(57)【要約】  柱状構造は、概ね中空の積層コア（３４）と、外側複合外板（４２）と、スリーブ状強化材（３６）とを含む。例えば金属又はセラミックからなる強化材（３６）は、積層コア（３４）を取り囲み、且つコアと外側外板（４２）との間に挟まれて、柱状構造にかかる圧縮荷重に反応する。【選択図】なし
2015504789.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
概ね管状の、繊維強化樹脂のコアと、
前記樹脂の圧縮強さより大きな圧縮強さを有する、前記コアの周囲のスリーブ状強化材と
を備える支柱。
【請求項２】
前記スリーブ状強化材は金属である、請求項１に記載の前記支柱。
【請求項３】
前記スリーブ状強化材は波形を有する、請求項１又は２に記載の前記支柱。
【請求項４】
前記スリーブ状強化材は、前記コアの長手方向に延びる継ぎ目に沿って互いにアセンブルされた第１及び第２の半分体を含んでいる、請求項２又は３に記載の前記支柱。
【請求項５】
前記継ぎ目は、前記管状本体の座屈強さをほぼ最適化する前記コア周囲の位置に位置している、請求項４に記載の前記支柱。
【請求項６】
前記支柱を構造に取り付けるように適合された、ほぼ第１の平面内に位置する一対の取付けピンを含む、間隔を空けて配置された一対の端部結合金具をさらに備えており、
前記継ぎ目の少なくとも一つが、前記第１の平面に概ね直交する第２の平面内にほぼ位置している、
請求項４又は５に記載の前記支柱。
【請求項７】
前記スリーブ状強化材はセラミックである、請求項１に記載の前記支柱。
【請求項８】
前記スリーブ状強化材はチタンであり、その内面に長手方向に隆起したストリップを有しており、
前記繊維強化樹脂のコアは炭素繊維強化プラスチックである、
請求項１から７のいずれか一項に記載の前記支柱。
【請求項９】
前記スリーブ状強化材は第１及び第２の半分体を含み、前記半分体それぞれの内面には前記コアと接触する隆起部が設けられている、請求項１から７のいずれか一項に記載の前記支柱。
【請求項１０】
前記スリーブ状強化材を覆う外側外板をさらに備えており、
前記スリーブ状強化材は前記コアと前記外側外板とに共結合されている、
請求項９に記載の前記支柱。
【請求項１１】
支柱の作製方法であって、
複合材積層コアを製作することと、
スリーブ状強化材を製作することと、
前記コアの上に前記強化材をアセンブルすることと、
前記スリーブ状強化材の上に外側外板を製作することと
を含む方法。
【請求項１２】
前記スリーブ状強化材を前記コアと前記外側外板とに共結合すること
をさらに含む、請求項１１に記載の前記方法。
【請求項１３】
前記スリーブ状強化材を製作することは、部材の内面にコルゲーションを形成することを含み、
前記複合材積層コアを製作することは、繊維強化樹脂からなるプライをレイアップすることを含み、
前記コアの上に前記スリーブ状強化材をアセンブルすることは、前記コアの前記レイアップされたプライに接する前記コルゲーションを有する前記コアの上に前記部材を配置することを含む、
請求項１１又は１２に記載の前記方法。
【請求項１４】
前記コアを圧密化し、硬化させることと、
前記金属部材の上の前記コルゲーションを使用して、前記圧密化の間に前記プライの皺発生を制御すること
をさらに含む、請求項１３に記載の前記方法。
【請求項１５】
前記コアの上に前記スリーブ状強化材をアセンブルすることは、第１及び第２の半分体を製作することと、前記半分体を前記コアの上に置き、前記半分体の間の継ぎ目を前記コアの長手方向に配向することとを含む、請求項１１に記載の前記方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概ね柱状複合材構造に関し、具体的には、軸方向圧縮荷重に対する耐性を向上させるために内部補強されたハイブリッド管状複合材支柱を取り上げる。
【背景技術】
【０００２】
複合材から形成される柱状構造は、好ましい比強度を有しているために、様々な用途に使用される。例えば、管状複合材支柱は、航空宇宙産業において、支柱の長手軸に沿ったいずれかの方向に荷重を伝え、それにより支柱を圧縮状態又は伸長状態におくるための支持材又はブレースとして使用される。支柱端部の結合金具により、構造に対する支柱の取付点に強度が追加される。
【０００３】
上述の管状支柱は、繊維強化樹脂積層板から製作することができる。このような積層板は、圧縮状態に置かれているときより伸長状態に置かれているときに大きな荷重担持能力を呈する。これは、樹脂の圧縮強さが一般にその引張強さより小さいためである。その結果として、性能仕様を満たすために、支柱を過度に大きくすることにより特定のレベルの圧縮荷重を担持させることが必要となりうる。しかしながら、支柱を過度に大きくすることにより、コストが上昇する、並びに／或いは支柱を取り付けるビークル又は他の構造にかかる望ましくない重量が増加する。
【０００４】
したがって、圧縮荷重の担持能の向上を呈する柱状複合材構造が必要とされている。また、構造にかかる重量を殆ど又は全く増加させない、圧縮荷重担持能が向上した柱状構造を作製するための費用効率の高い方法が必要とされている。
【発明の概要】
【０００５】
開示される実施形態により、軸方向の圧縮荷重に対する耐性の向上を呈すると同時に構造にかかる重量を殆ど又は全く増加させない、管状支柱のような柱状複合材構造が提供される。圧縮荷重容量の向上は、支柱のコアを形成する積層プライの周りにスリーブ状の強化材を組み込むことにより達成される。このような強化材により、管状複合材支柱及び同様の柱状構造を、圧縮荷重及び引張荷重の両方の担持仕様を満たす「ちょうどよい大きさ」に設計することができると同時に、支柱の重量を最小化することができる。
【０００６】
開示される一実施形態によれば、概ね中空の積層コアと、外側複合外板と、強化材とを含む柱状構造が提供される。強化材は、積層コアを取り囲み、積層コアと外側外板との間に挟まれて、柱状構造にかかる圧縮荷重に反応する。積層コアはほぼ管状であり、強化材は、積層コアの周囲にほぼ完全に延びる材料層を含む。この材料層は、限定しないが、チタン、事前硬化させた繊維強化複合材、又はセラミックといった金属の一つとすることができ、積層コアは炭素繊維強化プラスチックのような繊維強化樹脂とすることができる。強化材は、積層コアの軸に平行な方向に継ぎ合わされた第１及び第２の半分体を含むことができる。一実施形態では、強化材はその内壁にコルゲーションを含み、このコルゲーションは、積層板の圧密化及び硬化の間にコアの下に位置する積層プライの皺発生を制御することができる。
【０００７】
別の実施形態によれば、支柱は、概ね管状で、繊維強化された樹脂のコアと、コア周囲の、樹脂の圧縮強さより大きな圧縮強さを有するスリーブ状強化材とを含む。スリーブ状強化材は、コルゲートメタルとすることができ、管状コアの長手方向に延びる継ぎ目に沿ってアセンブルされる第１及び第２の半分体を含むことができる。支柱は、支柱を構造に取り付けるための一対の取付けピンを含む、間隔を空けて配置された一対の端部結合金具をさらに含みうる。ピンはほぼ、第１の平面内にあり、継ぎ目はほぼ、第１の平面に概ね直交する第２の平面内にある。一変形例では、スリーブ状強化材はセラミックである。別の変形例では、スリーブ状強化材はチタンであり、繊維強化樹脂のコアは炭素繊維強化プラスチックである。スリーブ状強化材はコアと外側外板に共結合される。
【０００８】
また別の実施形態によれば、支柱の作製方法が提供される。この方法は、複合材積層コアを製作することと、スリーブ状強化材を製作することと、コアの上に強化材をアセンブルすることと、スリーブ状強化材の上に外側外板を製作することとを含む。方法は、スリーブ状強化材をコアと外側外板とに共結合することをさらに含むことができる。スリーブ状強化材を製作することは、金属部材の内面にコルゲーションを形成することを含みうる。複合材積層コアを製作することは、繊維強化樹脂のプライをレイアップすることを含み、コアの上にスリーブ状強化材をアセンブルすることは、コアのレイアップされたプライに接するコルゲーションを有するコアの上に金属部材を配置することを含む。方法は、コアを圧密化し、硬化させることと、金属部材上にコルゲーションを用いることにより圧密化の間にプライの皺発生を制御することとをさらに含むことができる。
【０００９】
本発明のさらなる態様によれば、柱状構造が提供される。この柱状構造は、概ね中空の積層コアと、外側複合外板と、積層コアと外側複合外板との間に挟まれて積層コアを取り囲み、少なくとも柱状構造にかかる圧縮荷重に反応する強化材とを含む。有利には、積層コアはほぼ管状であり、強化材は、積層コアの周囲にほぼ完全に延びるスリーブ状材料層を含む。有利には、材料層は金属及びセラミックのうちの一方であり、積層コアは繊維強化樹脂である。有利には、材料層はチタンであり、積層コアは炭素繊維強化プラスチックである。有利には、強化材は、ほぼ積層コアの長手軸に沿って継ぎ合わされた第１及び第２の半分体を有する金属である。有利には、強化材は、コアに接触するコルゲーションを有するスリーブ状の材料層であって、コアの長手方向に延びる材料層を含む。
【００１０】
本発明のさらなる態様によれば、支柱が提供される。この支柱は、ほぼ管状の、繊維強化された樹脂のコアと、コア周囲の、樹脂の圧縮強さより大きな圧縮強さを有するスリーブ状強化材とを含む。有利には、スリーブ状強化材は金属である。有利には、スリーブ状強化材は波形を有している。有利には、スリーブ状強化材は、コアの長手方向に延びる継ぎ目に沿ってアセンブルされる第１及び第２の半分体を含むことができる。有利には、継ぎ目は、管状本体の座屈強さをほぼ最適化するコア周囲の複数の位置に配置される。有利には、支柱は、間隔を空けて配置された一対の端部結合金具であって、ほぼ第１の平面内にあって支柱を構造に取り付けるための一対の取付けピンを含む一対の結合金具をさらに含むことができ、継ぎ目の少なくとも一つはほぼ、第１の平面に概ね直交する第２の平面内にある。有利には、スリーブ状強化材はセラミックである。有利には、スリーブ状強化材は、チタンであり、内面に長手方向に隆起するストリップを有しており、繊維強化樹脂のコアは炭素繊維強化プラスチックである。有利には、スリーブ状強化材は第１及び第２の半分体を含み、これら半分体それぞれの内面には、コアと接触する隆起部が設けられる。有利には、支柱は、スリーブ状強化材を覆う外側外板をさらに含み、このスリーブ状強化材はコアと外側外板とに共結合される。
【００１１】
本発明のさらなる態様によれば、支柱の作製方法が提供される。この方法は、複合材積層コアを製作することと、スリーブ状強化材を製作することと、コアの上に強化材をアセンブルすることと、スリーブ状強化材の上に外側外板を製作することとを含む。有利には、方法は、スリーブ状強化材をコアと外側外板とに共結合することをさらに含む。有利には、スリーブ状強化材を製作するステップは、部材の内面にコルゲーションを形成することを含み、複合材積層コアを製作することは、繊維強化樹脂のプライをレイアップすることを含み、コアの上にスリーブ状強化材をアセンブルすることは、コアのレイアップされたプライに接するコルゲーションを有するコアの上に部材を配置することを含む。有利には、コアを圧密化し、硬化させることと、金属部材上にコルゲーションを用いることにより圧密化の間にプライの皺発生を制御することとをさらに含むことができる。有利には、プライはマンドレル上でレイアップされ、方法は硬化及び圧密化の実行後にコアを取り除くことをさらに含む。有利には、スリーブ状強化材を製作するステップは、第１及び第２の半分体を製作することを含む。有利には、コアの上にスリーブ状強化材をアセンブルするステップは、コアの上に半分体を配置することと、半分体の間の継ぎ目をコアの長手方向に配向することとを含む。有利には、方法は、スリーブ状強化材を用いて、コアの圧密化及び硬化の間に、コアの皺発生を制御することをさらに含む。
【００１２】
上述のフィーチャ、機能、及び利点は、本発明の種々の実施形態において単独で達成することができるか、又は他の実施形態において組み合わせることができ、これらの実施形態のさらなる詳細は、後述の説明及び貼付図面を参照して見ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
新規のフィーチャと考えられる例示的実施形態の特徴は、特許請求の範囲に明記される。しかしながら、例示的実施形態と、好ましい使用モード、さらなる目的、及びその説明は、添付図面を参照して本発明の例示的一実施形態に関する後述の詳細な説明を読むことにより最もよく理解されるであろう。
【００１４】
【図１】開示される一実施形態による、軸方向圧縮荷重に対する耐性の向上を呈するハイブリッド管状複合材支柱の斜視図である。
【図２】図１の線２−２に沿った断面図である。
【図３】製作の中間段階にある図１の支柱の斜視図であり、積層コアに強化材の二つの半分体が装着されているところである。
【図４】図３と同様の図であるが、この図では強化材の二つの半分体の装着が完了している。
【図５】図４と同様の図であるが、この図はコルゲーションを有する強化材の代替的実施形態を示している。
【図６】図５の６−６として示すエリアにおける、波形の強化材の斜視図である。
【図７】図２に図７と示したエリアの図であり、強化材の波形形態の使用を示している。
【図８】強化材の別の形態の断面図である。
【図９】本発明の実施形態によるハイブリッド柱状複合構造の製作方法のフロー図である。
【図１０】航空機の製造及び保守方法を示すフロー図である。
【図１１】航空機のブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
まず図１を参照する。図１に細長い支柱２０として示される柱状複合材構造は、概ね円筒形の管状本体２２と、支柱２０を構造（図示しない）に取り付けるための一対の端部結合金具２４とを含む。支柱２０は、管状本体２２の長手軸２５に沿って圧縮荷重を伝えるように機能することができ、且つ管状本体２２を伸長状態におく荷重を伝えることができる。端部結合金具２４の各々は、アルミニウム又はチタンといった金属、或いは複合材又は他の適切な材料から作製することができる。端部結合金具２４は、鋳造、機械加工、又は他の一般的製造技術により製作することができる。端部結合金具２４が複合材料から形成される応用分野においては、結合金具は金属製インサート及び／又は金属製ブッシュ（図示しない）を含むことができる。
【００１６】
端部結合金具２４の各々は、中央部開口２８を有するクレビス２６を含み、中央部開口２８は、軸３２に沿って位置合わせされて、支柱２０を構造に取り付けるためのクレビスピン３０を受ける。クレビスピン３０の軸３２は、ほぼ同じ平面３５内にある。クレビス２６とクレビスピン３０とは、支柱２０と、支柱が取付られる構造体との間に枢動可能な接続を形成する。支柱２０は、例えば限定されないが、航空機エンジン（図示しない）と機体（図示しない）との間のブレースとして採用される。支柱２０に意図される用途に応じて、他の様々な種類の端部結合金具２４のうちのいずれもが可能である。また、先述のように、支柱２０は、支柱２０の長手軸２５に沿って二軸に軸方向荷重を伝えるように機能することができるので、長手軸２５に沿って支柱２０を、伸長状態又は圧縮状態に、或いはそれら両方の状態に交互に、おくことができる。いくつかの応用分野では、支柱２０は限定されたねじり荷重も受けうる。図示の実施例では、管状本体２２の断面形状は、ほぼ円形で、その長さに沿って一定である。しかしながら、限定しないが、四角形、三角形、六角形、又は五角形といった他の断面形状も可能である。また、管状本体２２は、その長さに沿って一又は複数のテーパを有してもよい。
【００１７】
図２に示すように、管状本体２２は概ね、円筒形コア３４と外側外板３８との間に挟まれた、ほぼ円筒形のスリーブ状強化材３６からなっている。スリーブ状強化材３６は、管状本体２２の圧縮強さを増大させる。コア３４は、適切な繊維強化樹脂からなる複数のプライ４８（図７）を含んでおり、このような繊維強化樹脂は、例えば、限定しないが、除去可能なマンドレル（図示しない）の上に、手作業により、又は従来の自動レイアップ技術によりレイアップ可能な炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）である。外側外板３８は、スリーブ状強化材３６を覆う保護カバーを形成し、繊維強化樹脂からなる複数の積層プライを含むこともできる。外側外板３８のプライはまた、スリーブ状強化材３６を所定の位置に保持し、圧縮負荷に対する強化材３６の耐性を向上させることができる。
【００１８】
一実施形態では、スリーブ状強化材３６は円筒形状であり、半円形の第１及び第２の強化材半分体３６ａ、３６ｂとして形成された材料層４２であって、管状本体２２のほぼ全長にわたる材料層４２を含むことができる。他の実施形態では、材料層４２は、単一部材からなっても、三つ以上の部材からなってもよい。層４２は、金属箔又はセラミックといった、所望の圧縮強さを呈する適切な材料からなっていてよく、コア３４を形成する材料と適合性である。例えば、コア３４がＣＦＲＰから形成される場合、強化材３６を形成する材料層４２はチタンを含みうる。層４２はまた、一方向性の強化繊維を包含する、事前硬化させた樹脂を含むことができ、このような樹脂には、例えば、限定されないが、支柱２０にかかる軸方向圧縮荷重に耐性の鋼繊維が含まれる。支柱２０の全体的な圧縮強さを増大させるために、スリーブ状強化材３６の圧縮強さはコア３４を形成する樹脂の圧縮強さより大きい。
【００１９】
二部材式の強化材３６を採用した図示の実施例では、半分体３６ａ、３６ｂは予備成形された後コア３４の周囲にアセンブルされ、これにより直径方向に対向し合う接合線又は継ぎ目４４が形成される。強化材の半分体３６ａ、３６ｂは、継ぎ目４４に沿って機械加工により接合されていても、されていなくともよい。一実施形態では、図示しないが、二つの半分体３６ａ、３６ｂが継ぎ目４４に沿って互いに重複することにより、その下に位置するコア３４がコア３４の圧密化及び硬化の間に縮むとき、半分体３６ａ、３６ｂは互いに対して滑動し、わずかにつぶれることが可能である。材料層４２の厚み「Ｉ」は、支柱２０に加わることが望ましい圧縮強さの量に応じて、応用分野によって変動する。図示の実施例には単一の円筒形強化材３６が示されているが、支柱２０の管状本体２２には、複数の軸方向同心強化材３６（図示しない）を埋め込んでもよい。他の実施形態では、管状本体２２の外側円筒形状はほぼ一定のままで、強化材３６及び／又はコア３４は、管状本体２２の長さに沿って薄い断面部分から厚い断面部分に向かってテーパを有してもよい。
【００２０】
図３に示すように、支柱２０は、コア３４のプライ４８（図７）を、端部結合金具２４の上にレイアップすることによりアセンブルすることができるが、他の方法で端部結合金具２４をコア３４に取り付けることも可能である。スリーブ状強化材３６の二つの半分体３６ａ、３６ｂは、いずれかの適切なプロセスにより予備成形した後でコア３４の上にアセンブルすることができる。強化材３６の厚み「Ｉ」（図２）に応じて、強化材３６は、コア３４をマンドレルとして使用して、コア３４の上に材料４２からなる層を形成することにより成形することができる。図４は、コア３４の上にアセンブルされた二つの半分体３６ａ、３６ｂの図であり、先述のように、二つの半分体３６ａ、３６ｂの機械加工による接合線取付を表す継ぎ目４４の一つを示している。継ぎ目４４の円周上の位置は、管状本体２２の座屈強さを最適化するように選ぶことができる。例えば、図示の実施形態では、継ぎ目４４は、クレビスピン３０の平面３５にほぼ直交する平面３７（図１及び２）内又は同平面３７の近くに位置するような円周上の位置に位置している。このようにピン３０の軸に概ね垂直に継ぎ目４４を方向付けることにより、平面３５の近くの曲げモーメント、平面３５にほぼ平行な曲げモーメント、又は平面３５内部の曲げモーメントに対する強化材３６の耐性を向上させ、それにより支柱２０の座屈強さを増大させることができる。しかしながら、開示される実施形態により提供される利益は、継ぎ目４４が、支柱２０の座屈強さを最適化する円周上の位置に位置していない場合も実現されることに注目されたい。
【００２１】
図５は、支柱２０の代替的実施形態を示す。この支柱２０は、二部材式のスリーブ状円筒形強化材３６であって、コルゲーション４６を有する強化材３６を含んでいる。図６に示すように、コルゲーション４６は、円周上に間隔を空けて配置された、強化材３６の内面４５上に長手方向に延びるコルゲーション隆起部４６ａを含む。コルゲーション４６は、強化材３６を作製するための材料に適した様々なプロセスのいずれかにより形成することができる。図７に示すように、コルゲーション４６の隆起部４６ａは、コア３４の積層プライ４８中に延びて、同積層プライ４８に対して圧縮されている。支柱２０の圧密化及び硬化の間に、コアが縮んでコルゲーションの隆起部４６ａはコア３４に圧迫されて、コア３４のプライ４８の皺形成を制御するように働く。このような皺の制御は、圧密化／硬化の間に、コルゲーション隆起部４６ａが、プライ４８の、隆起部４６ａ周辺部を押し下げて伸ばすことにより、プライ４８の縮みが引っ張られる、及び／又は吸収されることで達成される。
【００２２】
圧密化プロセスの間に、下層のプライ４８の皺を制御するスリーブ状強化材３６の能力は、他の形態の強化材３６を用いて達成してもよい。例えば、図８に示すように、上述のように強化材３６を構成する材料層４２を波形にする代わりに、適切な技術により、材料層４２の内面４５に、長手方向に延び、間隔を空けて配置された、いずれかの適切な材料からなる隆起ストリップ４７を、材料層４２を所望の形状に成形する前又は後に、適用することができる。
【００２３】
図９は、先述の管状複合材支柱２０の製作方法の全ステップを示している。まず５０において、適切なマンドレル（図示しない）（例えば、膨張式又は切断式マンドレル）の上に複合プライ４８をレイアップすることにより、積層コア３０を製作する。次に５２において、一又は複数の材料層４２を、所望の断面形状を有する半分体３６ａ、３６ｂに予備成形することにより、又はコア３４をマンドレルとして使用してコア３４の上に材料を成形することにより、強化材３６を製作する。ステップ５４では、適切な接着剤をコア３４の上に適用したあと、５６においてコア３４の上に強化材３６をアセンブルする。強化材の半分体３６ａ、３６ｂの間の継ぎ目４４は、屈曲力に対する耐性を向上させるために、クレビスピン３０の軸３２の平面３５にほぼ直交する平面３７内にほぼ含まれるように、位置決めすることができる。しかしながら、継ぎ目４４は、端部結合金具２４の構造及び形状に応じて、他の地点に位置させてもよい。ステップ５８では、適切な接着剤を強化材３６の上に適用する。ステップ６０では、さらなる複合プライを強化材３６の上にレイアップすることにより、外側外板３８を強化材３６の上に適用する。ステップ６２では、支柱２０のデバルキング、圧密化、及び硬化を行うことにより、強化材３６をコア３４及び外側外板３８に共結合させる。最後に、ステップ６４において、コア３４をレイアップしたマンドレルを取り除く。
【００２４】
本発明の実施形態は、様々な応用分野に使用される可能性を有し、例えば航空宇宙、船舶、自動車の応用分野、及び自動レイアップ装備が使用される他の応用分野を含む特に輸送産業の分野に用途を見出すことができる。したがって、図１０及び１１に示すように、本発明の実施形態は、図１０に示す航空機の製造及び保守方法７０、及び図１１に示す航空機７２に関して使用することが可能である。開示される実施形態の航空機への応用例には、例えば、限定されないが、支柱、指示部材、接続ロッド、及び同様の柱状構造といった荷重伝達部材が含まれる。製造前の段階では、例示的な方法７０は、航空機７２の仕様及び設計７４と、材料調達７６とを含みうる。製造段階では、航空機７２のコンポーネント及びサブアセンブリの製造７８と、システムインテグレーション８０とが行われる。その後、航空機７２は認可及び納品８２を経て運航８４される。顧客により運航される間に、航空機７２は定期的な整備及び保守８６（改造、再構成、改修なども含みうる）を受ける。
【００２５】
方法７０のプロセスの各々は、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、限定しないが、任意の数の航空機製造者、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、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、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。
【００２６】
図１１に示されるように、例示的方法７０によって製造された航空機７２は、機体８８、複数のシステム９０及び内装９２を含むことができる。高レベルのシステム９０の例には、推進システム９４、電気システム９６、油圧システム９８、及び環境システム１００のうちの一又は複数が含まれる。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、本発明の原理は、船舶及び自動車産業などの他の産業にも適用可能である。
【００２７】
本明細書に具現化されたシステムと方法は、製造及び保守方法７０の段階のうちの任意の一又は複数で採用することができる。例えば、製造プロセス７８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７２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製作又は製造される。また、一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせは、例えば、航空機７２の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機７２のコストを削減することにより、製造段階７８及び８０の間に利用することができる。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、或いはそれらの組み合わせのうちの一又は複数を、航空機７２の運航中に、例えば限定しないが、整備及び保守８６に利用することができる。
【００２８】
上述した種々の有利な実施形態の説明は、例示及び説明を目的とするものであり、完全な説明であること、又はこれらの実施形態を開示された形態に限定することを意図していない。当業者には、多数の修正例及び変形例が明らかであろう。さらに、種々の有利な実施形態は、他の有利な実施形態とは異なる利点を提供することができる。選択された一又は複数の実施形態は、実施形態の原理、実際の用途を最もよく説明するため、及び他の当業者に対し、様々な実施形態の開示内容と、考慮される特定の用途に適した様々な修正との理解を促すために選択及び記述されている。
【図１】
2015504789.tif 000003
【図２】
2015504789.tif 000004
【図３】
2015504789.tif 000005
【図４】
2015504789.tif 000006
【図５】
2015504789.tif 000007
【図６】
2015504789.tif 000008
【図７】
2015504789.tif 000009
【図８】
2015504789.tif 000010
【図９】
2015504789.tif 000011
【図１０】
2015504789.tif 000012
【図１１】
2015504789.tif 000013
【国際調査報告】
2015504789.tif 000014
2015504789.tif 000015
2015504789.tif 000016