(57)【要約】【課題】前縁構造の層流特性を改善し、かつ前縁構造が十分に堅固であり前縁の高揚力装置を支持できることを保証する。【解決手段】本発明は、航空機の空気力学的表面を提供する前縁構造１２０を提供する。前縁構造は、外皮構造１２１と複数の構造部材１２２を含む。外皮構造は、翼弦方向および翼幅方向に表面が延びる空気力学的外面および内面を備える。各構造部材は、外皮構造の内面に接続され、内面に沿って翼弦方向に延びる。構造部材１２２は、外皮構造１２１の内面と一体に形成される。本発明は、さらに、航空機の主翼、航空機の水平尾翼、主翼ボックス構造、翼または翼構造、そして前縁構造１２０を含む航空機を提供する。【選択図】図２ａ
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、
前縁構造が、
翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、
それぞれ前記外皮構造の前記内面に接続され、前記内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、
を具備し、
前記構造部材が、前記外皮構造の前記内面と一体に形成されることを特徴とする前縁構造。
【請求項２】
前記構造部材が、前記外皮構造を補強するための補強部材または小骨であることを特徴とする請求項１記載の前縁構造。
【請求項３】
前記外皮構造および前記構造部材が、単一のビレットから機械加工されるか、または一体の複合材料構造として製造されることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の前縁構造。
【請求項４】
前記外皮構造および前記構造部材が、型を用いて一体に成形されることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項５】
前記構造部材が小骨であり、各小骨が、セルによる格子構造を含むことを特徴とする請求項１から請求項４のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項６】
前記小骨の格子セルの少なくとも一部が三角形であることを特徴とする請求項５に記載の前縁構造。
【請求項７】
前記小骨のセルの少なくとも一部を横切って延びるウェブを有することを特徴とする請求項５または請求項６記載の前縁構造。
【請求項８】
前記ウェブの少なくとも一部は、１つ以上の貫通孔を有することを特徴とする請求項７記載の前縁構造。
【請求項９】
前記小骨のセル壁の少なくとも一部の上に、好ましくは２つ以上の前記小骨のセル壁の頂点に、押湯箇所があることを特徴とする請求項５から請求項８のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項１０】
前記構造部材が前記外皮構造の前記内面と一体に形成されたフランジであり、前記前縁構造が前記外皮構造を補強するための複数の小骨をさらに含み、各小骨が、前記外皮構造の下方に所定の深さをもって延び、翼弦方向に延在し、一体形成されたフランジに接続されることを特徴とする請求項１から請求項９のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項１１】
各小骨が、小骨とフランジとを貫通して翼幅方向に延びる複数の留め具を用いて、フランジに接続されることを特徴とする請求項１０記載の前縁構造。
【請求項１２】
前記外皮構造が、前記内面上に外板補強部である格子を含むことを特徴とする請求項１から請求項１１のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項１３】
前記外板補強部である前記格子のセルの少なくとも一部が三角形であることを特徴とする請求項１２記載の前縁構造。
【請求項１４】
前記外板補強部の少なくとも一部の頂点に押湯箇所があることを特徴とする請求項１２または請求項１３記載の前縁構造。
【請求項１５】
前記外皮構造は、前記空気力学的外面と前記内面との間の厚さが、翼弦方向および／または翼幅方向において変化することを特徴とする請求項１から請求項１４のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項１６】
前記構造部材が小骨であり、前記前縁構造が少なくとも１つの小骨の下面に接続された支承部材を含み、前記支承部材が、主翼ボックスのような、他の航空機構造の構成要素への接続に適合していることを特徴とする請求項１から請求項１５のいずれか、または請求項５３に記載の前縁構造。
【請求項１７】
前記支承部材が前記小骨と比較して十分大きな深さを有し、前記小骨の前記外皮構造から下方に延びる深さが、前記前縁構造の全深さよりも非常に小さいことを特徴とする請求項１６記載の前縁構造。
【請求項１８】
前記支承部材が前記小骨とほぼ同じ深さの垂直部を有し、前記小骨が、前記前縁構造の全深さのおよそ半分まで、前記外皮構造から下方に延びることを特徴とする請求項１６記載の前縁構造。
【請求項１９】
前桁と、
前記前桁から翼弦方向の前方に延びる複数の取付部品と、
各取付部品から垂直方向の上方に延びる支承部材と、
請求項１６から請求項１８のいずれかに記載の前縁構造と、
を具備し、
前記前縁構造が、少なくとも１つの小骨の下側で前記支承部材に接続されることを特徴とする主翼ボックス構造。
【請求項２０】
航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、
前縁構造が、
翼弦方向および翼幅方向に表面が延びる、空気力学的外面を提供する外側外板と内側外板を有する外皮構造を具備し、
複数の箇所で、前記内側外板が、前記外側外板から間隔をおいて配置され、複数の翼弦方向の内向延伸部が形成されることを特徴とする前縁構造。
【請求項２１】
各翼弦方向の内向延伸部が、２つの側壁と頂壁を有し、前記２つの側壁の間に翼幅方向の幅を有する突出部が設けられることを特徴とする請求項２０記載の前縁構造。
【請求項２２】
前記前縁構造が前記外皮構造を補強するためのサブ構造をさらに含み、前記サブ構造が前記内向延伸部に、好ましくは前記内向延伸部のみに接続されることを特徴とする請求項２０または請求項２１記載の前縁構造。
【請求項２３】
サブ構造が複数の小骨を含み、各小骨が前記内向延伸部の少なくとも１つに接続されることを特徴とする請求項２２記載の前縁構造。
【請求項２４】
請求項２１に従属し、
前記頂壁が、前記外側外板から間隔をおいて配置されて前記外側外板とほぼ平行な表面を含み、前記小骨が前記平行な表面に接続されることを特徴とする請求項２３に記載の前縁構造。
【請求項２５】
翼弦方向の前記内向延伸部が、前記内側外板に接続された補強部材であり、各小骨が少なくとも１つの補強部材の形状に対応する翼弦方向の凹部を備え、各小骨が前記補強部材上に設置されることを特徴とする請求項２０から請求項２４のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項２６】
前記補強部材が前記内側外板と一体に形成されることを特徴とする請求項２５に記載の前縁構造。
【請求項２７】
請求項２１に従属し、
壁の角が、Ｕ字型の断面を有するように丸められることを特徴とする請求項２６記載の前縁構造。
【請求項２８】
各小骨が、翼弦方向の少なくとも１箇所において、対応する翼弦方向の突出部にピン接合されることを特徴とする請求項２５から請求項２７のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項２９】
各小骨が、翼弦方向の少なくとも１箇所において、対応する翼弦方向の突出部にボルト接合されることを特徴とする請求項２５から請求項２７のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項３０】
前記内側外板と前記外側外板とが、外板の翼幅方向の縁に沿って互いに接続されることを特徴とする請求項２０から請求項２９のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項３１】
前記内側外板および前記外側外板が、一方の外板、例えば前記外側外板、の縁の折り部分を用いて、他方の外板、例えば前記内側外板、の縁近辺で互いに接続されることを特徴とする請求項３０記載の前縁構造。
【請求項３２】
航空機の翼構造であって、
翼構造が、主翼外皮構造を備える主翼ボックス構造と、前縁外皮構造を備える前縁構造と、を具備し、
主翼外皮は、翼弦方向および翼幅方向に延びる主翼ボックス構造上の空気力学的外面を提供し、前記主翼外皮構造には、前記主翼ボックス構造の前部で、前記主翼ボックス構造の外面から内側に延びる接続フランジが備えられ、
前縁外皮構造は、翼弦方向および翼幅方向に延びる前縁構造上の空気力学的外面を提供し、前記前縁外皮構造には、前記前縁構造の後部で、前記前縁構造の外面から内側に延びる接続フランジが備えられ、
前記主翼ボックス構造が、内側に延びる両接続フランジを貫通して延びる少なくとも1つの留め具によって前記前縁構造に接続されることを特徴とする翼構造。
【請求項３３】
前記前縁外皮構造が、外側外板および内側外板を含むサンドイッチパネルであり、前縁の前記接続フランジが、２つの外板間に延びる補強部材であることを特徴とする請求項３２記載の翼構造。
【請求項３４】
少なくとも前記前縁構造の後部の部位で、コア材料が前記内側外板と前記外側外板との間に挟まれることを特徴とする請求項３３記載の翼構造。
【請求項３５】
前記留め具が貫通する貫通孔は、例えばアンカーナットによって提供される、ネジ孔であることを特徴とする請求項３２から請求項３４のいずれかに記載の翼構造。
【請求項３６】
前記留め具が片側からの留め具であることを特徴する請求項３２から請求項３５のいずれかに記載の翼構造。
【請求項３７】
主翼ボックスの前桁と副桁とをさらに含み、前記副桁が、２つの前記接続フランジの間の上部で接続され、２つの前記外皮構造の下方に所定の深さまで延びていることを特徴とする請求項３２から請求項３６のいずれかに記載の翼構造。
【請求項３８】
前記副桁が、例えば下側のフランジにより、下側の主翼外皮構造に下部で接続されることを特徴とする請求項３７記載の翼構造。
【請求項３９】
前記副桁に接続された前方延伸部を含むことを特徴とする請求項３７または請求項３８記載の翼構造。
【請求項４０】
前記副桁の後部に位置する複数のスタブ小骨をさらに有し、各スタブ小骨が、前記主翼外皮構造の内面に接合され、前記主翼外皮構造の下方に所定の深さまで延び、翼弦方向に延在していることを特徴とする請求項３７から請求項３９のいずれかに記載の翼構造。
【請求項４１】
航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、
前縁構造が、
翼弦方向および翼幅方向に延びる上部の空気力学的外面、前記上部の前部で下方に湾曲した空気力学的外面、および内面を備える外皮構造と、
前記外皮構造を補強するための前端補強部材と、
を具備し、
前記前端補強部材が、前部が下方に湾曲した前記空気力学的外面の背後で前記外皮構造の前記内面に接続され、前記前縁構造の前部に沿って翼幅方向に延びることを特徴とする前縁構造。
【請求項４２】
前記前端補強部材が、前部が下方に湾曲した前記空気力学的外面の背後の前記外皮構造の内面のカーブに対応する、湾曲した前部を有することを特徴とする請求項４１記載の前縁構造。
【請求項４３】
前記前端補強部材は、上部の空気力学的表面の前記内面から前記前縁構造の下部の内面まで及ぶ深さを有することを特徴とする請求項４１または請求項４２記載の前縁構造。
【請求項４４】
前記前縁構造が、前記外皮構造を補強するための複数の小骨をさらに含み、各小骨が、前記外皮構造の下方に所定の深さまで延び、かつ翼弦方向に延在し、各小骨が、少なくとも翼弦方向の大部分に沿って前記外皮構造の前記内面から間隔をおいて配置されることを特徴とする請求項４１から請求項４３のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項４５】
前記外皮構造が、前記空気力学的外面を提供する外側外板、前記内面を提供する内側外板、およびコア材料を含むサンドイッチ構造であることを特徴とする請求項４１から請求項４４のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項４６】
前記前縁構造が、翼幅方向の各端部に、主翼ボックス構造に接続するための閉鎖小骨をさらに含むことを特徴とする請求項４１から請求項４５のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項４７】
前記外皮構造の翼幅方向の縁が、各閉鎖小骨の内部を深くした凹部の内部に接続されることを特徴とする請求項４６に記載の前縁構造。
【請求項４８】
主翼ボックス構造と、複数の請求項４６または請求項４７に記載の前縁構造を含む翼構造であって、
各前縁構造が少なくともその閉鎖小骨によって前記主翼ボックス構造に接続されることを特徴とする翼構造。
【請求項４９】
前記前縁構造が、
前記外皮構造の前記内面上で翼弦方向に延びる複数の補強部材と、前記外皮構造を補強するための複数の小骨をさらに含み、
各小骨は、前記外皮構造の下方に所定の深さまで延び、かつ翼弦方向に延在し、少なくとも１つの前記補強部材に接続されることを特徴とする請求項４１から請求項４８のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項５０】
各小骨が少なくとも１つの補強部材に接続支柱によって接続されることを特徴とする請求項４９に記載の前縁構造。
【請求項５１】
各小骨が、接続される前記補強部材から翼弦方向のスペースをおいて配置され、前記接続支柱が前記小骨と前記補強部材の間を斜めに延びることを特徴とする請求項５０に記載の前縁構造。
【請求項５２】
前記支柱は、長さ調整可能であることを特徴とする請求項５０または請求項５１に記載の前縁構造。
【請求項５３】
前記構造部材が、前記外皮構造を補強するための小骨であり、各小骨が、好ましくは前記小骨の前方に、取り外し可能な部分を有することを特徴とする請求項１から請求項１５のいずれかに記載の前縁構造。
【請求項５４】
請求項１から請求項５３のいずれかに記載の前縁構造、主翼ボックス構造または翼構造を含む航空機の主翼、航空機の水平尾翼または垂直安定板。
【請求項５５】
請求項１から請求項５４のいずれかに記載の主翼、水平尾翼、垂直安定板、前縁構造、主翼ボックス構造または翼構造を含む航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は前縁構造に関する。特に本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、外皮構造と外皮構造を補強するための複数の小骨および／または副桁を含む前縁構造に関する。ただしこれに限ることはない。
【背景技術】
【０００２】
航空機の翼の設計では、できるだけ長時間、翼上の気流が層流状態であるように翼を設計することが重要である。このため、翼の前縁構造は、前縁構造全体の上方の波動を良好に制御し、かつ前縁構造上の段差や凹凸(例えば留め具等)を最小限として気流中での外乱の影響を最小限にするよう、できるだけ正確に設計され製造される必要がある。更に、前縁構造は、航空機への使用に適するように堅固で軽量でなければならない。特に、商用輸送機に適用するには、例えば１日に１８時間、層流状態を損なわずに飛ぶことが可能でなければならない。さらに、前縁構造は、前縁フラップやスラットのような高揚力装置を支持することができなければならない。
【０００３】
前縁構造は一般に滑らかな空気力学的先端を有し、（接近する気流に対して）翼の最先端を形成する。前縁構造は後方に延び、先端から外に向かって拡がる上下の空気力学的表面が形成される。また前縁構造は、一般に、主翼構造の前部に取り付けられる最後端部を有し、これにより翼構造全体が形成される。
【０００４】
翼構造の一部ではないが航空機の構造部材の一部である他の前縁構造にも、同様の課題の一部が当てはまることが注目されるべきである。例えば、層流状態を達成するという構想は、尾翼面のような航空機の他の表面にも当てはまる。
【０００５】
前縁構造は、通常、外板およびサブ構造で構築される。
【０００６】
外板は、前縁から主翼ボックスに荷重を伝達する外皮構造とできる。通常、外板は、金属（例えば、アルミニウムやチタンの合金や鋼）や複合材料（例えば、ガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ）や炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ））からなる。外皮構造は、従来、本質的に一体であり、各外板は素材の単一片で形成される。外皮構造には、外皮構造の（機内と機外を結ぶ）翼幅方向に沿ったストリンガや補強部材(stiffener)がしばしば配置される。
【０００７】
別のタイプの外皮構造はパネルである。これらのパネルは一般に主翼の荷量を負わず、代わりに、空気力学的形状を単に維持する。上記と同じく、これらのパネルは、金属または複合材料から作ることができる。パネルは一体式でもよいが、通常、２枚の表面板に挟まれた（ハニカムや独立気泡フォームのような）コア材料の層を用いたサンドイッチパネルで形成される。
【０００８】
既知の先行技術のサブ構造は、すべて小骨を含んでいる。ほとんどの小骨はアルミニウム合金から構築され、ビレットから機械加工できるか、部材から組み立てることができる。小骨が複合材料で作られる場合もあるが、これは、一般的に近傍の構成要素も複合材料からなる場合に行われる。
【０００９】
先行技術のサブ構造のなかには、翼幅方向に延びる副桁をさらに含むものもある。これらの副桁は、一般に、外板や小骨と組み立てられ、小骨と同じ材料で作られる。
【００１０】
前縁構造の様々な構成要素は、通常、（例えば、リベットを使用して）機械的に結合されるが、接着したり、熱可塑性物質により溶接することもできる。
【００１１】
先行技術の典型的な前縁構造１を、典型的な主翼ボックス構造９に取り付けたものとして図１に示す。前縁構造１は、副桁２および小骨３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄを有するサブ構造を含む。副桁２および小骨３は、リベット５を使用して、前縁外板４に機械的に結合される。さらに、外板４は、外板４に沿った翼幅方向のストリンガ６を有する。継目板７およびもう一つのリベット８は前縁構造１を外板１０および主翼ボックス構造９の前主桁１１に取り付けるために使用される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１２】
【特許文献１】特開平11-034993号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
この先行技術例では、前縁外板４を貫通する様々なリベット５、８がある。このことは、前縁外板表面上に凸部を形成し、層流状態にマイナスの影響をもたらす。
【００１４】
本発明の目的は、前縁構造の層流特性を改善し、かつ前縁構造が十分に堅固であり前縁の高揚力装置を支持できることを保証することである。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
第１の態様によれば、本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、前縁構造が、翼弦方向および翼幅方向に延びる空気力学的外面および内面を提供する外皮構造と、それぞれ外皮構造の内面に接続され、内面に沿って翼弦方向に延びる複数の構造部材と、を具備し、構造部材が、外皮構造の内面と一体に形成される。
【００１６】
外皮構造の内面に一体に形成された構造部材を有することは、外皮構造に構造部材を取り付けるために個別の留め具が不要であることを意味する。これは、例えば、外皮構造を貫通するリベットがより少なくなること、それにより、前縁外皮構造の空気力学的外面上の凸部がより少なくなることを意味する。これは、前縁構造上における層流状態を促進する。
【００１７】
好ましくは、構造部材は、外皮構造を補強するための補強部材あるいは小骨である。
【００１８】
好ましくは、外皮構造および構造部材は、単一のビレットから機械加工されるか、あるいは一体の複合材料構造として製造される。好ましくは、外皮構造および構造部材は、型を用いて一体に成形される。
【００１９】
好ましくは、外皮構造全体および構造部材に、航空機システムを取付けるため、複数の取り付け箇所が備えられる。
【００２０】
より好ましくは、構造部材は小骨であり、各小骨は、セルによる格子構造を含む。格子構造は小骨を強い構造とする。これにより、小骨が浅くなり、成形による製造がより容易になる。
【００２１】
好ましくは、小骨の格子セルの少なくとも一部は三角形である。
【００２２】
好ましくは、少なくとも小骨のセルの一部を横切って延びるウェブを有する。ウェブは、成形工程において、型の中で材料の流動を促進する。
【００２３】
より好ましくは、ウェブの少なくとも一部は、少なくとも１つの貫通孔を有する。材料を除去することにより、特にウェブの薄い部分において、成形中の材料流動や冷却の不足が防がれる。
【００２４】
好ましくは、小骨のセル壁の少なくとも一部の上に押湯箇所(riser node)があり、少なくとも２つ以上の小骨のセル壁の頂点に位置するのが望ましい。これらの押湯箇所は成形工程において押湯として機能する。
【００２５】
好ましくは、構造部材は、外皮構造の内面と一体に形成されたフランジであり、前縁構造は、外皮構造を補強するための複数の小骨をさらに含み、各小骨が、外皮構造の下方に所定の深さをもって延び、翼弦方向に延在し、一体形成されたフランジに接合される。外皮構造の内面に一体に形成されたフランジを有すること、フランジに接合された小骨を有することは、小骨が、外皮構造を貫通するリベットをより少なくしつつ外皮構造に接合でき、前縁構造外皮の空気力学的外面上の凸部がより少なくなることを意味する。これは、前縁構造上における層流状態を促進する。加えて、外板／フランジ構造と別に形成された小骨を有することによって、外板／フランジ構造を、固体のビレットをより容易に無駄なく機械加工して製造することが可能となる。
【００２６】
好ましくは、各小骨は、小骨とフランジを貫通して翼幅方向に延びる複数の留め具を用いて、フランジに接続される。
【００２７】
好ましくは、外皮構造は、内面上に外皮補強部である格子を有する。これらは、外皮構造および前縁構造を全体として堅固にする。
【００２８】
好ましくは、外皮補強部の格子のセルの少なくとも一部は三角形である。
【００２９】
好ましくは、外皮補強部の少なくとも一部の頂点に押湯箇所がある。これらの押湯箇所は成形工程において押湯として機能する。
【００３０】
好ましくは、外皮構造は、空気力学的外面と内面との間の厚さが、翼弦方向および／または翼幅方向において変化する。厚さは剛性（および波形）が最適となるように変えることができる。
【００３１】
好ましくは、構造部材は、外皮構造を補強するための小骨であり、各小骨は取り外し可能な部分、好ましくは小骨の前方に取り外し可能な部分を有する。取り外し可能な部分を有することで、システムが小骨の孔を通すことなく取り付け可能となる。取り外し可能な部分は、好ましくは一部あるいは全ての小骨の前方にある。小骨の前方に取り外し可能な部分を有することで、層流状態を達成するのに適したトレランス（tolerance）を得られるような前縁外皮構造の取付けに用いることができる。言いかえれば、層流状態の点から最も好ましい位置に前縁外皮構造をセットでき、取り外し可能な部分をこの前縁外皮位置に適応させるために正確な寸法や形状に形成し得る。取り外し可能な部分は、一部あるいは全ての小骨の下側にも配置し得る。
【００３２】
好ましくは、構造部材は小骨であり、前縁構造は、少なくとも1つの小骨の下面に接続された支承部材を含み、支承部材は、他の航空機構造部材、例えば主翼ボックスのような小骨より下方に延びる航空機構造部材への接続に適する。支承部材を有すると、小骨は、航空機構造部材の下部まで延ばす必要がなく、より浅くできる。また、支承部材が取り外し可能であると、システムの着脱がより容易になる。
【００３３】
好ましくは、支承部材は小骨と比較して十分大きな深さを有し、小骨の外皮構造から下方に延びる深さが、前縁構造の全深さよりも非常に小さい。このことは、浅い小骨を提供する。
【００３４】
より好ましくは、支承部材が小骨とほぼ同じ深さの垂直部を有し、小骨が、前縁構造の全深さのおよそ半分まで、外皮構造から下方に延びる。
【００３５】
第１の態様によれば、本発明は、前桁、前桁から翼弦方向の前方に延びる複数の取付部品、各取付部から垂直方向の上方に延びる支承部材、および上述した前縁構造を具備し、前縁構造が少なくとも１つの小骨の下側で支承部材に接続される主翼ボックス構造を提供する。
【００３６】
第２の態様によれば、本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、前縁構造が、翼弦方向および翼幅方向に表面が延びる、空気力学的外面を提供する外側外板と内側外板を有する外皮構造を具備し、複数の箇所で、内側外板が、外側外板から間隔をおいて配置され、複数の翼弦方向の内向延伸部が形成される。
【００３７】
２層の外皮構造を有することは、構造部材を内側外板の表面に接合することができること、それゆえに、構造部材を、外側外板の表面を貫通するリベットをより少なくしつつ外皮構造に接続でき、前縁外皮構造の空気力学的外面上のリベットに対応する凸部がより少なくなることを意味する。このことは、前縁構造上の層流状態を促進する。さらに、外側外板は、内側外板より大きなトレランスで製造でき、層流状態のために求められるトレランスが大きいことにも合う。内側外板は、外皮構造をさらに補強するために製造される。
【００３８】
好ましくは、各翼弦方向の内向延伸部が、２つの側壁と頂壁を有し、２つの側壁の間に翼幅方向の幅を有する突出部が設けられる。これにより、サブ構造は、外側外板から間隔をおいて配置された内側外板の頂壁に接合される。
【００３９】
より好ましくは、前縁構造は、外皮構造を補強するためのサブ構造をさらに含み、サブ構造は内向延伸部に、好ましくは内向延伸部のみに接合される。
【００４０】
より好ましくは、サブ構造は複数の小骨を含み、各小骨は内向延伸部の少なくとも１つに接合される。
【００４１】
好ましくは、頂壁は、外側外板から間隔をおいて配置されて外側外板とほぼ平行な表面を含み、小骨がその平行な表面に接続される。すなわち、小骨は、外側外板上ではなく、外側外板に平行な表面に接合される。
【００４２】
好ましくは、翼弦方向の内向延伸部は、内側外板に接続された補強部材であり、各小骨は少なくとも１つの補強部材の形状に対応する翼弦方向の凹部を備え、各小骨は補強部材上に設置される。これにより、小骨が補強部材に対して翼幅方向に若干変動できる状態で、補強部材上の適切な位置に保持される。
【００４３】
より好ましくは、補強部材は、内側外板と一体に形成される。これにより、留め具の数量がより少なくなる。
【００４４】
好ましくは、壁の角は、Ｕ字型の断面を有するように丸められる。
【００４５】
好ましくは、各小骨は、翼弦方向の少なくとも１箇所において、対応する翼弦方向の突出部にピン接合される。これにより、小骨は、翼幅方向に変動できる状態を促しつつ適切な位置に固定される。ピン接合は、ボルト接合と比べ、補強部材の破損も回避される。
【００４６】
あるいは、各小骨は、翼弦方向の少なくとも１箇所において、対応する翼弦方向の突出部にボルト接合される。
【００４７】
好ましくは、内側外板と外側外板とは、外板の翼幅方向の縁に沿って互いに接続される。
【００４８】
より好ましくは、内側外板および外側外板は、一方の外板、例えば外側外板、の縁の折り部分を用いて、他方の外板、例えば内側外板、の縁近辺で互いに接続される。
【００４９】
第３の態様によれば、本発明は、航空機の翼構造であって、翼構造が、主翼外皮構造を備える主翼ボックス構造と、前縁外皮構造を備える前縁構造と、を具備し、主翼外皮は、翼弦方向および翼幅方向に延びる主翼ボックス構造上の空気力学的外面を提供し、主翼外皮構造には、主翼ボックス構造の前部で、主翼ボックス構造の外面から内側に延びる接続フランジが備えられ、前縁外皮構造は、翼弦方向および翼幅方向に延びる前縁構造上の空気力学的外面を提供し、前縁外皮構造には、前縁構造の後部で、前縁構造の外面から内側に延びる接続フランジが備えられ、主翼ボックス構造が、内側に延びる両接続フランジを貫通して延びる少なくとも1つの留め具によって前縁構造に接続される。
【００５０】
内部に延びる両接続フランジを貫通する留め具を有することは、留め具が、翼の空気力学的外面に、対応する凸部を形成しないことを意味する。このことは層流状態を促進する。
【００５１】
さらに、前縁構造と主翼ボックス構造の間の段差の高さは、組立中に調整できる。これは２つの部材を取付け、主翼ボックス構造および前縁構造の上面を並べるために取付け高さを調整することにより行われる。
【００５２】
好ましくは、前縁外皮構造は、外側外板および内側外板を含むサンドイッチパネルであり、前縁の接続フランジが、２つの外板間に延びる補強部材である。補強部材を貫通する留め具を有することで、留め具周辺で荷重の伝達路が形成される。これにより、さらに効率的な継手が得られる。
【００５３】
好ましくは、少なくとも前縁構造の後部の部位で、コア材料が内側外板と外側外板との間に挟まれる。
【００５４】
好ましくは、前記留め具が貫通する貫通孔は、例えばアンカーナットによって提供される、ネジ孔である。
【００５５】
好ましくは、留め具は片側からの留め具（single-sided fastener）である。言いかえれば、留め具の設置は、留め具の片面からの作業のみで可能である。例えば、留め具は、バレルナットおよびねじ、あるいはアンカーナットを含んでもよい。これにより、留め具がより容易に設置される。好ましくは、接続フランジの片面に対応する凹部や孔を設け、接続フランジの片面に設けた留め具の第１部材に、留め具の第２部材を接続できるようにする。
【００５６】
好ましくは、本構造はさらに主翼ボックスの前桁と副桁とを含み、副桁は２つの接続フランジの間の上部で接続され、外皮構造の下方に所定の深さまで延びている。副桁は、留め具による接合部から主翼ボックス構造に荷重の一部を伝達する。さらに、副桁は、主翼ボックスの前桁、主翼ボックス上下の外皮構造の間で閉じたボックスを形成する。これは、留め具による接合部で隙間（すなわち空気力学的表面の隙間）が形成されるのを防止し、層流状態を維持するに役立つ。副桁は、主翼ボックスの前桁（複合材料で形成されてもよい）を異物による損傷から防ぐためのシールドとしても機能する。
【００５７】
好ましくは、副桁は、下側の主翼外皮構造に下部で接続される。例えば、下側のフランジで下側の主翼外皮構造に接続される。これにより、主翼ボックス構造に、荷重をより良好に伝達できる。
【００５８】
好ましくは、翼構造は、副桁に接続された前方延伸部を含む。
【００５９】
好ましくは、本構造は、副桁の後部に位置する複数のスタブ小骨(stub-rib)をさらに有し、各スタブ小骨は、主翼外皮構造の内面に接合され、主翼外皮構造の下方に所定の深さまで延び、翼弦方向に延在している。スタブ小骨は、副桁についていえば、副桁の前後に補強構造を提供するため、望ましい。
【００６０】
第４の態様によれば、本発明は、航空機の空気力学的表面を提供するための前縁構造であって、前縁構造が、翼弦方向および翼幅方向に延びる上部の空気力学的外面、上部の前部で下方に湾曲した空気力学的外面、および内面を備える外皮構造と、外皮構造を補強するための前端補強部材と、を具備し、前端補強部材が、前部が下方に湾曲した空気力学的外面の背後で外皮構造の内面に接続され、前縁構造の前部に沿って翼幅方向に延びる。
【００６１】
前縁構造の前部に前端補強部材を有することで、外皮構造は、その下のサブ構造の上方に(間隔をおいて)支持される。これは、外皮構造の空気力学的形状を維持するのに役立ち、サブ構造との接合部の「固い箇所(hard point)」による影響を防ぐ。これらの「固い箇所」は波を引き起こす。さらに、分離した外皮構造を有することは、外皮構造とサブ構造との間の接合部がより少なくなり、前端構造の空気力学的外面に凸部を形成する留め具がより少なくなることを意味する。さらに、外板がサブ構造と離れているので、（トレランスを管理しなければならない）境界面がより少なくなり、設置が必要な留め具もより少なくなる。これにより、組立および修理がより迅速でより簡単になる。更に、防除氷システム（ＩＰＳ）をサブ構造のまわりに設置する必要がなく、より単純になり得る。
【００６２】
好ましくは、前端補強部材は、前部が下方に湾曲した空気力学的外面の背後の外皮構造の内面のカーブに対応する、湾曲した前部を有する。湾曲した前部は、前端補強部材が本質的に強固であるように、小さな半径(tight radius)を有することが理想的である。
【００６３】
好ましくは、前端補強部材は、上部の空気力学的外面の内面から前縁構造の下部の内面まで及ぶ深さを有する。好ましくは、前端補強部材は後面にプレートを有する。好ましくは、前端補強部材は、発泡体のような軽量材料からなるコアを有する。
【００６４】
好ましくは、前縁構造は、外皮構造を補強するための複数の小骨をさらに含み、各小骨は外皮構造の下方に所定の深さまで延び、かつ翼弦方向に延在している。より好ましくは、各小骨は、少なくとも翼弦方向の大部分に沿って、外皮構造の内面から間隔をおいて配置される。小骨の頂部と外皮構造の底部との隙間は、５〜１０ｍｍとできる。この隙間寸法は、小骨と外皮構造との摩擦を防ぐ。
【００６５】
好ましくは、外皮構造は、空気力学的外面を提供する外側外板、内面を提供する内側外板、およびコア材料を含むサンドイッチ構造である。
【００６６】
好ましくは、前縁構造は、翼幅方向の各端部に、主翼ボックス構造に接続するための閉鎖小骨をさらに含む。閉鎖小骨は、前端補強部材に接続されてもよい。これにより、前端補強部材が閉鎖小骨に荷重を伝達することとなる。
【００６７】
好ましくは、外皮構造の翼幅方向の縁は、各閉鎖小骨の内部を深くした凹部の内部に接続される。
【００６８】
好ましくは、各前縁構造は、少なくともその閉鎖小骨によって主翼ボックス構造に接続される。前縁構造は、外皮構造および主翼ボックス構造の前方延伸部の両方を貫通する留め具によって、主翼ボックス構造に接続されてもよい。
【００６９】
好ましくは、前縁構造は、外皮構造の内面上で翼弦方向に延びる複数の補強部材と、外皮構造を補強するための複数の小骨とをさらに含み、各小骨は、外皮構造の下方に所定の深さまで延び、かつ翼弦方向に延在し、少なくとも1つの補強部材に接続される。外板の内面上の補強部材は、外皮構造の補強されないパネルの寸法を低減する。これは、前縁構造の座屈を防ぎつつ、前縁構造の重量減少を可能にする。
【００７０】
好ましくは、各小骨は少なくとも１つの補強部材に接続支柱によって接続される。これにより、小骨が外皮構造に直接接続されないこととなり、小骨の頂部と外皮構造の底部との間に隙間が形成される。小骨の頂部と外皮構造の底部との間の隙間は、５〜１０ｍｍとできる。この隙間寸法は、小骨と外皮構造の摩擦を防止する。小骨は、前縁構造の外皮構造の下部にボルト結合されてもよいし、留め具で固定されてもよい。外皮構造の下部は、接近する気流から保護される度合いが大きく、層流状態の達成がそれほど重要ではないためである。
【００７１】
好ましくは、各小骨は、接続される補強部材から翼弦方向のスペースをおいて配置され、接続支柱は小骨と補強部材との間を斜めに延びる。
【００７２】
好ましくは、支柱は長さ調整可能である。これにより、外皮構造が、最適な波形を達成し維持するため調整可能にサブ構造に接続される。
【００７３】
本発明はまた、全ての発明の態様による、前縁構造、主翼ボックス構造または翼構造を含む航空機の翼、水平尾翼または垂直安定板を提供する。
【００７４】
本発明はまた、全ての発明の態様による、翼、水平尾翼、垂直安定板、前縁構造、主翼ボックス構造または翼構造を含む航空機を提供する。
【００７５】
本発明の１つの態様に関して記述された特徴は、勿論本発明の他の態様に組み入れられてもよい。例えば、いくつかの態様の中で言及された小骨に関する特徴は、他の態様の閉鎖小骨にも同様に適用されたり、いずれか一方に適用されたりしてもよく、逆も同様である。別の例として、１つの態様の外皮構造が、他の態様の内側外板および外側外板を有する外板を含んでもよい。さらに別の例として、１つの態様の前縁構造が、別の態様に関する主翼ボックス構造あるいは翼構造に取り付けられてもよい。さらに別の例として、１つの態様の構造部材（例えば小骨、補強部材、内部の突出部あるいはフランジ）が、別の態様に関する外皮構造の内面に形成されたり接続されたりしてもよい。
【００７６】
本発明の実施の形態は、添付の概要図のみを参照して記述するものとする。
【図面の簡単な説明】
【００７７】
【図１】先行技術の典型的な前縁構造を示す図
【図２ａ】本発明の第１の態様の第１の実施の形態による前縁構造を含む翼構造の一部の側面の断面図
【図２ｂ】図２ａの前縁構造の小骨構造の一部の斜視図
【図３ａ】本発明の第１の態様の第２の実施の形態による前縁外皮構造の頂部の一部の斜視図
【図３ｂ】図３ａの外皮構造の下側の図
【図４ａ】本発明の第２の態様の第１の実施の形態による前縁構造の一部の内部の図
【図４ｂ】図４ａの前縁構造の側面の断面図
【図５ａ】本発明の第３の態様の第１の実施の形態による前縁構造を含む翼構造の一部の側面の斜視図
【図５ｂ】図５ａの前縁構造の部分断面図
【図６】本発明の第２の態様の第２の実施の形態による前縁構造の内部の断面図
【図７ａ】本発明の第４の態様の第１の実施の形態による前縁構造を含む翼構造の側面の断面図
【図７ｂ】図７ａの前縁構造の部分斜視図
【図８】本発明の第３の態様の第２の実施の形態による前縁構造を含む翼構造の側面の部分断面図
【図９ａ】本発明の第４の態様の第２の実施の形態による前縁構造を含む翼構造の側面の断面図
【図９ｂ】図９ａの前縁構造の部分的な内部の下側の図
【発明を実施するための形態】
【００７８】
図２ａは、本発明の第１の態様の第１の実施の形態による、主翼ボックス構造１１０および前縁構造１２０を含む翼構造１００の一部を示す図である。
【００７９】
主翼ボックス構造１１０は、それに取り付けられた、加工済み取付部品(machined
fitting)１１２を備えた前主桁(front main spar)１１１を含む。加工済み取付部品１１２には２つの前方延伸部１１３および１１４がある。１つ目の下部の前方延伸部１１３は、桁１１１の底部から延びる。２つ目の上部の前方延伸部１１４は、桁１１１の頂部から延びる。
【００８０】
前縁構造１２０は、翼の前部の先端部１２０ａを形成する上部外板１２１を含む。上部外板１２１の下には、様々な小骨（１つは１２２に示される）がある。各小骨１２２は、上部外板１２１と一体形成され、下部補強フランジ１２９を有する。さらに、上部外板１２１は一体式補強部材を備え、厚さが変化する（図示せず）。
【００８１】
各小骨１２２は、先端部１２０ａの近くの中実部分である前部１２４を有し、前部１２４には軽量化のための様々な「切抜き」１２５がある。もちろん、これらの孔１２５は実際に材料を切抜くことによって形成する必要はなく、例えば、型を用いて成形してもよい。「切抜き」１２５は、システムの装備や運転に使用してもよい。各小骨は、小骨１２２が格子パターンを有する後部１２３も有する。この格子パターンについては、図２ｂにより詳細に示されており、これについては後述する。
【００８２】
各小骨１２２の後部１２３は、主翼ボックス構造１１０の上部の前方延伸部１１４の前面１１６とおよそ同じ深さを有する。前縁部の後部は、主翼ボックス構造１１０の上部の前方延伸部１１４の前面１１６に当接する後部当接面１２８となっている。少なくとも一部の小骨１２２の下に、支持フランジ１２６がある。支承部材１２７はこのフランジ１２６にボルト結合され、主翼ボックス構造１１０の下部の前方延伸部１１３の上面１１５に設置される。これは浅い小骨１２２を補強する。
【００８３】
図２ｂに示すように、各小骨１２２の後部１２３の格子パターンは、壁１２３ｂとウェブ１２３ｃを有する複数の三角形のセル１２３ａを含む。ウェブ１２３ｃは、壁１２３ｂ同士の間でセル１２３ａを横切って延びる。ウェブ１２３ｃは「切抜き」１２３ｄを有する。前記と同様、ウェブにおけるこれらの孔１２３ｄは実際に材料を切抜くことによって形成する必要はなく、例えば、型を用いて成形してもよい。セル壁１２３ｂの頂点には、押湯箇所(riser node)１２３ｅがある。
【００８４】
製造時には、上部外板１２１および小骨１２２は、型を用いて一体に成形される。型は、成形工程において材料流動を促進するために小骨のセルのウェブ１２３ｃを備える。型は、成形工程における不十分な材料流動および不要な冷却を防ぐために、さらにウェブ１２３ｃの中央の「切抜き」部１２３ｄを取り除く。さらに、型は、成形工程中に押湯として機能する押湯箇所１２３ｅを備える。また、型は、小骨１２２の下面の様々な支持フランジ１２６を備えることができる。さらに、型は、前縁構造上の様々なシステムの取付箇所（図示せず）を提供することができる。
【００８５】
小骨１２２および上部外板１２１の構成要素は、それぞれ（翼幅方向に）およそ4ｍの長さで成形できる。構成要素の（翼弦方向の）幅と深さは、１ｍ×１ｍから４５０ｍｍまで、また１５０ｍｍまでの範囲とできる(from 1m x 1m to 450mm to 150mm)。成形後、重要な部分で所要のトレランスを達成するために機械加工が行われる。
【００８６】
あるいは、上部外板１２１および小骨１２２は、一体の複合材料要素として製造してもよいし、固体の金属合金ビレットから機械加工してもよい。
【００８７】
組立において、加工済み取付部品１１２は、主翼ボックス構造の前主桁１１１に取り付ける。その後、機械加工済みの様々な支承部材１２７が、下部の前方延伸部１１３の上面１１５へ取り付けられる。その後、一体の小骨１２２と上部外板１２１の構成要素が、前面１１６に取り付けられ、様々な支承部材１２７は様々な支持フランジ１２６にボルト結合される。
【００８８】
メンテナンス中、システムの取り外しや設置のために支承部材１２７を取り外してもよい。さらに、前縁構造１２０は、前主桁１１１により形成された翼の中の燃料タンクのまわりのシールを破損することなく、加工済み取付部品１１２から取り外すことができる。
【００８９】
図３ａおよび図３ｂは、本発明の第１の態様の第２の実施の形態による、前縁１２０’の外皮構造１２１’の一部を示す図である。
【００９０】
外皮構造１２１’は、外皮構造１２１’の内部に沿って先端１２０ａ’から翼弦方向に延びる様々なフランジ１３０ａ’、１３０ｂ’を含む。これらのフランジ１３０ａ’、１３０ｂ’、１３０ｃ’、１３０ｄ’は、例えば、型による成形によって外皮構造１２１’と一体に形成される。組立において、小骨はこれらのフランジ１３０’に取付けられる。
【００９１】
加えて、外皮構造１２１’は厚さが変化し、また、外皮構造１２１’の内面のフランジ１３０’の各々の間に形成された格子パターン１３１’を有する。格子パターン１３１’は、セル壁１３１ｂ’と押湯箇所１３１ｅ’を有する三角形のセル１３１ａ’を含む。
【００９２】
型による成形はもちろん、外皮構造１２１’は、一体の複合要素として製造してもよいし、あるいは固体の金属合金ビレットから機械加工してもよい。
【００９３】
図４ａおよび図４ｂは、本発明の第２の態様の第１の実施の形態による前縁構造２２０の一部を示す図である。
【００９４】
前縁構造２２０は、外側（上部）外板２２１ａおよび内側（下部）外板２２１ｂの両方を有する上部外皮構造２２０を含む。外側外板２２１ａおよび内側外板２２１ｂは、通常互いに隣接している。しかしながら、翼幅方向の様々な位置で、内側外板２２１ｂは「シルクハット(top hat)型」の断面を形成するように内側へ折り曲げられる。これらの「シルクハット型」断面は、２つの側縁２２１ｃ、２２１ｄと、上縁２２１ｅによって形成される。２つの側縁２２１ｃ、２２１ｄは、２枚の外板の平面に対してほぼ垂直（約５度以内）に内側へ延び、上縁２２１ｅは、２枚の外板の平面から内側に間隔をおいて配置され、２枚の外板と実質的に平行に延びる。各「シルクハット型」断面の上縁２２１ｅは、それに取付けられた小骨２２２を有する。「シルクハット型」断面は、外皮構造２２１を補強する。
【００９５】
加えて、外側外板２２１ａの内部は、一部の領域にフライス加工や化学エッチングを施して形成され、強度が調整される。
【００９６】
図４ｂは、前縁構造の先端部の端面を示す。ここでは、外側外板２２１ａを１８０度の折り部分２２１ｆで内側外板２２１ｂの周りで折り曲げることにより、外側外板２２１ａと内側外板２２１ｂとが一緒に固定されることがわかる。この折り部分２２１ｆは、前縁構造２２０の翼幅方向に沿って延びる。また、外板２２１ａ、２２１ｂは、接着されることもある。さらに、外板２２１ａ、２２１ｂは、接着、固定、機械的締結を組み合わせて互いに接続してもよい。但し、機械的締結は、層流状態が重要にならない部位のみに使用される。
【００９７】
製造時には、外側外板２２１ａは（層流のために）高いトレランスをもって製造される。アルミニウム合金を用いる場合、外側外板２２１ａは引張成形あるいは超塑性成形を使用して製造できる。また内側外板２２１ｂは、アルミニウム合金を用いる場合、超塑性成形を使用して製造できる。チタン合金を用いる場合、外板２２１ａ、２２１ｂは、上記に加えて、拡散接合と超塑性成形を組み合わせて製造できる。結果、上記と同じ作業で形成され互いに結合された板材２２１ａ、２２１ｂとなる。
【００９８】
図５ａ、図５ｂは、本発明の第３の態様の第１の実施の形態による、主翼ボックス構造３１０および前縁構造３２０を含む翼構造３００の一部の図を示す。
【００９９】
主翼ボックス構造３１０は、前主桁３１１および主翼の外板３１４を含む。主翼ボックス構造３１０は、主翼の下部の外板および副桁（図示せず）も含む。
【０１００】
前縁構造３２０は、先端３２０ａから翼弦方向に延びる複数の小骨を含む。前縁構造３２０は、外側外板３２１ａおよび内側外板３２１ｂを含む外皮構造を有する。２つの外板は、いずれも、炭素繊維強化プラスチック、アルミニウム合金あるいはチタン合金からなる。２つの外板の間には、コア材料３２１ｇがある。このコア材料３２１ｇは、ハニカムや独立気泡フォーム、アルミニウムハニカムを用いることができ、両外板に接合される。２つの外板間には、翼弦方向に延びる複数の補強部材３２１ｈも備わる。これらは、コア材料３２１ｇと同時に外板に接合される。内側外板３２１ｂは、前縁構造３２０の後部に向けて、外側外板３２１ａから離れて延び、２つの外板間により広い隙間が形成される。前縁構造３２０の後端では、２つの外板３２１ａ、３２１ｂの間に延びる端面３２８が形成される。
【０１０１】
図５ｂは、貫通孔３２９ａを備えた端面３２８を示す。さらに、内側外板３２１ｂの後部には、対応する複数の孔３２９ｂがある。これらの孔３２９ａ、３２９ｂは、主翼ボックス構造３１０の副桁（図示せず）に前縁構造を取り付けるためのバレルナット用にある。
【０１０２】
組立において、バレルナットは各孔３２９ｂと、主翼ボックス３１０の副桁の対応する孔（図示せず）に挿入される。その後、ボルトを個々の対応する孔３２９ａに通してバレルナットへ挿入し、バレルナットを適所に固定する。あるいは、（孔３２９ｂでなく）ネジ孔３２９ａを使用してもよいし、アンカーナットを使用してもよい。
【０１０３】
図６は、本発明の第２の態様の第２の実施の形態による前縁構造２２０’の一部の内面の断面図を示す。
【０１０４】
前縁構造２２０’は、下部外板２２９’、および翼弦方向に延びる複数の小骨２２２’を含む。下部外板２２９’には、外板に沿って縦に延び、補強部材として機能する複数の内向隆起部２２９ａ’が形成される。これらの内向隆起部２２９ａ’はＵ字型である。各小骨２２２’は、対応する１つのＵ字型のくぼみ２２２ａ’を下面に有し、各小骨２２２’は対応する隆起部２２９ａ上に設置される。
【０１０５】
各小骨２２２’は、翼弦方向の２つ（またはそれ以上）の箇所で、隆起部２２９ａ’の適切な位置にピン接合される。小骨２２２’はピン接合により翼幅方向に若干変動できる状態となり、内向隆起部２２９ａ’の変形が防がれる。外板２２９’は、外板２２９’に沿って翼幅方向に延びる２つの折り部分２３０ａ’、２３０ｂ’を有する。
【０１０６】
製造時において、外板は、機械加工や成形によって、内向隆起部２２９ａ’と一体に形成できる。アルミニウム合金を用いる場合、外板２２９’は引張成形あるいは超塑性成形を使用して製造できる。チタン合金を用いる場合、外板２２９’は、さらに、（外板２２９’への）拡散接合と超塑性成形とを組み合わせて製造できる。小骨２２２’は、アルミニウム合金ビレットから機械加工できる。その他、小骨２２２’は、熱可塑性物質から作ってもよく、ＭＭＣ（金属マトリックス複合体）の小骨でもよい。ＭＭＣの小骨は、より高い強度を得るために、（溶融アルミニウム中に）炭化ケイ素粒子を加えたアルミニウム母材から作ることができる。これらの選択肢は、いずれも軽量化を実現する。
【０１０７】
図７ａ、図７ｂは、本発明の第４の態様の第１の実施の形態による、主翼ボックス構造４１０と前縁構造４２０とを含む翼構造４００の図を示す。
【０１０８】
主翼ボックス構造４１０は、前主桁４１１、主翼ボックスの上部外板４１４、主翼ボックスの下部外板４１５を含む。
【０１０９】
前縁構造４２０は、外側外板４２１ａおよび間隔をおいて配置された内側外板４２１ｂとを有する上部外皮構造４２１と、縁部外板部４２９とを含む。前縁構造の先端部４２０ａには、先端４２０ａで前縁構造の内面に接する「丸面状の(bullnose)」補強部材４３０がある。「丸面状の」補強部材４３０は、Ｕ字形前部、後部板、発泡コアを有する。
【０１１０】
「切抜き」４２２ａを備えた複数の小骨４２２は、前縁構造４２０内で主桁４１１の前から丸面材４３０のちょうど前まで翼弦方向に延びる。もちろん、これらの孔４２２ａは、実際に材料を切抜いて形成する必要はなく、例えば、成形用の型から形成してもよい。重要な点は、外皮構造４２１は、隙間４３１によって小骨４２２の頂部から間隔をおいて配置され、隙間４３１は丸面補強部材４３０を用いて維持されることである。この隙間は深さおよそ５〜１０ｍｍである。
【０１１１】
小骨４２２は、留め具４３２を用いて、前縁の縁部外板部４２９に固定される。小骨４２２は、接合部材４４０にも取り付けられる。接合部材４４０は、Ｔ形の断面を有し、前主桁４１１の前かつ前縁外皮構造４２０の後面４２８の後ろで下方に延びる第１部分４４０ａと、主桁４１１の前部の上方で後方に延びる第２部分４４０ｂと、小骨４２２の頂部の後部の上を横切って延びる第３部分４４０ｃとを有する。接合部材４４０は、構造を横切って翼幅方向に延び、主翼ボックスの上部外板と（ＣＦＲＰで）一体に硬化される。
【０１１２】
前縁外皮構造４２１、小骨４２２および接合部材４４０は、小骨と接合部材４４０と外皮構造４２１のそれぞれを貫通して延びる留め具４４１を用いて一体に取り付けられる。
【０１１３】
図７ｂ中で示されるように、前縁構造４２０は、さらに、各外皮構造４２１のパネルの翼弦方向の端部に、閉鎖小骨４２５を含む。各パネルは、翼幅方向におよそ４ｍである。ここで、外側外板４２１ａおよび内側外板４２１ｂは互いに隣接し、各閉鎖小骨４２５の頂部のくぼみ４２６の中へと下方に折り込まれる。
【０１１４】
外皮構造４２１は、アルミニウム合金、チタン合金、炭素強化プラスチックあるいはＭＭＣ材料を使用して製造することができる。組立時には、前縁外皮構造４２１が構造に接続される前に、サブ構造（小骨４２２を含む）が主翼ボックス構造４１０に接続される。各外皮構造４２１のパネルは、構造への接続に先立って防除氷システム（図示せず）を備えた状態で用意される。各外皮構造パネルを一旦接続すれば、防除氷システムを航空機システムの残りに接続することができる。
【０１１５】
図８は、本発明の第３の態様の第２の実施の形態による、主翼ボックス構造３１０’および前縁構造３２０’を含む翼構造３００’の図を示す。
【０１１６】
主翼ボックス構造３１０’は、前主桁３１１’（図示せず）、下部外板（図示せず）、主翼ボックス上部外板３１４’を含む。
【０１１７】
前縁構造３２０’は、前縁構造３２０’の前部の上を延びる上部外板３２１’と、下部外板３２９’とを含む。下部外板３２９’は、アクセスパネル３４０’を有する。上部外板３２１’の下には、複数の前縁小骨３２２’がある。上部外板３２１’は、小骨３２２’の後面に接する、後部内向フランジ３２１ａ’を有する。
【０１１８】
外板３２１’のフランジ３２１ａ’の後ろには、フランジ３２１ａ’の頂部から下部外板３２９’まで延びる第１部分３３１’を有する副桁３３０’がある。さらに、副桁３３０’は、下部外板３２９’の翼弦方向に沿って後方へに延びる第２部分３３２’も有する。最後に、副桁３３０’は、第１部分３３１’に接続され、第１部分３３１’から前縁構造３２０’の先端部に向かって小骨３２２’の下側に沿って前方に延びる第３部分３３３’を有する。この独立した第３部分３３３’は、軽量構造を備えた閉鎖パネルである。
【０１１９】
副桁３３０’の第１部分３３１’の後ろには、それぞれが小骨３２２’に対応する複数のスタブ小骨３７０’がある。これらのスタブ小骨３７０’は、システムの通信路３６０’および高揚力装置の駆動軸３５０’のための「切抜き」を有する。もちろん、これらの孔は、実際に材料を切抜くことで形成される必要はなく、例えば型による成形により形成されてもよい。副桁３３０’の第２部分３３２’は、スタブ小骨３７０’の下面の下を翼弦方向に延びる。主翼ボックス上部外板３１４’は、スタブ小骨３７０’の上面を覆うために、主翼ボックス構造から前方に延び、前端が前縁構造３２１’に当接する。
【０１２０】
主翼ボックス上部外板３１４’は、炭素繊維強化プラスチックから製造され、スタブ小骨３７０’と一体に硬化される。副桁３３０’は、アルミニウム合金から製造される。副桁３３０’は、炭素繊維強化プラスチックから作ることもできる。しかしながら、副桁３３０’の利点は、それが炭素繊維強化プラスチック製の前主桁３１１’を異物による損傷から保護するということであり、金属合金から作られるのが最良である。
【０１２１】
組立時には、前縁上部外板３２１’と小骨３２２’が互いに接続される。スタブ小骨３７０’と主翼ボックス外板３１４’も互いに接続される。その後、副桁３３０’が、スタブ小骨３７０’の前に配置され、前縁構造３２１’と小骨３２２’が、前縁構造３２１’の内向フランジ３２１ａ’と副桁３３０’とスタブ小骨３７０’とを貫通して延びる留め具（図示せず）によって副桁３３０’およびスタブ小骨３７０’に接続される。
【０１２２】
図９ａ、図９ｂは、本発明の第４の態様の第２の実施の形態による、主翼ボックス構造４１０’と前縁構造４２０’とを含む翼構造４００’の図を示す。
【０１２３】
主翼ボックス構造４１０’は、前主桁４１１’、主翼ボックス上部外板４１４’、主翼ボックス下部外板４２９’を含む。
【０１２４】
前縁構造４２０’は、上部外板４２１’を含む。前縁構造の先端部４２０ａ’には、先端４２０ａ’で前縁構造の内面に当接する「丸面状の」補強部材４３０’がある。この「丸面状の」補強部材は、図７ａおよび図７ｂに示す「丸面状の」補強部材４２０ａと同様の部材である。
【０１２５】
複数の補強部材４５０’が、上部外板４２１’の下面に接続され、構造に沿って翼弦方向に延びる。これらの補強部材４５０’は、外板４２１’に接着されるか、溶接されるか、一体成形される。外板４２１’は、ビレットから機械加工することができる。
【０１２６】
複数の小骨４２２’が、前主桁４１１’の前面から「丸面状の」補強部材４３０’のちょうど前まで、前縁構造４２０'内を翼弦方向に延びる。重要な点は、外皮構造４２１’が、隙間４３１’によって小骨４２２’の頂部から間隔をおいて配置され、隙間４３１’が丸面状補強部材４３０’によって維持されることである。この隙間は深さおよそ５〜１０ｍｍである。
【０１２７】
小骨４２２’は、留め具４３２’を用いて、主翼ボックス下部外板４２９’に固定される。小骨４２２’は、接合部材４４０’にも接続される。接合部材４４０’は、図７ａに示す接合部材４４０と同様の部材である。
【０１２８】
小骨４２２’は、斜め支柱４６０’によって前縁上部外板４２１’に固定される。各小骨４２２’は２つの対応する補強部材４５０’を有する。補強部材４５０’は、小骨４２２’の両側方に１つずつ配置され、上側外板４２１’に一体に接続される。各小骨４２２’は、小骨４２２’の各面の上部で回動可能に接続４６３’された２つの斜め支柱４６０’を有する。斜め支柱４６０’は、小骨４２２’の当該面に対応する補強部材４５０’にも回動可能に接続４６２’される。このようにして、小骨４２２’は、前縁上部外板４２１’に接続される。斜め支柱４６０’は、長さ方向のほぼ中ほどに、長さ調整ネジ４６１’を有する。
【０１２９】
外皮構造４２１’は、アルミニウム合金、チタン合金、ＭＭＣ材料、あるいは斜め支柱４６０’用の金属製のブッシュを含む複合材料を使用して製造することができる。サブ構造（小骨４２２’を含む）は、アルミニウム合金を使用して製造してもよいし、熱可塑性材料から製造してもよい。
【０１３０】
組立時に、サブ構造（小骨４２２’を含む）は、前縁外皮構造４２１’と補強部材４５０’全体が構造に接続される前に、主翼ボックス構造４１０’に接続される。その後、小骨４２２’が、斜め支柱４６０’を使用して、対応する補強部材４５０’に接続される。斜め支柱４６０’の長さは、ねじ４６１’を使用して調節される。
【０１３１】
本発明は、特定の実施の形態に関して記述および説明されたが、本発明が特にここで説明されない様々な変更例に適用されることは、その技術分野における通常の知識を有する者によって理解される。ここでは、確実に考え得る変更例のみを説明している。
【０１３２】
様々な構成要素および構造は、機械加工、成形、溶接、ボルト接合、その他の適切な方法で製造され得る。使用される材料は、アルミニウム合金やチタン合金のような金属の合金や、炭素繊維強化ポリマー（ＣＦＲＰ）のような複合材料である。
【０１３３】
いずれの実施の形態の特徴も、他の実施の形態と組み合わせることができる。例えば、図２ａおよび図２ｂの実施の形態の一体の小骨１２２の特徴は、図７ａおよび図７ｂの実施の形態の閉鎖小骨４２５、図８の実施の形態の小骨３２２’のいずれか、あるいは図９ａおよび図９ｂの実施の形態の閉鎖小骨に使用できる。
【０１３４】
さらに、図３ａおよび図３ｂの実施の形態の一体の補強部材１３０ａ’の特徴は、図７ａおよび図７ｂの実施の形態の閉鎖小骨４２５、図８の実施の形態の小骨３２２’のいずれか、あるいは図９ａおよび図９ｂの実施の形態の補強部材４５０’に使用できる。
【０１３５】
さらに、図４ａおよび図４ｂの実施の形態の２層の前縁外板２２１の特徴は、図７ａおよび図７ｂの実施の形態の外板４２１、図8の実施の形態の外板３２１’、あるいは図９ａおよび図９ｂの実施の形態の外板４２１’に使用できる。
【０１３６】
さらに、図５ａおよび図５ｂの実施の形態のバレルナット孔３２９ａ、３２９ｂの特徴は、図８の実施の形態で主翼ボックス構造３１０’に前縁構造３２０’を接合するために使用できる。
【０１３７】
さらに、図６の実施の形態で補強部材として機能する内向隆起部２２９ａ’の特徴は、図７ａおよび図７ｂの実施の形態の閉鎖小骨４２５、図８の実施の形態の小骨３２２’のいずれか、あるいは図９ａおよび図９ｂの実施の形態の補強部材４５０’に使用できる。
【０１３８】
先の記述では、知り得た、明確な、あるいは予測可能な完成品や構成要素が言及されているが、これと同等の物は、個々に明らかにされたならば、本発明に組込まれる。そのような同等物を包含するように解釈されるべき本発明の適正な範囲を決定するためには、請求項を参照されたい。
【０１３９】
望ましい、有益な、利便性を有する等として記述された本発明に係る完成品や特徴点は随意的なものであり、独立請求項の範囲を制限しないことも理解される。
【０１４０】
さらに、そのような随意的な完成品や特徴点が、発明の一部の実施の形態において利点を有する一方、望ましくないかもしれず、それゆえ、他の実施の形態では適用されない可能性があることが理解されるべきである。
【図１】
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【図２ａ】
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【図２ｂ】
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【図３ａ】
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【図３ｂ】
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【図４ａ】
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【図４ｂ】
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【図５ａ】
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【図５ｂ】
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【図６】
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【図７ａ】
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【図７ｂ】
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【図８】
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【図９ａ】
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【図９ｂ】
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【国際調査報告】
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