JP2002053098A - 飛行機用構造部材およびその製造方法並びに構造部材のための補強異形材 - Google Patents

飛行機用構造部材およびその製造方法並びに構造部材のための補強異形材

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JP2002053098A JP2001191523A JP2001191523A JP2002053098A JP 2002053098 A JP2002053098 A JP 2002053098A JP 2001191523 A JP2001191523 A JP 2001191523A JP 2001191523 A JP2001191523 A JP 2001191523A JP 2002053098 A JP2002053098 A JP 2002053098A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】構造部材の重量を最小にすることを考慮して残
留強度を増大させることができ、よって胴体の側部シェ
ル領域にも上部シェル領域にも溶接胴体シェルの使用が
可能になるように構造部材を構成する。 【解決手段】少なくとも１つの外被板（４）と、外被板
（４）に取り付けられる複数個の補強異形材（２）とを
有し、補強異形材（２）が少なくとも部分的に溶接結合
部により外被板（４）と結合されている飛行機用構造部
材において、補強異形材（２）に補強部（５）を配置す
る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、少なくとも１つの
外被板と、外被板に取り付けられる複数個の補強異形材
とを有し、補強異形材が少なくとも部分的に溶接結合部
により外被板と結合されている飛行機用構造部材、およ
びその製造方法、並びに構造部材のための補強異形材に
関するものである。
【０００２】
【従来の技術】DE１９６３９６６７またはDE１９８４４
０３５からは、外被・縦材溶接構造の構造部材が知られ
ている。大型の外被板上には、レーザー溶接により異形材
（縦材またはフレームとして構成される）が溶接され
る。この種の構造部材は飛行機の胴体シェルとして使用
されるが、十分な強度を持っていなければならず、将来的
にはいわゆる"Two Bay Crack"基準を満たしていなけれ
ばならない。この基準を満たすには、胴体構造が２つの
フレーム部分または２つの縦材部分を介して縦方向また
は周方向の亀裂に耐えうる構造であることが必要であ
る。この場合、亀裂の中央部で補強部が破損することが予
想される。溶接された胴体シェルは、従来一般に使用さ
れている縦材またはフレームのような補強部を接着また
はリベット固定した胴体シェルに比べて残留強度が小さ
い。この種の差動構造においては、リベット固定または
接着される補強部は亀裂ストッパーまたは亀裂抑制手段
として作用する。個々の亀裂先端はリベット固定または
接着された補強部により一定回数の負荷交替に対しまと
めて処理されるので、胴体外被部における亀裂の進展が
抑制される。荷重が外被部から補強部へ配分されるので、
一定回数の荷重がかかると補強部が機能しなくなり、胴
体外被部、ひいては胴体シェルが急激に機能しなくなる。
このような有利な亀裂抑制挙動は、補強部を溶接した構
造部材の場合には存在しない。溶接された構造部材の場
合、亀裂は外被部と補強部に同時に進展するので、亀裂抑
制作用は生じない。この挙動のために残留強度が低下し、
亀裂の進展挙動が望ましいものではなくなる。残留強度
の設計基準が問題になる領域では、シェルを肉厚にし
て、十分な残留強度を達成させねばならない。このため許
容し難いほど重量が増し、特に胴体の側部シェル領域と
上部シェル領域においてそうである。それゆえ、従来では
これらの領域に縦材を溶接した胴体シェルは使用されな
かった。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】本発明の課題は、構造
部材の重量を最小にすることを考慮して残留強度を増大
させることができ、よって胴体の側部シェル領域にも上
部シェル領域にも溶接胴体シェルの使用が可能になるよ
うに構造部材を構成するとともに、その製造方法並びに
構造部材のための補強異形材することである。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明は、上記課題を解
決するため、構成部材においては、補強異形材に補強部
が配置されていることを特徴とするものである。
【０００５】また、その製造方法においては、補強異形
材に、外被域と溶接する前に補強部を備えさせることを
特徴とするものである。さらに構造部材のための補強異
形材においては、補強部が、それぞれ異形材ウェブの領域
に少なくとも片側に配置されている重ね板により補強異
形材に形成されていることを特徴とするものである。ま
た、補強部が、それぞれ異形材ウェブの領域に配置され
ているタイバーにより補強異形材に形成されていること
を特徴とするものである。
【０００６】この場合特に有利なことは、溶接された構
造部材の残留強度を増大させることにより、この種の構
造部材を飛行機の胴体シェルに対してもその側部シェル
領域および上部シェル領域に使用できることである。し
たがって、一般的に、溶接される胴体シェルをすべての胴
体に対し使用でき、胴体下部シェル領域に対してのみ使
用が制限されることがない。従来の胴体シェル製造に比
べて低コストの構成であるため、製造コストと構造重量
をかなり低減できる。
【０００７】本発明による解決法によれば、溶接される
シェルの欠点が解消される。外被部、すなわち胴体外被に
初期亀裂が発生すると、これと同時に補強異形材に進展
する亀裂は補強部が形成されているので進行が遅れ、或
いは抑止される。したがって、補強異形材の補強部は外被
部の亀裂に対し進行抑止作用を持っている。溶接された
構造部材の残留強度は増大する。
【０００８】他の有利な構成は請求項２ないし１５,１
７,１８,２０,２１および２３ないし２９に記載されて
いる。他の利点は以下の詳細な説明から明らかである。
【０００９】
【発明の実施の形態】次に、本発明の実施形態を添付の
図面を用いて詳細に説明する。図１と図２は、それぞれ
補強異形材２の領域における構造部材１の一部分を示し
たものである。補強異形材２は、飛行機縦方向に延びる、
飛行機胴体構造用の縦材（ストリンガー）３として構成
され、外被域４に溶接されている。飛行機の胴体シェルと
して使用するための構造部材１のために、飛行機縦方向
にはこの種の多数の縦材３が配置されている。
【００１０】DE１９６３９６６７またはDE１９８４４０
３５から知られているように、外板４と縦材３との結合
部は溶接され、リベットや接着による従来の方式に比べ
て軽量になっている。溶接された構造部材１の残留強度
(Restfestigkeit)を高めるため、本発明によれば、縦材３
に補強部５が装着されている。このように特殊な構成の
縦材３には、外被域４と溶接する前に補強部５を備えさ
せる。補強部５は有利には縦方向重ね板６として構成さ
れ、すなわち縦材ウェブ３Ａの側方に、該ウェブを「２倍
にするもの」として取り付けられている。図１に示すよ
うに、縦材ウェブ３Aの両側に縦方向重ね板６を配置して
よい。
【００１１】図２は、片側に縦方向重ね板６を取り付け
た実施形態を示すものである。達成するべき残留強度或
いは発生する応力に応じて、１個または複数個の縦方向
重ね板６を使用してよい。縦方向重ね板６は、有利には
高強度Al合金、或いは繊維補強した金属積層板からなり、
図示した実施形態ではI型異形材として構成されている。
縦材ウェブ３Ａへの重ね板６の接着またはリベットによ
る固定は、縦材３を外被域４と溶接させる前に行なわ
れ、製造技術的に操作が簡単である。というのは、特に大
型の構造部材の場合、溶接過程を行なった後に補強部を
構造部材１に取り付けるのは非常に手間がかかるからで
ある。
【００１２】図３と図４は、フレーム７の領域における
構造部材１の一部分を図示したものである。すでに詳細
に述べたように、補強異形材２（ここでは飛行機の周方
向に延びる、飛行機胴体構造用のフレーム７として構成
され、外被域４に溶接されている）には、補強部５が設
けられている。補強部５は周方向重ね板８として構成さ
れ、フレームウェブ７Ａの片側に配置しても両側に配置
してもよい。図３に示すように、フレームウェブ７Aの両
側にはそれぞれ１つの周方向重ね板８が鉛直方向に接着
またはリベット固定されている。また図４に示すように、
補強部５（ここでは周方向重ね板８）を補助的なウェブ
７Bに水平方向に配置してもよい。このように補強異形材
２への補強部５の配置は、補強異形材２の異形形状およ
び荷重形態に依存して適当に設けられる。フレーム７へ
の周方向重ね板８の接着またはリベット固定は、フレー
ム７を外被板４と溶接する前に行なう。
【００１３】図５ないし図８は、補強異形材２の他の実
施形態を備えた構造部材１を示すもので、これらの補強
異形材２は溶接構造の残留強度を増大させるものであ
る。図５と図６は、タイバー３１を備えた縦材３０の実
施形態を示すもので、タイバー３１は高強度鋼合金また
はチタン合金或いは繊維複合材からなっている。タイバ
ー３１は縦材ウェブ３２に配置されており、このため縦
材ウェブ３２には片側に材料肉厚部３３が設けられてい
る。材料肉厚部３３には貫通穴３４が縦材縦方向に形成
される。材料肉厚部３３は縦材ウェブ３２の下半分に設
けるのが有利である。タイバー３１（多角形の横断面を
持っているのが有利である）は貫通穴３４に挿入し、ね
じれさせる。正方形または長方形の横断面形状を適用す
るのが有利である。ねじれさせることにより、亀裂が生
じたときにタイバー３１と材料肉厚部３３の間に相対変
位が生じるのを防止できる。
【００１４】縦材３０全体を熱処理し（たとえば溶体化
処理する）、材料の変形能を改善した後、縦材異形部３
０、すなわち材料肉厚部３３とタイバー３１とをプレス
により形状拘束的に結合させる。
【００１５】図７と図８に図示した実施形態のフレーム
７０のタイバー７１は、高強度の鋼合金またはチタン合
金或いは繊維複合材からなり、基本的には縦材３０に設
けた前述のタイバー３１に対応している。タイバー７１
はフレームウェブ７２に配置され、このためフレームウ
ェブ７２には、有利には下半分に、片側の材料肉厚部７
３が設けられ、材料肉厚部７３には貫通穴７４がフレー
ム縦方向に形成される。タイバー７１（多角形の、有利に
は正方形の横断面を備えている）は貫通穴７４に挿入
し、ねじれさせる。ねじれさせることにより、亀裂が生じ
たときにタイバー７１と材料肉厚部７３の間に相対変位
が生じるのを防止できる。
【００１６】フレーム７０全体を熱処理（有利には溶体
化処理する）した後、フレーム異形部７０、すなわち材料
肉厚部７３とタイバー７１とをプレスにより形状拘束的
に結合させる。
【００１７】図９と図１０は、溶接構造の残留強度を増
大させる補強異形材２の他の有利な実施形態を備えた構
造部材１を示したものである。補強異形材２は、ここで
は特殊な縦材３５として構成され、スリットを備えた下
部ウェブ領域３６を有している。ウェブ領域３６はタイ
バー３８を受容するための受容穴３７を備えている。図
９は、タイバー３８を挿入する前の縦材３５を図示した
ものである。ウェブ領域３６は、タイバー３８を挿入で
きるクランプが形成されるように構成されている。受容
穴３７には材料段部３９が設けられているが、この材料
段部３９をタイバー３８は挿入時に克服しなければなら
ず、この克服によってタイバー３８は受容穴３７に位置
決めされる。タイバー３８は丸い横断面を有しているの
が有利であり、粗い表面を備えている。タイバー３８は他
の横断面を有していてもよいが、低コストで処理が容易
であるので、丸い横断面のものを使用するのが有利であ
る。表面を粗くするのは、タイバー３８と縦材３５との相
対変位を阻止して、亀裂の形成を抑えるためである。材料
としては、すでに述べた高強度の鋼合金またはチタン合
金或いは複合材が使用される。タイバー３８を挿入した
後、溶体化処理のような熱処理を行なって、材料の変形能
を改善するのが有利である。溶体化処理を行なった後、プ
レスによりウェブ領域３６における縦材３５とタイバー
３５とを形状拘束的に結合させる。次に、縦材３５と外被
域４との溶接を行なってもよい。タイバー３８を挿入し、
外被域４に溶接した縦材３５を図１０に示す。
【図面の簡単な説明】
【図１】第１実施形態における、縦材領域での構造部材
の横断面図である。
【図２】第２実施形態における、縦材領域での構造部材
の横断面図である。
【図３】第１実施形態における、フレーム領域での構造
部材の横断面図である。
【図４】第２実施形態における、フレーム領域での構造
部材の横断面図である。
【図５】第３実施形態における、縦材領域での構造部材
の横断面図である。
【図６】図５の詳細図である。
【図７】第３実施形態における、フレーム領域での構造
部材の横断面図である。
【図８】第３実施形態における、フレーム領域での構造
部材の横断面図である。
【図９】第４実施形態における補強異形材の横断面図で
ある。
【図１０】図９の補強異形材の領域における構造部材を
示す図である。
【符号の説明】
１ 構造部材 ２ 補強異形材 ３ 縦材（ストリンガー） ３Ａ 縦材ウェブ ４ 外被域 ５ 補強部 ６ 重ね板 ７ フレーム ７A フレームウェブ ７B 補助的なウェブ ８ 周方向重ね板 ３０ 縦材 ３１ タイバー ３２ 縦材ウェブ ３３ 材料肉厚部 ３４ 貫通穴 ３５ 縦材 ３８ タイバー ７０ フレーム ７１ タイバー

Claims (29)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】少なくとも１つの外被板（４）と、外被板
    （４）に取り付けられる複数個の補強異形材（２）とを
    有し、補強異形材（２）が少なくとも部分的に溶接結合
    部により外被板（４）と結合されている飛行機用構造部
    材において、補強異形材（２）に補強部（５）が配置さ
    れていることを特徴とする飛行機用構造部材。
  2. 【請求項２】補強異形材（２）が、飛行機縦方向に延び
    る縦材（３；３０；３５）および飛行機縦方向に対し横
    方向に延びるフレーム（７；７０）として構成されてい
    ることを特徴とする、請求項１に記載の飛行機用構造部
    材。
  3. 【請求項３】補強部（５）が、それぞれ異形材ウェブ
    （３A,７A,７B）の領域に少なくとも片側に配置されて
    いる重ね板（６,８）により補強異形材（２）に形成さ
    れていることを特徴とする、請求項１または２に記載の
    飛行機用構造部材。
  4. 【請求項４】重ね板（６,８）が、接着結合部および（ま
    たは）リベット結合部により異形材ウェブ（３A,７A,７
    B）に添設されていることを特徴とする、請求項３に記
    載の飛行機用構造部材。
  5. 【請求項５】重ね板（６,８）が高強度のAL合金または
    繊維補強金属積層板からなっていることを特徴とする、
    請求項１から４までのいずれか一つに記載の飛行機用構
    造部材。
  6. 【請求項６】重ね板（６,８）がI形異形材から構成され
    ていることを特徴とする、請求項１から５までのいずれ
    か一つに記載の飛行機用構造部材。
  7. 【請求項７】補強部（５）が、それぞれ異形材ウェブ
    （３２,７２,３６）の領域に配置されているタイバー
    （３１,７１,３８）により補強異形材（２）に形成され
    ていることを特徴とする、請求項１または２に記載の飛
    行機用構造部材。
  8. 【請求項８】異形材ウェブ（３２,７２,３６）に、タイ
    バー（３１,７１,３８）を受容するための材料肉厚部
    （３３,７３,３９）が設けられていることを特徴とす
    る、請求項５に記載の飛行機用構造部材。
  9. 【請求項９】材料肉厚部（３３,７３）に、タイバー（３
    １,７１,３８）を受容するための貫通穴（３４,７４）
    が形成されていることを特徴とする、請求項８に記載の
    飛行機用構造部材。
  10. 【請求項１０】スリットを設けたウェブ領域（３６）が
    設けられ、該ウェブ領域（３６）がタイバー（３８）を
    受容する受容穴（３７）を有していることを特徴とす
    る、請求項７から９までのいずれか一つに記載の飛行機
    用構造部材。
  11. 【請求項１１】タイバー（３１,７１）が多角形の横断
    面を有していることを特徴とする、請求項７から１０ま
    でのいずれか一つに記載の飛行機用構造部材。
  12. 【請求項１２】タイバー（３８）が円形の横断面を有し
    ていることを特徴とする、請求項７から１０までのいず
    れか一つに記載の飛行機用構造部材。
  13. 【請求項１３】タイバー（３１,７１,３８）が粗く形成
    されていることを特徴とする、請求項７から１２までの
    いずれか一つに記載の飛行機用構造部材。
  14. 【請求項１４】タイバー（３１）がねじれていることを
    特徴とする、請求項７から１３までのいずれか一つに記
    載の飛行機用構造部材。
  15. 【請求項１５】タイバー（３１,７１,３８）が高強度の
    鋼合金またはチタン合金或いは繊維複合材からなってい
    ることを特徴とする、請求項７から１４までのいずれか
    一つに記載の飛行機用構造部材。
  16. 【請求項１６】飛行機の構造部材のための補強異形材に
    おいて、補強部（５）が、それぞれ異形材ウェブ（３A,７
    A,７B）の領域に少なくとも片側に配置されている重ね
    板（６,８）により補強異形材（２）に形成されている
    ことを特徴とする補強異形材。
  17. 【請求項１７】重ね板（６,８）が高強度のAL合金また
    は繊維補強金属積層板からなっていることを特徴とす
    る、請求項１６に記載の補強異形材。
  18. 【請求項１８】重ね板（６,８）が、接着結合部および
    （または）リベット結合部により異形材ウェブ（３A,７
    A,７B）に添設されていることを特徴とする、請求項１
    ６または１７に記載の補強異形材。
  19. 【請求項１９】飛行機の構造部材のための補強異形材に
    おいて、補強部（５）が、それぞれ異形材ウェブ（３２,
    ７２,３６）の領域に配置されているタイバー（３１,７
    １,３８）により補強異形材（２）に形成されているこ
    とを特徴とする補強異形材。
  20. 【請求項２０】異形材ウェブ（３２,７２,３６）に、タ
    イバー（３１,７１,３８）を受容するための受容部を備
    えた材料肉厚部（３３,７３,３９）が設けられているこ
    とを特徴とする、請求項１９に記載の補強異形材。
  21. 【請求項２１】スリットを設けたウェブ領域（３６）が
    設けられ、該ウェブ領域（３６）がタイバー（３８）を
    受容する受容穴（３７）を有していることを特徴とす
    る、請求項１９に記載の補強異形材。
  22. 【請求項２２】請求項１から１５までのいずれか一つに
    記載の構造部材の製造方法において、補強異形材（２）
    に、外被域（４）と溶接する前に補強部（５）を備えさ
    せることを特徴とする製造方法。
  23. 【請求項２３】補強部（５）を、補強異形材（２）の異
    形材ウェブ（３A,７A,７B）にリベット結合および（ま
    たは）接着させることを特徴とする、請求項２２に記載
    の製造方法。
  24. 【請求項２４】異形材ウェブ（３２,７２,３６）に、タ
    イバー（３１,７１,３８）として構成される補強部
    （５）を受容する材料肉厚部（３３,７３,３９）を形成
    させることを特徴とする、請求項２２に記載の製造方
    法。
  25. 【請求項２５】材料肉厚部に貫通穴（３４,７４）を形
    成させることを特徴とする、請求項２４に記載の製造方
    法。
  26. 【請求項２６】タイバー（３１,７１）を貫通穴（３４,
    ７４）に引き込んでねじれさせることを特徴とする、請
    求項２５に記載の製造方法。
  27. 【請求項２７】タイバー（３８）を、スリットを設けた
    下部ウェブ領域（３６）において受容穴（３７）に挿入
    することを特徴とする、請求項２２，２４または２５に
    記載の製造方法。
  28. 【請求項２８】補強異形材（２）を溶体化処理により熱
    処理することを特徴とする、請求項２２から２７までの
    いずれか一つに記載の製造方法。
  29. 【請求項２９】補強異形材（２）を、挿入したタイバー
    （３１,７１,３８）の領域において圧縮して、挿入した
    タイバー（３１,７１,３８）を補強異形材（２）と形状
    拘束的に結合させることを特徴とする、請求項２２また
    は２４から２８までのいずれか一つに記載の製造方法。
JP2001191523A 2000-06-28 2001-06-25 飛行機用構造部材およびその製造方法並びに構造部材のための補強異形材 Expired - Fee Related JP4806496B2 (ja)

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