(57)【要約】【課題】熱可塑性多重格子オーバーモールド／共固化航空機胴体構造を提供する。【解決手段】航空機構造およびその構築方法は、航空機構造を構築する現在の方法に伴う非効率性を回避し、航空機構造の構築に必要な製造時間を短縮し、航空機構造の構築に伴うコストを削減する。航空機構造およびその構築方法は、格子フレームワークおよび外板パネルのオーバーモールド／共固化によって熱可塑性複合材胴体外板パネルの内面に接合される交差する熱可塑性複合材ストリップの測地線または多重格子フレームワークからなる。【選択図】図１
2020050330.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
パネルであって、前記パネルが、前記パネルの両側に外面および内面を有する、パネルと、
前記パネルの前記内面上の複数のストリップであって、前記複数のストリップが交差する、複数のストリップと、
前記複数のストリップ間に延在するオーバーモールド材料であって、前記オーバーモールド材料が、前記複数のストリップを互いに固定する、オーバーモールド材料と、
を備える航空機構造。
【請求項２】
前記オーバーモールド材料が、前記パネルの前記内面と前記複数のストリップとの間に延在し、前記オーバーモールド材料が、前記複数のストリップを前記パネルの前記内面に固定する
ことをさらに含む、請求項１に記載の航空機構造。
【請求項３】
前記複数のストリップが、縁部を有し、前記複数のストリップの前記縁部が、前記オーバーモールド材料によって前記パネルの前記内面に固定される
ことをさらに含む、請求項２に記載の航空機構造。
【請求項４】
前記複数のストリップが、前記パネルの前記内面にわたって延びる長さを有し、
前記複数のストリップが、前記パネルの前記内面から外側に延びる幅を有する
ことをさらに含む、請求項２または３に記載の航空機構造。
【請求項５】
前記複数のストリップのうちの一部のストリップが、異なる幅寸法を有する
ことをさらに含む、請求項４に記載の航空機構造。
【請求項６】
前記複数のストリップのうちの一部のストリップが、異なる厚さ寸法を有する
ことをさらに含む、請求項２から５のいずれか一項に記載の航空機構造。
【請求項７】
前記複数のストリップが、第１のストリップおよび第２のストリップを含み、前記第１のストリップが、スロットを有し、前記第２のストリップが、前記第１のストリップの前記スロット内に延在する
ことをさらに含む、請求項２から６のいずれか一項に記載の航空機構造。
【請求項８】
前記第２のストリップが、スロットを有し、
前記第１のストリップが、前記第２のストリップの前記スロット内に延在する
ことをさらに含む、請求項７に記載の航空機構造。
【請求項９】
前記複数のストリップが、複合材料の平坦な積層ストリップである
ことをさらに含む、請求項２から８のいずれか一項に記載の航空機構造。
【請求項１０】
前記オーバーモールド材料が、繊維強化熱可塑性物質である
ことをさらに含む、請求項２から９のいずれか一項に記載の航空機構造。
【請求項１１】
外面および前記外面の反対側の内面を有する外板パネルと、
前記外板パネルの前記内面上の複数のストリップであって、前記複数のストリップが交差し、前記複数のストリップが、前記外板パネルの前記内面に接続される縁部を有する、複数のストリップと
前記外板パネルの前記内面上のオーバーモールド材料であって、前記オーバーモールド材料が、前記外板パネルの前記内面と前記複数のストリップとの間に延在し、前記オーバーモールド材料が、前記複数のストリップを前記外板パネルの前記内面に固定する、オーバーモールド材料と、
を備える航空機構造。
【請求項１２】
前記複数のストリップが、前記外板パネルの前記内面にわたって延びる長さ寸法を有し、
前記複数のストリップが、前記外板パネルの前記内面から外側に延びる幅寸法を有する
ことをさらに含む、請求項１１に記載の航空機構造。
【請求項１３】
前記複数のストリップのうちの一部のストリップが、異なる幅寸法を有し、
前記複数のストリップのうちの一部のストリップが、異なる厚さ寸法を有する
ことをさらに含む、請求項１１または１２に記載の航空機構造。
【請求項１４】
前記複数のストリップのうちの第１のストリップが、スロットを有し、
前記複数のストリップのうちの第２のストリップが、前記第１のストリップの前記スロット内に延在し、前記スロットで前記第１のストリップと交差する
ことをさらに含む、請求項１１から１３のいずれか一項に記載の航空機構造。
【請求項１５】
前記オーバーモールド材料が、前記第１のストリップの前記スロットで前記第１のストリップおよび前記第２のストリップを覆って延在する
ことをさらに含む、請求項１４に記載の航空機構造。
【請求項１６】
前記第２のストリップが、スロットを有し、
前記第１のストリップが、前記第２のストリップの前記スロット内に延在することによって前記第２のストリップと交差する
ことをさらに含む、請求項１４または１５に記載の航空機構造。
【請求項１７】
前記複数のストリップの各ストリップが、複合材料の平坦な積層体である
ことをさらに含む、請求項１１から１６のいずれか一項に記載の航空機構造。
【請求項１８】
前記オーバーモールド材料が、熱可塑性物質である
ことをさらに含む、請求項１６または１７に記載の航空機構造。
【請求項１９】
航空機構造を構築する方法であって、前記方法が、
外面および前記外面の反対側の内面を有するパネルを金型内に、前記パネルの前記外面を前記金型に接触させて配置するステップと、
複数のストリップを交差格子パターンに並べて前記複数のストリップを前記パネルの前記内面に配置するステップと、
前記金型を閉じるステップと、
オーバーモールド材料を前記金型に注入し、前記オーバーモールド材料で前記パネルの前記内面および前記複数のストリップをオーバーモールドするステップと、
を含む方法。
【請求項２０】
前記オーバーモールド材料を前記金型に注入して前記複数のストリップを前記パネルの前記内面に固定するステップ
をさらに含む、請求項１９に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、航空機構造と、航空機構造を構築する現在の方法に伴う非効率性を回避し、航空機構造の構築に必要な製造時間を短縮し、航空機構造の構築に伴うコストを削減するその構築方法とに関する。より具体的には、本開示の航空機構造およびその構築方法は、格子フレームワークおよび外板パネルのオーバーモールドおよび／または共固化によって熱可塑性複合材胴体外板パネルの内面に接合される交差する熱可塑性複合材ストリップの測地線または多重格子フレームワークからなる。
【背景技術】
【０００２】
従来の基本的な航空機構造では、航空機の胴体を構成する航空機の外板パネルは、補剛フレームワーク上に取り付けられて支持される。フレームワークは、多くの場合、胴体の外周に延在するフレームと、フレームに取り付けられ胴体の長手方向に延び得るストリンガとからなる概ね長方形の外形を有する。航空機胴体を形成する外板パネルは、締め具、接着剤、共硬化、または他の同等の手段によってストリンガに取り付けられる。ストリンガは、胴体の曲げ荷重を支え、外板パネルの座屈を防止するために外板パネルを支持するのに役立つ。ストリンガはまた、フレームに接続されている場合、航空機胴体の外板パネルから航空機フレームワークのフレームに荷重を伝達し得る。
【０００３】
ストリンガおよびフレームからなるフレームワークで航空機を構築するコストは、航空機の全体的なコストの大きな一因となる。多くの場合、ストリンガおよびフレームは、複合材構造の場合はいくつかの製造ステップを要し、しわを防ぐために特別な注意を必要とし得る複雑な外形上に形成される必要がある。ストリンガおよびフレームを互いに位置合わせして胴体の外板パネルに取り付けることは、航空機を構築するために必要な時間の大きな一因となり、その結果、航空機の全体的なコストの一因となる。
【０００４】
フレームおよびストリンガから航空機のフレームワークを構築することは、胴体外板の不規則な内面に沿って複雑なパターンでフレームおよびストリンガを構築することも必要とする。これは、航空機の構築に必要なエンジニアリング時間および工具コストの大きな一因となる。さらに、ストリンガ、フレーム、および外板の接続に使用される締め具は、航空機の組み立て時間および航空機の重量の大きな一因となる。
【０００５】
さらに、概ね長方形の外形を有する、フレームおよびストリンガのフレームワークでは、窓開口部または他の概ね円形の開口部をフレームワークに組み込むことが問題となり得る。フレームワークが構築された後に窓フレームまたは円形開口部フレームをフレームワークにボルトで固定することが多くの場合に必要である。ドレンマストまたはアンテナなど用の他の貫通口は、複合材レイアップに小さなパイルを含めることによって達成される、外板の局所的な補強を必要とする。これにより、航空機構造に必要な時間が長くなり、航空機構造の重量が増大する。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本開示の熱可塑性多重格子オーバーモールド／共固化航空機胴体構造およびその構築方法は、前述の航空機胴体を構築する現在の実践に関連する欠点の多くを克服する。本開示の航空機構造は、航空機構造を大幅に単純化し、航空機構造の構築に必要な時間を大幅に短縮するオーバーモールドプロセスを採用している。
【０００７】
本明細書で説明されている航空機構造およびその構築方法は、完全な航空機胴体のごく一部の部分である。しかしながら、本明細書で説明されている航空機構造および方法は、航空機胴体の全体構造を形成するために後で組み立てられる、航空機胴体の大きな部分を構築する際に使用することができる。さらに、航空機構造およびその構築方法は、航空機の他の部分を構築する際に使用することができる。
【０００８】
航空機構造は、外面および反対側の内面を有する外板パネルからなる。外板パネルの外面は、航空機胴体の外面の一部を形成する。本開示の方法によれば、外板パネルは、外板パネルの外面が金型の表面に接触するように金型内に配置される。代替的な方法では、複数のストリップが金型内に配置され、複数のストリップ上に外板パネルが配置され、次に、金型が閉じられる。
【０００９】
次に、複数のストリップが、金型内の外板パネルの内面に配置される。複数のストリップは、細長い長さ寸法、幅寸法、および厚さ寸法を有する。複数のストリップはまた、部分的にストリップの幅寸法にわたって延在するスロットを有する。スロットは、複数のストリップをそれらのスロットで互いに組み立てることによって交差、測地線、または多重格子構造で複数のストリップを互いに組み立てることを可能にする。測地線または多重格子構造で互いに組み立てられる複数のストリップは、複数のストリップの縁部が外板パネルの内面に係合するように金型内で外板パネルの内面に配置される。これにより、金型内の外板パネルの内面から外側に延びる、複数のストリップの幅寸法が位置合わせされる。
【００１０】
次に、金型が、金型内部の外板パネルの内面上の複数のストリップ上で閉じられる。次に、加熱され液化されたオーバーモールド材料が、金型に注入される。オーバーモールド材料は、金型を通って流れ、外板パネルの内面と外板パネルの内面上の複数のストリップとの間に広がる。オーバーモールド材料の熱は、外板パネルの内面と複数のストリップとの接触部分を溶解させ、外板パネルの内面と複数のストリップとの接触部分を互いに融合させる。次に、金型に注入されたオーバーモールド材料を冷却することが可能であり、これにより、外板パネルの内面と複数のストリップとの接触部分に接合部が形成される。このようにして、オーバーモールド材料は、複数のストリップを外板パネルの内面に固定し、複数のストリップをスロットの接触箇所で互いに固定する。
【００１１】
次に、金型が開かれ、外板パネルと、外板パネルの内面上の複数のストリップと、複数のストリップを外板パネルの内面に固定するオーバーモールド材料とからなる航空機構造が、金型から取り出される。
【００１２】
上記の方法によれば、外板パネルと、外板パネルの内面に固定された複数の交差するストリップと、複数のストリップを外板パネルの内面に固定するオーバーモールド材料とからなる航空機胴体構造が構築される。
【００１３】
外板、複数のストリップ、またはこれら両方を支持するための、外板および／または複数のストリップに垂直なより小さな補剛要素を形成するために、座屈を防止するためにまたは荷重を加えるために、それらが貫通する箇所でダブラとして機能するように外板または複数のストリップに厚さを追加するために、金型内の追加の空隙部にオーバーモールド材料が充填されてもよい。
【００１４】
これまで述べてきた特徴、機能、および利点は、様々な実施形態において単独で達成されてもよいし、さらなる他の実施形態では組み合わされてもよい。なお、これらのさらなる詳細は、以下の説明および図面を参照して理解され得る。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本開示の方法に従って構築された熱可塑性多重格子オーバーモールド／共固化航空機胴体の断面立面の概略図である。
【図２】図１に示されている航空機胴体の熱可塑性多重格子オーバーモールド／共固化胴体構造の上面斜視図である。
【図３】熱可塑性多重格子オーバーモールド／共固化胴体構造を構築する、本開示の方法のフローチャート図である。
【図４】図２と同様の図であり、交差する補剛ストリップ間の補剛フィレットとして形成され、補剛トライアングル（ｓｔｉｆｆｅｎｅｒ  ｔｒｉａｎｇｌｅ）として形成されたオーバーモールド材料の例を示している。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
図１は、航空機胴体１０の外板１４の内面に接合され固定される補剛ストリップ１２からなる航空機胴体１０の断面立面図である。胴体の補剛ストリップ１２および外板１４は、繊維強化熱可塑性複合材料から構築される。補剛ストリップ１２は、交差し、外板１４の内面に固定される測地線または多重格子フレームワーク１６として互いに固定される。外板１４は、胴体１０の外板を形成する複数の航空機外板パネルからなる。
【００１７】
図２は、航空機胴体１０を構成する複数の外板パネルのうちの、繊維強化熱可塑性複合材料の個別の外板パネル１８と、外板パネル１８の内面２４に固定された、繊維強化熱可塑性複合材料の複数のストリップ２２との概略図である。図２の外板パネル１８およびストリップ２２は、図１に示されている航空機胴体１０の全体の多重格子フレームワーク１６および胴体外板１４の一部のみを構成することを理解されたい。図２の外板パネル１８および複数のストリップ２２の構造は、図１に示されている多重格子フレームワーク１６および胴体外板１４の全体構造を構成する同様のサブアセンブリにおいて繰り返される。
【００１８】
図２に示されている外板パネル１８は、熱可塑性複合材積層体である。外板パネル１８の厚さは、航空機胴体１０が使用中に受ける荷重に外板パネル１８を最も良く適合させるように選択される。図２の４つの縁部２６、２８、３２、３４によって示される、外板パネル１８の外周縁部は、所望の外形に切断および成形される。図２では、外周縁部は、概ね長方形の外形を有するが、外板パネル１８の外周縁部は、他の所望の外形に切断および成形することができる。図２には、外板パネル１８を貫通する開口部３８も示されている。図２の開口部３８は、比較的小さいが、外板パネル１８を貫通する必要がある窓開口部またはシステム貫通口などの任意のタイプの開口部を表す。
【００１９】
図２には、外板パネル１８の内面２４上のパッドアップストリップ４２が示されている。パッドアップ４２は、パッドアップ４２が配置された外板パネル１８の領域を補強する。パッドアップ４２は、図２では、概ね細長い長方形の外形を有するものとして示されている。しかしながら、パッドアップ４２は、パッドアップ４２が配置された外板パネル１８の領域を補強するために他の任意の外形を有することができる。パッドアップ４２はまた、階段状の断面外形を有し、パッドアップのより厚い中央部分でより大きな厚さおよびより大きな補強を外板パネル１８に提供する。パッドアップ４２もまた熱可塑性複合材積層体であり、外板を構成する積層体と一体化することができる。
【００２０】
複数の補剛ストリップ２２は、外板パネル１８の内面２４に配置される。複数の補剛ストリップ２２のそれぞれは、複合材積層体のブランクからある形状に切断しトリミングすることができるし、あるいはそれは、複合材料のストリップまたはテープを用いてレイアップすることができる。複数の補剛ストリップ２２のそれぞれは、図２では、複合材料の平坦な積層ストリップとして示されている。しかしながら、複数のストリップ２２のそれぞれは、ストリップを湾曲した表面上にレイアップすることによって、または平坦な積層体を加熱プレスで湾曲させることによって予め湾曲させることができる。複数の補剛材２２の各補剛材は、異なる方向、例えば＋６０°、−６０°、および／もしくは０°または他の向きに配置された繊維を有する、補剛材を構成する積層体の層で形成することができる。複数の補剛材２２の各補剛材は、取付具、ブラケット、または他の同様の形状で形成することもできる。複数の補剛ストリップ２２の各補剛ストリップは、補強フランジまたは他の同様の補剛要素を用いて形成することもできる。図２では、５つの補剛ストリップ４６、４８、５２、５４、５６が示されている。しかしながら、補剛ストリップ２２の数は、図２に示されている５つの補剛ストリップ４６、４８、５２、５４、５６より多くても少なくてもよい。補剛ストリップ４６、４８、５２、５４、５６のそれぞれは、熱可塑性複合材積層体である。補剛ストリップ４６、４８、５２、５４、５６のそれぞれは、所望の形状または外形で積層シートから切断される。図２に示されている補剛ストリップ４６、４８、５２、５４、５６のそれぞれは、概ね長方形の細長い外形を有する。しかしながら、補剛ストリップ２２は、他の外形で切断および成形することができる。補剛ストリップ４６、４８、５２、５４の４つは、図２では、実質的に同じ長さ寸法、幅寸法、および厚さ寸法を有するものとして示されている。しかしながら、補剛ストリップ２２は、異なる長さ寸法、幅寸法、および厚さ寸法を有することができる。図２の中央の補剛ストリップ５６は、他の補剛ストリップ４６、４８、５２、５４よりも大きい厚さ寸法および他の補剛ストリップ４６、４８、５２、５４よりも大きい幅寸法を有する中央部分５８を有するものとして示されている。補剛ストリップ４６、４８、５２、５４、５６のそれぞれは、それぞれ底縁部６２、６４、６６、６８、７２を有する。それぞれのストリップ４６、４８、５２、５４、５６の底縁部６２、６４、６６、６８、７２は、内面２４の外形にぴったりと一致し、補剛ストリップ２２が外板パネル１８の内面２４上に取り付けられるときに外板パネル１８の内面２４に適合し完全に係合するようにトリミング、切断、または成形される。複数のストリップ２２のうちの第１のストリップ４６および第２のストリップ４８には、それぞれ底縁部切り欠き７４、７６が形成されている。底縁部切り欠き７４、７６は、第１のストリップ４６および第２のストリップ４８が図２に示されているように外板パネル１８の内面２４に配置されるときにパッドアップ４２の上面に適合し係合するように成形される。
【００２１】
補剛ストリップ２２は、交差格子パターンまたは交差測地線もしくは多重格子構造で外板パネル１８の内面２４に配置される。補剛ストリップ２２によって形成されるパターンは、荷重のレベルおよび方向の変動に対応するために局所的に調整することができる。外板パネル１８の内面２４に配置される補剛ストリップ２２の交差測地線または多重格子構造の場合、複数の補剛ストリップ２２の幅寸法は、外板パネル１８の内面２４から外側に延びる。交差する補剛ストリップ２２は、交差するストリップに嵌合スロットを設けることによって、そしてその後、後に説明するオーバーモールド材料によって互いに接続される。ストリップ２２間の他の同等のタイプの接続を使用することができる。隣接する交差する第１のストリップ４６および第２のストリップ４８は、部分的にストリップを通って形成されるそれぞれのスロット８２、８４を有する。第１のストリップ４６のスロット８２は、ストリップの底縁部６２から部分的に第１のストリップ４６を通って形成される。第２のストリップ４８を通るスロット８４は、第２のストリップの上縁部８６から部分的に第２のストリップ４８を通って形成される。第２のストリップ４８は、第２のストリップ４８の部分スロット８４で第１のストリップ４６の部分スロット８２に挿入され、第１のストリップ４６は、第１のストリップ４６の部分スロット８２で第２のストリップ４８の部分スロット８４に挿入される。これにより、第１のストリップ４６と第２のストリップ４８との交差接合部が形成される。複数のストリップ２２の他のストリップの交差部は、第１のストリップ４６と第２のストリップ４８との交差部と同じ方法で互いに接合することができる。
【００２２】
オーバーモールド化合物またはオーバーモールド材料９２は、外板パネル１８の内面２４上に設けられる。オーバーモールド材料９２は、任意のタイプの熱可塑性樹脂、または強化材、例えば短繊維強化材に浸潤される任意のタイプの熱可塑性樹脂とすることができる。オーバーモールド化合物またはオーバーモールド材料９２はまた、ニート樹脂、射出／成形材料、または外板パネル１８および複数の補剛ストリップ２２の樹脂材料と適合性があるタイプの強化樹脂材料とすることができる。オーバーモールド材料９２は、外板パネル１８の内面２４の一部、パッドアップ４２、および複数の補剛ストリップ２２の一部を覆って延在する。オーバーモールド材料９２は、複数の補剛ストリップ２２を外板パネル１８の内面２４およびパッドアップ４２に固定し、補剛ストリップをそれぞれの隣接物に固定する。オーバーモールド材料９２は、複数の補剛材２２のための補強フランジとして、または外板パネル１８の内面２４上の他のタイプの補強部、例えば、外板パネル１８を貫通する開口部３８の周囲のより厚い補強外周部として形成することができる。図４は、第１の補剛ストリップ４６と第２の補剛ストリップ４８との交差部に補剛フィレット９２’として形成され、外板パネル１８と第１の補剛ストリップ４６との間に補剛トライアングル９２’’として形成されたオーバーモールド材料９２の図である。
【００２３】
図３は、図２の航空機構造を構築することに含まれる方法のステップを示している。最初に、外板パネル１８が、金型９４内に配置される。外板パネル１８は、外板パネル１８の外面９６が金型９４の金型表面９８に接触して支持されるように金型９４内に配置される。外板パネル１８の外面９６は、航空機胴体１０の外面の一部を形成する。
【００２４】
次に、パッドアップ４２および複数の補剛ストリップ２２が、外板パネル１８の内面２４に配置される。複数のストリップ２２は、金型９４内および外板パネル１８の内面２４上に配置されるときに測地線または多重格子構造に組み立てられる。複数のストリップ２２の幅寸法は、外板パネル１８の内面２４から外側に延びる。
【００２５】
次に、金型９４が、外板パネル１８および外板パネル１８の内面２４上の複数の補剛ストリップ２２上で閉じられる。次に、複数のストリップ２２および外板パネル１８の内面２４を加熱するために金型９４を加熱することができる。金型９４の熱は、パッドアップ４２、複数の補剛ストリップ２２、および外板パネル１８の内面２４を部分的に溶解させ、パッドアップ４２、複数の補剛ストリップ２２、および外板パネル１８の内面２４を互いに融合させることができる。どのタイプの熱可塑性複合材料が図２の航空機構造の構築に使用されるかによっては、金型９４の加熱は必要ない。
【００２６】
次に、加熱され液化されたオーバーモールド材料９２が金型９４に注入される。金型９４は、金型を通して、外板パネル１８の内面２４上のパッドアップ４２と複数のストリップ２２との接触部分と、複数のストリップ２２間の交差部または接触部に液化したオーバーモールド材料９２を誘導するように構築される。同様に、図２の航空機構造を構築するために使用される熱可塑性複合材料のタイプによっては、液化したオーバーモールド材料９２の熱が、パッドアップ４２および複数のストリップ２２と外板パネル１８の内面２４との接触部分を部分的に溶解させて互いに融合させる。液化したオーバーモールド材料９２は、金型９４によって、図２に示されているパッドアップ４２、複数の補剛ストリップ２２、および外板パネル１８の内面２４に対するその所定の位置に誘導される。液化したオーバーモールド材料９２はまた、外板パネル１８を貫通する開口部３８の周囲に補強部を形成し、外板パネル１８の内面２４および／または複数の補剛ストリップ２２の補剛要素を形成することができる。次に、金型９４に注入されたオーバーモールド材料９２を冷却することが可能であり、これにより、パッドアップ４２および複数の補剛ストリップ２２と外板パネル１８の内面２４との接触部分に接合部が形成され、パッドアップ４２および複数の補剛ストリップ２２は、外板パネル１８の内面２４に固定される。
【００２７】
次に、金型が開かれ、外板パネル１８、パッドアップ４２、および複数の補剛ストリップ２２からなる航空機構造が金型から取り出される。
【００２８】
上記の方法によれば、外板パネル１８と、外板パネル１８の内面２４上のパッドアップ４２と、外板パネル１８の内面２４に固定された複数の交差する補剛ストリップと、パッドアップ４２および複数の補剛ストリップ２２を外板パネル１８の内面２４におよび互いに固定するオーバーモールド材料９２とからなる図２に示されている航空機胴体構造が構築される。
【００２９】
オーバーモールド構造は、本明細書では航空機構造として説明されているが、オーバーモールド構造は、宇宙打ち上げビークル構造、バルクヘッド構造、または他のそのような構造用途にも適用することができる。
【００３０】
本発明の範囲から逸脱することなく、本明細書で説明および図示されている航空機構造およびその構築方法に様々な修正を加えることができるため、前述の説明に含まれているかまたは添付の図面に示されているすべての事項は限定としてではなく例示として解釈されなければならないことが意図されている。したがって、本開示の広さおよび範囲は、上記の例示的な実施形態のいずれによっても限定されるべきではなく、本明細書に添付されている以下の特許請求の範囲およびその均等物に従ってのみ規定される。
【符号の説明】
【００３１】
１０  航空機胴体
１２  補剛ストリップ
１４  外板
１６  多重格子フレームワーク
１８  外板パネル
２２  補剛ストリップ
２４  内面
２６  縁部
２８  縁部
３２  縁部
３４  縁部
３８  開口部
４２  パッドアップストリップ
４６  補剛ストリップ
４８  補剛ストリップ
５２  補剛ストリップ
５４  補剛ストリップ
５８  中央部分
６２  底縁部
６４  底縁部
６６  底縁部
６８  底縁部
７２  底縁部
７４  底縁部切り欠き
７６  底縁部切り欠き
８２  スロット
８４  スロット
８６  上縁部
９２  オーバーモールド材料
９２’  補剛フィレット
９２’’  補剛トライアングル
９４  金型
９６  外面
９８  金型表面
【図１】
2020050330.tif 000003
【図２】
2020050330.tif 000004
【図３】
2020050330.tif 000005
【図４】
2020050330.tif 000006
【外国語明細書】
2020050330000001.pdf