板アセンブリに極めて強力に機械的に締結固定されて、１つ以上の複合材バレルセクションに取り付けられる必要がある。同様に、構造部材群で枠組する、または補強する必要がある複合材バレルセクションは、胴体フレームまたは外板アセンブリに極めて強力に機械的に締結固定される必要がある。同様に、これらの複合材バレルセクションは、極めて強力に機械的に締結固定されて互いに連結される必要がある。

本明細書において説明するコンセプト及び技術を利用して、ホウ素強化複合材構造部材は、胴体を構造的に強化し、そして航空機を組み立てる改良型方法を提供する。本明細書において説明するコンセプト及び技術は、航空機に関連して教唆されるが、構造強化を必要とし、複合材を組み込み、梁を圧縮する方向に曲げる、またはアセンブリを改善する要求がある他の設計及び環境に容易に適合させることができる。このような適合化の例として、建物の建設、自動車及び船を含む耐久消費財の製造、厳しい状況に置かれる周回衛星のようなアセンブリ、これらの要素の組み合わせなどを挙げることができる。従って、ここで例示及び教唆を行なうために、かつ限定または制限するためではなく、本明細書において教唆されるコンセプト及び技術は、航空機胴体及びキールに関連して例示される。

特定の詳細及び特徴を本明細書において、そして図１〜５において説明して、例示的な実施形態、図、または例を通して、ホウ素複合材構造部材の製造及び使用の種々の実施形態を記載し、そして教唆する。これらの図に説明される、または示される詳細及び特徴の多くは、特定の実施形態の単なる表現及び例示に過ぎない。従って、他の実施形態は、他の詳細及び特徴を、本開示及び請求項の範囲から逸脱しない範囲で有することができる。更に、他の実施形態は、本明細書において説明される詳細及び特徴を用いることなく実施することができる。次に、同様の参照番号が同様の構成要素を幾つかの図を通して表わしているこれらの図を参照しながら、種々の実施形態によるホウ素複合材構造部材について説明する。

次に、図１を参照するに、前後軸１０２を有する中央胴体バレル１００が図示されている。１つの実施形態では、図示の中央胴体バレル１００のような胴体バレルセクション群は、単一セクションとして、炭素繊維複合材料により個々に製造される。別の実施形態では、ハーフバレルセクション群、クォータバレルセクション群、及びパネル群のような胴体部品群は、炭素繊維複合材料により個々に製造され、そして連結して合体させる。「Ｃａｒｂｏｎ ｆｉｂｅｒ ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ ｐｌａｓｔｉｃ（炭素繊維強化プラスチック）」（ＣＦＲＰ）は、炭素繊維複合材胴体バレル、炭素繊維複合材胴体部品などを製造するために使用される炭素繊維複合材料の種類を含む総称である。

製造後、ＣＦＲＰ胴体バレル群または胴体部品群は、環状ジョイント１０４に沿って、接着剤接合及び／又は機械的締結により連結して合体させて、胴体を形成する。ＣＦＲＰ製造法に関連してくる場合が多い公知のＣＦＲＰ法及びＣＦＲＰシステムを説明した詳細は、以下の開示では説明せず、本開示の種々の実施形態に関する説明が不必要に不明瞭になることがないようにしている。

図１に示す中央胴体バレル１００は、一対の対向する翼開口部１０６の形態の切欠き部を含み、翼開口部１０６の背後に、ウィングボックス及び脚格納室（図示せず）を配置することができ、そして翼開口部１０６を通って、翼（図示せず）が取り付けられる。更に図示されているのは、前後軸１０２に略平行に向き、かつ図４Ａ〜４Ｃを参照しながら形態として最も良く表わされている一体成形胴体キールの形態の複合材構造部材１０８である。

幾つかの実施形態では、複合材構造部材１０８は、対向する翼開口部１０６の長さの略全体に亘って延設され、そして次に、傾斜して各端部において中央胴体１００に取り付けられる。例えば、複合材構造部材１０８は傾斜して、一方または両方の端部において、中央胴体ストリンガ（図示せず）のような構造部材に取り付けられる。幾つかの実施形態では、複合材構造部材１０８は、傾斜して端部において中央胴体１００に取り付けられる前に、対向する翼開口部１０６の機体前方側に、２個または３個の窓枠分だけ延出することができる。他の実施形態では、複合材構造部材１０８は、傾斜して端部において中央胴体１００に取り付けられる前に、対向する翼開口部１０６の機体後方側に、３個または４個の窓枠分だけ延出することができる。更に他の実施形態では、複合材構造部材１０８は、傾斜して中央胴体１００に取り付けられる前に、対向する翼開口部１０６の機体前方側及び機体後方側の両方に延出することができる。更に別の実施形態では、複合材構造部材１０８は、中央胴体１００の機体前方側及び／又は機体後方側に延出することにより、隣接する機体前方側及び／又は機体後方側の胴体セクションに取り付けられる。

複合材構造部材１０８は、フランジ１１０のような設計形状部を有することができる。以下に説明するように、複合材構造部材１０８は、何れかの設計構成とすることができ、そして設計構成に関連する、または中央胴体１０４への複合材構造部材１０８の固定または取り付けに関連する形状部を含むことができる。例えば、フランジ１１０は、複合材構造部材１０８により高い剛性を付与するとともに、複合材構造部材１０８を中央胴体１０４に固く固定する、または取り付ける構造を提供することができる。

概して、中央胴体バレル１００または複合材構造部材１０８を製造するために使用されるＣＦＲＰ（炭素繊維強化プラスチック）は、強化材及び樹脂を含む。強化材は、例えば織物、テープ、フィルム、ホイル（ｆｏｉｌ）、繊維、及びこれらの組み合わせなどを含むことができる。繊維は、例えば炭素、アラミド、石英、及びこれらの組み合わせなどを含むことができる。樹脂は、例えば熱硬化性樹脂及び熱可塑性樹脂を含むことができる。熱硬化性樹脂は、エポキシ、ポリウレタンポリエステル、フェノール樹脂、ビニルエステル、及びポリイミド樹脂、及びこれらの組み合わせなどを含む。熱可塑性樹脂は、例えばアセタール樹脂、ポリプロピレン、ポリカーボネート、ナイロン、及びこれらの組み合わせなどを含むことができる。フォーム、基板、または他のプライへの複合材料の接着を容易にするために、複合材料は通常、接合または硬化させる。本教唆を行なうために、「ｐｌｙ（プライ）」及び「ｌａｙｅｒ（層）」という用語は、単数形または複数形であるかどうかに関係なく、互いに置き換えても全く同じ意味である。

ホウ素（ｂｏｒｏｎ）は化学元素であり、そして普通、半金属であると考えられる。ホウ素はまた、相対的な表現では、希土類元素である。ホウ素及びホウ素リッチ化合物の特徴として、極端に高い剛性及び硬度を挙げることができる。ホウ素リッチ化合物の例として、これらには限定されないが、ヘテロダイヤモンド、窒化ホウ素、ニホウ化レニウム、炭化ホウ素、立方晶ホウ素、ホウ酸塩、ホウ化物、及びこれらの組み合わせなどを挙げることができる。教唆を行なうために、かつ本明細書において使用されるように、「ｂｏｒｏｎ」という用語は、ホウ素を含む何れかの強化材、樹脂、繊維、材料、組成物、化合物、誘導体、及びこれらの組み合わせなどを含む。

ホウ素を使用してホウ素繊維を形成することができる。ホウ素繊維は多くの場合、化学気相堆積により形成され、このプロセスでは、ホウ素をタングステンワイヤに堆積させて、直径が約０．００４インチ（０．１０ミリメートル）の繊維を形成する。ホウ素繊維は、炭素繊維のような他の材料と組み合わせることにより複合材料を形成することができ、この複合材料を使用して、ホウ素の特徴を活かすことができる製品を製造することができる。例えば、ホウ素繊維は剛性が高く、かつ直径が大きいので、ホウ素繊維で強化された複合材料を使用して、航空機キールが受ける荷重のような大きい圧縮荷重を支えることができる。

図２は、例示的な複合材構造部材２００の断面図である。この複合材構造部材２００は、本開示に従って製造することができる何れかの構造部材の例示である；従って、実施形態は、例示の複合材構造部材２００の台形の形状に限定されない。例えば、他の複合材構造部材外形は、正方形、矩形、円形、楕円形、これらの形状の組み合わせなどのような普通の幾何学形状の断面形状を有することができる。更に、他の複合材構造部材外形は、「Ｃ字」形通路、「Ｉ」形梁または「Ｈ」形梁、「Ｌ字」角、「Ｔ字」棒、これらの形状の組み合わせのような普通の建築材形状と同様の断面構成を有することができる。更に、他の複合材構造部材外形は、設計基準により決定される取り付け構造を形成するフランジ、スリーブ、アパーチャ、アンカー、またはアーム、及びこれらの部材の組み合わせなどのような形状部または構造を有することができる。他の構造部材外形は、設計基準により決定される固有または独特の断面形状を有することができる。

図示の複合材構造部材２００は、ホウ素繊維強化プライ群２０２と、そして炭素繊維２０４と、を備える。この場合、これらのホウ素繊維強化プライ２０２は、前後方向に配向される、または０°プライ、すなわち表面の前後方向中心線に対する繊維の角度を指す慣例の表記法に従った角度に配列されるものとして図示されている。別の実施形態では、これらのホウ素繊維強化プライ２０２は、０°、または±４５°、或いは９０°方向に配列する、または設計基準により決定される他の何れかの方向に配列することができる。０°、または±４５°、或いは９０°方向に配列されるプライは、平行（内部または外部）繊維強化プライ、対角（内部または外部）繊維強化プライ、及び直交（内部または外部）繊維強化プライと、それぞれ表記することができる。ここで教唆を行なうために、かつ本明細書において使用されるように、「ｄｉａｇｏｎａｌ」という用語は、０°（平行）または９０°（直角）を除く何れかの方向または角度を含む。

図示の複合材構造部材２００は更に、内部炭素繊維強化プライ２０６ａ〜２０６ｄを含む。幾つかのホウ素繊維強化プライ２０２に隣接するのが、０°炭素繊維強化プライ群２０６ａである。これらの０°炭素繊維強化プライ２０６ａは、平行内部繊維強化プライ２０６ａと表記することもできる。また、幾つかのホウ素繊維強化プライ２０２に隣接するのが、±４５°炭素繊維強化プライ群２０６ｂである。これらの±４５°炭素繊維強化プライ２０６ｂは、対角内部繊維強化プライ２０６ｂと表記することもできる。幾つかのホウ素繊維強化プライ２０２に隣接するのが、９０°炭素繊維強化プライ群２０６ｃである。これらの９０°炭素繊維強化プライ２０６ｃは、直交内部繊維強化プライ２０６ｃと表記することもできる。また、幾つかのホウ素繊維強化プライ２０２に隣接するのが、−４５°炭素繊維強化プライ群２０６ｄである。これらの−４５°炭素繊維強化プライ２０６ｄは、対角内部繊維強化プライ２０６ｄと表記することもできる。別の実施形態では、炭素繊維強化プライ２０６ａ〜２０６ｄは、設計基準によって決定される他の何れかの方向に配列することができる。ホウ素繊維強化プライ群２０２及び内部炭素繊維強化プライ２０６ａ〜２０６ｄは、一体となって構造部材コア２０８を画定する。図示の構造部材コア２０８を取り囲むのが、構造部材ケーシング２１２を画定する外部炭素繊維強化プライ群２１０である。

次に、図３を参照するに、別の例示的な複合材構造部材３００の断面図が図示されている。図示の複合材構造部材３００は、ホウ素繊維強化プライ３０２ａ〜３０２ｃと、そして炭素繊維３０４と、を備える。この場合、これらのホウ素繊維強化プライ３０２ａ〜３０２ｃは、前後方向に配列される、または０°プライとして配列されるものとして図示されている。別の実施形態では、ホウ素繊維強化プライ３０２ａ〜３０２ｃは、０°、または±４５°、或いは９０°方向に配列する、または設計基準により決定される他の何れかの方向に配列することができる。０°、または±４５°、或いは９０°方向に配列されるプライは、平行（内部または外部）繊維強化プライ、対角（内部または外部）繊維強化プライ、及び直交（内部または外部）繊維強化プライと、それぞれ表記することができる。更に、複合材構造部材３００は、これらには限定されないが、単層ホウ素繊維強化プライ３０２ａ、２層ホウ素繊維強化プライ３０２ｂ、及び３層ホウ素繊維強化プライ３０２ｃのような、ホウ素繊維強化プライ３０２ａ〜３０２ｃの種々の組み合わせを含むことができる。別の実施形態では、ホウ素繊維強化プライ３０２ａ〜３０２ｃは、プライ群の何れかの組み合わせを含むことができ、そして設計基準によって決定される他の何れかの方向に配列することができる。

図示の複合材構造部材３００は更に、種々の層及び配列を含むことができる内部炭素繊維強化プライ３０６ａ〜３０６ｊを含む。例えば、図示されているのは、単層の０°炭素繊維強化層３０６ａ、２層の−４５°炭素繊維強化層３０６ｂ、４層の９０°炭素繊維強化層３０６ｃ、２層の＋４５°炭素繊維強化層３０６ｄ、４層の−４５°炭素繊維強化層３０６ｅ、単層の９０°炭素繊維強化層３０６ｆ、４層の＋４５°炭素繊維強化プライ３０６ｇ、４層の−４５°炭素繊維強化層３０６ｈ、２層の９０°炭素繊維強化プライ３０６ｉ、及び３層の＋４５°炭素繊維強化プライ３０６ｊである。０°、または±４５°、或いは９０°方向に配列されるプライは、平行（内部または外部）繊維強化プライ、対角（内部または外部）繊維強化プライ、及び直交（内部または外部）繊維強化プライと、それぞれ表記することができる。別の実施形態では、炭素繊維強化層３０６ａ〜３０６ｊは、プライ群の何れかの組み合わせを含むことができ、そして設計基準によって決定される他の何れかの方向に配列することができる。

ホウ素繊維強化プライ３０２ａ〜３０２ｃ及び内部炭素繊維強化プライ３０６ａ〜３０６ｊは一体となって、構造部材コア３０８を画定する。構造部材コア３０８を取り囲むのは、構造部材ケーシング３１２を画定する外部炭素繊維強化プライ群３１０である。この場合、構造部材ケーシング３１２は、２層の炭素繊維強化プライ３１０を含むものとして図示されているのに対し、別の実施形態では、構造部材ケーシング３１２は、設計基準によって決定される何れの枚数の炭素繊維強化プライを含むことができる。

複合材構造部材２００，３００を製造するプロセスは、積層及び硬化を含む。一方向複合材繊維を取り付ける種々の方法が公知になっており、そして方法を使用して、複合材構造部材２００，３００を積層させることができる。これらの方法として、これらには限定されないが、ファイバプレースメント（繊維配置）、フィラメントワインディング、及びテープ積層（ｔａｐｅ ｌａｙｉｎｇ）を挙げることができる。繊維配置プロセスでは通常、複数の「ｔｏｗｓ（繊維トウ）」（すなわち、エポキシのような熱硬化性樹脂材料を予め含浸させた炭素繊維またはグラファイト繊維のような、連続的なフィラメントの撚られていない束）及び／又は他の複合材料を自動配置する。繊維配置機械（ｆｉｂｅｒ ｐｌａｃｅｍｅｎｔ ｍａｃｈｉｎｅ）は通常、個々の繊維トウを配置中に、繰り出し、押し込み、切断し、そして再び繰り出す手段を含む。フィラメントワインディングプロセスでは、繊維接合装置が前後に移動して、繊維を所定の構成に配置する。幾つかのフィラメントワインディング応用形態では、繊維材料を液体樹脂に通し（「ウェットワインディング」と表記される）、そして幾つかのフィラメントワインディング応用形態では、繊維材料に樹脂を予め含浸させている。テープ積層は、繊維配置プロセスと、個々の繊維トウではなく、予め含浸させた繊維テープを載置して、部品または部材を形成することを除き、同様である。テープ積層は、機械を用いて、または手作業で行うことができる。

１つの形態のテープは、繊維の幅及び配列を維持する剥離紙を含み、そして剥離紙は、接着中に剥がされる。別の形態のテープは、布地に織り込んだ複数の個々の繊維を含む。スリットテープは、製造された後にスリットを入れているテープである；テープにスリットを入れると、幅が狭くなり、これにより、接着時の制御性を高めることができる。本開示において使用されるように、かつ特に断らない限り、「ｔａｐｅ」という用語は、テープ、剥離紙付きテープ、スリットテープ、及び複合材構造を製造する際に使用されるテープ状の全ての他の種類の複合材料を含む。本開示において使用されるように、かつ特に断らない限り、「ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｍａｔｅｒｉａｌ」という用語は、織物、濡れた状態の複合材織物、乾燥状態の複合材織物、テープ、個々のフィラメント、及び他の一方向及び多方向の予備含浸された、及び予備含浸されていない複合材料、及びこれらの材料の組み合わせを含む。

積層後、複合材構造部材２００，３００を硬化させる。この技術分野の当業者であれば理解できることであるが、硬化処理では、複合材構造部材２００，３００を、圧力パッドを用いて、または圧力パッドを用いずに、真空中に収容し、そして圧力を加えて、複合材構造部材２００，３００を脱気する。その後、複合材構造部材２００，３００をオートクレーブ中で、標準の３５０°Ｆ硬化サイクルを用いて硬化させることができる。複合材構造部材２００，３００の種々の実施形態では、材料組成、厚さなどのような種々の要素によって異なるが、他の硬化サイクルを用いることができる。複合材構造部材２００，３００を部分的に硬化させて（通常、「Ｂ−Ｓｔａｇｉｎｇ（Ｂ−ステージング）」と表記される）、これらの複合材構造部材を安定させ易くして、より大型のアセンブリに組み込むことができる。次に、Ｂステージ硬化させた複合材構造部材２００，３００をアセンブリの残りの部分と一緒に、完全に硬化させることができる。

従来の乗客輸送航空機または貨物輸送航空機は普通、キール付近が補強され、このキールは通常、胴体に対して前後方向に配置され、かつ胴体フレームまたは外板アセンブリの内部または外部に取り付けられる。次に、図４Ａを参照するに、単一の一体成形胴体キール４００の形態の複合材構造部材２００，３００を取り付ける様子が図示されている。単一の一体成形胴体キール４００は、小型航空機から中型航空機に適用することができる。図４Ａは、図１に示す中央胴体バレル１００のラインＡ−Ａに沿って切断したときの断面図を示している。図示の単一の一体成形胴体キール４００は、中央胴体バレルセクション４０４及び炭素繊維強化貼着プライ群４０６と共硬化し、そして中央胴体バレルセクション４０４及び炭素繊維強化貼着プライ群４０６に共接合されるホウ素複合材構造部材４０２（複合材構造部材２００，３００を含む）を含む。

組み付け、及び取り付けでは、単一の一体成形胴体キール４００は、航空機胴体の前後軸に略平行に向け、そして翼及び／又は脚格納室の隣接切欠き部を設ける箇所のような、航空機胴体を構造的に補強する必要のある箇所に配置される。図示のホウ素複合材構造部材４０２は更に、胴体下側ローブ状ストリンガ（ｆｕｓｅｌａｒｇｅ ｌｏｗｅｒ ｌｏｂｅ ｓｔｒｉｎｇｅｒｓ：図示せず）に位置合わせされ、かつストリンガと同一直線上に配置される。このようにして、ホウ素繊維強化プライ２０２，３０２、炭素繊維２０４ａ〜２０４ｃ、３０４ａ〜３０４ｃ、及び内部ホウ素繊維強化プライ２０６ａ〜２０６ｄ、３０６ａ〜３０６ｊのうちの多数、または幾つかは、複合材構造部材４０２の向きから変化し、そして中央胴体バレル１００と、例えば共硬化し、そしてこれらには限定されないが、ストリンガ及び／又は外板のような構造に共接合する、または機械的に接続することにより取り付ける、または固く固定することができる。

幾つかの実施形態では、単一の一体成形胴体キール４００は、切欠き部の長さの略全体に亘って延在し、そして次に、傾斜して中央胴体バレル１００に取り付けられる。幾つかの実施形態では、単一の一体成形胴体キール４００は、傾斜して中央胴体バレル１００にキールの端部で取り付けられる前に、切欠き部の機体前方側に延出することができる。他の実施形態では、単一の一体成形胴体キール４００は、傾斜して中央胴体バレル１００にキールの端部で取り付けられる前に、切欠き部の機体後方側に延出することができる。更に他の実施形態では、単一の一体成形胴体キール４００は、傾斜して中央胴体バレル１００に取り付けられる前に、切欠き部の機体前方側及び機体後方側の両方に延出することができる。幾つかの実施形態では、単一の一体成形胴体キール４００は、中央胴体バレル１００よりも長いので、胴体キール４００は、第１端部または第２端部を越えて延出する、または傾斜する。

単一の一体成形胴体キール４００は、中央胴体バレルセクション４０４の機内側に、または機外側に、炭素繊維強化貼着プライ４０６を介して取り付けられる。これらの炭素繊維強化貼着プライ４０６は層状に配置され、幾つかの貼着プライ４０６はホウ素複合材構造部材４０２に略直交し、そして幾つかの貼着プライ４０６はホウ素複合材構造部材４０２に略対角になっている。炭素繊維強化貼着プライ４０６は、ホウ素複合材構造部材４０２及び中央胴体バレルセクション４０４と一緒に硬化させ、そしてホウ素複合材構造部材４０２及び中央胴体バレルセクション４０４に接合させる、またはホウ素複合材構造部材４０２及び中央胴体バレルセクション４０４と共硬化し、そしてホウ素複合材構造部材４０２及び中央胴体バレルセクション４０４に共接合して、単一の一体成形胴体キール４００を形成する。このようにして、ホウ素複合材構造部材４０２を中央胴体バレルセクション４０４に取り付ける、または固く固定することができる。

組み付け、及び取り付けでは、ホウ素複合材構造部材４０２の組み付けは、中央胴体バレルセクション４０４の配置と同時に行うことができる、または別の構成として、個別プロセスとして行なうことができる。ホウ素複合材構造部材４０２を組み付けた後、ホウ素複合材構造部材４０２を部分的に硬化させる、またはＢステージ硬化させることができる。これにより、積層体を安定させ易くすることができ、そして次の組み立て時のハンドリング性を向上させることができる。次に、ホウ素複合材構造部材４０２を中央胴体バレルセクション４０４に組み込む状態になる。

中央胴体バレルセクション４０４を組み立て、そして或る量の炭素繊維強化プラスチック（ＣＲＦＰ）を中央胴体バレルセクション４０４の上に配置して、ホウ素複合材構造部材４０２のベースとした後、ホウ素複合材構造部材４０２を搬送し、そして中央胴体バレルセクション４０４の上に配置する。組み付け時、フィルム接着剤を塗布して、ホウ素複合材構造部材４０２を安定させ、そして中央胴体バレルセクション４０４に、または中央胴体バレルセクション４０４内に保持する。次に、更に別の炭素繊維強化貼着プライ４０６を、ホウ素複合材構造部材４０２の上に配置して、ホウ素複合材構造部材４０２を中央胴体バレルセクション４０４に、または中央胴体バレルセクション４０４内に封止する。図示の実施形態では、十分な数の炭素繊維強化貼着プライ群４０６を取り付けて、ホウ素複合材構造部材４０２を取り囲む完全擬似等方性（ｆｕｌｌ ｑｕａｓｉ−ｉｓｏｔｒｏｐｉｃ）の積層体を形成する。ホウ素複合材構造部材４０２及び炭素繊維強化貼着プライ群４０６の順番は、中央胴体バレルセクション４０４組み立ての残りの部分と調整することができる。その後、ホウ素複合材構造部材４０２及び炭素繊維強化貼着プライ群４０６が取り付けられた中央胴体バレルセクション４０４を真空バッグ処理し、そして硬化させることにより、ホウ素複合材構造部材４０２の硬化を完了させ、そして炭素繊維強化貼着プライ群４０６を硬化させ、そして中央胴体バレルセクション４０４に接合させることができる。

単一の一体成形胴体キール４００の利点として、従来のアルミニウムキールと比較して、剛性がサイズに対して高いこと、耐圧縮荷重性が高いこと、周方向スプライスを無くすことができること、及びキールスプライス部品を無くすことができることを挙げることができる。単一の一体成形胴体キール４００の更に別の利点として、複合材料により形成され、かつ翼及び／又は脚格納室を収納するための切欠き部のような大きな切欠き部により強度が低下しているモノコック中央胴体バレルを強化することができることを挙げることができる。

図４Ｂは更に、２重一体成形胴体キール４１０の形態の複合材構造部材２００，３００を取り付ける様子を示している。２重一体成形胴体キール４１０は、中型航空機から大型航空機に適用することができる。図示の２重一体成形胴体キール４１０は、中央胴体バレルセクション４１４及び炭素繊維強化貼着プライ群４１６に共接合される２つのホウ素複合材構造部材４１２（複合材構造部材（群）２００，３００を含む）を含む。更に図示されているのは、キールウェブ（ｋｅｅｌ ｗｅｂ）４１８の配置である。２重一体成形胴体キール４１０の組み付け、または取り付けは、上に説明した単一の一体成形胴体キール４００と同様である。

２重一体成形胴体キール４１０の利点として、従来のアルミニウムキールと比較して、剛性がサイズに対して高いこと、耐圧縮荷重性が高いこと、周方向スプライスを無くすことができること、及びキールスプライス部品を無くすことができることを挙げることができる。２重一体成形胴体キール４１０の更に別の利点として、複合材料により形成され、かつ翼及び／又は脚格納室を収納するための切欠き部のような大きな切欠き部により強度が低下しているモノコック中央胴体バレルを強化することができることを挙げることができる。２重一体成形胴体キール４１０は更に、仮に複合材構造部材４１２が損傷する、またはそれ以外に、破壊されるとした場合に、フェイルセーフ対策を実現する。

図４Ｃに示すように、３重一体成形胴体キール４２０の形態の複合材構造部材２００，３００を取り付ける様子が図示されている。３重一体成形胴体キール４２０は、大型航空機からジャンボ航空機に適用することができる。図示の３重一体成形胴体キール４２０は、中央胴体バレルセクション４２４及び炭素繊維強化貼着プライ群４２６に共接合される３つのホウ素複合材構造部材４２２（複合材構造部材（群）２００，３００を含む）を含む。３重一体成形胴体キール４２０の組み付け、または取り付けは、上に説明した単一の一体成形胴体キール４００と同様である。＠

３重一体成形胴体キール４２０の利点として、従来のアルミニウムキールと比較して、サイズに関する剛性が高い、耐圧縮荷重性能が高いが高い、周方向スプライスを無くすことができること、及びキールスプライス部品を無くすことができることを挙げることができる。３重一体成形胴体キール４２０の更に別の利点として、複合材料により形成され、かつ翼及び／又は貨物ドア警告ランプを収納するための切欠き部のような大きな切欠き部により強度が低下しているモノコック中央胴体バレルを強化することができることを挙げることができる。３重一体成形胴体キール４２０は更に、仮に複合材構造部材４２２が損傷する、またはそれ以外に、破壊されるとした場合に、フェイルセーフ対策を実現する。

別の実施形態では、ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２は、局所的な高効率強化または補強を必要とする何れかのタイプまたは種類の可動船体または船舶に取り付けることができる。他の実施形態は、高効率強化または補強を広大な領域に亘って必要とする何れかのタイプまたは種類の静止構造に取り付けられる複数のホウ素複合材構造部材を含むことができる。幾つかの実施形態では、ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２は、複合材料または複合材テープを含む炭素繊維強化貼着プライ４０６，４１６，４２６と一緒に取り付けることができ、そして所定の箇所に共硬化させ、そして共接合させることができる。或る別の実施形態では、ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２は、何れかのタイプまたは種類の公知の機械ファスナーを用いて取り付けることができる。例えば、ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２の設計形状部は、炭素繊維強化プライ２０６ａ〜２０６ｄを、ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２の側部または端部に沿って含むフランジ１１０を含むことができる。このフランジ１１０は、ボルトを螺合するときに挿通するスリーブを含む構造となって、ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２を取り付ける、または固く固定することができる。このようにして、ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２を中央胴体バレル１００に取り付ける、または固く固定することにより、機械的に取り付けられるキールを構成することができる。別の実施形態では、アンカーボルトのような機械取り付け手段は、フランジ１１０及び／又はホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２に一体化することができ、そして次に、中央胴体バレル１００に取り付けることにより、機械的に取り付けられるキールを構成することができる。別の実施形態は、本明細書において記載される実施形態などの組み合わせを含む。

ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２を有するシングル、ダブル、またはトリプルキール４００，４１０，４２０の利点として、複合材料により形成され、かつ翼及び／又は主脚格納室を収納するための大きな切欠き部を含むモノコック中央胴体バレルを組み立てることができること、及び大型及びジャンボ航空機の翼に通常隣接する環状ジョイントを無くすことができることを挙げることができる。或る複合材モノコックバレル形態における別の利点として、機械的に取り付ける部品群及び環状ジョイントを無くすことができることを挙げることができる。

次に、図５を参照しながら、ホウ素強化キールを備える航空機胴体を組み立てる例示的な方法の例示的なルーチン５００について次に説明する。図５に示し、かつここで説明される操作よりも多くの、または少ない操作を実行することができることを理解されたい。更に、これらの操作は、ここに説明される順番とは異なる順番で実行することもできる。

ルーチン５００は、操作５０２から始まり、この操作５０２では、中央胴体セクションを形成する。中央胴体セクションは、複合材料により形成される未硬化中央胴体バレル１００とすることができる。通常、未硬化中央胴体バレル１００は胴体組み立てラインの積層ステーションの後のステーションにおいて形成される。未硬化中央胴体バレル１００は、積層の中間段階で形成することもでき、この場合、積層は、後の方の段階で完了する。他の実施形態では、中央胴体バレル１００は硬化後の単一胴体バレルセクションである。通常、硬化後の中央胴体セクションは、胴体組み立てラインの硬化ステーションの後のステーションにおいて形成される。別の実施形態では、この操作において、他の胴体セクション群または胴体部品群、或いは胴体パネル群などを形成する。

ルーチン５００は、操作５０２から操作５０４に進み、操作５０４では、キールの形態のホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２を形成する。ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２は、硬化させることができる、未硬化状態とすることができる、または部分的に硬化させることができる。この操作では、中央胴体セクションの長さと同じ長さのホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２を形成することができる。幾つかの実施形態では、この操作において、中央胴体セクションの長さよりも短く、かつ傾斜して主胴体モノコックに入り込むホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２を形成することができる。別の実施形態では、この操作において、中央胴体セクションの長さよりも長いホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２を形成することができる。

ルーチン５００は、操作５０４から操作５０６に進み、操作５０６では、ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２を中央胴体セクションに固く固定して、単一、２重、または３重一体成形胴体キール４００，４１０，４２０を構成する。幾つかの実施形態では、この操作において、炭素繊維強化貼着プライ４０６，４１６，４２６を中央胴体バレルセクション４０４，４１４，４２４に、そしてホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２に接着させる。更に別の炭素繊維強化貼着プライ４０６，４１６，４２６を複合材構造部材４０２，４１２，４２２の周りに、そして中央胴体セクションに配置して、胴体接合アセンブリを完成させることもできる。別の実施形態では、この操作において、何れかの数のホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２を中央胴体バレルセクション４０４，４１４，４２４に機械的に固く固定して、何れかのサイズまたは構造のキールを構成する。

ルーチン５００は、操作５０６から操作５０８に進み、操作５０８では、単一、２重、または３重一体成形キール４００，４１０，４２０、及び中央胴体バレルセクション４０４，４１４，４２４を硬化させる。この操作では、中央胴体バレル１００、ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２、及び炭素繊維強化貼着プライ４０６，４１６，４２６を同時に硬化させることができる。別の実施形態では、この操作において、中央胴体バレルセクション４０４，４１４，４２４、及びホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２の何れかを、または両方を個別に硬化させ、そして次に、炭素繊維強化貼着プライ４０６，４１６，４２６を硬化させることができる。

ルーチン５００は、操作５０８から操作５１０に進み、操作５１０では、第２胴体セクションを形成する。この操作では、胴体バレル、または胴体部品、或いは胴体パネルなどの形態の第２胴体セクションを形成する。ルーチン５００は、操作５１０から操作５１２に進み、操作５１２では、キールの第１端部を第２胴体セクションに固く固定する。この操作では、中央胴体バレル１００を第２胴体セクションに、例えば雄雌嵌合して取り付けられるように構成される胴体バレル群の周方向ジョイントをスプライス接続して合体させることにより取り付けることができる。

ルーチン５００は、操作５１２から操作５１４に進み、操作５１４では、第３胴体セクションを形成する。この操作では、胴体バレル、または胴体部品、或いは胴体パネルなどの形態の第３胴体セクションを形成する。ルーチン５００は、操作５１４から操作５１６に進み、操作５１６では、キールの第２端部を第３胴体セクションに固く固定する。この操作では、中央胴体バレル１００を第２胴体セクションに、例えば雄雌嵌合して取り付けられるように構成される胴体バレル群の周方向ジョイントをスプライス接続して合体させることにより取り付けることができる。キールを胴体に操作５０６または操作５０８、或いは操作５１０において取り付けた後、ルーチン５００は操作５１８で終了する。

航空機胴体を組み立てる別の実施形態では、ホウ素複合材構造部材４０２，４１２，４２２を中央胴体バレルセクション４０４，４１４，４２４に機械的に取り付ける。更に別の実施形態は、キールの形態ではないホウ素複合材構造部材を含む。例えば、構造部材群は、ドア開口部の周りに取り付けられるように、周方向ジョイント群に跨って設けられるように、大きく曲がる、または屈曲する領域を強化するように、死荷重を支え、そして分散させるように、かつ設計基準の要求通りに構成することができる。

ホウ素強化キールを備える航空機胴体の利点として、アルミニウムキールを構成する操作、及びアルミニウムキールを胴体に機械的に取り付ける操作を同時に行なうよりも製造が複雑ではないことを挙げることができる。別の利点として、ホウ素強化キールが、同じ荷重に耐えるように設計されるアルミニウムキールよりも小さく、かつ軽量であることを挙げることができる。

本開示の原理を利用して、前後軸を有する航空機胴体を含む実施形態が開示されている。胴体は、中央胴体セクションを含み、この中央胴体セクションは前後軸に略平行に向き、第１端部及び反対側の第２端部と、そして第１端部から第２端部に延設される繊維強化外板と、を有する。１つの変形例では、ホウ素強化コア及び繊維強化ケーシングを含むキールを利用し、このキールは、前後軸に略平行に向き、そして第１端部及び第２端部のうちの少なくとも一方の手前で終端する。別の変形例では、胴体は更に、複数の対角強化繊維プライ群を含み、これらの対角強化繊維プライは、前後軸に対して略対角方向に向き、キール及び繊維強化外板に接合される。更に別の変形例では、複数の直交強化繊維プライ群は前後軸に対して略直交方向に向き、キール及び繊維強化外板に接合される。更に別の変形例では、キールから延出し、かつ中央胴体セクションに取り付けられるプライ群を利用する。更に別の変形例では、第２セクションは、中央胴体セクションの第１端部に雄雌嵌合して取り付けられる繊維強化外板を含む。更に別の変形例では、複数の強化繊維プライは、キール及び第２セクション繊維強化外板に接合される。更に別の変形例では、繊維強化外板を有する第３セクションを利用することができ、この繊維強化外板は、中央胴体セクションの第２端部に雄雌嵌合して取り付けられる。更に別の変形例では、第３セクションは更に、炭素繊維強化プラスチック外板を含む。更に別の変形例では、複数の強化繊維プライは、キール及び第３セクション繊維強化外板に接合される。

上に説明した主題は、例示としてのみ与えられ、そして本発明を限定するものとして捉えられるべきではない。図示され、かつ説明される例示的な実施形態及び応用形態に従うことなく、かつ以下の請求項に説明される本開示の真の思想及び範囲から逸脱しない範囲において、種々の変形及び変更を本明細書において説明される主題に加えることができる。

上に説明した主題は、例示としてのみ与えられ、そして本発明を限定するものとして捉えられるべきではない。図示され、かつ説明される例示的な実施形態及び応用形態に従うことなく、かつ以下の請求項に説明される本開示の真の思想及び範囲から逸脱しない範囲において、種々の変形及び変更を本明細書において説明される主題に加えることができる。
本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
略前後方向に向き、構造部材コア（２０８，３０８）を画定する複数のホウ素繊維強化プライ（２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ）と、
ホウ素繊維強化プライ（２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ）のうちの少なくとも１つのプライに近接し、プライに対して略対角方向に向き、構造部材コア（２０８，３０８）を画定する少なくとも１つの対角内部繊維強化プライ（２０６ｂ，２０６ｄ）と、
ホウ素繊維強化プライ（２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ）のうちの少なくとも１つのプライに近接し、プライに対して略直交方向に向き、構造部材コア（２０８，３０８）を画定する少なくとも１つの直交内部繊維強化プライ（２０６ｂ）と、
ホウ素繊維強化プライ（２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ）のうちの少なくとも１つのプライに近接し、プライに対して略平行に向き、構造部材コア（２０８，３０８）を画定する少なくとも１つの平行内部繊維強化プライ（２０６ａ）と、
構造部材コア（２０８，３０８）を略取り囲み、構造部材ケーシング（２１２，３１２）を画定する少なくとも１つの外部繊維強化プライと
を備える、複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
（態様２）
更に、ホウ素繊維強化プライ（２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ）のうちの少なくとも１つのプライに近接し、プライに対して略前後方向に向き、構造部材コア（２０８，３０８）を画定する複数の内部炭素繊維強化プライ（２０４ａ〜２０４ｃ，３０４ａ〜３０４ｃ）を備える、態様１に記載の複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
（態様３）
更に、構造部材コア（２０８，３０８）及び構造部材ケーシング（２１２，３１２）のうちの少なくとも１つから延び、第１フランジ（１００，１１０）を画定するプライを備える、態様１または２に記載の複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
（態様４）
更に、構造部材コア（２０８，３０８）及び構造部材ケーシング（２１２，３１２）のうちの少なくとも１つから延び、取り付け構造を画定するプライを備える、態様１から３のいずれか１つに記載の複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
（態様５）
構造部材コア（２０８，３０８）及び構造部材ケーシング（２１２，３１２）を共硬化して、構造部材コア（２０８，３０８）を構造部材ケーシング（２１２，３１２）に接合させる、態様１から４のいずれか１つに記載の複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
（態様６）
更に、航空機胴体内に配置され、航空機胴体に取り付けられる、態様１から５のいずれか１つに記載の複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
（態様７）
航空機胴体（４００，５００）を組み立てる方法であって、
第１端部及び第２端部を有する中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）を形成するステップと、
ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を形成するステップと、
ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）に固定して、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）の第１部分が、中央胴体セクション（４０４）の第１端部を越えて延出するステップと、
第２胴体セクション（５１０）を形成するステップと、
ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）の第１部分を第２胴体セクション（５１０）に固定するステップと、
第２胴体セクション（５１０）を中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）にスプライス接続するステップと
を含む方法。
（態様８）
更に、中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）及びホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を共硬化して、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）に接合させるステップを含む、態様７に記載の方法。
（態様９）
固定するステップでは更に、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）に機械的に取り付ける、態様７または８に記載の方法。
（態様１０）
更に、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を中央胴体に固定して、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）の第２部分が、中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）の第２端部を越えて延出するステップを含む、態様７または８に記載の方法。
（態様１１）
更に、第３胴体セクション（５１４）を形成するステップを含む、態様７から１０のいずれか１つに記載の方法。
（態様１２）
更に、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０）の第２部分を第３胴体セクション（５１４）に固定するステップを含む、態様１１に記載の方法。
（態様１３）
更に、第３胴体セクション（５１４）を中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４）にスプライス接続するステップを含む、態様１１または１２に記載の方法。

Claims (13)

1. 略前後方向に向き、構造部材コア（２０８，３０８）を画定する複数のホウ素繊維強化プライ（２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ）と、
   ホウ素繊維強化プライ（２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ）のうちの少なくとも１つのプライに近接し、プライに対して略対角方向に向き、構造部材コア（２０８，３０８）を画定する少なくとも１つの対角内部繊維強化プライ（２０６ｂ，２０６ｄ）と、
   ホウ素繊維強化プライ（２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ）のうちの少なくとも１つのプライに近接し、プライに対して略直交方向に向き、構造部材コア（２０８，３０８）を画定する少なくとも１つの直交内部繊維強化プライ（２０６ｂ）と、
   ホウ素繊維強化プライ（２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ）のうちの少なくとも１つのプライに近接し、プライに対して略平行に向き、構造部材コア（２０８，３０８）を画定する少なくとも１つの平行内部繊維強化プライ（２０６ａ）と、
   構造部材コア（２０８，３０８）を略取り囲み、構造部材ケーシング（２１２，３１２）を画定する少なくとも１つの外部繊維強化プライと
   を備える、複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
2. 更に、ホウ素繊維強化プライ（２０２，３０２ａ〜３０２ｃ，２０６ａ〜２０６ｄ，３０６ａ〜３０６ｊ）のうちの少なくとも１つのプライに近接し、プライに対して略前後方向に向き、構造部材コア（２０８，３０８）を画定する複数の内部炭素繊維強化プライ（２０４ａ〜２０４ｃ，３０４ａ〜３０４ｃ）を備える、請求項１に記載の複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
3. 更に、構造部材コア（２０８，３０８）及び構造部材ケーシング（２１２，３１２）のうちの少なくとも１つから延び、第１フランジ（１００，１１０）を画定するプライを備える、請求項１または２に記載の複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
4. 更に、構造部材コア（２０８，３０８）及び構造部材ケーシング（２１２，３１２）のうちの少なくとも１つから延び、取り付け構造を画定するプライを備える、請求項１〜３のいずれか１項に記載の複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
5. 構造部材コア（２０８，３０８）及び構造部材ケーシング（２１２，３１２）を共硬化して、構造部材コア（２０８，３０８）を構造部材ケーシング（２１２，３１２）に接合させる、請求項１〜４のいずれか１項に記載の複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
6. 更に、航空機胴体内に配置され、航空機胴体に取り付けられる、請求項１〜５のいずれか１項に記載の複合材構造部材（１０８，２００，３００）。
7. 航空機胴体（４００，５００）を組み立てる方法であって、
   第１端部及び第２端部を有する中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）を形成するステップと、
   ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を形成するステップと、
   ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）に固定して、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）の第１部分が、中央胴体セクション（４０４）の第１端部を越えて延出するステップと、
   第２胴体セクション（５１０）を形成するステップと、
   ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）の第１部分を第２胴体セクション（５１０）に固定するステップと、
   第２胴体セクション（５１０）を中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）にスプライス接続するステップと
   を含む方法。
8. 更に、中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）及びホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を共硬化して、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）に接合させるステップを含む、請求項７に記載の方法。
9. 固定するステップでは更に、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）に機械的に取り付ける、請求項７または８に記載の方法。
10. 更に、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）を中央胴体に固定して、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０，５０４）の第２部分が、中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４，５０２）の第２端部を越えて延出するステップを含む、請求項７または８に記載の方法。
11. 更に、第３胴体セクション（５１４）を形成するステップを含む、請求項７〜１０のいずれか１項に記載の方法。
12. 更に、ホウ素強化キール（４００，４１０，４２０）の第２部分を第３胴体セクション（５１４）に固定するステップを含む、請求項１１に記載の方法。
13. 更に、第３胴体セクション（５１４）を中央胴体セクション（４０４，４１４，４２４）にスプライス接続するステップを含む、請求項１１または１２に記載の方法。

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