(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機の翼のリブを航空機の翼の外板に連結するためのアセンブリを提供する。【解決手段】航空機翼は、外板、複合材シヤタイ、外板に重なるストリンガベースチャージ、及びストリンガを含む。複合材シヤタイは、シヤタイウェブ、シヤタイウェブの第１の側から延在する第１のシヤタイフランジ、シヤタイウェブの第２の側から延在する第２のシヤタイフランジ、及びシヤタイウェブの第１の側の端部から延在する第１のシヤタイタブを含む。ストリンガは、ストリンガウェブ、ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ、及びストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジを含む。第１のストリンガフランジは、ストリンガベースチャージ及び外板にスティッチされ、それらと一体化される。更に、第１のシヤタイフランジは、第１のストリンガフランジにスティッチされ、それと一体化される。【選択図】図１
2020100391.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の翼のリブを前記航空機の翼の外板に連結するためのアセンブリ（２００、３００、６００、８００）であって、
複合材シヤタイ（２０６、３０６、４０４、４１６、５１２、６０６、８０６、９０２）であって、シヤタイウェブ（２１６、６１６、８１６、９１０）、前記シヤタイウェブの第１の側から延在する第１のシヤタイフランジ（２１８、３１８、４０８、４２０、５１６、６１８、８１８、９１２）、前記シヤタイウェブの第２の側から延在する第２のシヤタイフランジ（２２０、３２０、６２０、８２０、９１４）、及び前記シヤタイウェブの前記第１の側の端部から延在する第１のシヤタイタブ（２２２、３２２、４１２、４２４）を有する、複合材シヤタイ（２０６、３０６、４０４、４１６、５１２、６０６、８０６、９０２）、
前記外板（１０６、１０８、２０２、３０２、５０４、６０２、８０２、９０４）にスティッチされ、前記外板と一体化された、ストリンガベースチャージ（３０８、５０６、６０８、８０８）、並びに
前記ストリンガベースチャージに重なるストリンガ（１１０、２１０、３１０、４０６、４１８、５０２、６１０、８１０）であって、ストリンガウェブ（２２８、４１４、４２６）、前記ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ（２３０、３３０、４１０、４２２、５０８、６２０、８３０）、及び前記ストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジ（２３２）を備えた、ストリンガを備え、
前記第１のシヤタイフランジが、前記第１のストリンガフランジにスティッチされ、前記第１のストリンガフランジと一体化されている、アセンブリ。
【請求項２】
前記第１のシヤタイタブが、前記ストリンガウェブの前記第１の側にスティッチされ、前記ストリンガウェブの前記第１の側と一体化されている、請求項１に記載のアセンブリ。
【請求項３】
前記第１のシヤタイタブが、前記第１のストリンガフランジにスティッチされ、前記第１のストリンガフランジと一体化されている、請求項１又は２に記載のアセンブリ。
【請求項４】
前記第１のシヤタイタブが、複数のシヤタイタブプライ（４３０）を備え、前記第１のシヤタイフランジが、前記第１のストリンガフランジにスティッチされ且つ前記１のストリンガフランジと一体化された、複数のシヤタイフランジプライ（４２８）を備え、且つ、前記複数のシヤタイタブプライが、前記第１のシヤタイフランジの前記複数のシヤタイフランジプライにインターウィーブされている、請求項３に記載のアセンブリ。
【請求項５】
前記外板にスティッチされ、前記外板と一体化された、ティアストラップ（３０４、５１４、８０４）を更に備え、前記第１のシヤタイフランジと前記第２のシヤタイフランジが、前記ティアストラップにスティッチされ、前記ティアストラップと一体化されている、請求項１から４のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項６】
前記ティアストラップが、連続的ティアストラップ（３０４、８０４）であり、前記ストリンガベースチャージが、前記連続的ティアストラップに重なっている、請求項５に記載のアセンブリ。
【請求項７】
前記外板にスティッチされ、前記外板と一体化された、不連続ベースチャージ（２０４、６０４）を更に備え、前記不連続ベースチャージが、前記ストリンガベースチャージによって分離された、第１のセクションと第２のセクションを有する、請求項１から６のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項８】
前記シヤタイウェブが、複数のシヤタイウェブプライ（２２４）を備え、前記シヤタイウェブが、前記複数のシヤタイウェブプライを共に保持する、前記シヤタイウェブの長さに沿って設けられた厚さ方向に貫通するスティッチ（２２６）を含む、請求項１から７のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項９】
前記複合材シヤタイの長手軸（Ａ１）が、前記ストリンガの長手軸（Ａ２）に対して斜めである、請求項１から８のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項１０】
前記複合材シヤタイが、ヒレスティッチ（９０６）を使用して前記外板にスティッチされ、前記ヒレスティッチが、前記シヤタイウェブ、前記第１のシヤタイフランジ、及び前記第２のシヤタイフランジの間の分岐点で形成されたヒレ領域（９０８）を包んでいる、請求項１から９のいずれか一項に記載のアセンブリ。
【請求項１１】
前記複合材シヤタイが、フランジスティッチ（９１６）を使用して前記外板にスティッチされ、前記フランジスティッチが、前記第１のシヤタイフランジの長さに沿って設けられた少なくとも１つのフランジスティッチ（９１８、９２０）を含む、請求項１０に記載のアセンブリ。
【請求項１２】
前記少なくとも１つのフランジスティッチが、フランジ内部スティッチ（９１８）とフランジ縁部スティッチ（９２０）を含み、前記第１のシヤタイフランジが、第１の方向に傾斜する傾斜した外側縁部（９２２）を備え、前記フランジ縁部スティッチが、第１の方向に傾斜している、請求項１０に記載のアセンブリ。
【請求項１３】
航空機の翼（１００）であって、
外板（１０６、１０８、２０２、３０２、５０４、６０２、８０２、９０４）、及び
請求項１から１２のいずれか一項に記載のアセンブリを備える、航空機の翼。
【請求項１４】
航空機の翼を製作し組み立てる方法（１１００）であって、
共硬化プロセス中に、ストリンガベースチャージを前記航空機の翼の外板と一体化すること（１１０２）、
前記共硬化プロセス中に、ストリンガを前記ストリンガベースチャージと一体化すること（１１０４）であって、前記ストリンガが、ストリンガウェブ、前記ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ、及び前記ストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジを備える、ストリンガを前記ストリンガベースチャージと一体化すること、
前記共硬化プロセス中に、複合材シヤタイの第１のシヤタイフランジを前記第１のストリンガフランジと一体化すること（１１０６）、並びに
前記共硬化プロセスの後で、複合材リブを前記複合材シヤタイのシヤタイウェブに固定すること（１１０８）を含む、方法。
【請求項１５】
前記共硬化プロセス中に、連続的ティアストラップ又は不連続ベースチャージを前記外板と一体化すること（１１１０）、及び
前記共硬化プロセス中に、前記複合材シヤタイの前記第１のシヤタイフランジと前記複合材シヤタイの第２のシヤタイフランジを、前記連続的ティアストラップ又は前記不連続ベースチャージと一体化すること（１１１２）を更に含む、請求項１４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、広くは、航空機の翼に関し、特に、航空機の翼のリブを航空機の翼の外板に連結するためのアセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
複合材料は、概して、それ固有の高い強度対重量比を有するため、様々な構造構成要素において、アルミニウムや合金鋼などの従来の材料に代わる代替物として、ますます使用されるようになっている。例えば、複合材部品は、現在、航空機向けの部品として使用されている。複合材料は、広くは、プライと呼ばれる層内に付けられる強化繊維のネットワーク、及び、樹脂と強化繊維との間の密着を形成するために、強化繊維を実質的に濡らす樹脂を含む。
【０００３】
ある航空機の翼向けの設計は、リブ、スパー（桁）、及びストリンガなどの、航空機の翼内の複合材構造構成要素を採用する。航空機の翼の内部構造は、航空機の胴体から航空機の翼の先端まで航空機の翼の長さに沿って延在するスパー及びストリンガ、並びに翼弦方向に向けられた（すなわち、航空機の翼の前縁から航空機の翼の後縁まで）リブを含んでよい。スパーは、翼ボックスの前部及び後部に位置付けられ、上側外板及び下側外板に取り付けられている。ストリンガは、上側外板及び下側外板を支持し、航空機の翼を形作ってよい。リブは、上側外板及び下側外板を支持する。これらのリブは、シヤタイと呼ばれる構成要素を使用して、上側外板及び下側外板に取り付けられてよい。飛行中及び地上で航空機の翼が受ける負荷のために、リブは、上側外板及び下側外板から離れるように押されるか又は引っ張られるかの何れかであり得る。
【発明の概要】
【０００４】
一実施例では、航空機の翼のリブを航空機の翼の外板に連結するためのアセンブリが説明される。アセンブリは、複合材シヤタイ、外板に重なるストリンガベースチャージ、及びストリンガベースチャージに重なるストリンガを含む。複合材シヤタイは、シヤタイウェブ、シヤタイウェブの第１の側から延在する第１のシヤタイフランジ、シヤタイウェブの第２の側から延在する第２のシヤタイフランジ、及びシヤタイウェブの第１の側の端部から延在する第１のシヤタイタブを有する。ストリンガは、ストリンガウェブ、ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ、及びストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジを含む。第１のストリンガフランジは、ストリンガベースチャージ及び外板にスティッチ（stitch）され、それらと一体化される。更に、第１のシヤタイフランジは、第１のストリンガフランジにスティッチされ、それと一体化される。
【０００５】
別の一実施例では、航空機の翼が説明される。航空機の翼は、外板、複合材シヤタイ、外板に重なるストリンガベースチャージ、及びストリンガベースチャージに重なるストリンガを含む。複合材シヤタイは、シヤタイウェブ、シヤタイウェブの第１の側から延在する第１のシヤタイフランジ、シヤタイウェブの第２の側から延在する第２のシヤタイフランジ、及びシヤタイウェブの第１の側の端部から延在する第１のシヤタイタブを含む。ストリンガは、ストリンガウェブ、ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ、及びストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジを含む。第１のストリンガフランジは、ストリンガベースチャージ及び外板にスティッチされ、それらと一体化される。更に、第１のシヤタイフランジは、第１のストリンガフランジにスティッチされ、それと一体化される。
【０００６】
別の一実施例では、航空機の翼を製作し組み立てる方法が説明される。該方法は、共硬化プロセス中に、ストリンガベースチャージを航空機の翼の外板と一体化することを含む。該方法は、共硬化プロセス中に、ストリンガをストリンガベースチャージと一体化することも含み、ストリンガは、ストリンガウェブ、ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ、及びストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジを含む。更に、該方法は、共硬化プロセス中に、複合材シヤタイの第１のシヤタイフランジを第１のストリンガフランジと一体化することを含む。また更に、該方法は、共硬化プロセスの後で、複合材リブを複合材シヤタイのシヤタイウェブに固定することを含む。
【０００７】
前述の特徴、機能、及び利点は、様々な実施例において個別に実現可能であるか、又は、更に別の実施例において組み合わされ得る。下記の説明及び図面を参照することで、これらの特徴、機能、及び利点の更なる詳細が理解され得る。
【０００８】
図示の実施例の特徴と考えられる新規の特性は、添付の特許請求の範囲に明記される。しかし、実施例並びに好ましい使用モード、更なる目的及びそれらの特徴は、添付図面を参照して、本開示の実施例についての以下の詳細な説明を読むことにより、最もよく理解されるだろう。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】一実施例による、航空機の翼を示す。
【図２】一実施例による、航空機の翼のリブを航空機の翼の外板に連結するためのアセンブリの部分図を示す。
【図３】一実施例による、航空機の翼のリブを航空機の翼の外板に連結するためのアセンブリの部分図を示す。
【図４】一実施例による、２つの異なるシヤタイタブ構成を示す。
【図５】一実施例による、スティッチ技法を示す。
【図６】一実施例による、航空機の翼のリブを航空機の翼の外板に連結するためのアセンブリの部分図を示す。
【図７】図６のアセンブリの断面図を示す。
【図８】一実施例による、航空機の翼のリブを航空機の翼の外板に連結するためのアセンブリの部分図を示す。
【図９】一実施例による、更なるスティッチ技法を示す。
【図１０】一実施例による、２つの異なるフランジ縁部構成を示す。
【図１１】一実施例による、方法のフローチャートを示す。
【図１２】一実施例による、図１１で示された方法と併せて実行され得る更なる動作を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本明細書ではこれより、添付図面を参照しつつ開示されている例についてより網羅的に説明するが、添付図面に示しているのは開示されている例の一部であって、全てではない。実際には、幾つかの異なる実施例が提供されることがあり、これらは本明細書に明記されている実施例に限定されると解釈すべきではない。むしろ、この開示が包括的なものになり、且つ、本開示の範囲が当業者に十分に伝わるように、これらの実施例について説明している。
【００１１】
航空機の翼のリブを航空機の翼の外板に連結するためのアセンブリ、並びに航空機の翼を組み立てるための方法が、本明細書で説明される。例示的なアセンブリは、ストリンガベースチャージ、ストリンガベースチャージに重なるストリンガ、及び複合材シヤタイを含む。ストリンガベースチャージは、外板にスティッチされ、外板と一体化される。外板は、水平飛行中に圧縮される上側外板、又は水平飛行中に引張される下側外板であってよい。更に、ストリンガは、ストリンガウェブ、ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ、及びストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジを含む。
【００１２】
複合材シヤタイは、シヤタイウェブ、シヤタイウェブの第１の側から延在する第１のシヤタイフランジ、シヤタイウェブの第２の側から延在する第２のシヤタイフランジ、シヤタイウェブの第１の側の端部から延在する第１のシヤタイタブ、及びシヤタイウェブの第２の側の同じ端部から延在する第２のシヤタイタブを含む。第１のシヤタイフランジは、第１のストリンガフランジにスティッチされ、第１のストリンガフランジと一体化され、それによって、複合材シヤタイをもぎ取るために必要な力の量を増加させる。例えば、第１のシヤタイフランジと第１のストリンガフランジの交差部分において、第１のシヤタイフランジと第１のストリンガフランジは、共にスティッチされてよい。
【００１３】
第１のシヤタイフランジと第１のストリンガフランジを共にスティッチすることによって、共硬化プロセス中に、第１のシヤタイフランジを第１のストリンガフランジと一体化して、重量効率に優れた複合材リブを使用することが可能になる。アルミニウムのリブ上にボルト留めする代わりに、スティッチされた複合材シヤタイとストリンガが、同時に共に硬化されてよい。共硬化プロセスは、第１のシヤタイフランジを第１のストリンガフランジにスティッチした後で、複合材シヤタイとストリンガをオーブン内に挿入することを含んでよい。それによって、複合材シヤタイとストリンガは、オーブン内で同時に共硬化され得る。スティッチすること及び共硬化することが行われなければ、第１のシヤタイフランジを第１のストリンガフランジ及び外板に取り付けるために、ファスナが代わりに使用されるかもしれない。共硬化プロセスは、航空機の翼を、雷撃からのものなどの電磁効果から影響を受けにくくすることができる。というのも、スティッチは、共硬化され且つもぎ取る力に晒される構成要素間で、ファスナを使用する必要性を回避できるからである。航空機の翼の外型ライン（outer mold line）に晒されているファスナで、アルミニウムのリブをボルト留めすると、雷撃から翼の燃料タンクへの電流の直接的な経路が生成される。外型から完全に孤立したファスナで、リブのウェブをシヤタイにボルト留めすると、電流は外板内にとどまり燃料タンクから離れたままである。本明細書で説明されるアセンブリの別の利点は、アセンブリが、垂直界面で取り付けられる重量効率に優れたリブのウェブの一体化を可能にし、それによって、外板に対して直交する界面を有するアルミニウムリブのウェブで使用されるシムの使用を回避できるということである。
【００１４】
航空機の翼の共硬化構成要素は、製造時間及び費用も低減させることができる。更に、ある実施例では、ストリンガベースチャージや外板などの、航空機の翼の他の構成要素も、複合材シヤタイ及びストリンガと共硬化させることができる。更なる構成要素を複合材シヤタイやストリンガと共硬化させることによって、製造時間及び費用を更に低減させることができる。
【００１５】
ある実施例では、第１のシヤタイタブが、ストリンガウェブの第１の側にスティッチされ、それと一体化されることによって、ストリンガウェブを安定化させ、更に、複合材シヤタイをストリンガからもぎ取るために必要とされる力の量を増加させることができる。更に、第１のシヤタイタブも、第１のシヤタイフランジと第１のストリンガフランジとの交差部分において、第１のシヤタイフランジに重なってよい。この重なりは、シヤタイのもぎ取り負荷能力を更に高めることができる。
【００１６】
同様に、第１のストリンガフランジに交差しない第１のシヤタイフランジの一部分は、外板にスティッチされ、外板と一体化されることによって、複合材シヤタイと外板との間の接合を強化することができる。例えば、ストリンガと別のストリンガとの間に設けられた第１のシヤタイフランジの一部分が、外板にスティッチされ、外板と一体化されてよい。
【００１７】
更に、アセンブリは、外板にスティッチされ且つ外板と一体化される、ティアストラップ（tear strap）を含むこともできる。複合材シヤタイは、第１のシヤタイフランジと第２のシヤタイフランジが、ティアストラップにスティッチされ、ティアストラップと一体化された状態で、ティアストラップに重なってよい。この配置では、スティッチされるティアストラップが、外板内の亀裂が広がることを防止する助けとなり得る。例えば、ティアストラップは、亀裂が、複合材シヤタイの第１の側から複合材シヤタイの第２の側へ広がることを防止する助けとなり得る。
【００１８】
説明されるシステム並びに対応する方法の様々な他の特徴及び変形が、本明細書で、これ以後、添付の図面を参照しながら説明される。
【００１９】
次に、図１を参照すると、図１は、一実施例による航空機の翼１００を示している。図１で示されているように、航空機の翼１００は、後桁１０２、前桁１０４、下側外板１０６、上側外板１０８、複数のストリンガ１１０、及び複数のリブ１１２を含む。後桁１０２、前桁１０４、下側外板１０６、上側外板１０８、複数のストリンガ１１０、及び複数のリブ１１２は、同じ又は異なる複合材料から作製されてよい。複合材料は、異なる物理的又は化学的特性を有する、２つ以上の構成材料である。複合材料は、非クリンプ織布複合材（non-crimp fabric composite）であってよい。複合材料は、例えばグラファイト複合材、又は炭素繊維複合材を含んでよい。
【００２０】
上述の説明を鑑みると、複数のリブ１１２のうちの個別のリブは、シヤタイを使用して下側外板１０６及び上側外板１０８に連結されてよい。図２は、一実施例による、航空機の翼のリブを航空機の翼の外板２０２に連結するためのアセンブリ２００の部分図を示している。例えば、アセンブリ２００は、図１の複数のリブ１１２のうちのリブを、下側外板１０６や上側外板１０８と連結するために使用されてよい。図２で示されているように、アセンブリ２００は、不連続ベースチャージ２０４、複合材シヤタイ２０６、ストリンガベースチャージ２０８、及びストリンガ２１０を含む。
【００２１】
不連続ベースチャージ２０４は、滑らかに持ち上げられた表面（外板２０２）を維持するために、シヤタイフランジによって生成されたスプリングバック力に反作用する助けとなり得る。図２で示されているように、不連続ベースチャージ２０４は、ストリンガベースチャージ２０８によって分離された、第１のセクション２１２と第２のセクション２１４を含む。この配置では、ストリンガベースチャージ２０８が、外板２０２と直接的に接触し、ストリンガベースチャージ２０８の長さに沿った任意の揺れ（joggle）を回避することによって、ストリンガ２１０の圧縮能力を増加させることができる。外板２０２が上側外板であるときに、ストリンガ２１０の圧縮能力を増加させることは有益であるだろう。というのも、上側外板は、飛行中にかなりの圧縮負荷を受け得るからである。
【００２２】
複合材シヤタイ２０６は、シヤタイウェブ２１６、シヤタイウェブ２１６の第１の側から延在する第１のシヤタイフランジ２１８、シヤタイウェブ２１６の第２の側から延在する第２のシヤタイフランジ２２０、及びシヤタイウェブ２１６の第１の側の端部から延在する第１のシヤタイタブ２２２を含む。第１のシヤタイフランジ２１８と第２のシヤタイフランジ２２０は、複合材シヤタイ２０６の長さに沿って、不連続ベースチャージ２０４にスティッチされ、不連続ベースチャージ２０４と一体化され、それによって、複合材シヤタイ２０６の不連続ベースチャージ２０４及び外板２０２との共硬化を可能にすることができる。
【００２３】
シヤタイウェブ２１６は、複数のシヤタイウェブプライ２２４を含み、シヤタイウェブ２１６の長さに沿って設けられた厚さ方向に貫通するスティッチ２２６を含む。厚さ方向に貫通するスティッチ２２６は、複数のシヤタイウェブプライ２２４を共に保持することができる。厚さ方向に貫通するスティッチ２２６は、シヤタイウェブ２１６を強化し、複数のシヤタイウェブプライ２２４のうちの個別のシヤタイウェブプライが、互いから分離することを防止する助けとなり得る。
【００２４】
ストリンガ２１０は、ストリンガウェブ２２８、ストリンガウェブ２２８の第１の側から延在する第１のストリンガフランジ２３０、及びストリンガウェブ２２８の第２の側から延在する第２のストリンガフランジ２３２を含む。第１のストリンガフランジ２３０と第２のストリンガフランジ２３２は、ストリンガ２１０の長さに沿って、ストリンガベースチャージ２０８及び外板２０２にスティッチされ、ストリンガベースチャージ２０８及び外板２０２と一体化されてよい。
【００２５】
ストリンガウェブ２２８は、複数のストリンガウェブプライ２３４を含み、ストリンガウェブ２２８の長さに沿って設けられた厚さ方向に貫通するスティッチ２３６を含む。厚さ方向に貫通するスティッチ２３６は、複数のストリンガウェブプライ２３４を共に保持することできる。厚さ方向に貫通するスティッチ２３６は、ストリンガウェブ２２８を強化し、複数のストリンガウェブプライ２３４のうちの個別のストリンガウェブプライが、互いから分離することを防止する助けとなり得る。圧縮が支配的な外板パネルでは、この厚さ方向に貫通するスティッチ２３６が、これらの圧縮負荷下で、成長することが検出されないかもしれない、ほとんど視認不可能な衝撃損傷を阻止する。これは、ストリンガ２１０が、普通起こり得るよりも高い歪レベルで機能し、したがって、重量を節約することを可能にする。
【００２６】
組み立てられた状態では、複合材シヤタイ２０６の長手軸Ａ１が、ストリンガ２１０の長手軸Ａ２に対して斜めであってよい。例えば、長手軸Ａ１は、概して、長手軸Ａ２に対して直交してよい（例えば、長手軸Ａ１と長手軸Ａ２の間の角度は、８０度と１００度の間の角度であってよい）。他の実施例では、長手軸Ａ１と長手軸Ａ２の間の角度が、より大きく又はより小さくてよい（６０度と１２０度の間など）。更に、組み立てられた状態で、第１のシヤタイフランジ２１８は、第１のストリンガフランジ２３０にスティッチされてよい。同様に、第２のシヤタイフランジ２２０は、第１のストリンガフランジ２３０にスティッチされてよい。更に、第１のシヤタイタブ２２２、並びに、シヤタイウェブ２１６の第２の側から延在する第２のシヤタイタブ２３８が、ストリンガウェブ２２８にスティッチされてよく、ストリンガウェブ２２８と一体化されてよい。これは、シヤタイもぎ取り能力を高め、更には、ストリンガウェブ２２８を安定させる。複合材シヤタイ２０６をストリンガ２１０にスティッチすることによって、共硬化プロセス中に、複合材シヤタイ２０６をストリンガ２１０と一体化することができる。更に、第１のシヤタイフランジ２１８及び第２のシヤタイフランジ２２０内のスティッチがない場合、複合材シヤタイ２０６は、弱い層間樹脂界面上の翼内の圧縮負荷によって生成される平面外の力に反作用することができないかもしれない。
【００２７】
図２では示されていないが、複合材シヤタイ２０６は、シヤタイウェブ２１６の第１の側から延在する第３のシヤタイタブ、及びシヤタイウェブ２１６の第２の側から延在する第４のシヤタイタブも含んでよい。その場合、第３のシヤタイタブと第４のシヤタイタブは、（これもまた図示せぬ）別のストリンガのストリンガウェブにスティッチされ、それと一体化される。
【００２８】
更に、図２は、第１のストリンガフランジ２３０の幅より長い長さを有する、第１のシヤタイフランジ２１８及び第２のシヤタイフランジ２２０を有する、複合材シヤタイ２０６を描いている。それによって、第１のシヤタイフランジ２１８及び第２のシヤタイフランジ２２０の部分は、第１のセクション２１２に直接的に当接する。しかし、他の実施例では、第１のシヤタイフランジ２１８と第２のシヤタイフランジ２２０の長さが、より短くてよい。例えば、第１のシヤタイフランジ２１８及び第２のシヤタイフランジ２２０の長さは、第１のストリンガフランジ２３０の幅と近似的に等しくてよい。それによって、第１のシヤタイフランジ２１８と第２のシヤタイフランジ２２０の部分は、第１のストリンガフランジ２３０の幅を越えて延在しない。
【００２９】
上述したように、アセンブリ２００の１以上の構成要素は、共硬化プロセス中に共に一体化されてよい。例えば、共硬化プロセス中に、不連続ベースチャージ２０４、ストリンガベースチャージ２０８、外板２０２、第１のシヤタイフランジ２１８、及び第１のストリンガフランジ２３０は、全て、共にスティッチされ、次いで、共硬化されてよい。第１の構成要素を第２の構成要素に共硬化することは、第１の構成要素を第２の構成要素にスティッチすること又はさもなければ接着すること、２つの構成要素をオーブン内に置くこと、及び第１の構成要素と第２の構成要素をオーブン内で共に硬化させることを含んでよい。
【００３０】
図３は、一実施例による、航空機の翼のリブを航空機の翼の外板３０２に連結するための別のアセンブリ３００の部分図を示している。例えば、アセンブリ３００は、図１の複数のリブ１１２のうちのリブを下側外板１０６や上側外板１０８と連結するために使用されてよい。図３で示されているように、図２のアセンブリ２００のように、アセンブリ３００は、複合材シヤタイ３０６、ストリンガベースチャージ３０８、及びストリンガ３１０を含む。しかし、アセンブリ３００は、次のような点で図２のアセンブリ２００と異なる。すなわち、アセンブリ３００が、連続的ティアストラップ３０４を含む一方で、アセンブリ２００は、不連続ベースチャージ２０４を含む。
【００３１】
連続的ティアストラップ３０４は、外板３０２に隣接して位置付けられた複合材料のストリップを含んでよい。連続的ティアストラップ３０４は、前桁と後桁の間などで、外板３０２の翼弦に沿って連続的に延在してよい。この配置では、ストリンガベースチャージ３０８が、連続的ティアストラップ３０４上に押し出され（joggle）てよい。これは、複合材シヤタイ３０６、ストリンガベースチャージ３０８、及びストリンガ３１０が、共に共硬化されるときに、より容易に実現され得る。更に、この配置は、外板３０２が、高い引張負荷下で、外板３０２の大きな切り欠き分裂に耐える能力を高めることができる。シヤタイとストリンガの両方の下で重なるティアストラップは、外板３０２内の分裂を防ぐことができる、より小さいベイの格子桁（grid work）を生成する。シヤタイ、ストリンガ、シヤタイティアストラップ、ストリンガベースチャージ、及び外板が、適所に配置された状態で、これらの強化部材は、全て共にスティッチされてよい。これは、外板内でゼロ度のプライの割合を高めることを促進し、それによって、重量を低減させることができる。分裂に耐える外板３０２の能力を改善することは、外板３０２が下側外板であるときに有益であるだろう。というのも、下側外板は、飛行中にかなりの引張負荷を受け得るからである。
【００３２】
更に、図３は、第１のストリンガフランジ３３０の幅より長い長さを有する、第１のシヤタイフランジ３１８及び第２のシヤタイフランジ３２０を有する、複合材シヤタイ３０６を描いている。それによって、第１のシヤタイフランジ３１８及び第２のシヤタイフランジ３２０の部分は、連続的ティアストラップ３０４と直接的に当接する。しかし、他の実施例では、第１のシヤタイフランジ３１８と第２のシヤタイフランジ３２０の長さが、より短くてよい。例えば、第１のシヤタイフランジ３１８及び第２のシヤタイフランジ３２０の長さは、第１のストリンガフランジ３３０の幅と近似的に等しくてよい。それによって、第１のシヤタイフランジ３１８と第２のシヤタイフランジ３２０の部分は、第１のストリンガフランジ３３０の幅を越えて延在しない。
【００３３】
図４は、一実施例による、２つの異なるシヤタイタブ構成を示している。より具体的には、図４は、第１のシヤタイタブ構成４００と第２のシヤタイタブ構成４０２を描いている。
【００３４】
第１のシヤタイタブ構成４００は、とりわけ、複合材シヤタイ４０４とストリンガ４０６を含む。例えば、複合材シヤタイ４０４は、図３の複合材シヤタイ３０６を表してよく、ストリンガ４０６は、図３のストリンガ３１０を表してよい。図４で示されているように、複合材シヤタイ４０４の第１のシヤタイフランジ４０８は、ストリンガ４０６の第１のストリンガフランジ４１０にスティッチされる。更に、第１のシヤタイタブ４１２は、ストリンガ４０６のストリンガウェブ４１４にスティッチされてよい。第１のシヤタイタブ４１２と第１のシヤタイフランジ４０８は、バットスプライス（butt splice）を用いて共に接合されている。
【００３５】
第２のシヤタイタブ構成４０２も、とりわけ、複合材シヤタイ４１６とストリンガ４１８を含む。複合材シヤタイ４１６は、図３の複合材シヤタイ３０６を表してよく、ストリンガ４１８は、図３のストリンガ３１０を表してよい。図４で示されているように、複合材シヤタイ４１６の第１のシヤタイフランジ４２０は、ストリンガ４１８の第１のストリンガフランジ４２２にスティッチされる。更に、第１のシヤタイタブ４２４は、ストリンガ４１８のストリンガウェブ４２６にスティッチされてよい。第１のシヤタイフランジ４２０は、第１のシヤタイタブ４２４の複数のシヤタイタブプライ４３０とインターウィーブ（interweave）された、複数のシヤタイフランジプライ４２８を含む。第１のシヤタイフランジ４２０と第１のシヤタイタブ４２４の間のこのオーバーラップスプライスのために、複合材シヤタイ４１６をストリンガ４１８からもぎ取るために必要な力の量が、複合材シヤタイ４０４をストリンガ４０６からもぎ取るために必要な力の量より大きくなり得る。したがって、翼の中間（mid-wing）などの高いもぎ取り負荷を受ける航空機の翼のエリア内で、第２のシヤタイタブ構成４０２を使用し、より低いもぎ取り負荷を受ける航空機の翼のエリア内で、第１のシヤタイタブ構成４００を使用することが、有利であろう。
【００３６】
図５は、一実施例による、スティッチ技法を示している。図５で示されているように、ストリンガ５０２は、航空機の翼の外板５０４にスティッチされてよい。例えば、ストリンガスティッチ動作中に、外板５０４、ストリンガベースチャージ５０６、及びストリンガ５０２の第１のストリンガフランジ５０８は、ストリンガスティッチ５１０を使用して共にスティッチされてよい。ストリンガスティッチ５１０は、第１のストリンガフランジ５０８の全体の長さに沿って、又は第１のストリンガフランジ５０８の一部分に沿って設けられてよい。ストリンガスティッチ５１０は、外板５０４、ストリンガベースチャージ５０６、及び第１のストリンガフランジ５０８を、キャプチャすることができる。
【００３７】
図５で更に示されているように、複合材シヤタイ５１２は、外板５０４、ティアストラップ５１４、及びストリンガ５０２にスティッチされてよい。例えば、シヤタイスティッチ動作中に、第１のシヤタイフランジ５１６、外板５０４、ティアストラップ５１４、及び第１のストリンガフランジ５０８は、シヤタイスティッチ５１８を使用して共にスティッチされてよい。シヤタイスティッチ５１８は、第１のシヤタイフランジ５１６の全体の長さに沿って、又は第１のシヤタイフランジ５１６の一部分に沿って設けられてよい。シヤタイスティッチ５１８は、外板５０４、ティアストラップ５１４、及び第１のシヤタイフランジ５１６を、キャプチャすることができる。更に、ストリンガ５０２と複合材シヤタイ５１２の交差部分において、シヤタイスティッチ５１８は、外板５０４、ティアストラップ５１４、ストリンガベースチャージ５０６、第１のストリンガフランジ５０８、及び第１のシヤタイフランジ５１６を、キャプチャすることができる。
【００３８】
図６は、一実施例による、航空機の翼のリブを航空機の翼の外板６０２に連結するための別のアセンブリ６００の部分図を示している。例えば、アセンブリ６００は、図１の複数のリブ１１２のうちのリブを下側外板１０６や上側外板１０８と連結するために使用されてよい。図６で示されているように、図２のアセンブリ２００のように、アセンブリ６００は、不連続ベースチャージ６０４、複合材シヤタイ６０６、ストリンガベースチャージ６０８、及びストリンガ６１０を含む。更に、複合材シヤタイ６０６は、シヤタイウェブ６１６、シヤタイウェブ６１６の第１の側から延在する第１のシヤタイフランジ６１８、及びシヤタイウェブ６１６の第２の側から延在する第２のシヤタイフランジ６２０を含む。また更に、ストリンガ６１０は、第１のストリンガフランジ６３０を含む。
【００３９】
しかし、複合材シヤタイ６０６は、２つの様態で、図２の複合材シヤタイ２０６と異なっている。先ず、複合材シヤタイ２０６は、第１のシヤタイタブ２２２と第２のシヤタイタブ２３８を含むが、一方で、複合材シヤタイ６０６は、シヤタイタブを全く含まない。次に、第１のシヤタイフランジ２１８と第２のシヤタイフランジ２２０は、第１のストリンガフランジ２３０と第１のセクション２１２の両方にスティッチされ、それらと一体化されるように配置されているが、一方で、第１のシヤタイフランジ６１８と第２のシヤタイフランジ６２０は、不連続ベースチャージ６０４の第１のセクション６１２にスティッチされるように配置されているが、ストリンガ６１０の第１のストリンガフランジ６３０にはスティッチされない。
【００４０】
図７は、図６のアセンブリ６００の断面図を示している。図７で示されているように、リブ７００は、複合材シヤタイ６０６に固定されてよい。複合材シヤタイ６０６は、ストリンガ６１０と第２のストリンガ７１０の間に位置決めされているが、複合材シヤタイ６０６は、ストリンガ６１０又は第２のストリンガ７１０の何れのストリンガフランジとも接触していない。
【００４１】
図８は、一実施例による、航空機の翼のリブを航空機の翼の外板８０２に連結するための別のアセンブリ８００の部分図を示している。例えば、アセンブリ８００は、図１の複数のリブ１１２のうちのリブを下側外板１０６や上側外板１０８と連結するために使用されてよい。図８で示されているように、図３のアセンブリ３００のように、アセンブリ８００は、連続的ティアストラップ８０４、複合材シヤタイ８０６、ストリンガベースチャージ８０８、及びストリンガ８１０を含む。更に、複合材シヤタイ８０６は、シヤタイウェブ８１６、シヤタイウェブ８１６の第１の側から延在する第１のシヤタイフランジ８１８、及びシヤタイウェブ８１６の第２の側から延在する第２のシヤタイフランジ８２０を含む。また更に、ストリンガ８１０は、第１のストリンガフランジ８３０を含む。
【００４２】
しかし、複合材シヤタイ８０６は、２つの様態で、図３の複合材シヤタイ３０６と異なっている。先ず、複合材シヤタイ３０６は、第１のシヤタイタブ３２２と第２のシヤタイタブ３３８を含むが、一方で、複合材シヤタイ８０６は、シヤタイタブを全く含まない。次に、第１のシヤタイフランジ３１８と第２のシヤタイフランジ３２０は、第１のストリンガフランジ３３０と連続的ティアスラップ３０４の両方にスティッチされ、それらと一体化されるように配置されているが、一方で、第１のシヤタイフランジ８１８と第２のシヤタイフランジ８２０は、連続的ティアストラップ８０４にスティッチされるように配置されているが、ストリンガ８１０の第１のストリンガフランジ８３０にはスティッチされない。
【００４３】
図９も、スティッチ技法を示している。図９で示されるように、複合材シヤタイ９０２は、シヤタイウェブ９１０、第１のシヤタイフランジ９１２、及び第２のシヤタイフランジ９１４の間の分岐点において形成された、ヒレ（fillet）領域９０８を包むヒレスティッチ９０６を使用して、外板９０４にスティッチされてよい。ヒレスティッチ９０６は、任意のヒレ層間剥離が、シヤタイウェブ９１０、第１のシヤタイフランジ９１２、及び第２のシヤタイフランジ９１４の中に、広がることを防止することができる。
【００４４】
図９で更に示されているように、複合材シヤタイ９０２は、第１のシヤタイフランジ９１２の長さに沿って設けられたフランジスティッチ９１６を使用して、外板９０４にスティッチされてよい。フランジスティッチ９１６は、フランジ内部スティッチ９１８を含む。それは、第１のシヤタイフランジ９１２内の損傷が、成長し、第１のシヤタイフランジ９１２を外板９０４から分離させることを防止することができる。フランジスティッチ９１６は、フランジ縁部スティッチ９２０も含む。第１のシヤタイフランジ９１２は、第１の方向に傾斜する傾斜した外側縁部９２２を含み、フランジ縁部スティッチ９２０は、第１の方向に傾斜する。フランジ縁部スティッチ９２０は、外板９０４の別のエリア内で生じた損傷が、複合材シヤタイ９０２と外板９０４との間の界面を弱くすることを防止する助けとなり得る。
【００４５】
図９のスティッチ技法は、シヤタイ半径に直接隣接する支持も提供し、構造の能力を高める。一方、直交する界面で外板にボルト留めされた内部フランジを有する、別個の複合材リブが製作されたときに、ボルトはシヤタイ半径から更に離れるように押され、シヤタイ半径の応力が増加し、構造の能力が低減される。内部フランジは、そのような複合材リブの重量が極端に高くなることをもたらし得る。したがって、例えば、図９のスティッチ技法は、重量で優位な複合材アセンブリを容易にする。
【００４６】
図１０は、一実施例による、２つの異なるフランジ縁部構成を示している。より具体的には、図１０が、複合材シヤタイのシヤタイフランジ又はストリンガのストリンガフランジ向けに使用され得る、第１のフランジ縁部構成１０００と第２のフランジ縁部構成１００２を描いている。
【００４７】
図１０で示されているように、第１のフランジ縁部構成１０００は、第１のフランジ１００４の最上端のプライの下のプライの縁部をカバーする、重なり縁部１００６を有する第１のフランジ１００４を含んでよい。例えば、第１のフランジ１００４は、ストリンガフランジであってよく、重なり縁部１００６は、１以上のストリンガフランジプライの端部と１以上のストリンガベースチャージプライの端部をカバーしてよい。代替的に、第１のフランジ１００４は、シヤタイフランジであってよく、重なり縁部１００６は、１以上のシヤタイフランジプライの端部と１以上のティアストラッププライの端部をカバーしてよい。
【００４８】
図１０で更に示されているように、第２のフランジ縁部構成１００２は、第２のフランジ１００８を含む。しかし、第１のフランジ１００４とは異なり、第２のフランジ１００８は、重なり縁部１００６を含まない。代わりに、第２のフランジ１００８は、ネット成形され（net molded）てよく、第２のフランジ１００８の１以上のプライの端部は、樹脂でカバーされている。第２のフランジ縁部構成１００２は、第１のフランジ縁部構成よりも製造することが容易であり得る。したがって、航空機の翼の高電磁脅威レベルエリア内では、第２のフランジ縁部構成１００２よりもむしろ、第１のフランジ縁部構成１０００が適用されることが有益であろう。
【００４９】
図１１は、一実施例による、方法１１００のフローチャートを示している。図１１で示されている方法１１００は、例えば、図１の航空機の翼１００などの、本明細書で説明される航空機の翼のうちの何れかを組み立てるために実行され得る、方法の一実施形態を提示する。方法１１００は、１以上のオペレータ及び／又は１以上のロボットデバイスによって実行されてよい。
【００５０】
方法１１００は、ブロック１１０２〜１１０８のうちの１以上によって示される、１以上の動作、機能、又はアクションを含んでよい。これらのブロックは順番に示されているが、これらのブロックは、並行して実行してもよく、及び／又は本明細書で記載の順序とは異なる順序で実行してもよい。更に、様々なブロックを組み合わせてブロックの数を減らしたり、分割してブロックを追加したり、所望の実装に基づいて取り除いたりしてもよい。
【００５１】
最初に、ブロック１１０２では、方法１１００が、共硬化プロセス中に、ストリンガベースチャージを航空機の翼の外板と一体化することを含む。外板は、航空機の翼の上側外板又は下側外板であってよい。ブロック１１０４では、方法１１００が、共硬化プロセス中に、ストリンガをストリンガベースチャージと一体化することを含む。ストリンガは、ストリンガウェブ、ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ、及びストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジを含む。ブロック１１０６では、方法１１００が、共硬化プロセス中に、複合材シヤタイの第１のシヤタイフランジを第１のストリンガフランジと一体化することを含む。上述の説明に鑑みて、共硬化プロセスは、第１のシヤタイ、ストリンガ、及びストリンガベースチャージを、外板にスティッチするか又はさもなければ接着すること、外板、ストリンガベースチャージ、ストリンガ、及びシヤタイを、組み立てられた状態でオーブン内に置くこと、並びに、外板、ストリンガベースチャージ、ストリンガ、及び複合材シヤタイを、オーブン内で共に硬化させることを含んでよい。
【００５２】
ブロック１１０８では、方法１１００が、共硬化プロセスの後で、リブを複合材シヤタイのシヤタイウェブに固定することを含む。ブロック１１０８で固定することは、シヤタイウェブ内の孔及びリブ内の孔を通してファスナを挿入することを含んでよい。ブロック１１０８で固定することは、可動ベース及びロボットアームを有する、ロボットデバイスによって実行されてよい。
【００５３】
図１２は、一実施例による、図１１の方法１１００と併せて実行され得る更なる動作を示している。図１２のブロック１１１０及び１１１２は、図１１のブロック１１０８の前に実行されてよい。
【００５４】
ブロック１１１０では、図１２が、共硬化プロセス中に、連続的ティアストラップ又は不連続なベースチャージを外板と一体化することを含む。連続的ティアストラップが外板に一体化される場合、ストリンガベースチャージが、連続的ティアストラップに重なってよい。代替的に、不連続ベースチャージが外板に一体化される場合、不連続ベースチャージは、ストリンガベースチャージによって分離される、第１のセクションと第２のセクションを含んでよい。
【００５５】
ブロック１１１２では、図１２が、共硬化プロセス中に、複合材シヤタイの第１のシヤタイフランジと複合材シヤタイの第２のシヤタイフランジを、ティアストラップと一体化することを含む。
【００５６】
図１１及び図１２を参照しながら説明されたように、方法１１００は、ストリンガウェブのプライを共にスティッチすることを含んでよい。更に、方法１１００は、シヤタイウェブのプライを共にスティッチすることを含んでよい。更に、方法１１００は、外板と、ストリンガベースチャージを有するストリンガと、複合材シヤタイと、連続的ティアストラップ又は不連続ベースチャージとを、アセンブリツール内に位置決めすることを含んでよい。アセンブリツールは、構成要素を共にスティッチすることを容易にするように、構成要素を互いに対して適所に保持することができる。
【００５７】
更に、方法１１００は、第１のストリンガフランジ、ストリンガベースチャージ、及び外板を、共にスティッチすることと、第１のシヤタイフランジ、連続的ティアストラップ又は不連続ベースチャージ、及び外板を、共にスティッチすることとを含んでよい。ストリンガと複合材シヤタイの交差部分では、第１のシヤタイフランジ、第１のストリンガフランジ、ストリンガベースチャージ、連続的ティアストラップ又は不連続ベースチャージ、及び外板が、共にスティッチされてよい。ストリンガは、ストリンガ及びストリンガベースチャージをアセンブリツール内に位置決めする前に、ストリンガベースチャージにスティッチされてよい。
【００５８】
更に、方法１１００は、外板、ストリンガ、ストリンガベースチャージ、複合材シヤタイ、及び連続的ティアストラップ又は不連続ベースチャージを、オーブン内で共硬化させることを含んでよい。前桁と後桁も、構成要素と共硬化されてよい。
更に、本発明は以下の条項による実施形態を含む。
条項１.
航空機の翼のリブを前記航空機の翼の外板に連結するためのアセンブリ（２００、３００、６００、８００）であって、
複合材シヤタイ（２０６、３０６、４０４、４１６、５１２、６０６、８０６、９０２）であって、シヤタイウェブ（２１６、６１６、８１６、９１０）、前記シヤタイウェブの第１の側から延在する第１のシヤタイフランジ（２１８、３１８、４０８、４２０、５１６、６１８、８１８、９１２）、前記シヤタイウェブの第２の側から延在する第２のシヤタイフランジ（２２０、３２０、６２０、８２０、９１４）、及び前記シヤタイウェブの前記第１の側の端部から延在する第１のシヤタイタブ（２２２、３２２、４１２、４２４）を有する、複合材シヤタイ（２０６、３０６、４０４、４１６、５１２、６０６、８０６、９０２）、
前記外板（１０６、１０８、２０２、３０２、５０４、６０２、８０２、９０４）にスティッチされ、前記外板と一体化された、ストリンガベースチャージ（３０８、５０６、６０８、８０８）、並びに
前記ストリンガベースチャージに重なるストリンガ（１１０、２１０、３１０、４０６、４１８、５０２、６１０、８１０）であって、ストリンガウェブ（２２８、４１４、４２６）、前記ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ（２３０、３３０、４１０、４２２、５０８、６２０、８３０）、及び前記ストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジ（２３２）を備えた、ストリンガを備え、
前記第１のシヤタイフランジが、前記第１のストリンガフランジにスティッチされ、前記第１のストリンガフランジと一体化されている、アセンブリ。
条項２．
前記第１のシヤタイタブが、前記ストリンガウェブの前記第１の側にスティッチされ、前記ストリンガウェブの前記第１の側と一体化されている、条項１に記載のアセンブリ。
条項３．
前記第１のシヤタイタブが、前記第１のストリンガフランジにスティッチされ、前記第１のストリンガフランジと一体化されている、条項１又は２に記載のアセンブリ。
条項４．
前記第１のシヤタイタブが、複数のシヤタイタブプライ（４３０）を備え、前記第１のシヤタイフランジが、前記第１のストリンガフランジにスティッチされ且つ前記１のストリンガフランジと一体化された、複数のシヤタイフランジプライ（４２８）を備え、且つ、前記複数のシヤタイタブプライが、前記第１のシヤタイフランジの前記複数のシヤタイフランジプライにインターウィーブされている、条項１から３のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項５．
前記外板にスティッチされ、前記外板と一体化された、ティアストラップ（３０４、５１４、８０４）を更に備え、前記第１のシヤタイフランジと前記第２のシヤタイフランジが、前記ティアストラップにスティッチされ、前記ティアストラップと一体化されている、条項１から４のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項６．
前記ティアストラップが、連続的ティアストラップ（３０４、８０４）であり、前記ストリンガベースチャージが、前記連続的ティアストラップに重なっている、条項５に記載のアセンブリ。
条項７．
前記外板が、水平飛行中に引張状態にある下側外板（１０６）である、条項１から６のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項８．
共硬化プロセス中に、前記ティアストラップと前記ストリンガベースチャージが、前記外板と一体化され、前記第１のシヤタイフランジが、前記第１のストリンガフランジと一体化されている、条項５から７のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項９．
前記外板にスティッチされ、前記外板と一体化された、不連続ベースチャージ（２０４、６０４）を更に備え、前記不連続ベースチャージが、前記ストリンガベースチャージによって分離された、第１のセクションと第２のセクションを有する、条項１から８のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項１０．
前記外板が、水平飛行中に圧縮状態にある上側外板（１０８）である、条項１から９のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項１１．
前記シヤタイウェブが、複数のシヤタイウェブプライ（２２４）を備え、前記シヤタイウェブが、前記複数のシヤタイウェブプライを共に保持する、前記シヤタイウェブの長さに沿って設けられた厚さ方向に貫通するスティッチ（２２６）を含む、条項１から１０のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項１２．
前記複合材シヤタイの長手軸（Ａ１）が、前記ストリンガの長手軸（Ａ２）に対して斜めである、条項１から１１のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項１３．
前記複合材シヤタイが、ヒレスティッチ（９０６）を使用して前記外板にスティッチされ、前記ヒレスティッチが、前記シヤタイウェブ、前記第１のシヤタイフランジ、及び前記第２のシヤタイフランジの間の分岐点で形成されたヒレ領域（９０８）を包んでいる、条項１から１２のいずれか一項に記載のアセンブリ。
条項１４．
前記複合材シヤタイが、フランジスティッチ（９１６）を使用して前記外板にスティッチされ、前記フランジスティッチが、前記第１のシヤタイフランジの長さに沿って設けられた少なくとも１つのフランジスティッチ（９１８、９２０）を含む、条項１３に記載のアセンブリ。
条項１５．
前記少なくとも１つのフランジスティッチが、フランジ内部スティッチ（９１８）とフランジ縁部スティッチ（９２０）を含み、前記第１のシヤタイフランジが、第１の方向に傾斜する傾斜した外側縁部（９２２）を備え、前記フランジ縁部スティッチが、第１の方向に傾斜している、条項１４に記載のアセンブリ。
条項１６．
航空機の翼（１００）であって、
外板（１０６、１０８、２０２、３０２、５０４、６０２、８０２、９０４）、
複合材シヤタイ（２０６、３０６、４０４、４１６、５１２、６０６、８０６、９０２）であって、シヤタイウェブ（２１６、６１６、８１６、９１０）、前記シヤタイウェブの第１の側から延在する第１のシヤタイフランジ（２１８、３１８、４０８、４２０、５１６、６１８、８１８、９１２）、前記シヤタイウェブの第２の側から延在する第２のシヤタイフランジ（２２０、３２０、６２０、８２０、９１４）、及び前記シヤタイウェブの前記第１の側の端部から延在する第１のシヤタイタブ（２２２、３２２、４１２、４２４）を有する、複合材シヤタイ（２０６、３０６、４０４、４１６、５１２、６０６、８０６、９０２）、
前記外板にスティッチされ、前記外板と一体化された、ストリンガベースチャージ（３０８、５０６、６０８、８０８）、並びに
前記ストリンガベースチャージに重なるストリンガ（１１０、２１０、３１０、４０６、４１８、５０２、６１０、８１０）であって、ストリンガウェブ（２２８、４１４、４２６）、前記ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ（２３０、３３０、４１０、４２２、５０８、６２０、８３０）、及び前記ストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジ（２３２）を備えた、ストリンガを備え、
前記第１のシヤタイフランジが、前記第１のストリンガフランジにスティッチされ、前記第１のストリンガフランジと一体化されている、航空機の翼。
条項１７．
前記第１のシヤタイタブが、前記ストリンガウェブの前記第１の側にスティッチされ、前記ストリンガウェブの前記第１の側と一体化されている、条項１６に記載の航空機の翼。
条項１８．
前記第１のシヤタイタブが、前記第１のストリンガフランジにスティッチされ、前記第１のストリンガフランジと一体化されている、条項１６又は１７に記載の航空機の翼。
条項１９．
航空機の翼を製作し組み立てる方法（１１００）であって、
共硬化プロセス中に、ストリンガベースチャージを前記航空機の翼の外板と一体化すること（１１０２）、
前記共硬化プロセス中に、ストリンガを前記ストリンガベースチャージと一体化すること（１１０４）であって、前記ストリンガが、ストリンガウェブ、前記ストリンガウェブの第１の側から延在する第１のストリンガフランジ、及び前記ストリンガウェブの第２の側から延在する第２のストリンガフランジを備える、ストリンガを前記ストリンガベースチャージと一体化すること、
前記共硬化プロセス中に、複合材シヤタイの第１のシヤタイフランジを前記第１のストリンガフランジと一体化すること（１１０６）、並びに
前記共硬化プロセスの後で、複合材リブを前記複合材シヤタイのシヤタイウェブに固定すること（１１０８）を含む、方法。
条項２０．
前記共硬化プロセス中に、連続的ティアストラップ又は不連続ベースチャージを前記外板と一体化すること（１１１０）、及び
前記共硬化プロセス中に、前記複合材シヤタイの前記第１のシヤタイフランジと前記複合材シヤタイの第２のシヤタイフランジを、前記連続的ティアストラップ又は前記不連続ベースチャージと一体化すること（１１１２）を更に含む、条項１９に記載の方法。
【００５９】
種々の有利な構成の説明は、例示及び説明を目的として提示されており、完全であること、又は開示された形態の実施例に限定されることを意図するものではない。前述の開示を検討し理解した後で、当業者には、多くの修正例及び変形例が明らかであろう。更に、種々実施例は、他の実施例と比較して種々の利点を提供し得る。選択された１以上の実施例は、実施例の原理と実際的な用途を最もよく説明するため、及び、様々な実施例の開示内容と、検討される特定の用途に適した様々な修正例とを当業者が理解できるようにするために、選択及び記述されている。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【外国語明細書】
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