JP6628955B2 - 垂直統合式ストリンガ - Google Patents

Description

航空機は、通常、胴体を蔽っている外板に強度および剛性を与えるために、航空機の中心軸に平行に長手方向に配向された、比較的細い長尺材、すなわち「ストリンガ」を使用する。現在の航空機の胴体は、通常、複数の円筒状セクションとして製造され、それらを縦に繋いで所望の長さの胴体を作り上げる。胴体セクションの製造においては、その胴体セクションの前端および後端を各ストリンガが終端とするように多数のストリンガが外板に接合される。胴体セクションを隣の胴体セクションに繋げるとき、ストリンガの両端部を、隣の胴体セクションのストリンガの対応する端部に継ぎ込む必要がある。この継ぎ合わせ工程は、面倒な手間の掛かるプロセスである。

さらに、従来の胴体形態における各継ぎ合わせ部では、飛行中に航空機胴体全体に掛かる通常の負荷およびモーメントによって、層間剥離またはその他の構造損傷もしくは疲労が生じる可能性がある。これらの構造損傷を防止するために、継目板や締結具が通常使用されるが、それは、航空機の重量およびコストをかなり増加させる。

本明細書による開示が提示されるのは、これらおよびその他を考慮してのことである。

米国特許出願「Ｍｕｌｔｉ−Ｂｏｘ Ｗｉｎｇ Ｓｐａｒ ａｎｄ Ｓｋｉｎ」２０１２年１１月２６日出願

この概要は、発明を実施するための形態において下記でさらに詳細に説明される思想の選択を単純化した形で紹介するために設けられていることを理解されたい。この概要は、特許請求の範囲に示された主題の範囲を限定するために用いられるものではない。

垂直に配向された円周方向ストリンガを使用することによって、航空機の胴体を強化する装置および方法が提供される。本明細書で提供される開示の一態様によれば、航空機の胴体は、内面を有する外板を備え得る。その外板は、長手方向軸に沿って延在する。多数のストリンガをその長手方向軸に実質的に直角に配置することができる。その多数のストリンガは、長手方向軸に沿って、円周方向に、垂直に配向することができる。

別の態様によれば、航空機は、内面を有する円筒状外板を備え得る胴体を有し得る。円筒状外板は、第１の軸に沿って長手方向に延在させることができる。多数の円筒状ストリンガを第１の軸に対して実質的に直角に配置することができる。その多数のストリンガは、長手方向軸に沿って、円周方向に、垂直に配向することができる。航空機はまた、翼外板を持つ翼を有し得る。翼外板は、胴体に隣接する第１の端部と、第１の端部に対して遠位の第２の端部とを持つ内面を有し得る。翼は、翼外板の内面に結合された多数の翼ストリンガを有し得る。翼ストリンガは、胴体の円周方向ストリンガに実質的に整列するように配向することができる。

別の態様によれば、航空機を強化する方法は、第１の軸に沿って長手方向に延在する、内面を有する円筒状外板を形成することを含み得る。円周方向に配向され、実質的に互いに平行である多数のストリンガが形成される。ストリンガは、少なくとも一部のストリンガが第１の軸に対して直角になるように、円筒状外板に結合される。

説明されてきた特徴、機能、および利点は、本開示の様々な実施形態において独立に達成することができ、あるいはさらに別の実施形態に組み入れることができる。そのさらに詳細は、以下の説明および図面を参照して理解することができる。

本明細書に提示された様々な実施形態による、円周方向ストリンガを使用する航空機の例示的胴体セクションおよび翼セクションの上視透視図である。 本明細書に提示された様々な実施形態による、隣接する胴体セクション、外板、および円周方向ストリンガの取付けを示す上視透視図である。図２Ａは、本明細書に提示された様々な実施形態による、胴体セクションへの航空機外板の取付けを示す拡大上視透視図である。図２Ｂは、本明細書に提示された様々な実施形態による、隣接する胴体セクション同士の結合を示す拡大上視透視図である。 本明細書に提示された様々な実施形態による、例示的円周方向ブレードストリンガの様々な図である。 本明細書に提示された様々な実施形態による、例示的円周方向波形ストリンガの様々な図である。 本明細書に提示された様々な実施形態による、翼ストリンガの航空機胴体への取付けを示す複数の図である。 本明細書に提示された様々な実施形態による、翼桁および円周方向ストリンガの構成を示す上視透視図である。 本明細書に提示された様々な実施形態による、翼桁および円周方向ストリンガの構成を示す上視透視図である。 本明細書に提示された様々な実施形態による、例示的力ベクトルを示す航空機の胴体および翼の前端透視図である。 本明細書に提示された様々な実施形態による、円周方向ストリンガを使用する方法、および翼桁を用いて翼を胴体に取り付ける方法を示すプロセス流れ図である。

以下の詳細な説明は、航空機構造の補強に関して行われる。上記に簡単に説明したように、航空機では、通常、胴体を蔽う外板に強度および剛性を与えるために、航空機の中心軸に平行に長手方向に配向された従来型のストリンガを使用する。従来の航空機の胴体は、通常、一体に結合された複数のセクションから形成される。従来のストリンガを使用するとき、各ストリンガの各端部は、隣の胴体セクションの隣接ストリンガの対応する端部に継ぎ込む必要がある。これは、時間が掛かり手間の掛かるプロセスである。従来のストリンガを使用する場合のその他の限界も、簡単に上記に説明されている。

本明細書に記載されている思想を使用すると、航空機胴体の外板を、その胴体に沿って円周方向に垂直に配向されたストリンガを使用することによって、構造的に補強することができる。胴体に沿って前後に走るストリンガを使用するのではなく、胴体に沿って円周方向に垂直に配向されたストリンガ使用することによって、胴体に沿って走るストリンガに関わる労力および時間の消費を抑えることができる。さらに、実施形態によっては、ストリンガおよび／または胴体もしくは翼外板を、成形マンドレルなど、様々な製造技法を使用して形成することができ、それによって、製造時間および費用を低減することができる。例示的技法が、２０１２年１１月２６日出願の同時係属特許出願、表題「Ｍｕｌｔｉ−Ｂｏｘ Ｗｉｎｇ Ｓｐａｒ ａｎｄ Ｓｋｉｎ」に記載されており、同願は、ここに、全体が本明細書に援用されるものとする。

また、以下に説明するように、翼根荷重同士を、胴体を周って円周上で対抗させることができる。航空機の翼は、胴体の一部分を取り囲み、かつ／または包み込む翼桁を介して胴体に結合することができる。翼桁は、胴体に直接取り付けることができる。翼ストリンガは、垂直に配向された胴体の円周方向ストリンガに整列させ、それらに取り付けることができる。翼ストリンガに結合（対合）するように構成された胴体ストリンガは、翼ストリンガから来る荷重に適応するように寸法設定することができる。翼ストリンガの荷重は、この場合、胴体ストリンガ／フレームを伝わって行き、頂部位置および／またはキール位置で、反対側の翼から来る荷重と打ち消し合い／対抗することができる。航空機の翼に関する本明細書に記載されたこの思想は、この開示および添付特許請求の範囲から逸脱することなく、垂直または水平安定板など、他の航空機の構成要素にも使用することができることを理解されたい。

以下の詳細な説明では、本明細書の一部を形成し例として示された添付図面、特定の実施形態、または例を参照する。次いで図面を参照して、それら図面では複数の図を通して同じ数字は同じ要素を表すが、円周方向ストリンガの用途が説明される。

図１に移ると、航空機１００の一部分の上視透視図が示されている。航空機１００は、胴体の前方部分１０４から胴体の後方部分１０６へ長手方向軸「ＸＹ」に沿って延在する胴体を有し得る。航空機１００はまた、翼１０８ａおよび翼１０８ｂを有し得る。翼１０８ａおよび翼１０８ｂは、単なる例示のために、直線翼形態で示されていることを理解されたい。直線翼形態での翼１０８ａおよび翼１０８ｂに関して様々な実施形態が説明され、かつ／または例示され得るが、本明細書に記載された思想および実施形態は、本開示の範囲および添付特許請求の範囲から逸脱することなく、それに限定されないが後退翼形態（例として図６に示されている）を含めて他の翼形態にも同様に適用することができる。

例示的一実施形態によれば、胴体１０２は、それらに限定されないがキールビーム１１０および／または頂部ビーム２１０（図２に示す）を含め、様々なビームを使用することによって軸ＸＹに沿って補強することができる。胴体１０２はまた、さらに構造的支持を行い、かつ／または床などの様々な航空機構成要素を取り付けるための支持部材１１３などの追加の構造要素を有し得る。従来の航空機では、軸ＸＹに沿って延在する多数の長手方向ストリンガが、胴体および外板（図示せず）を構造的に補強するために使用され得る。他方、本明細書に記載された実施形態では、胴体に沿って円周方向に垂直に配向されたストリンガを使用し、その結果、従来の長手方向ストリンガは、使用する数が減り、または無くなる。

胴体１０２は、胴体１０２に沿って垂直に配向されている円周方向ストリンガ１１２を有する。円周方向ストリンガ１１２の例示的円周方向ストリンガ１１２ａ〜ｃが、胴体１０２に沿うストリンガの向きを示すために例として図示されている。円周方向ストリンガ１１２ａ〜ｃは、説明だけのために、図１で呼び出され、具体的に識別されていることに留意されたい。図１に示された胴体１０２のような胴体は、ストリンガを、図１に示されるものよりも多くも少なくも有し得ることを理解されたい。さらに、円周方向ストリンガ１１２の間隔は、単なる例示であり、本開示の範囲または添付の特許請求の範囲を等間隔のストリンガに限定しようとするものではなく、それは、ストリンガの空間的構成が、航空機ごとに、または胴体に沿って変化し得るからであることを理解されたい。

先に述べたように、円周方向ストリンガ１１２は、胴体１０２に沿って円周方向に垂直に配向されている。図示のように、ストリンガ１１２ａ〜ｃは、円周方向に整列され（すなわち、胴体１０２の内部の長手方向軸を少なくとも部分的に取り囲み）、垂直に配向されている（すなわち、胴体１０２の側方から視たとき、その場合軸ＸＹは視る人の左側から右側に向かって水平になるが、円周方向ストリンガ１１２が、垂直に、または軸ＸＹに対して直角に走る）。円周方向ストリンガ１１２は、例示だけのために完全に垂直に配向されて図示されているが、本開示の範囲または添付特許請求の範囲を完全に垂直であるストリンガに限定しようとするものではなく、円周方向ストリンガ１１２の或るものは、航空機の特定の設計基準に応じて部分的または実質的に垂直である場合もあることを理解されたい。言い換えれば、円周方向ストリンガ１１２の或るものは、軸ＸＹに対して鈍角または鋭角の角度変位を有することもある。たとえば、それに限定はされないが、円周方向ストリンガ１１２の一部を、胴体１０２の一方の端部に向けて傾けることができる。その構成では、胴体１０２の一方の端部に向けて傾けられる円周方向ストリンガ１１２の部分は、航空機の別の部分を、当該胴体１０２の一方の端部に向けて傾けられる円周方向ストリンガ１１２の部分に統合することができるように、角度設定することができる。たとえば、翼１０８ａおよび翼１０８ｂが後退翼構成である場合、胴体１０２の一方の端部に向けて傾けられる円周方向ストリンガ１１２の部分は、翼ストリンガ１１４を胴体１０２により容易に統合することができるように、角度設定することができる。実施形態によっては、円周方向ストリンガ１１２は、諸金属成形法を用いて製作され、高分子材料、複合材料、またはプラスチック材料から製作される場合には鋳造することもできる。多様な複合材料、プラスチック材料、またはその他の材料の例には、炭素繊維強化型複合材、炭素繊維強化型熱可塑性複合材を含めることができる。

翼１０８ａおよび翼１０８ｂは向い合わせて、翼桁（その例が本明細書で後に説明される）および翼ストリンガ１１４および１１６をそれぞれ使用して、胴体１０２と結合することができる。翼ストリンガ１１４の具体的な例が、翼ストリンガ１１４ａおよび１１４ｂとして識別されており、翼ストリンガ１１６では翼ストリンガ１１６ａおよび１１６ｂとして識別されている。翼ストリンガ１１４および１１６は、翼１０８ａおよび翼１０８ｂの様々な性状を補強するために使用することができるだけではなく、翼１０８ａおよび翼１０８ｂを胴体１０２に固定し、かつ／または飛行荷重を翼１０８ａおよび翼１０８ｂから胴体１０２へ伝達するために使用することもできる。翼１０８ａまたは翼１０８ｂのような翼は、ストリンガが、図１に示されるものよりも多くても少なくてもよいことを理解されたい。さらに、ストリンガ１１４または１１６の間隔、またはそれら相互の角度位置関係は、単なる例示であり、本開示の範囲または添付の特許請求の範囲を等間隔で平行なストリンガに限定しようとするものではなく、それは、ストリンガの空間的構成が、航空機ごとに、または翼に沿って変化し得るからであることを理解されたい。

図２は、航空機の外板２０４がどのように胴体１０２に結合され得るかを示す。図２に示すように、胴体１０２は、例示的円周方向ストリンガ１１２を有する。胴体１０２は、円周方向ストリンガ１１２をより多く、またはより少なく使用して構成することができ、それは、それぞれの胴体が、特定の胴体セクションに応じてより少ないまたはより多いストリンガを使用することができるからであることに留意されたい。円周方向ストリンガ１１２は、中心軸周りに円周方向に垂直に配向されて配置され、それによって円柱または円筒を形成するものとして図示されている。本開示は、いかなる特定な結合方式にも限定されないことに留意されたい。たとえば、外板２０４は、胴体１０２の積層と同時に積層してもよいし、胴体１０２を積層した後に胴体１０２に結合してもよい。

胴体セクション２０２には、その上に、第１の端部２０６および第２の端部２０８を有する外板２０４が配置されている。外板２０４は、様々な手段を用いて胴体セクション２０２に結合することができる。たとえば、それに限定はされないが、外板２０４が熱溶接可能な材料から形成されている場合には、第１の端部２０６を第２の端部２０８に熱溶接することができる。別の例では、第１の端部２０６を、溶接止め、リベット止め、またはその他の方法でキールビーム１１０に固定することができる。実施形態によっては、外板２０４は、１つまたは複数の円周方向ストリンガ１１２の外に向いた外面に、様々な結合方法を用いて結合することができる。一部の用途では、飛行中に外板２０４に掛かる力を、円周方向ストリンガ１１２内に伝達することができる。第１の端部２０６を第２の端部２０８に結合するために様々な方法を使用することができ、また、外板２０４を胴体セクション２０２に結合するために様々な方法を使用することができることを理解されたい。構成要素を固定することができる方式は、それらに限定されないが、たとえば円周方向ストリンガ１１２に使用される材料の種類、航空機の構造荷重要件など、様々な要因に依存し得る。外板２０４は、頂部ビーム２１０や側方ビーム２１２など、他の航空機構成要素に結合することができることをさらに理解されたい。さらに、外板２０４は、胴体セクション２０２の２つ以上の構造構成要素に固定することができることを理解されたい。

殆どの従来の航空機の設計におけるように、胴体１０２は、互いに結合された複数のセクションを有し得る。例として、図２の胴体１０２は３つの例示的セクション、すなわち胴体セクション２０２、翼セクション２１４、および後方セクション２１６を有するところが示されている。翼セクション２１４において、翼ストリンガ１１６をどのようにして胴体１０２に結合することができるかの説明をさらに、下記、および例として図６Ａおよび６Ｂによってより詳細に知ることができる。胴体セクションの数およびタイプは、航空機の設計または他の設計要因に応じて変化し得るので、本開示は、いかなる特定の胴体構成にも限定されることのないことを理解されたい。

本開示の様々な実施形態を用いることによって、胴体１０２の１つのセクションを別のセクションに固定するときの労力および／または掛かり時間を低減することができる。従来の長手方向ストリンガを用いる航空機の組立では、１つの胴体セクションを別の胴体セクションに連結するのに、一方のセクションの長手方向ストリンガを隣の結合すべきセクションのそれらの相手方に位置合わせすることを含めて、数百に上る部品の位置合わせが必要となり得る。２つのセクションの位置を合わせ、ストリンガをそれらの相手方に結合するために正確な孔をあけるのに、かなりの時間が使われる。セクションが位置合わせされ、孔が開けられた後に、通常、そのセクション同士は、様々な部品のバリ取りのために取り外される。次いで、ストリンガが、それらに限定されないが、リベット、ボルト、締結具などの従来の固定手段を用いて互いに固定される。組立プロセスによっては、１つのセクションをもう１つのセクションに固定するのに１０製造日を要することもある。さらに、通常、リベット、スペーサ、およびその他の部品が、ストリンガを一体に結合するために２つ以上の円筒状セクションを通して使用されるので、航空機の重量が悪影響を受け得る。

一実施形態によれば、円周方向ストリンガ１１２を使用すると、胴体セクションは、それに限定はされないが例として、図２Ｂに示されるように、内側モールド線（ＩＭＬ）継目帯を用いて結合することができる。胴体セクション２１６は、より詳細に図２Ｂに示されるように、隣の胴体セクション２１８に当接させることができる。円周方向ストリンガ１１２は、胴体１０２の中心線を周って配置されているので、中心線にならって長手方向に位置合わせをする必要はなく、僅か数個のビームだけを中心線にならって長手方向に位置合わせしさえすればよい。航空機製造者は、胴体セクション２１６および胴体セクション２１８を回転させて位置合わせすれば、ＩＭＬ継目帯２２０を使用して、その２つのセクションを互いに結合することができる。継目帯２２０は、それに限定されないが、締結具、接着、熱溶接を含む様々な方法を用いて胴体セクション２１６を胴体セクション２１８に結合するために使用することができる。ＩＭＬ継目帯２２０の使用は、単に説明のためのものであり、本開示の範囲または添付特許請求の範囲を限定しようとするものではなく、すなわち、その他のタイプの帯を使用してもよいことを理解されたい。さらに、ＩＭＬ継目帯２２０などの継目帯は、様々な材料から製作することができ、締結具、化学接着、熱接着などの様々な固定方法を用いて航空機の１つまたは複数の部品に結合することができることに留意されたい。

本開示の様々な実施形態に関して、様々なタイプのストリンガが使用され得る。他の円周方向ストリンガ構成も考えられるが、円周方向ストリンガ構成の主要な２つの実施形態が本明細書に記載される。第１の例示的円周方向ストリンガの実施形態が、図３、３Ａ、および３Ｂに示されている。図３に、円周方向ブレードストリンガ３１２を使用して構成された胴体３０２が示され、より詳細が図３Ａに示されている。

図３Ａは、明瞭化のために胴体外板３０４が切り除かれた状態の胴体３０２の細部を示す。例として円周方向ブレードストリンガ３１２ａ〜ｃとして示された複数のブレードストリンガを使用して構成された胴体３０２が図示されている。円周方向ブレードストリンガ３１２は、円周方向ストリンガであり、それらに限定されないが、様々な金属、ポリマー、複合材を含む多様な材料を使用して製作することができる。様々な実施形態によれば、円周方向ブレードストリンガ３１２は、複合材料、たとえば、剛性を向上させるために高軸方向弾性繊維を有する複合材料などから製造することができる。複合材料は、通常、従来の金属材料に比較して、著しい重量低減を伴う高い強度特性をもたらす。さらに、円周方向ブレードストリンガ３１２は、それらに限定されないが、ロール成形、ダイキャスティング、成形マンドレルを含む様々な製法によって形成することができることを理解されたい。円周方向ブレードストリンガ３１２は、それらに限定されないが、熱接着、熱硬化、化学接着や、締結を含む様々な方法を用いて胴体３０２の外板３０４に固定することができる。

図３Ｂは、図３Ａの線Ａ−Ａに沿った、円周方向ブレードストリンガ３１２ｂの断面図である。円周方向ブレードストリンガ３１２ａは、ウェブ部分３０６および上端キャップ３０８を有するところが示されている。上端キャップ３０８は、航空機の外板３０４に隣接して配置することができる。円周方向ブレードストリンガ３１２ａは、個々の用途に応じて任意の適切な材料から製作することができる。実施形態によっては、円周方向ブレードストリンガ３１２のウェブ部分３０６および上端キャップ３０８は、大文字「Ｔ」に似ており、すなわち実質的に同形もしくは類似形である。

図４、４Ａ、および４Ｂは、第２の円周方向ストリンガの実施形態を示す。図４では、胴体４０２は、図３の円周方向ブレードストリンガ３１２などの他のタイプのストリンガではなく、円周方向波形ストリンガ４１２を使用して構成されている。図４Ａは、明瞭化のために胴体４０２の外板４０４を切り除いた状態での胴体４０２の円周方向波形ストリンガ４１２の拡大図である。図４Ａでは、円周方向波形ストリンガ４１２の例示的円周方向波形ストリンガ４１２ａおよび４１２ｂは、ストリンガの１つまたは複数の部分からなる連続ストリンガであり得る。様々な実施形態によれば、円周方向波形ストリンガ４１２は、複合材料、たとえば、剛性を向上させるために高軸方向弾性繊維を有する複合材料などから製造することができる。さらに、円周方向波形ストリンガ４１２は、それらに限定されないが、ロール成形、ダイキャスティング、成形マンドレルを含む様々な製法によって形成することができることを理解されたい。円周方向波形ストリンガ４１２は、それらに限定されないが、化学接着、熱接着や、締結を含む様々な方法を用いて胴体４０２の外板４０４に固定することができる。

図４Ｂは、図４Ａの線Ｂ−Ｂに沿った、円周方向波形ストリンガ４１２ａおよび４１２ｂの実施形態の断面図である。この実施形態では、円周方向波形ストリンガ４１２は、図３の円周方向ブレードストリンガ３１２のような個々の分離したストリンガとして構成されるのではなく、一連の次々と連なった隆起部および谷部を有するように構成することができる。図４Ｂでは、円周方向波形ストリンガ４１２ａおよび４１２ｂは、上部部分４１４ａおよび４１４ｂそれぞれと、底部部分４１８ａおよび４１８ｂそれぞれとを有するところが示されている。上部部分４１４ａは、底部部分４１８ａに連なるところが示されており、その底部部分４１８ａは、さらに上部部分４１４ｂに連なるところが示されている。上部部分４１４ｂは、さらに、底部部分４１８ｂに連なるところが示されている。このパターンは、一部分４２０に部分的に図示されているように、円周方向波形ストリンガ４１２の構成全体を通して連続し得る。

本明細書に開示される様々な思想および技法は、最後に図４の外板４０４などの外板を装着することを可能にする。実施形態によっては、これにより、外板の材料を、複合材副構造を蔽うＡｌまたはＴｉ材の外板とすることができる。これは、雹の衝突、雷撃に対して有利になり得る。それはまた、損傷した場合外板を交換することを可能にすることができ、その場合、一体化複合材外板を継ぎ当てすることになる。さらに、図４に記載された実施形態のような波形基礎構造を有することによって、頭上収納ビンのような内装要素などを取り付けるために、突出頭部を有する貫通ボルトを収めることができる空間（上部部分４１４ａと４１４ｂとの間、および底部部分４１８ａと４１８ｂとの間の領域など）を設けることができる。また、外板を最後に取り付けることによって、締結具の両側へのアクセスがやり易くなるので、この種の作業を従来の技法より迅速に進めることを可能にすることができる。

円周方向波形ストリンガ４１２を形成するために、様々な製造技法を用いることができる。たとえば、円周方向波形ストリンガ４１２は、鋳造またはプレスに熱可塑性樹脂または熱可塑性材料を使用して成形することができる。使用することができる材料の一例は、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）であるが、様々な実施形態によれば、金属、ならびに高分子および非高分子両材料を含めて、他の材料を使用することもできることを理解されたい。

図１を参照して説明されたように、翼ストリンガは、諸取付け方法を用いて胴体に取り付けることができる。図５および５Ａは、翼５０８が直線翼またはほぼ直線翼構成の場合に、翼５０８の翼ストリンガ５１６を胴体５０２に取り付ける例示的実施形態を示す。円周方向ストリンガ５１２を、胴体５０２に沿って垂直方向に配向することができるので、それらの共通な方向故に、翼ストリンガ５１６を、胴体５０２と角度的に対合させることができる。

図５Ａは、翼ストリンガ５１６を円周方向ストリンガ５１２にどのようにして整列させることができるかを示す拡大図である。翼ストリンガ５１６の例示的翼ストリンガ５１６ａが、円周方向ストリンガ５１２ａと５１２ｂとの間で胴体５０２に結合されたところを図示されている。図４の円周方向波形ストリンガ４１２などの円周方向波形ストリンガが用いられている場合、翼ストリンガ５１６ａは、円周方向ストリンガ５１２ａと５１２ｂとの間の底部部分５１４内に配置することができる。この実施形態では、翼ストリンガ５１６の胴体への合体は、胴体５０２の表面形状に事実上全く影響を与えることがない。さらに、同様に、円周方向ストリンガ５１２は、例として図３Ａの円周方向ブレードストリンガ３１２によって示されるように、ストリンガ間に空間を有し得る。翼ストリンガ５１６を円周方向ブレードストリンガ３１２間の空間に配置して、航空機の表面形状への影響を減らすことができる。

翼ストリンガを航空機の胴体に取り付けることによって、幾分か構造が補強されるが、従来の翼は、通常、胴体のウィングボックスに取り付けられる。本開示によるいくつかの実施形態では、１つまたは複数の翼桁を使用して、従来のウィングボックスを必要とせずに、翼を胴体に固定することができる。本明細書に開示された様々な実施形態によれば、翼ストリンガを直接胴体フレームに取り付けることができる。より詳細に図７に示されるように、いくつかの実施形態では、この取り付け方は、揚力による空力荷重を剪断によってフレームに伝達するのに役立ち得る一方で、翼の曲げ荷重は、より効果的に曲げモーメントに対抗するために上側翼根と下側翼根との間をより大きく離して、翼根において対抗される。いくつかの実施形態では、本明細書に開示された様々な実施形態によって１つまたは複数の翼を胴体に固定することによって、さらに恩恵を得ることができる。たとえば、翼５０８の上端を胴体５０２の上端近くに取り付けることができ、他方、翼５０８の下端を胴体５０２の下端近くに取り付けることができる。これによって、貨物、燃料、降着装置などに使用することができるより大きな空間を航空機内に設けることができる。たとえば、いくつかの実施形態では、ウィングボックスを無くすことによって、貨物空間を解放することができ、２つの側方貨物扉と２つの空間を必要とせずに、後方貨物扉と連続する内部空間とを可能にする。ウィングボックスを無くすことによって他の恩恵を得ることもできるが、それらについて、本開示は、いかなる特定の恩恵または利点を得ることにも限定されず、依存しない。

図６Ａは、１つまたは複数の翼を胴体に取り付けるために使用することができる例示的翼桁構成を示す。単に一実施形態を示すために、本明細書では翼桁取付け機構が翼に関して記載されているが、同じ取付け機構を、それらに限定されないが、水平安定板または垂直安定板など、他の航空機構成要素にも使用することができることを理解されたい。示されているのは、前方桁６１０ａおよび６１０ｂと、後方桁６１２ａおよび６１２ｂとである。図５の翼５０８などの翼はその中に、本開示の範囲および添付特許請求の範囲を逸脱することなく、２本の桁より少ない桁を配置されていても、多い桁を配置されていてもよいことを理解されたい。たとえば、いくつかの実施形態では、翼弦に沿ってどこでも多様な位置（たとえば前方、中央、後方）に１本だけの桁を配置することができる。別の実施形態では、桁が３本以上であり得る。本開示は、いかなる特定の数の桁にも限定されないし、依拠もしない。

前方桁６１０ａおよび６１０ｂは、それぞれ楕円開口６１４ａおよび６１４ｂ有する。後方桁６１２ａおよび６１２ｂは、それぞれ楕円開口６１６ａおよび６１６ｂ有する。航空機の翼と胴体との間の角度変位に応じて、開口６１４ａ、ｂおよび６１６ａ、ｂは、外周および形状が変化し得、すなわち、焦点ならびに長短径が変化し得る。たとえば、桁をほぼ９０度の角度で胴体に固定することができる直線翼航空機では、開口６１４ａ、ｂおよび／または６１６ａ、ｂを円形にすることができる。図６に示されるものなど、別の例では、前方桁６１０ａ、ｂまたは後方桁６１２ａ、ｂが、後退翼構成で取り付けられている。したがって、開口６１４ａ、ｂおよび／または開口６１６ａ、ｂは、航空機に内部空間を設け、胴体に外周で取り付けるために、形状がより楕円状になり得る。

構造剛性ならびに翼根モーメント対抗力を増すために、それに限定はされないが例として、前方桁６１０ａ、ｂをさらに後方桁６１２ａ、ｂに取り付けることができる。図６Ａに示される例示的実施形態では、後方桁６１２ｂが、交差部６１８において前方桁６１０ａに取り付けられ、同様に、後方桁６１２ａが、交差部６２０において前方桁６１０ｂに取り付けられている。

図６Ｂは、様々な実施形態による翼桁および翼ストリンガの、胴体への取付けを示す。胴体セクション６００に翼６０２および６０４が取り付けられている。いくつかの実施形態において以前に説明したように、翼６０２の翼ストリンガ６０６および翼６０４の翼ストリンガ６０８は向い合わせて、頂部ビーム６３０を使用して、胴体セクション６００に結合することができる。円周方向ストリンガ６２８など、１つまたは複数の胴体ストリンガを、胴体セクション６００への構造的支持を行うために使用することができる。構造的支持を行い、翼６０２および／または６０４を胴体セクション６００に取り付けるために、図６Ａに例として説明したように、翼桁を使用することができる。

前方桁６１０ａおよび６１０ｂは、楕円開口６１４ａおよび６１４ｂを有し、後方桁６１２ａおよび６１２ｂは、楕円開口６１６ａおよび６１６ｂを有し、それぞれ（図６Ａに示されるように）それら楕円は、胴体セクション６００を取り囲むように形状設定され配置され、すなわち、胴体のほぼ外面近くの周上に位置を占めている。このように、前方桁６１０ａ、ｂおよび後方桁６１２ａ、ｂは、翼６０２および６０４の胴体セクション６００への取付けを行うと共に、胴体セクション６００に構造剛性を与えることもできる。図６Ａで説明したように、航空機の翼と胴体との間の角度変位に応じて、開口６１４ａ、ｂおよび６１６ａ、ｂは、外周および形状が変化し得、すなわち、焦点ならびに長短径が変化し得る。たとえば、桁をほぼ９０度の角度で胴体に固定することができる直線翼航空機では、開口６１４ａ、ｂおよび／または６１６ａ、ｂを円形にすることができる。図６に示されるものなど、別の例では、前方桁６１０ａ、ｂまたは後方桁６１２ａ、ｂが、後退翼構成で取り付けられている。したがって、開口６１４ａ、ｂおよび／または開口６１６ａ、ｂは、航空機に内部空間を設け、胴体に外周で取り付けるために、形状がより楕円状になり得る。

翼６０２の形状の形成を補助し、かつ、とりわけ、構造的支持を増すために、翼６０２は、リブ６２２をその中に配置することができる。本開示は、特定の利点または特徴を必要としないが、リブ６２２と前方桁６１０ｂおよび／または後方桁６１２ｂとは、１つまたは複数の桁を翼の１つまたは複数のリブに機械的に取り付けることにより、前方桁６１０ａ、ｂと後方桁６１２ａ、ｂとの間のリード／ラグ曲げの安定化の助けになり得る。本開示の様々な実施形態が、上方および下方外板面（図示せず）の安定化を助けることができ、また、それらの構成を一体のアセンブリに統合するのを助けることができ、それによって、そのアセンブリが単一のユニットとして働き様々な恩恵を得ることができる。たとえば、本開示の様々な実施形態が、翼に掛かる力が曲げの１次モードで翼を座屈させる領域または位置を減少させ、または無くすのを助けることができ、それによって、場合によっては、翼の座屈の可能性を減少させる。本開示は、いかなる特定の数のリブにも限定されないし、依拠もしないことに留意されたい。翼のリブの数は、特定の荷重要件、および特定の翼の構造様式に応じて変化し得る。その一例が、図６Ｂに示されている。図６Ｂでは、前方桁６１０ｂが、第１の交差部６２０でリブ６２２に固定され、後方桁６１２ｂが、第２の交差部６２４でリブ６２２に固定されている。

さらに、一方の翼の翼桁を反対側の翼のリブに固定させることが有利になり得る。その一例が図６に示されている。図６では、翼６０４の後方桁６１２ａが、交差部６２０でリブ６２２に固定されているところが示されている。これにより、他の利点にも増して、航空機の構造的安定性を向上させることができる。本開示は、いかなる特定の利点にも限定されず、いかなる特定の動作理論にも依存しないが、前方桁６１０ｂおよび後方桁６１２ａをリブ６２２に固定することによって、ウィングボックスなどの支持構造を追加せずに、構造剛性の向上を実現することができる。前方桁６１０ｂおよび後方桁６１２ｂのような外周に取り付けられた桁と、実施形態によっては、反対側の翼にそれらの相手方とを使用することによって、ウィングボックスの使用を不要にすることができる。

望ましくまたは必要なら、交差部６２０でリブ６２２にやはり取り付けられる、横断部材６２６など、追加の支持構造（第３、第４などの翼桁）を使用することによって、追加の構造支持を実現することができる。本開示の範囲および添付特許請求の範囲から逸脱することなく、交差部６２０または６２２以外に、１つまたは複数の交差部を使用することができることに留意されたい。

図７は、本開示の様々な実施形態を使用する航空機に作用する可能性のある力を示す説明図である。胴体７００に翼７０２および７０４が取り付けられている。飛行中、胴体７００ならびに翼７０２および７０４の重量は、翼７０２および７０４によって、実質的に担持されている。航空機の揚力は、翼７０２および７０４に、上向きの力７０６および７０８をそれぞれ生じる。上向きの力７０６と７０８とは、反対方向のトルクを胴体７００に与える。このトルクが、胴体７００の下部に沿う引張力７１０と、胴体７００の上部に沿う圧縮力７１２とを生じる。実施形態によっては、翼７０２および／または７０４の翼桁（図示せず）が胴体７００に外周上で取り付けられているので、引張力７１０が、圧縮力７１２によって打ち消され、その逆も同様である。このように、実施形態によっては、回転力７１４および７１８のような回転力は、同等の対向する回転力によって部分的または完全に打ち消すことができる。したがって、実施形態によっては、翼の様々な荷重は、航空機のフレームに入って反作用を受け得る。

さらに、本明細書に開示されている様々な実施形態は、従来の航空機の構造様式より良好に動的飛行荷重を吸収する能力をもたらすことができる。航空機は、飛行中も飛行していないときも共に、それらに限定されないが、胴体の加圧および航空機の翼の撓みを含めて、様々な要因によって生じる荷重状態および無荷重状態を経験する。図７の構成では、航空機が、動的飛行荷重を航空機の胴体部分の複数の外周ストリンガで受けることを可能にすることができる。動的飛行荷重を受けるに応じて、動的飛行荷重に対応する引張力または圧縮力が、胴体部分を囲む周上に、胴体部分の長手方向軸に実質的に垂直に分布し得る。図２のストリンガ１１２のような円周方向ストリンガは、航空機が飛行状態から飛行していない状態に移ったとき、望ましい方向に撓むように構成することができる。

次いで図８に移ると、航空機を強化する例示的手順８００が詳細に説明されている。別途示されない限り、実行される工程が、図に示され本明細書に記載されているものよりも多くても少なくてもよいことを理解されたい。さらに、別途示されない限り、これらの工程は、本明細書に記載されているものとは異なる順序で実施することもできる。さらに、別途示されない限り、図に示された特定の構成要素または特徴は、単に説明のためであり、手順８００または特定の工程を、その示された構成要素または特徴に限定しようとする意図を表すものではない。

手順８００は、工程８０２で始まり、その工程では、内面を有する外板２０４を形成する。実施形態によっては、外板は、第１の軸Ｘ−Ｙに沿って長手方向に延在する。工程８０２から、手順８００は工程８０４に続き、工程８０４によって、複数の円周方向ストリンガ１１２を形成する。実施形態によっては、円周方向ストリンガ１１２は、円周方向に配向され、実質的に互いに平行である。さらに別の実施形態では、円周方向ストリンガ１１２は、上端キャップ３０８およびウェブ部分３０６を有する円周方向ブレードストリンガ３１２から構成される。別の実施形態では、円周方向ストリンガ１１２は、上部部分４１４ａ、ｂおよび底部部分４１８ａ、ｂを有する円周方向波形ストリンガ４１２である。

手順８００は、工程８０４から工程８０６へ続き、工程８０６では、少なくとも一部の円周方向ストリンガ１１２の第１の端部を少なくとも一部の円周方向ストリンガ１１２の第２の端部に取り付けることができる。それらに限定されないが、熱溶接およびリベットを含めて、様々な取付け方法を用いることができる。工程８０８で例として開示されているように、円周方向ストリンガ１１２は、それらに限定されないがキールビーム１１０または頂部ビーム２１０を含めて、航空機の様々な構成要素に取り付けることができるので、本開示が、円周方向ストリンガ１１２の一方の端部をもう一方の端部に取り付けること、またはいかなる特定の製造／取付け方法にも限定されないことも理解されたい。

手順８００は、工程８０６から工程８０８に続き、工程８０８では、少なくとも一部の円周方向ストリンガ１１２を、キールビーム１１０または頂部ビーム２１０などのビームに取り付ける。それらに限定されないが、熱溶接およびリベットを含めて、様々な取付け方法を用いることができる。さらに、それに限定されないが側方ビーム２１２を含めて、他のビームを使用することができることを理解されたい。

手順８００は、工程８０８から工程８１０に続き、工程８１０では、外板２０４の少なくとも一部分を、少なくとも一部の複数の円周方向ストリンガ１１２に結合し、その場合、それら少なくとも一部の複数の円周方向ストリンガ１１２が第１の軸Ｘ−Ｙに直角に整列するようにする。それらに限定されないが、熱溶接およびリベットを含めて、様々な取付け方法を用いることができる。

実施形態によっては、外板２０４を円周方向ストリンガ１１２に結合する前に、１つまたは複数の翼（または他の航空機構成要素）を胴体に取り付けることが有効であり得る。したがって、工程８１０の前に、１つまたは複数の翼、たとえば翼６０２を胴体セクション６００に取り付けることが望ましくまたは必要な場合、手順８００は、工程８０８から工程８１２へ続けることができ、工程８１２では、複数の翼ストリンガ６０６を、翼外板の内面に結合する。実施形態によっては、翼ストリンガ６０６を、円周方向ストリンガ１１２と整列するように位置を合わせることができる。さらに別の実施形態では、翼ストリンガを、１つまたは複数の円周方向ストリンガ１１２の間に配置することができる。たとえば、それに限定はされないが、円周方向ストリンガ１１２が、円周方向波形ストリンガ４１２からなる場合、上部部分４１４ａ、ｂ間の底部部分４１８ａ、ｂに１つまたは複数の円周方向波形ストリンガ４１２を配置することができる。別の例では、それには限定はされないが、１つまたは複数の翼ストリンガ１１４または翼ストリンガ１１６を、上端キャップ３０８およびウェブ部分３０６を有するブレードストリンガ３１２間の空間に配置することができ、それによって、ブレードストリンガ３１２が円周方向ブレードストリンガ３１２の上端キャップ３０８間の空間に配置される。

手順８００は、工程８１２から工程８１４に続くことができ、工程８１４では、開口６１４ａ、６１４ｂ、６１６ａ、および６１６ｂをそれぞれ有する１つまたは複数の翼桁６１０ａ、６１０ｂ、６１２ａ、および６１２ｂを、胴体セクション６００の外周に配置し取り付ける。本開示によるいくつかの実施形態では、１つまたは複数の翼桁６１０ｂおよび６１２ｂを使用して、従来のウィングボックスを必要とせずに、翼６０２を胴体セクション６００に固定することができる。同じ取付け工程８１４を、それらに限定されないが翼、水平安定板、または垂直安定板など、他の航空機構成要素に用いることができることを理解されたい。翼６０２と、翼が取り付けられる胴体セクション６００との間の角度変位に応じて、桁の開口６１４ａ、６１４ｂ、６１６ａ、および６１６ｂは、周長および形状において変化し得る。翼６０２はその中に、本開示の範囲および添付特許請求の範囲を逸脱することなく、２つの桁より少ない桁を配置されていても、多い桁を配置されていてもよいことを理解されたい。手順８００は、工程８１４から工程８１６に続くことができ、工程８１６では、既に行われていなければ、翼外板を、翼桁６１０ａ、６１０ｂ、６１２ａ、および６１２ｂ、ならびに翼ストリンガ６０６に結合する。実施形態によっては、翼外板は、胴体セクション６００を蔽う外板と一体にし、それに連続させ、またはそれと同一の外板にすることができることに留意されたい。

さらに、本開示は、以下の条項による実施形態を含む。

条項１： 航空機の胴体内部に配置され、航空機の長手方向軸に実質的に直角に構成された複数の円周方向ストリンガと、
複数の円周方向ストリンガに結合された外板と
を備える航空機。

条項２： 少なくとも１つのビームが長手方向軸にほぼ平行に配置されている、条項１に記載の航空機。

条項３： ビームがキールビームまたは頂部ビームである、条項２に記載の航空機。

条項４： 外板の少なくとも一部分がビームに取り付けられている、条項２に記載の航空機。

条項５： 外板が複合材料を含む、条項１に記載の航空機。

条項６： 複合材料が、炭素繊維強化型複合材または炭素繊維強化型熱可塑性複合材を含む、条項５に記載の航空機。

条項７： 少なくとも一部の複数の円周方向ストリンガが、外板の内面の少なくとも一部分に熱プロセスによって接着されている、条項５に記載の航空機。

条項８： 複数の円周方向ストリンガが、連続する波形パターンを有する波形ストリンガを含む、条項１に記載の航空機。

条項９： 連続する波形パターンが、一連の次々と連なる隆起部および谷部を備える、条項８に記載の航空機。

条項１０： 複数の円周方向ストリンガが、複数の円周方向ブレードストリンガを含む、条項１に記載の航空機。

条項１１： 円周方向ブレードストリンガが、上端キャップおよびウェブ部分を備える、条項１０に記載の航空機。

条項１２： 円周方向ブレードストリンガが、大文字Ｔの形状をしている、条項１１に記載の航空機。

条項１３： 複数の円周方向ストリンガが、胴体のキールビームまたは頂部ビームに取り付けられている、条項１に記載の航空機。

条項１４： 胴体外板の内面に結合され、第１の軸に実質的に直角に配置された複数の円周方向ストリンガであって、胴体外板が第１の軸に沿って長手方向に延在する、円周方向ストリンガ、および
第１の軸にほぼ平行に配置された少なくとも１つのビーム
を備える胴体と、
内面、胴体に隣接する第１の端部、および第１の端部に対して遠位の第２の端部を有し、ほぼ直線状の第２の軸に沿って第１の端部から第２の端部まで延在する翼外板、ならびに
翼外板の内面に結合され、第２の軸にほぼ平行に配置された複数の翼ストリンガ
を備える翼と
を具備し、
複数の翼ストリンガが、複数の円周方向ストリンガに実質的に整列する、航空機。

条項１５： ビームがキールビームまたは頂部ビームである、条項１４に記載の航空機。

条項１６： 外板の少なくとも一部分がビームに取り付けられている、条項１４に記載の航空機。

条項１７： 外板が複合材料を含む、条項１４に記載の航空機。

条項１８： 複合材料が、炭素繊維強化型複合材または炭素繊維強化型熱可塑性複合材を含む、条項１４に記載の航空機。

条項１９： 少なくとも一部の複数の円周方向ストリンガが、外板の内面の一部分に熱プロセスによって接着されている、条項１４に記載の航空機。

条項２０： 複数の円周方向ストリンガが、連続する波形パターンを有する波形ストリンガを含む、条項１４に記載の航空機。

条項２１： 連続する波形パターンが、一連の次々と連なる隆起部および谷部を備える、条項２０に記載の航空機。

条項２２： 複数の円周方向ストリンガが、複数の円周方向ブレードストリンガを含む、条項１４に記載の航空機。

条項２３： 円周方向ブレードストリンガが、上端キャップおよびウェブ部分を備える、条項２２に記載の航空機。

条項２４： 円周方向ブレードストリンガが、大文字Ｔの形状をしている、条項２３に記載の航空機。

条項２５： 少なくとも一部の複数の翼ストリンガがビームに取り付けられている、条項１４に記載の航空機。

条項２６： 少なくとも一部の複数の翼ストリンガが、第２の翼の少なくとも一部の複数の翼ストリンガに取り付けられている、条項１４に記載の航空機。

条項２７： 翼が、前方桁および後方桁を備える、条項１４に記載の航空機。

条項２８： 前方桁および後方桁が胴体に取り付けられている、条項２７に記載の航空機。

条項２９： 前方桁または後方桁が、後退翼構成を形成する角度で胴体に取り付けられている、条項２８に記載の航空機。

条項３０： 翼が、少なくとも一部の翼ストリンガに結合された少なくとも１つのリブをさらに備える、条項１４に記載の航空機。

条項３１： 航空機の胴体を強化する方法であって、
航空機胴体の長手方向軸に沿って複数の円周方向ストリンガを配置することであって、複数の円周方向ストリンガが、互いに実質的に平行になり、長手方向軸に実質的に直角になるように、複数の円周方向ストリンガを配置することと、
少なくとも一部の複数の円周方向ストリンガをビームに取り付けることと、
複数の円周方向ストリンガに胴体の外板を取り付けることと
を含む方法。

条項３２： 複数の翼ストリンガが航空機胴体に取り付けられる、条項３１に記載の方法。

条項３３： 胴体外板の少なくとも一部分がビームに取り付けられる、条項３１に記載の方法。

条項３４： ビームがキールビームまたは頂部ビームである、条項３１に記載の方法。

条項３５： 胴体外板が複合材料を含む、条項３１に記載の方法。

条項３６： 複合材料が、炭素繊維強化型複合材または炭素繊維強化型熱可塑性複合材を含む、条項３５に記載の方法。

条項３７： 胴体外板の少なくとも一部分を少なくとも一部の複数の円周方向ストリンガに結合することが、胴体外板の少なくとも一部分を少なくとも一部の複数の円周方向ストリンガに熱接着することを含む、条項３１に記載の方法。

条項３８： 複数の円周方向ストリンガが、連続する波形パターンを有する波形ストリンガを含む、条項３１に記載の方法。

条項３９： 連続する波形パターンが、一連の次々と連なる隆起部および谷部を備える、条項３８に記載の方法。

条項４０： 複数の円周方向ストリンガが、複数の円周方向ブレードストリンガを含む、条項３１に記載の方法。

条項４１： 円周方向ブレードストリンガが、上端キャップおよびウェブ部分を備える、条項４０に記載の方法。

条項４２： 円周方向ブレードストリンガが、大文字Ｔの形状をしている、条項４１に記載の方法。

条項４３： 翼の前方桁および後方桁を航空機胴体に結合することをさらに含む、条項３１に記載の方法。

条項４４： 後退翼構成を形成するために、長手方向軸に対してある角度で、前方桁または後方桁を航空機胴体に取り付けることをさらに含む、条項４３に記載の方法。

条項４５： 航空機を取り囲むように寸法設定され、形状設定された楕円開口を有する桁と、
桁に結合された内面を有する翼外板と
を備える翼。

条項４６： 翼外板の内面に結合された複数の翼ストリンガをさらに備える、条項４５に記載の翼。

条項４７： 複数の翼ストリンガが、航空機の胴体セクションの複数の円周方向ストリンガに実質的に整列する、条項４６に記載の翼。

条項４８： 桁が、前方桁および後方桁を含む、条項４５に記載の翼。

条項４９： 翼の前方桁が、第２の翼の後方桁に結合されている、条項４８に記載の翼。

条項５０： 翼の後方桁が、第２の翼の前方桁に結合されている、条項４９に記載の翼。

条項５１： 第３の桁が、翼のリブおよび第２の翼のリブに取り付けられる、条項５０の翼。

条項５２： 桁が、後退翼構成を形成する角度で航空機の胴体に取り付けられるように構成されている、条項４５の翼。

条項５３： 楕円開口の焦点が、航空機の胴体と翼との間の角度変位に応じて変更される、条項４５に記載の翼。

条項５４： 翼が、少なくとも１つのリブをさらに備える、条項４５に記載の翼。

上記に基づき、垂直に配向された円周方向ストリンガを用いて航空機の様々な構成要素を強化する技法が、本明細書に提示されたことを理解されたい。上記の主題は、単に例示として提供されたものであり、限定するものとして解釈すべきではない。添付特許請求に範囲に示されている本開示の真の主旨および範囲から逸脱することなく、例示され説明された例示的実施形態および適用例に従わずに、本明細書に記載された主題に様々な修正および変更を加えることができる。

１００ 航空機
１０２ 胴体
１０４ 胴体の前方部分
１０６ 胴体の後方部分
１０８ａ 翼
１０８ｂ 翼
１１０ キールビーム
１１２ 円周方向ストリンガ
１１２ａ 円周方向ストリンガ
１１２ｂ 円周方向ストリンガ
１１２ｃ 円周方向ストリンガ
１１３ 支持部材
１１４ 翼ストリンガ
１１４ａ 翼ストリンガ
１１４ｂ 翼ストリンガ
１１６ 翼ストリンガ
１１６ａ 翼ストリンガ
１１６ｂ 翼ストリンガ
２０２ 胴体セクション
２０４ 外板
２０６ 第１の端部
２０８ 第２の端部
２１０ 頂部ビーム
２１２ 側方ビーム
２１４ 翼セクション
２１６ 胴体セクション、後方セクション
２１８ 胴体セクション
２２０ 継目帯
３０２ 胴体
３０４ 外板
３０６ ウェブ部分
３０８ 上端キャップ
３１２ 円周方向ブレードストリンガ
３１２ａ 円周方向ブレードストリンガ
３１２ｂ 円周方向ブレードストリンガ
３１２ｃ 円周方向ブレードストリンガ
４０２ 胴体
４０４ 外板
４１２ 円周方向波形ストリンガ
４１２ａ 円周方向波形ストリンガ
４１２ｂ 円周方向波形ストリンガ
４１４ａ 上部部分
４１４ｂ 上部部分
４１８ａ 底部部分
４１８ｂ 底部部分
４２０ 一部分
５０２ 胴体
５０８ 翼
５１２ 円周方向ストリンガ
５１２ａ 円周方向ストリンガ
５１２ｂ 円周方向ストリンガ
５１４ 底部部分
５１６ 翼ストリンガ
５１６ａ 翼ストリンガ
６００ 胴体セクション
６０２ 翼
６０４ 翼
６０６ 翼ストリンガ
６０８ 翼ストリンガ
６１０ａ 前方桁
６１０ｂ 前方桁
６１２ａ 後方桁
６１２ｂ 後方桁
６１４ａ 楕円開口
６１４ｂ 楕円開口
６１６ａ 楕円開口
６１６ｂ 楕円開口
６１８ 交差部
６２０ 第１の交差部
６２２ リブ
６２４ 第２の交差部
６２６ 横断部材
６２８ 円周方向ストリンガ
６３０ 頂部ビーム
７００ 胴体
７０２ 翼
７０４ 翼
７０６ 上向きの力
７０８ 上向きの力
７１０ 引張力
７１２ 圧縮力
７１４ 回転力
７１８ 回転力
ＸＹ 長手方向軸

Claims (19)

1. 複数の円筒状胴体セクション（２０２、２１６、２１８、６００）からなる航空機（１００）の胴体（１０２、４０２、５０２、７００）内部に配置され、前記航空機（１００）の長手方向軸に実質的に直角に構成され、連続する波形パターンを有する複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）と、
   前記複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）に結合された外板（２０４、４０４）と
   を備え、
   前記複数の円周方向波形ストリンガのそれぞれが、底部部分と連なった上部部分を有し、当該底部部分は、隣接した前記円周方向波形ストリンガの隣接する前記上部部分と連なっており、
   前記外板は、前記複数の円周方向波形ストリンガそれぞれの前記上部部分と結合されている航空機（１００）。
2. 前記長手方向軸にほぼ平行に配置された少なくとも１つのビーム（１１０、２１０、２１２、６３０）をさらに備え、前記ビーム（１１０、２１０、２１２、６３０）がキールビーム（１１０）または頂部ビーム（２１０、６３０）である、請求項１に記載の航空機（１００）。
3. 前記外板（２０４、４０４）が複合材料を含む、請求項１または２のいずれかに記載の航空機（１００）。
4. 少なくとも一部の前記複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）が、前記外板（２０４、４０４）の内面の少なくとも一部分に熱プロセスによって接着されている、請求項１ないし３のいずれか一項に記載の航空機（１００）。
5. 前記複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）が、前記胴体（１０２、４０２、５０２、７００）のキールビーム（１１０）または頂部ビーム（２１０、６３０）に取り付けられている、請求項１ないし４のいずれか一項に記載の航空機（１００）。
6. 前記胴体（１０２、４０２、５０２、７００）が、
   前記外板（２０４、４０４）の内面に結合され、前記長手方向軸に実質的に直角に配置された複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）であって、前記外板（２０４、４０４）が前記長手方向軸に沿って長手方向に延在する、円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）と、
   前記長手方向軸にほぼ平行に配置された少なくとも１つのビーム（１１０、２１０、２１２、６３０）と
   を備え、
   前記航空機（１００）の翼（１０８、５０８、６０２、６０４、７０２、７０４）が、
   内面、前記胴体（１０２、４０２、５０２、７００）に隣接する第１の端部、および前記第１の端部に対して遠位の第２の端部を有し、ほぼ直線の第１の軸に沿って前記第１の端部から前記第２の端部まで延在する翼外板と、
   前記翼外板の前記内面に結合され、前記第１の軸にほぼ平行に配置された複数の翼ストリンガ（１１４、１１６、５１６、６０６、６０８）と
   を備え、
   前記複数の翼ストリンガ（１１４、１１６、５１６、６０６、６０８）が、前記複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）に実質的に整列する、
   請求項１に記載の航空機（１００）。
7. 少なくとも一部の前記複数の翼ストリンガ（１１４、１１６、５１６、６０６、６０８）が、前記翼（１０８、５０８、６０２、６０４、７０２、７０４）の内の一部である第２の翼（１０８ｂ、６０２、７０４）の少なくとも一部の前記複数の翼ストリンガ（１１４、１１６、５１６、６０６、６０８）に取り付けられている、請求項６に記載の航空機（１００）。
8. 前記翼（１０８、５０８、６０２、６０４、７０２、７０４）が、前記胴体（１０２、４０２、５０２、７００）に取り付けられた前方桁（６１０）および後方桁（６１２）を備える、請求項６または７に記載の航空機（１００）。
9. 前記前方桁（６１０）または前記後方桁（６１２）が、後退翼構成を形成する角度で前記胴体（１０２、４０２、５０２、７００）に取り付けられている、請求項８に記載の航空機（１００）。
10. 前記翼（１０８、５０８、６０２、６０４、７０２、７０４）が、少なくとも一部の前記翼ストリンガ（１１４、１１６、５１６、６０６、６０８）に結合された少なくとも１つのリブ（６２２）をさらに備える、請求項６ないし９のいずれか一項に記載の航空機（１００）。
11. 複数の円筒状胴体セクション（２０２、２１６、２１８、６００）からなる航空機の胴体（１０２、４０２、５０２、７００）を強化する方法であって、
    前記胴体（１０２、４０２、５０２、７００）の長手方向軸に沿って、連続する波形パターンを有する複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）を配置することであって、前記複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）が、互いに実質的に平行になり、前記長手方向軸に実質的に直角になるように、且つ、前記円周方向波形ストリンガのそれぞれが、底部部分と連なった上部部分を有し、当該底部部分は、隣接した前記円周方向波形ストリンガの隣接する前記上部部分と連なるように、前記複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）を配置することと、
    少なくとも一部の前記円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）をビーム（１１０、２１０、２１２、６３０）に取り付けることと、
    前記複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）に胴体外板（２０４、４０４）を取り付けることであって、前記胴体外板は、前記複数の円周方向波形ストリンガそれぞれの前記上部部分と結合される、取り付けることと
    を含む方法。
12. 翼（１０８、５０８、６０２、６０４、７０２、７０４）が前方桁（６１０）および後方桁（６１２）と、前記桁（６１０、６１２）に結合された内面を有する翼外板を有し、
    複数の翼ストリンガ（１１４、１１６、５１６、６０６、６０８）を前記翼外板に取り付けることをさらに含む、請求項１１に記載の方法。
13. 前記胴体外板（２０４、４０４）の少なくとも一部分を少なくとも一部の前記複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）に結合することが、前記胴体外板（２０４、４０４）の少なくとも一部分を少なくとも一部の前記複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）に熱接着することを含む、請求項１１または１２のいずれか一項に記載の方法。
14. 前記前方桁（６１０）および前記後方桁（６１２）を前記胴体（１０２、４０２、５０２、７００）に結合することをさらに含む、請求項１１ないし１３のいずれか一項に記載の方法。
15. 後退翼構成を形成するために、前記長手方向軸に対してある角度で、前記前方桁（６１０）または前記後方桁（６１２）を取り付けることをさらに含む、請求項１４に記載の方法。
16. 前記前方桁（６１０）または後方桁（６１２）の少なくとも１つが、前記胴体（１０２、４０２、５０２、７００）を取り囲むように寸法設定され形状設定された楕円開口（６１４、６１６）を有する、
    請求項１４に記載の方法。
17. 前記複数の翼ストリンガ（１１４、１１６、５１６、６０６、６０８）が、胴体セクション（２０２、２１６、２１８、６００）の複数の円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）に実質的に整列する、請求項１２に記載の方法。
18. 前記楕円開口の焦点が、前記胴体と前記翼との間の角度変位に応じて変更される、請求項１６に記載の方法。
19. 前記複数の翼ストリンガ（１１４、１１６、５１６、６０６、６０８）が、隣接する前記円周方向波形ストリンガ（１１２、５１２、６２８）間の底部部分内に配置される、請求項６ないし１０のいずれか一項に記載の航空機（１００）。
    

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