JP2012500155A - 航空機の機体への翼の接続 - Google Patents

Abstract

本発明は、複数の２重結合の結合部材８−１１、１６−２１を備える、航空機の機体フレーム１，１４上の翼接続１２，１５に関する。本発明によれば、それぞれの場合において、航空機の垂直な軸（ｚ）に対して実質的に平行に延びる少なくとも２つのｚ結合部材８，１１，１６，１７と、それぞれの場合において、機体フレームの凹部３の２つの長手方向の縁部４，５の範囲内に設けられる少なくとも２つのｘｚ結合部材９，１０，２０，２１との複数の結合部材８−１１，１６−２１を備え、前記ｘｚ結合部材９，１０，２０，２１は、それぞれの場合において、衝突における荷重及び通常の飛行における航空機の長手方向の軸（ｘ）に対して平行な荷重の第１の最大荷重のために、かつ、衝突の荷重及び通常の飛行における垂直の軸（ｚ）に対して平行な荷重の第２の最大荷重のために構成される。別のｚ結合部材にｚ方向における力の成分が要求されず、かつ、重量が減少するように、ｚ軸に対して平行に生じる力の成分と同様に、ｚ結合部材は、ｘ軸に平行な、すなわち、航空機の長手方向の軸に平行な力の成分を吸収できる。
さらに、他の実施形態において、衝突の場合に、ｘｚ機体フレームベアリング２６，４１と、少なくとも２つのｘｚベアリング２６，２７，４１，４２の間の範囲内で、確実なロッキングによるｘｚ翼ベアリングとを介して伝達される力を許容する前側のｘｚ結合部材９，１０，２０，２１，４０のストラップ５１，５２，５３内に、所定の弱体化されたゾーン５９が備えられる。
【選択図】図１

Description

本発明は、複数の結合部材を備える航空機、特に、高翼航空機の機体フレームへの翼の接続及びそのような接続の構築のための方法に関する。

航空機、特に高翼航空機の機体フレームへの翼の接続は、多くの基本的な構造条件を満足しなければならないが、結果として常に妥協となり得る。胴体に位置づけられる翼が高ければ高い程、例えば、より多くの空間が、エンジン、翼フェアリング、及びフロア空間の間で利用できる。翼の構造的機能を損なわないようにすべく、特に、機体フレームの上部シェルは、機体フレーム内の凹部の形成とともに、一般に接続領域において開かれている。機体フレームの凹部の範囲内において、機体フレームが最終的に翼から吊られるようにすべく、翼は、複数の結合部材によって機体フレームに接続される。

機体フレームに対して翼が下側に設けられる程、この目的のために必然的に要求される機体フレームの凹部は大きくなり、それによって機体フレームの静力学特性に悪影響を与える。特に、翼の相対的に低い配置は、結果としてその面積が相対的に大きくなる機体フレームの凹部をシールするために、多大な建設的努力が必要とされるという不利益を有する。しかしながら、一般的な飛行において生じる着陸及び操縦の荷重と同様に、とりわけ、高い飛行高度での周囲の大気圧と比べて大きく増加し、かつ、海抜２０００〜１２０００ｍの高さにほぼ相当する差圧（内圧）を、機体フレームが確実に吸収しなければならないことから、再シールが不可欠である。

飛行中に、翼接続は、広範囲にわたって大きく異なる荷重を伝達しなければならない。飛行の方向における荷重は、特に、航空機の加速及び減速により、かつ、極端な飛行条件や許可の付与、例えば、「衝突の場合」において増加する範囲に対して生じる。そのような衝突の状況において、翼接続の機械的な積載能力が、通常の飛行中に生じる荷重で要求される場合の３倍も高い衝突時の荷重を上限として構成されなければならず、飛行方向における最大９ｇの加速が仮定され、それによって実質的な超過重量を引き起こしている。寸法を決定する荷重を考慮して、特に、飛行方向において荷重を吸収する結合部材は、非常に硬く、そして、それ故、重く構成されなければならない。

さらに、一般に、翼接続は、余分となるように、換言すれば、もし、個々の結合部材が損傷した場合に、いかなる状況にあっても、完全に又は少なくとも部分的に機体フレームから翼が外れないように構成されなければならない。

一般に、翼接続の既知の実施形態は、１つの荷重方向について、すなわち、ｘ軸（航空機の長手方向の軸）及びｚ軸（航空機の垂直方向の軸）に平行に機械的な荷重をそらすために、それぞれが特別に構成された、複数の、具体的には３２個もの数の結合部材を有する。一般に要求される余剰性又は信頼性を一般的な設計基準によって達成すべく、これらの少なくとも２つの結合部材のそれぞれが追加的に備えられる。

本発明の目的は、従来の既知の実施形態と比較して、大幅な重量の軽減を可能にする航空機、特に、高翼航空機又はショルダウィング航空機の翼接続を提供することである。

この目的は、請求項１の特徴を有する装置によって、そして、請求項１３の特徴を有する方法によって達成される。

機体フレームの２つの長手方向（縦）の縁部（エッジ）の範囲における配置は、航空機の垂直軸に実質的に平行に延びる少なくとも２つのｚ結合部材と、少なくとも２つのｘｚ結合部材とが、従来の翼接続の実施形態と比較して、かなりの重量の減少をつくり出す。本発明によって、とりわけ、例えば、衝突の場合の荷重及び航空機の長手方向の軸（ｘ）に平行な通常飛行における荷重の第１の最大荷重と、衝突の場合の荷重及び垂直な軸（ｚ）に平行な通常の飛行における荷重の第２の最大荷重について、それぞれの場合に構成される４つだけのｘｚ結合部材の提供の結果である結合部材の減少された数によって、この重量の減少が達成される。既述の荷重は、例えば、接続が衝突の場合又は通常の飛行において耐えることができるようにならなければならない、計画的に決定される荷重である。

それぞれの場合において、機体フレームの凹部の両側に設けられる２つのｘｚ結合部材は、衝突の場合、および、通常の飛行中のそれぞれの場合において、ｘ軸及びｙ軸に対して平行な方向に生じる荷重を吸収することができることから、信頼性の要求により、これまで凹部の長手方向の縁部ごとに２つ備えられていたｚ結合部材及びｘ結合部材について、単に２つの連結されたｘｚ結合部材に置き換えることができ、これは、重量を減少させるということを意味する。重量を減少の可能性は、とりわけ、極端に高い衝突時の荷重にこれまで単にｘ方向の荷重について構成されており、それ故、衝突の場合の極端に高い荷重を考慮して強固にされていたｘ結合部材が、ここでは、通常の飛行中に生じるが、衝突の場合の荷重と比較して大幅に低いｚ方向の荷重を伝達するためにも使用されるという事実に起因する。

航空機の全ての考慮され得る運行状態の下で、衝突の状況の発生及び翼接続の個々の結合部材の破損の場合の荷重が相互に相容れないものであることから、本発明によって、全ての機能性又は信頼性を制限することなく、ｚ結合部材とｘ結合部材との間のこの機能的な統合が可能になる。

有利な実施形態によれば、ｘｚ結合部材は、それぞれ通常の飛行における荷重のかかる垂直の軸に対して平行に構成され、かつ、衝突の場合に荷重のかかる長手方向の軸に対して平行に構成される。通常の飛行において、特に、翼に配置される燃料タンクが典型的に燃料で満たされている場合で、翼が非常に重くなっている離陸中、そして、胴体が十分に荷重される飛行中に、衝突の場合においてｚ方向に生じる力を越える力がｚ方向において生じることから、これは、特に有利である。

接続のさらなる実施形態によれば、各ｘｚ結合部材は、それぞれ、実質的に、航空機の長手方向の軸、すなわちｘ方向に対して、ある角度で延び、角度の正接は、第１の最大荷重で除された第２の最大荷重に等しい。この延伸方向は、ｘｚ結合部材が、特に小さな自重とともに、航空機の垂直軸に対して平行に生じる力と同様に、航空機の長手方向の軸に対して平行に生じる力をそれぞれの最大荷重まで吸収することを可能にする。

接続のさらなる実施形態によれば、それぞれの場合に、少なくとも２つのｙ結合部材が、機体フレームの凹部の長手方向の縁部の範囲において、航空機の横軸に対して実質的に平行に配置される。

この実施形態は、本発明による翼接続が、飛行方向を横切って翼から機体フレームへと力を伝達することを可能にする。

本発明の有利な進歩は、ｘｚ結合部材が、それぞれの場合に２つのｘｚストラップによって互いに連結される、それぞれ機体フレーム上に配置される機体フレームベアリング及び翼に取り付けられる翼ベアリングを備えるということを提供する。

２つのピボットを伴うｘｚ結合部材は、機体フレームに関して翼の少なくともわずかの平行移動性を可能にする。それでもなお、翼と機体フレームとの間で静的に適切に決定される接続が、残りのｙ結合部材とｚ結合部材との結合において達成される。

接続のさらなる実施形態によれば、それぞれの場合において、少なくとも２つのｘｚストラップが、互いに反対に設けられ、そして、機体フレームの凹部の長手方向の縁部の範囲において、航空機の長手方向の軸（ｘ軸）に関して傾斜させられる。

もし、例えば、翼の先端の縁部の範囲において、ｚ結合部材が損傷した場合、背後に設けられている、前側のｘｚ結合部材に力が作用し、その力は、続いている翼の縁部及び関係する後側のｘｚ結合部材の範囲内で、ｚ結合部材が破損している間における力よりも小さくなる。発生する力のこの非対称性の理由は、ｚ結合部材の損傷が、翼と胴体との間の統一されていない質量分配であるということである。様々に逆に傾斜した配置において、ｘｚ結合部材の接続ストラップは、これらの様々な強度の力を補償する。ｚ結合部材又は他の結合部材の損傷が、例えば、疲労効果、腐食現象、又は衝撃によって生じ得る。

仮想の補助直線、接続された翼と機体フレームの共通の重心に理想的に略一致する中心が、それぞれの場合において、接続範囲において両側に備えられる２つのｘｚ結合部材の傾斜した長手方向の軸の交差点を通過する。

翼接続のさらなる有利な実施形態が、さらなる請求項において設定される。

図１は、上に分離して示される翼の部分を伴う機体フレームの一部の概観斜視図である。 図２は、組み付けられた翼接続を通じた断面図である。 図３は、翼接続の部分としての図２からのｘｚ結合部材の拡大等角図である。 図４は、衝突荷重の重量最適化された伝達に関するｘｚ結合部材の他の実施形態の側面図である。 図５は、組み入れられた弱体化された範囲を伴う衝突荷重の重量最適化された伝達に関するｘｚストラップの変形の詳細な平面図である。

図において、同じ構造要素は、それぞれの場合において同じ参照符号を有する。

図１は、翼接続の関係する要素を伴う翼の一部を伴う高翼航空機の一部の基本的な概観を示す。

従来の高翼又はショルダウィング工法における航空機の機体フレーム１において、航空機の長手方向の軸に対して平行に延びる２つの長手方向の縁部４，５を伴う略矩形の機体フレームの凹部３が、上部シェル２の範囲にわたって導入される。座標系６は、全ての要素の空間的な位置を例示する。系のｘ軸は、航空機の長手方向の軸に平行に延び、そして、飛行の方向に向けられる。ｙ軸、すなわち、（航空機の）横軸は、航空機の長手方向の軸を横切って延び、そして、飛行の方向において見たときに、左に向けられ、その一方、ｚ軸は、航空機の垂直な軸に対して平行に延び、そして、フロアから離れるように向けられる。上に示されるように、機体フレーム部分１（より明確な概観について）から離れていて、機体フレームの凹部３は、航空機の翼７（エアロフォイルボックス）の中心部である。

さらに、図１は、長手方向の先端の縁部５の範囲において配置される２つだけのｚ結合部材８，１１と２つのｘｚ結合部材９，１０とが翼接続の他の結合部材を代表して参照符号を与える複数の結合部材が、機体フレーム１によって部分的に覆われる。表示されている４つのｙ結合部材の全ては、明確性の理由で表示されていない。結局、結合部材は、本発明によって、翼７を全長が示されていない航空機の機体フレーム部分１に接続するために構成される接続１２を形成する。

図２は、詳細な機体フレームの長手方向の縁部の範囲において、翼と航空機の機体フレームとの間の本発明による接続を通じた断面図である。

翼１３は、機体フレーム１４の上に配置されている。翼１３と機体フレーム１４の間の接続１５は、好ましくは、それぞれが、ｚ軸、ｙ軸及び組み合わせられたｘｚ方向に対して平行な力を伝達するために構成される、２つのｚ結合部材１６，１７、２つのｙ結合部材１８，１９、及び２つのｘｚ結合部材２０，２１を備える。結合部材１６〜２１の配置に従って構成され、図２に表示されていないさらなる６つのｚ、ｙ、及び、ｘｚ結合部材の配置が、機体フレームの凹部の第２の長手方向の縁部（見えない）の範囲内に備えられる。

２つのｚ結合部材１６，１７のそれぞれは、それぞれの場合において、２つのｚストラップおよび関係するボルト（図示せず）によって、互いに連結されるｚ機体フレームベアリング２２及びｚ翼ベアリング２３を有する。それ故、２つのピボットが構成されることにより、各ｚ結合部材は、翼１３と機体フレーム１４との間の相対的な移動中に、機械的な張力の進行を防止するための十分な自由度を有する。したがって、２つのｙ結合部材１８，１９もまた、それぞれの場合において、２つのストラップによって互いに繋がっているｙ機体フレームベアリング２４及びｙ翼ベアリング２５を有する。それぞれの場合において、２つのストラップによって接続されるｘｚ機体フレームベアリング２６及びｘｚ翼ベアリング２７を有する２つの連結されたｘｚ結合部材２０，２１についても同じことが適用される。

機体フレームベアリング２２，２４，２６及び翼ベアリング２３，２５，２７は、好ましくは、それぞれの場合において、ストラップが端部の孔とともに残る両側にあるラグとして構成される。ストラップ及びラグは、それぞれの場合において、結合部材１６〜２１ごとに２つのボルトによって、機体フレームベアリングと翼ベアリングとの内部に接続される。結合部材の一部としての機体フレームベアリング２２，２４，２６及び翼ベアリング２３，２５，２７の他の構造的な実施形態が可能である。

ｘｚストラップ３０，３１の両方の長手方向の軸２８，２９は、逆の傾斜で、かつ角度３２，３３で、又は、水平に関して、すなわち座標系６のｘ軸に関して異なる大きさの傾斜において延びる。

長手方向の軸２８，２９の異なる傾斜により、損傷の発生時と同様に、通常の飛行中に、異なる大きさの機械的な力が、例えば、２つの外部のｚ結合部材１６，１７の１つから、２つのｘｚ結合部材２０，２１上に作用する。長手方向の軸２８，２９、及び、ｘｚ結合部材２０，２１とｚ結合部材１６，１７との間の異なる間隔により、これらの相互に異なる力の影響を補償する異なる梃子の効果がつくられる。これに関し、長手方向の軸２８，２９の角度３２，３３が大きく選択される程、ｘ成分の力の合計が減少する一方で、それぞれの場合において、各ｘｚ結合部材２０，２１上に作用するｚ成分の力の合計は大きくなる。仮想の直線、共通の重心に略一致する中心、すなわち、翼１３と機体フレーム１４との力の平衡は、２つの長手方向の軸２８，２９の間の交差点３４、及び、他の２つのｘｚ結合部材のさらなる長手方向の軸の交差点（図２に示さず）を通じて、ｙ軸（図面の平面に鉛直）に対して平行に延び、接続１５の、図面の平面の後に垂直にオフセットされる。この仮想の直線の中心は、翼１３の範囲内において機体フレーム１４の上に、又は、機体フレーム１４の範囲内において翼１３の下に配置され得る。

例示される翼接続の構築中に、衝突の場合にｘ方向において生じる定格荷重、衝突の場合にｚ方向において生じる定格荷重、通常の飛行中及び着陸動作中にｘ方向において生じる定格荷重、及び通常の飛行中及び着陸動作中にｚ方向において生じる定格荷重が、例えば、ｘｚストラップ３０，３１のそれぞれについて決定される。その後、ｘ方向において、関係する第１の垂直最大荷重も、衝突の場合にｘ方向において生じる定格荷重と、通常の飛行中及び着陸動作中にｘ方向において生じる定格荷重から、それぞれのｘｚストラップ３０，３１について決定され、すなわち、２つの値のうち大きな方が選択される。同様に、ｚ方向において、関係する第２の水平方向の最大荷重が、衝突の場合にｚ方向において生じる定格荷重と、通常の飛行中又は着陸動作中にｚ方向において生じる定格荷重から、ｘｚストラップ３０，３１について決定される。典型的な高翼の航空機の場合において、例えば、衝突の場合にｚ方向における定格荷重は、第１の最大荷重として決定され、通常の飛行中及び着陸動作中のｘ方向における定格荷重は、第２の最大荷重として決定される。

各ｘｚストラップ３０，３１について、延伸方向の関係する角度３２，３３は、その後、関係する垂直の最大荷重を同じ場所での水平の最大荷重で除した逆正接関数の商として決定される。各ｘｚストラップ３０，３１は、一方で、ｘ方向において、第１の最大荷重まで荷重がかけられ、他方で、ｚ方向において、第２の最大荷重まで荷重がかけられ得る強度で構成される。

図３は、図２の翼接続からのｘｚ結合部材の等角図である。

ｘｚ結合部材２０は、とりわけ、ｘｚ機体フレームベアリング２６と、ｘｚ翼ベアリング２７（特に図２参照）とを備える。ｘｚ機体フレームベアリング２６とｘｚ翼ベアリング２７の両方は、水平の、すなわち、座標系６のｘｙ平面に平行な、そして、機体フレーム又は翼の機械的な接続に影響を与える少なくとも１つのフランジ部（図示せず）を有する。この機械的な接続は、例えば、従来のねじ及び／又はリベットの接続によって行われる。例示される実施形態において、ｘｚ機体フレームベアリング２６とｘｚ翼ベアリング２７は、それぞれ、孔（詳細に図示しない）を伴うラグ３５，３６として構成され、それぞれの場合に孔を通じてボルト３７，３８が案内される。後側において、ほとんど完全に覆われた第２ストラップ３９が２つのボルト３７，３８を互いに連結する一方で、前側において、それぞれの場合において、ストラップ３０が孔を通じて案内されるボルト３７，３８に設けられる。ラグ３５，３６の両側にあるストラップ３０，３９により、対称的な力の移行が結合部材２０の内側に与えられる。

現実の結合部材を製造するために、２つのストラップと２つのボルトによって連結されている、それぞれの場合においてラグ状の機体フレームベアリングとラグ状の翼ベアリングとを伴うｚ結合部材とｙ結合部材の基本的な構造は、ｘｚ結合部材を参照して記載される構造に従う。

それ故、ｚ結合部材は、好ましくは両方がラグとして構成される、ｚ機体フレームベアリングとｚ翼ベアリングを備える。２つのラグを通じて、それぞれの場合に案内されるのは、２重連結の接続をつくるためにｚストラップが配置され固定される両側にあるボルトである。ｚストラップは、例えば、それぞれの端部にボルトを受けるための孔が形成される、細長い長円状を有する。ｙ結合部材の構造は、ｚ結合部材の構造に対応する。

図４は、重量最適化された衝突の荷重を伝達するためのｘｚ結合部材の改良された構成の側面図である。ここでも、座標系６は、全ての要素の空間位置を例示する。

ｘｚ結合部材４０は、ラグ４３，４４として構成されるｘｚ機体フレームベアリング４１とｘｚ翼ベアリング４２とを備える。上側のラグ４３の幾何学的形状は、２つの逆に傾斜した側面４５，４６を伴う、ほぼ逆にした大文字「Ａ」に従う。したがって、下側のラグ４４の周囲の外形は、通常の方向において、同様に、２つの逆に傾斜した側面４７，４８を伴う、ラテン大文字「Ａ」に従う。２つのラグ４３，４４のそれぞれは、２つのボルト４９，５０が案内される孔（図示せず）を有する。ラグ４３，４４の両側上のボルト４９，５０に設けられるのは、ｘｚ機体フレームベアリング４１とｘｚ翼ベアリング４２との間の２重結合の接続をつくるための、実質的に長円のｘｚストラップ５１，５２である。構造の他の形式が、ｘｚ機体フレームベアリング４１とｘｚ翼ベアリング４２との記載される変形の代わりに使用され得る。

しかしながら、座標系６のｘ軸の方向（航空機の飛行の方向）において、ｘｚ結合部材４０の２つのｘｚストラップ５１，５２における、エネルギを吸収する圧縮又は変形が存在するように、この変形例において、ｘｚ結合部材４０の少なくともｘｚストラップ５１，５２は、最初に記載される変形例と比較して機械的に弱くなるように寸法がとられる。ラグ４３の点線で示されるように、変形が既にｘｚストラップ５１，５２に影響を与え、未だ残る衝撃エネルギが、ｘｚ結合部材４０によって完全に吸収され又は伝達されるにもかかわらず、２つのｘｚストラップ５１，５２のこの圧縮の結果として、２つのラグ４３，４４の側面４６，４７は、直接的な相互の機械的な接触に至る。ｘｚストラップ５１，５２は、ラグ４３，４４とボルト４９との間の機械的な接触、及び、それ故の結合部材４０の動作が常に維持されるように、衝突の場合に破壊されることなく、ｙ軸に対して実質的に平行に変形する。

この変形例では、ｘｚストラップ５１，５２及びボルト４９，５０の静的に軽量な構成の結果として、さらなる重量軽減を達成することが可能になる。さらに、衝突の場合に、少なくともラグ４３，４４間の特定の範囲で、明確なロッキングが存在するように、２つの側面４６，４７の表面形状を互いに補完的になるように構成することが可能になる。これは、ラグ４３，４４の互いの関連する制御されない移動を防止する。この目的のために、各側面４６，４７は、例えば、衝突の場合、すなわち、側面４６，４７が直接的な機械的接触をする場合に、側面４６，４７が、少なくとも特定の範囲でかみ合う歯とともに備えられる。

さらに、このｘｚ結合部材４０の構成は、衝突の場合に、急なエネルギの吸収がないという利点を有する。初期のｘｚストラップ５１，５２の圧縮により、まず第１に、衝突の場合に生じるいくらかの運動エネルギが、変形によって調整される時間遅延とともに減少する。側面４６，４７が所望の堅い機械的接触に入った後にのみ、衝撃エネルギは、結合部材４０によって伝達される、ｘｚストラップ５１，５２の圧縮によって既にかなり減少している。

図５は、衝突の荷重を吸収するための、所定の弱体化されたゾーンを伴うｘｚストラップの修正された変形の詳細な平面図である。座標系６が、要素の空間位置及び移動の方向を示すために使用される。

ｘｚストラップ５３は、ボルト５６，５７を受けるための、そこでの端部内に配置される２つの孔５４，５５を有する。各ｘｚ結合部材について、２つのそのようなｘｚストラップ及び２つのボルト５６，５７が要求され、ｘｚストラップは、ｘｚ機体フレームベアリング及びｘｚ翼ベアリングの両側に対して残っている。２つのｘｚストラップ５３に関連して、２つのボルト５６，５７は、ｘｚ機体フレームベアリング（図示せず）とｘｚ翼ベアリング（同様に図示せず）との間のｘｚ結合部材として、２重結合の接続をつくり出す（図２参照）。

ｘｚストラップ５３の周囲の外形は、長円形にほぼ従っているが、孔５４，５５の間の中心部内で両側にある、逆に（鏡で反対にされた）湾曲した縁部を伴う圧縮範囲５８を有する。圧縮範囲５８内において、略矩形の基本形を伴う弱体化されたゾーン５９があるが、しかしながら、矩形の両側は、それらの中心に向かってそれぞれわずかに圧縮される。弱体化されたゾーン５９の範囲内で、好ましくはチタニウムを使用して製造されたｘｚストラップ５３の材料の厚さは、衝突の発生時において、図面の平面の外に曲げられる場合に、ｙ軸の方向においてｘｚストラップ５３の所定の圧縮を保証するように製造される。この種の弱体化されたゾーン５９は、示されるように、ｘｚストラップ５３の上側にのみ、及び／又は下側に備えられ得る。

航空機の衝突の場合に、すなわち、もし、高い減速が、突然座標系６のｘ軸の方向に対して作用した場合に、強い力Ｆが、ｘｚストラップ５３上の白の矢印６０の方向に作用する。発生する最大９ｇの加速は、通常の飛行において生じる荷重よりも３つの要因によって通常高くなっている。翼接続の第１の変形例（図１〜図３）と比較すると、機体フレーム上及び翼上の翼接続の部分としてのボルト５６，５７及びベアリング（図５に示されない）は、増加した安全マージンとともに発生する標準の飛行荷重がちょうど正しく確実に維持されるような寸法にされる。機体フレームベアリング、翼ベアリング、及びボルトのこの軽量の構成の結果として、さらなる重量の軽減が達成され得る。

しかしながら、このｘｚ結合部材の範囲内でのみ、ｘｚストラップの所望の圧縮を初期化する圧縮力が生じることから、図５によって、修正されたｘｚストラップ５３は、前側のｘｚ結合部材（図２において参照符号２０を参照）の範囲内で、翼の接続の内側で使用されなければならない。反対に、後のｘｚ結合部材の範囲内で、翼の前方への移動により、衝突の場合に飛行の方向において強い張力のみが生じ、その張力は、所望の圧縮過程について利用され得ない。

衝突の場合において、ｘｚストラップ５３が圧縮され、図５から見て図面の平面の外に（ｙ軸に対して平行に）曲がるが、ｘｚ結合部材がその接続動作を未だ実行するように、破壊が起きていないということの結果として、正確に予め決められた構造的な過剰な荷重がｘｚストラップ５３の圧縮範囲５８において生じる。ｘｚストラップ５３の変形過程の終わりで、機体フレームベアリングの少なくとも特定の範囲は、明確なロッキングの方式において、翼ベアリングに対して残り、両側の確実な案内が、ベアリングの両側に対して残る、圧縮されるｘｚストラップ５３によって保証される。

１…機体フレーム、２…上部シェル、３…機体フレーム凹部、４…縦縁部、５…縦縁部、６…座標系、７…翼、８…ｚ結合部材、９…ｘｚ結合部材、１０…ｘｚ結合部材、１１…ｚ結合部材、１２…接続（翼接続）、１３…翼、１４…機体フレーム、１５…接続（翼接続）、１６…ｚ結合部材、１７…ｚ結合部材、１８…ｙ結合部材、１９…ｙ結合部材、２０…ｘｚ結合部材、２１…ｘｚ結合部材、２２…ｚ機体フレームベアリング、２３…ｚ翼ベアリング、２４…ｙ機体フレームベアリング、２５…ｙ翼ベアリング、２６…ｘｚ翼ベアリング、２７…ｘｚ翼ベアリング、２８…縦軸（ｘｚストラップ）、２９…縦軸（ｘｚストラップ）、３０…ｘｚストラップ、３１…ｘｚストラップ、３２…角度、３３…角度、３４…交差点（ｘｚストラップの縦軸）、３５…ラグ、３６…ラグ、３７…ボルト、３８…ボルト、３９…ｘｚストラップ、４０…ｘｚ結合部材、４１…ｘｚ機体フレームベアリング、４２…ｘｚ機体フレームベアリング、４３…ラグ、４４…ラグ、４５…側面、４６…側面、４７…側面、４８…側面、４９…ボルト、５０…ボルト、５１…ｘｚストラップ、５２…ｘｚストラップ、５３…ｘｚストラップ、５４…孔、５５…孔、５６…ボルト、５７…ボルト、５８…抑制範囲、５９…弱体化されたゾーン、６０…矢印（衝突における主たる力の流れの方向）

Claims (14)

1. 航空機、特に高翼航空機の機体フレーム（１，１４）への翼（７，１３）の接続（１２，１５）であって、
   それぞれの場合において、航空機の垂直な軸（ｚ）に対して実質的に平行に延びる少なくとも２つのｚ結合部材（８，１１，１６，１７）と、それぞれの場合において、機体フレームの凹部（３）の２つの長手方向の縁部（４，５）の範囲内に設けられる少なくとも２つのｘｚ結合部材（９，１０，２０，２１）との複数の結合部材（８−１１，１６−２１）を備え、
   前記ｘｚ結合部材（９，１０，２０，２１）は、それぞれの場合において、衝突の場合における荷重及び通常の飛行における航空機の長手方向の軸（ｘ）に対して平行な荷重の第１の最大荷重のために、かつ、衝突の場合の荷重及び通常の飛行における垂直の軸（ｚ）に対して平行な荷重の第２の最大荷重のために構成されることを特徴とする接続。
2. 前記ｘｚ結合部材（９，１０，２０，２１）は、それぞれの場合において、通常の飛行において垂直な軸（ｚ）に対して平行な、及び、衝突の場合に長手方向の軸（ｘ）に対して平行な荷重のために構成されることを特徴とする請求項１に記載の接続。
3. 各ｘｚ結合部材（９，１０，２０，２１）は、実質的に長手方向の軸（ｘ）に対して、ある角度（３２，３３）で延び、角度（３２，３３）の正接が、第１の最大荷重によって除された第２の最大荷重に等しいことを特徴とする請求項１又は２に記載の接続（１２，１５）。
4. 長手方向の縁部（４，５）の範囲内で、それぞれの場合において、少なくとも２つのｙ結合部材（１８，１９）が、航空機の横軸に対して実質的に平行に設けられることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の接続（１２，１５）。
5. 前記各ｘｚ結合部材（９，１０，２０，２１）は、それぞれの場合において、２つのｘｚストラップ（３０，３１，３９，５１−５３）によって互いに連結される、機体フレーム（１，１４）上に設けられるｘｚ機体フレームベアリング（２６）及び翼（７，１３）に取り付けられるｘｚ翼ベアリング（２７）を備えることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の接続（１２，１５）。
6. それぞれの場合において、少なくとも２つのｘｚストラップ（３０，３１，３９，５１−５３）は、長手方向の縁部（４，５）の範囲内で、航空機の長手方向の軸に関して、逆に、かつ、傾斜した配置である請求項１から５のいずれか１項に記載の接続（１２，１５）。
7. 各ｘｚストラップ（３０，３１，３９，５１−５３）は、それぞれの場合において、２つのボルト（３７，３８，４９，５０，５６，５７）について２つの孔（５４，５５）を有することを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の接続（１２，１５）。
8. 前記各ｚ結合部材（８，１１，１６，１７）は、機体フレーム（１，１４）上に設けられるｚ機体フレームベアリング（２２）と、翼（７，１３）に取り付けられるｚ翼ベアリング（２３）とを備える請求項１から７のいずれか１項に記載の接続（１２，１５）。
9. 前記各ｙ結合部材（１６，１７）は、それぞれの場合において、２つの孔及び２つのボルトによって互いに連結される、機体フレーム（１，１４）上に設けられるｙ機体フレームベアリング（２４）及び翼に取り付けられるｙ翼ベアリング（２５）を備えることを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載の接続（１２，１５）。
10. それぞれの場合において、２つのｘｚストラップ（３０，３１，３９，５１−５３）の長手方向の軸（２８，２９）は、長手方向の縁部（４，５）の範囲内で交差することを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載の接続（１２，１５）。
11. 前記結合部材（８−１１，１６−２１）は、好ましくは、チタニウム合金及び／又はチタニウムを用いて形成されることを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の接続（１２，１５）。
12. 少なくとも２つのｘｚストラップ（３０，３１，３９，５１，５２，５３）は、それぞれの場合において、航空機の衝突の場合に、ｘｚストラップの所定の変形を許容する少なくとも１つの弱体化されたゾーン（５９）を有する請求項１から１１のいずれか１項に記載の接続（１２，１５）。
13. 航空機、特に高翼航空機の機体フレーム（１，１４）への翼（７，１３）の接続（１２，１５）の構築のための方法であって、
    接続（１２，１５）は、それぞれの場合において、航空機の垂直な軸に対して平行に延びる少なくとも２つのｚ結合部材（８，１１，１６，１７）と、それぞれの場合において、機体フレームの凹部（３）の２つの長手方向の縁部（４，５）の範囲内に設けられる少なくとも２つのｘｚ結合部材（９，１０，２０，２１）との複数の結合部材（８−１１，１６−２１）を備え、
    以下のステップ、
    少なくとも１つのｘｚ結合部材について、衝突の場合の荷重及び通常の飛行における航空機の長手方向の軸（ｘ）に対して平行な荷重の第１の最大荷重を決定すること、
    少なくとも１つのｘｚ結合部材について、衝突の場合の荷重及び通常の飛行における航空機の垂直な軸（ｚ）に対して平行な荷重の第２の最大荷重を決定すること、第１の最大荷重及び第２の最大荷重に従って少なくとも１つのｘｚ結合部材の耐力性を定めること、
    のステップを備える方法。
14. 長手方向の軸（ｘ）に対して、ある角度（３２，３３）で、角度の正接が第１の最大荷重によって除された第２の最大荷重に等しい、少なくとも１つのｘｚ結合部材（９，１０，２０，２１）の延伸方向を確立するステップによって特徴づけられる請求項１３に記載の方法。

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