JP2002145195A - 航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 アルミニウム合金製の平板部から成るスキン
部材とリブから成る主構造部材とを一体化して形成し、
スキン部材上に配置される補強リブの構成を適正化する
ことによって、スキン部材と主構造部材とをリベットで
固着させて成る従来の構造物と同等の強度と軽量性を有
し、かつ、コストを低減化した航空機用アルミニウム合
金製薄肉鋳物構造物を提供することを目的とする。 【解決手段】 高強度アルミニウム鋳物合金で構成され
た平板部から成るスキン部材２と、このスキン部材２に
設けられた主リブ３を構成する主構造部材Xと、主リブ
３間に設けられた補強リブ４とを備える航空機用アルミ
ニウム合金製薄肉鋳物構造物１であって、鋳造によって
該スキン部材２と該主リブ３および当該補強リブ４とが
一体化されるように形成される航空機用アルミニウム合
金製薄肉鋳物構造物１として構成した。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、スキン部材に、主
構造部材を構成する主リブと補強リブとを設けて、比較
的薄い肉厚で所定の強度を備えるアルミニウム合金から
成る構造物であって、全体が鋳造によって一体化されて
構成される航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物
に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来の航空機用の構造部材は、軽量性と
強度とを適正な水準で調和させるために、例えば、ＪＩ
Ｓ規格で規定されている７０００系、２０００系等の高
強度アルミニウム合金が用いられ、鋳造、鍛造、押し出
し、および曲げ等の加工を施して所定の形状を有する板
材の平板部から成るスキン部材を形成し、その後組み立
て加工を行って製造されている。

【０００３】図９および図１０に従来の航空機用アルミ
ニウム合金製薄肉構造物である一例の航空機用ドア２０
（以下「ドア２０」という。）の要部を示す。図９のド
ア２０の斜視図に示すように、ドア２０はアルミニウム
合金製薄肉鋳物構造物の平板部から成るスキン部材2１
とリブから成るドア主構造部材２２とがリベット継手
（図１０参照）で固着されて成る。

【０００４】図１０はドア２０の構造の概要を示す図で
あり、図１０（ａ）はドア２０の平面図、図１０（ｂ）
は図１０（ａ）のＤ―Ｄ断面図、図１０（ｃ）は図１０
（ｂ）に示すＤ１部分の拡大図である。図１０（ａ）、
（ｂ）、（ｃ）に示すように、ドア主構造部材２２は、
支持部材２３とリベット継手２５によってスキン部材２
１に固着されている。そして、スキン部材２１とドア主
構造部材２２に板金加工が施され、所定の形状を有する
航空機用ドア２０が形成される。

【０００５】また、スキン部材２１は軽量性、強度およ
びコスト等の面からの要求を可及的に満足させるために
最低肉厚を１〜２ｍｍ程度の比較的薄い肉厚として形成
されており、ドア主構造部材２２も２〜３ｍｍ程度の比
較的薄い肉厚に形成され、その高さおよび間隔は、構造
物全体で必要とされる設計強度から一義的に決定され
る。なお、ここでは、このような比較的薄い肉厚で所定
の強度を有する前記主構造部材に前記スキン部材が一体
化されて成るアルミニウム合金製の構造物を、以下「薄
肉構造物」という。

【０００６】一方、例えば、アルミニウム合金を所定の
形状に鋳造することによって、前記スキン部材と必要に
応じて所定形状の前記主構造部材とを一体化して成るモ
ータボートやクルーザ等の船殻に好適なアルミニウム合
金製構造物の鋳造方法が、特開平６−３２２２６号公報
に開示されている。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】従来の航空機用薄肉構
造物においては、スキン部材２１とドア主構造部材２２
とをリベット継手２５によって固着させる組み立て工程
を必要とするため、生産効率が低下すると共に部品点数
が増えてコスト増加を招くという問題がある。

【０００８】また、前記モータボートやクルーザ等の船
殻に好適なアルミニウム合金製構造物では所定の水圧に
耐えられるようにするべく前記スキン部材の肉厚を３〜
６ｍｍ程度と比較的厚くし前記主構造部材も頑丈にして
構成され、質量面での制約をあまり受けないのに対し
て、前記航空機用薄肉構造物では軽量性と高強度とを調
和させることが必須であり、前記主構造部材の肉厚を２
〜３ｍｍ程度とし、さらに前記スキン部材の肉厚を１〜
２ｍｍ程度と比較的薄くして、かつ所定の強度を確保す
ることが要求される。

【０００９】したがって、前記モータボートやクルーザ
等の船殻に好適なアルミニウム合金製構造物と前記航空
機用薄肉構造物とは基本構成が根本的に異なり、前記モ
ータボートやクルーザ等の船殻に好適なアルミニウム合
金製構造物の製造で用いられる鋳造方法を前記航空機用
薄肉構造物に適用しようとするとアルミニウム合金の鋳
造後に前記スキン部材等の削り出し加工によって薄肉化
する等の軽量化対策が必要となり、前記鋳造方法を前記
航空機用薄肉構造物に単純にそのまま利用することはで
きない。

【００１０】さらに、航空機用薄肉構造物に対して要求
される強度や質量等の規格は、車両や建築物等の航空機
以外の構造物で定められている前記規格よりも相対的に
高く、そのため従来の航空機以外の薄肉構造物に適用さ
れてきた鋳造方法をそのまま航空機用薄肉構造物に適用
する場合、熱処理を施すことにより生じるスキン部材の
ひずみを低減化させるひずみ取り工程を追加することが
必要となり、コストアップ要因が発生するという問題点
がある。

【００１１】本発明は前記した問題点に鑑み、構造物全
体で必要とされる設計強度から一義的に決定される主構
造部材に対して、アルミニウム合金製のスキン部材を一
体化するように形成した際に、熱処理を施すことにより
生じるスキン部材のひずみ（以下、単に「ひずみ」とい
う。）をより小さくするために、スキン部材上に配設さ
れる補強リブの構成を適正化することによって、スキン
部材と主構造部材とをリベットで固着させて成る従来の
構造物と同等の強度と軽量性を有し、かつ、コストを低
減化した航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物を
提供することを目的とする。

【００１２】

【課題を解決するための手段】本発明者等は、前記目的
を達成するために鋭意検討した結果、前記平板状のアル
ミニウム合金から成るスキン部材の厚さを適正な範囲と
し、このスキン部材に一体化されるように鋳造されて成
る主構造部材に含まれる主リブと主リブ間に補強リブと
を設け、当該補強リブの構成を適正化することによって
前記目的を達成できることを見出し、本発明を創作する
に至った。

【００１３】すなわち、本発明の請求項１に係る航空機
用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物は、高強度アルミ
ニウム鋳物合金で形成された航空機用アルミニウム合金
製薄肉鋳物構造物であって、前記高強度アルミニウム鋳
物合金で形成された平板部から成るスキン部材と、該ス
キン部材に設けられた主構造部材を構成する主リブと補
強リブとが鋳造によって一体化されて成ることを特徴と
する。かかる構成によれば、航空機用アルミニウム合金
製薄肉鋳物構造物が、鋳造によって、前記平板部から成
るスキン部材に対して、前記主構造部材が一体化されて
構成されるとともに、前記主リブ間に設けられた補強リ
ブによって補強される構造を備えるので、従来に比べて
必要な部品点数を少なくして所定の強度を確保されたも
のとなるとともに、前記スキン部材と前記主リブおよび
前記補強リブとをリベットで固着させる組み立て工程を
不要としたものとなる。

【００１４】また、本発明の請求項２に係る航空機用ア
ルミニウム合金製薄肉鋳物構造物は、請求項１におい
て、前記スキン部材は、その肉厚が１．５〜３ｍｍの範
囲であり、前記主リブと前記補強リブとの間隔、および
前記補強リブ同士の間隔は、短辺長さが５０〜１２０ｍ
ｍの範囲であることを特徴とする。かかる構成によれ
ば、航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物に含ま
れる前記スキン部材の肉厚に対して前記主リブ間の前記
補強リブの構造をより好ましい範囲に設定したので、熱
処理に伴う前記スキン部材のひずみ発生を防止し、さら
に所定の強度と軽量性とを調和させた航空機用アルミニ
ウム合金製薄肉鋳物構造物となる。

【００１５】また、本発明の請求項３に係る航空機用ア
ルミニウム合金製薄肉鋳物構造物は、請求項１または請
求項２において、前記補強リブは、その肉厚が２〜３ｍ
ｍの範囲であることを特徴とする。かかる構成によれ
ば、前記補強リブの肉厚を適正化したので、前記効果に
加え、熱処理に伴うひずみを抑える効果がさらに向上す
るとともに、軽量性を満足させる航空機用アルミニウム
合金製薄肉鋳物構造物となる。

【００１６】そして、本発明の請求項４に係る航空機用
アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物は、請求項１から請
求項３のいずれかにおいて、前記補強リブは、その高さ
と肉厚との比率が３：１〜６：１の範囲であることを特
徴とする。かかる構成によれば、前記補強リブの高さと
肉厚との関係を適正化したので、前記効果に加え、所定
の強度と熱処理に伴うひずみを抑える効果とを調和させ
た航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物となる。

【００１７】なお、本発明の航空機用アルミニウム合金
製薄肉鋳物構造物は、航空機のドア等の構造物に好適な
ものであるが、この用途に限定されるものではなく、航
空機内の他の部位にも同様に適用することができる。

【００１８】

【発明の実施の形態】つぎに、本発明の実施の形態につ
いて図面を参照しながら詳細に説明する。なお、本発明
はこの実施の形態のみに限定されるものではなく、本発
明の技術的思想に基づく限りにおいて、適宜に変更する
ことが可能である。 ［アルミニウム鋳物合金］本発明に係る航空機用アルミ
ニウム合金製薄肉鋳物構造物に用いられるアルミニウム
合金は特に限定されるものではなく、所定の機械的性質
（引張強度、延び性等）、鋳造性（湯廻り性）および軽
量性を有するものであれば使用することができる。ただ
し、コストの観点から、ＡＥＲＯＳＰＡＣＥ ＭＡＴＥ
ＲＩＡＬＳＰＥＣＩＦＩＣＡＴＩＯＮのＡＭＳ４２１８
規格で規定されているＡ３５６、ＡＭＳ４２１９規格で
規定されているＡ３５７のアルミニウム合金、およびＡ
ＭＳ４２４１Ａ規格で規定されているＤ３５７のアルミ
ニウム合金のいずれかのアルミニウム合金であると都合
がよい。これらＡ３５６、Ａ３５７およびＤ３５７の各
アルミニウム合金の成分を表１に示す。

【００１９】

【表１】

【００２０】［アルミニウム鋳物合金の鋳造方法］ま
た、本発明に係る航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物
構造物を作製するための鋳造方法としては、当該技術分
野で従来公知の鋳造法を用いることができる。例えば、
本発明に係る航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造
物は、まず通常の溶製法にて溶解したアルミニウム合金
を、砂型を用いて鋳造し、その後、所定の熱処理（溶体
化、水冷）を施すことによって得ることができる。

【００２１】図１（ａ）、（ｂ）は本発明に係る航空機
用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物１（以下「薄肉構
造物１」という。）の模式図であって、図１（ａ）は薄
肉構造物１の平面図であり、図１（ｂ）は図１（ａ）の
Ｉ−Ｉにおける部分拡大断面図である。

【００２２】図１（ａ）、（ｂ）に示すように、本発明
に係る薄肉構造物１は、スキン部材２と、主構造部材Ｘ
を構成する主リブ３および補強リブ４とが鋳造により一
体化されて構成されている。この主リブ３と補強リブと
は、各々の高さが異なっている。

【００２３】また、図１（ｂ）に示すようにスキン部材
２から延びる主リブ３の先端部に断面がＴ字状あるいは
Ｌ字状のフランジ部を形成すれば、薄肉構造物１の強度
および剛性を高めるだけでなく、薄肉構造物１と他の部
材との接合が比較的容易なものとなる。このようなフラ
ンジ部の形状や大きさは特に限定されるものではなく、
主リブ３同士が互いに接触しないようにして適宜に設け
ることが可能である。

【００２４】［スキン部材］図１（ｂ）に示すような薄
肉構造物１が備えるスキン部材２は、航空機用薄肉構造
物に対して要求される強度規格を満たし、かつ従来品と
同等の軽量性を確保し、なおかつ所定の強度を付与する
ために施される熱処理によって生じるスキン部材２のひ
ずみ量を所定の範囲内に収めるために、スキン部材２の
最低の肉厚ｔ ₂を１．５〜３ｍｍの範囲内とするのが好
ましい。

【００２５】スキン部材２の最低の肉厚ｔ₂を１．５〜
３ｍｍの範囲内とする理由は、スキン部材２の最低の肉
厚ｔ₂はアルミニウム合金の種類に依存して異なるが、
一般に、スキン部材２の最低の肉厚ｔ₂が１．５ｍｍよ
り小さい場合には湯廻り性の面から鋳造が困難となるだ
けでなく、薄肉構造物１の強度が航空機用構造物に対し
て要求される規格強度値を充分に満足させることができ
ない場合があり、またスキン部材２の最低の肉厚ｔ₂が
３ｍｍになると薄肉構造物１の耐力がほぼ飽和すると共
に、スキン部材２の最低の肉厚ｔ₂が３ｍｍを越えると
軽量性が著しく損なわれる可能性があるためである。

【００２６】［補強リブ］図１（ｂ）に示すような薄肉
構造物１が備える主構造部材Xに含まれる主リブ３の間
に設けられる補強リブ４は、形状について特に限定され
るものではなく、スキン部材２の裏面に形成して所定の
強度を付与させることができる形状であればよい。そし
て、補強リブ４の長辺長さＢおよびｈ₂は各々薄肉構造
物１の表面積に対応して適宜に設定することができる。

【００２７】その際、スキン部材２の最低の肉厚ｔ₂が
１．５〜３ｍｍの場合には、主リブ３および補強リブ４
の短辺長さＡが、５０〜１２０ｍｍの範囲内であると薄
肉構造物１に所定の強度と所定の軽量性を付与すること
ができて好ましい。すなわち、この主リブ３および補強
リブ４の短辺長さＡが１２０ｍｍを越えると、薄肉構造
物１は、スキン部材２の平面部分に許容値を超えるひず
みを生じる場合がある。また、主リブ３および補強リブ
４の短辺長さＡが５０ｍｍ以下になると、薄肉構造物１
の軽量性が損なわれる可能性がある。

【００２８】さらに、主リブ３および補強リブ４の肉厚
ｔ₁を２〜３ｍｍの範囲内とすれば薄肉構造物１の強度
と軽量性を好ましく調和させることができる。そして、
このような要件を備える主リブ３および補強リブ４を、
例えば、スキン部材２の裏面に互いに平行となるように
構成し、主リブ３および補強リブ４の短辺長さＡを５０
〜１２０ｍｍとなるように形成してもよい。

【００２９】そして、補強リブ４は、その高さｈ₂とそ
れらの肉厚ｔ₁との比率が３：１〜６：１の範囲内とな
るようにすれば、薄肉構造物１の強度と軽量性を可及的
に好ましく調和させることができる。このように構成さ
れる本発明の航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造
物にあっては、主構造部材Xを構成する主リブ３の高さ
および間隔は構造物全体の設計強度から決定されるもの
であり、さらにこの主リブ３の間に補強リブ４が適切に
設定されて配置されることによって前記した目的を達成
させるものである。

【００３０】図２は主リブで囲まれたエリア内にどのよ
うな補強リブをどのように配置するとスキン部材のひず
みを小さくできるか（所望の補強リブの構成要件）につ
いて検討した基礎試験板１０の模式図であり、図２
（ａ）は薄肉構造物１０の平面図、図２（ｂ）は図２
（ａ）のＩＩ−ＩＩ断面図、図２（ｃ）は図２（ｂ）の
Ｃ１部分の拡大図である。図２（ａ）、（ｂ）、（ｃ）
に示すように、基礎試験板１０はスキン部材１１と、主
構造部材Yを構成する主リブ１２と主リブ１２で囲まれ
たエリア内に配置した補強リブ４とが鋳造により一体化
されて成る。そして、この基礎試験板１０における補強
リブの諸元を種々変えた供試材を作製してひずみ量を測
定する実験を行い、最適な諸元を見出すことができた。
以下にその実験内容について詳述する。

【００３１】図１（ａ）、（ｂ）において主リブ３（以
下、単に「リブ３」という。）のみが設けられた薄肉構
造物１から構成される実サイズのドア２種についてリブ
３の間隔Ａ₀を種々変えた供試材の前記ひずみ量、およ
び図２に示す基礎試験板１０で補強リブ４の間隔Ａ
₂（補強リブの短辺長さ）を種々変えた供試材の前記ひ
ずみ量のそれぞれについて調べた。その結果を図６に示
す。図６は、前記実サイズのドア２種（Ｎｏ．１、Ｎ
ｏ．２）の短辺長さＡ₀と基礎試験板１０のリブ短辺長
さＡ₂を横軸にとり、ひずみ量を縦軸にとって、各供試
材のひずみ量の測定値をプロットしたグラフである。

【００３２】図６に示すように、前記実サイズのドア２
種（Ｎｏ．１、Ｎｏ．２）と基礎試験板１０のいずれに
おいても、リブ３、または、リブ３とリブ４の短辺長さ
が長いほど、すなわちリブ３、またはリブ３とリブ４で
囲まれたエリアの面積が広い供試材ほど前記ひずみ量が
大きく、また、リブ３、またはリブ３とリブ４の短辺長
さが短いほど、すなわちリブ３、または、リブ３とリブ
４で囲まれたエリアの面積が狭い供試材ほど前記ひずみ
量が小さくなっており、しかも前記実サイズのドア２種
（Ｎｏ．１、Ｎｏ．２）と基礎試験板１０の両者ではほ
ぼ同じ傾向を示すことが確認された。すなわち、基礎試
験板１０で得られたデータを、そのまま実ドアに適用す
ることが可能であることが判明した。

【００３３】そして、このような図６の結果から得られ
た知見、すなわち、実ドアまたは基礎試験板１０におい
て、前記リブ短辺長さが１００ｍｍ以下であれば、ひず
み量が０．３ｍｍ以下となる知見に基づき、スキン部肉
厚ｔ₄が２．０ｍｍである基礎試験板１０の補強リブ４
の間隔を一定（１００ｍｍ）とし、補強リブ４の高さｈ
₄を一定（１０ｍｍ）として、補強リブ４の肉厚ｔ₃を種
々変化させた供試材のひずみ量について調べた。その結
果、図４（１）に示すようなデータが得られた。

【００３４】図４（１）は前記基礎試験板１０の補強リ
ブ肉厚ｔ₃を横軸にとり、ひずみ量を縦軸にとって、各
供試材のひずみ量の測定値をプロットしたグラフであ
る。図４（１）に示すように、補強リブ肉厚ｔ₃が大き
いほど、ひずみ量が小さくなっていることが分かる。そ
こで、このような基礎試験板１０で、補強リブ肉厚ｔ₃
とひずみ量との関係についてさらに詳細に検討した結
果、ひずみ量を０．３ｍｍ以下とするには、補強リブ肉
厚ｔ₃を２ｍｍ以上とすることが必要であることが判明
した。

【００３５】つぎに、基礎試験板１０の補強リブ高さｈ
₄がひずみ量に及ぼす影響について調べたところ、図４
（２）に示すような結果が得られた。図４（２）はスキ
ン部肉厚ｔ₄が２．０ｍｍである基礎試験板１０の補強
リブ間隔Ａ₂、Ｂ₂をそれぞれ一定（各々１００ｍｍ）と
し、補強リブ肉厚ｔ₃を一定（２．０ｍｍ）として、補
強リブ高さｈ₄を種々変化させた供試材のひずみ量につ
いて調べた結果を示し、それらの補強リブ高さｈ₄を横
軸にとり、ひずみ量を縦軸にとって、各供試材のひずみ
量の測定値をプロットしたグラフである。図４（２）に
示すように、ひずみ量を０．３ｍｍ以下とするには、補
強リブ高さｈ₄を６ｍｍ以上とすることが必要であるこ
とが判明した。

【００３６】以上の結果より、基礎試験板１０におい
て、ひずみ量は補強リブ高さｈ₄、または、補強リブ肉
厚ｔ₃との間で相関関係を有することが明らかとなり、
このことを踏まえてさらに、補強リブ高さｈ₄と補強リ
ブ肉厚ｔ₄との比（補強リブ高さ／リブ肉厚）を種々変
えた供試材のひずみ量について調べた。その結果を図５
に示す。図５は基礎試験板１０の前記補強リブ高さ／リ
ブ肉厚を横軸にとり、ひずみ量を縦軸にとって、各供試
材のひずみ量の測定値をプロットしたグラフである。図
５に示すように、補強リブ高さｈ₄と補強リブ肉厚ｔ₄と
の比（補強リブ高さ／リブ肉厚）が３以上のときに、ひ
ずみ量が０．３ｍｍ以下となっていることが分かる。

【００３７】つぎに、基礎試験板１０において、補強リ
ブ４の高さを一定（１０ｍｍ）とし、補強リブ４の肉厚
を２〜３ｍｍの範囲内とし、また補強リブ４の短辺長さ
（リブ間隔）を５０〜２００ｍｍの範囲内で適宜に水準
振りして作製した供試材のひずみ量について調べた。そ
の結果を図３に示す。図３は各供試材のひずみ量測定値
をそれぞれ、０〜０．３ｍｍ（○）、０．３〜０．６ｍ
ｍ（△）、０．６〜１．０ｍｍ（◆）、１．０〜２．０
ｍｍ（▲）、２．０ｍｍ超（■）のレンジに分類し、補
強リブ４の短辺長さＡ₂を横軸にとり、補強リブ肉厚ｔ₃
を縦軸にとって，各供試材のひずみ量をプロットしたグ
ラフである。図３に示すように、補強リブ４の短辺長さ
Ａ₂が１２０ｍｍのときにはひずみ量が０．３ｍｍを超
える場合があることが分かる。そのため、補強リブ４の
短辺長さＡ₂を１１０ｍｍに設定すれば、基礎試験板１
０のひずみ量を０．３ｍｍ以下とすることができること
が判明した。

【００３８】本発明は以上のようにして、基礎試験板１
０（図２参照）を用いて得られた知見を、薄肉構造物１
（図１（ａ）、（ｂ）参照）から成る実ドア１に適用す
ることによって創出されたものである。例えば、図１に
示す薄肉構造物１から成る実ドアにおいて、主リブ４を
構成する短辺長さＡ₀、長辺長さＢ₁、リブ高さｈ₁、リ
ブ肉厚ｔ₁をそれぞれ最適値に設定し、補強リブ３を構
成する主リブ４の間に配置される間隔Ａ₁、リブ高さ
ｈ₂、およびリブ肉厚ｔ₁をそれぞれ最適値に設定して、
構造を最適に設計することができる。

【００３９】なお、この実施形態では、図１（ａ）、
（ｂ）に示される薄肉構造部材１から成る実ドアの構造
を、図２に示される基礎試験板１０で得られた前記各種
諸元とひずみ量との関係に基づいて最適に設計できるこ
とを見出すために、リブが補強リブ４を備えず、主リブ
３のみを有する構成としたが、所要の強度を有し、かつ
前記したひずみ量を所定以下に抑えるためには、補強リ
ブ４を備えて構成することが好ましい。

【００４０】

【実施例】以下、本発明の実施例について詳細に説明す
る。なお、本発明は、この実施例のみに限定されるもの
ではなく、本発明の技術的思想に基づく限りにおいて、
適宜に変更することが可能である。本発明の実施例とし
て、図７（ａ）に示す製造工程フローＡに基づき、図１
に示すような本発明に係る航空機用の客室乗降ドア用の
航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物（以下、単
に「薄肉構造物」という。）１を作製した。

【００４１】つぎに、比較例として、図７（ａ）に示す
製造工程フローＡに基づいて図１に示す薄肉構造物１で
主リブ３、補強リブ４の構成が本発明の要件を満たさな
いもの、および図７（ｂ）に示す製造工程フローＢに基
づいて図９、図１０（ａ）、（ｂ）、（ｃ）に示すよう
な従来の一例の薄肉構造物２０を作製した。

【００４２】

【表２】

【００４３】［試験サンプルの作製方法］本発明に係る
実施例として、図７（ａ）に示す製造工程フローＡに基
づいて試験サンプルを作製した。まず、Ｄ３５７のアル
ミニウム合金（表１に含有成分を記す）の溶湯を通常の
溶製法にて溶解し、砂型鋳造により作製した（Ｓ１）。
つぎに、得られた本発明の要件を満たす補強リブ（肉
厚：２．０ｍｍ、高さ：１０ｍｍ、短辺長さ：４５〜１
１５ｍｍ）を有する所定の大きさを有する薄肉構造物の
試験サンプルに所定の熱処理（溶体化、水冷）を施した
（Ｓ２）後、ひずみ量の測定を行った（Ｓ３）。その
後、この試験サンプルにひずみ取りを施し（Ｓ４）、所
定の熱処理と時効処理を施した（Ｓ５）後、所定の機械
加工を行って（Ｓ６）、図１に示すような薄肉構造物１
を作製した。そして、このようにして作製した薄肉構造
物１の軽量性評価を行った（Ｓ７）。

【００４４】つぎに、比較例（Ｎｏ．１０〜１４）とし
て、図７（ａ）に示す製造工程フローＡに基づいて試験
サンプルを作製した。すなわち、前記実施例と同様にし
てＤ３５７のアルミニウム合金の砂型鋳造を行い（Ｓ
１）、本発明の要件を満たさないリブ（肉厚：２．０ｍ
ｍ、高さ：１０ｍｍ、短辺長さ：１２０〜２００ｍｍ）
を有する薄肉構造物の試験サンプルを作製し、これに実
施例（Ｎｏ．１〜９）と同様の熱処理（溶体化、水冷）
を施した（Ｓ２）後、ひずみ量測定を行い（Ｓ３）、さ
らに、この試験サンプルにひずみ取り（Ｓ４）と所定の
熱処理および時効処理（Ｓ５）、所定の機械加工を行っ
て（Ｓ６）、図９、図１０（ａ）、（ｂ）、（ｃ）に示
すような薄肉構造物２０を作製した。なお、前記ひずみ
量測定（Ｓ３）はつぎのようにして行った。

【００４５】［ひずみ量測定の方法］ひずみ量測定は、
通常のひずみ量測定用３次元測定器を使用して、図８に
示すようなスキン部材について行った。ひずみ量の測定
位置は、図８に示すスキン部材において４辺をリブで囲
まれた〜の領域での面外ひずみ量を測定した。な
お、この面外ひずみ量は、当該スキン部材のからの
各領域の中央部での相対変移量で表わされるものであ
る。

【００４６】表２に本発明に係る実施例（Ｎｏ．１〜
９；図１参照）および比較例（Ｎｏ．１０〜１４；図
８、図９参照）の各々におけるリブ４、２２の短辺長さ
とスキン部材２、２１のスキン部肉厚との比率（リブ短
辺長さ／スキン部肉厚）と、ひずみ量との関係に示す。
図５において、リブ短辺長さ／スキン部肉厚が６０より
小さいものが実施例（Ｎｏ．１〜９）の結果を示し、リ
ブ短辺長さ／スキン部肉厚が６０以上のものが比較例
（Ｎｏ．１０〜１４）の結果を示す。

【００４７】表２に示すように、本発明のリブ構成要件
を満たさない比較例（Ｎｏ．１０〜１４）のひずみ量が
２ｍｍ以上であるのに対して、本発明に係る実施例（Ｎ
ｏ．１〜９）ではひずみ量が２ｍｍ以下となっており、
実施例ではひずみ量が航空機用アルミニウム合金製薄肉
鋳物構造物に適合するものとなっている。

【００４８】さらに、図７（ｂ）の製造工程フローＢに
基づいて図９、図１０（ａ）、（ｂ）、（ｃ）に示すよ
うな従来の薄肉構造物２０の試験サンプルを作製した。
ここで、この試験サンプルを「従来品の比較例」とす
る。すなわち、Ｄ３５７のアルミニウム合金から成る肉
厚２．０ｍｍのアルミニウム平板材を準備し（Ｓ１
１）、これに所定のトリミング加工を施した（Ｓ１２）
後、前記実施例の試験サンプルに形成されたリブと同様
の形状を有するリブを前記平板材にリベット継手を用い
て固着させて組み立て加工を行い（Ｓ１３）、薄肉構造
物３０から成る従来品の比較例を作製した。そして、実
施例（Ｎｏ．１〜９）および比較例（Ｎｏ．１０〜１
４）と同様にして軽量性評価を行った（Ｓ１４）。な
お、このようにして作製した薄肉構造物２０の試験サン
プルは前記トリミング加工による板金構造を有するた
め、実施例（Ｎｏ．１〜９）および比較例（Ｎｏ．１０
〜１４）に比べてひずみ量が充分に小さく抑えられてい
るため、このひずみ量測定は省略した。

【００４９】また、従来品および本発明に係る実施例
（Ｎｏ．１〜９）の各質量を測定し、前記従来品の比較
例の質量と実施例の質量との比率を算出したところ、従
来品の比較例：実施例＝１：０．９〜１：１．１とな
り、実施例が従来品とほぼ同等の軽量性を有することが
明らかとなった。

【００５０】以上の結果より、本発明に係る航空機用ア
ルミニウム合金製薄肉鋳物構造物は、従来品のものと同
等の軽量性と強度を有することが実証された。さらに、
本発明に係る航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造
物は、平板部から成るスキン部材と、主構造部材を構成
する主リブと、この主リブ間に設けられた補強リブとが
一体化されて構成されているため、所定の強度を確保し
てリベット等の部品を省略することができるものであ
る。その結果として、製造時の組み立て工程が不要とな
って、製造コストが削減されたものとなる。

【００５１】以上、本発明の好適な実施例として航空機
用の乗降ドアに適用した例を用いて説明したが、本発明
はこの実施例に限定されるものではなく、本発明の技術
的思想に基づく限りにおいて種々の変形が可能である。
例えば、航空機用の乗降ドアのほかに、航空機用の点検
用ドアや脱出用ドア、あるいは他の薄肉鋳物構造部材に
適用してもよい。

【００５２】

【発明の効果】以上説明した通り本発明を構成したの
で、本発明は以下の効果を奏する。本発明の請求項１に
係る発明によれば、航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳
物構造物が、平板部から成るスキン部材に対して、主構
造部材を構成する主リブとこの主リブ間に設けられた補
強リブとを、鋳造によって、一体化させるように形成し
て構成されるので、所定の強度を保持したまま、必要な
部品点数を従来に比べて少なくした航空機用アルミニウ
ム合金製薄肉鋳物構造物を提供することができる。その
結果、前記スキン部材と、前記主リブおよび補強リブと
を各々リベットで固着させる組み立て工程が不要となっ
て、その製造コストが低減化される。

【００５３】また、請求項２に係る発明によれば、航空
機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物が、前記スキン
部材の肉厚に対する前記主リブ間に設けられる補強リブ
の構造をより好ましい範囲で設定して構成されるので、
前記スキン部材でのひずみを可及的に低く抑えて、所定
の強度と軽量性とを可及的に調和させた航空機用アルミ
ニウム合金製薄肉鋳物構造物を提供することができる。

【００５４】また、請求項３に係る発明によれば、航空
機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物が、前記補強リ
ブの肉厚を適正化して構成されるので、前記効果に加
え、さらに、熱処理に伴うひずみを抑える効果と軽量性
とを可及的に満足させた航空機用アルミニウム合金製薄
肉鋳物構造物を提供することができる。

【００５５】さらに、請求項４に係る発明によれば、航
空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物が、前記補強
リブの高さと肉厚との関係を適正化して構成されるの
で、前記効果に加え、所定の強度と熱処理に伴うひずみ
とを抑える効果とをより高いレベルで調和させた航空機
用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物を提供することが
できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】図１（ａ）は、本発明に係る航空機用アルミニ
ウム合金製薄肉鋳物構造物の要部の平面図である。図１
（ｂ）は、図１（ａ）のＩ−Ｉにおける部分断面図であ
る。

【図２】図２（ａ）は、本発明に係る航空機用アルミニ
ウム合金製薄肉鋳物構造物の平面図である。図２（ｂ）
は、図２（ａ）のＩＩ−ＩＩ断面図である。図２（ｃ）
は、図２（ｂ）のＣ１部分の拡大図である。

【図３】本発明に係る航空機用アルミニウム合金製薄肉
鋳物構造物の熱処理後に行われたひずみ量の測定結果で
あって、リブの短辺長さおよびリブ肉厚と、ひずみ量の
関係を示す図である。

【図４】図４（１）は、図２に示す基礎試験板１０（ス
キン部肉厚２．０ｍｍ）で、補強リブの間隔（１００ｍ
ｍ）と高さ（１０ｍｍ）とを各々一定として、補強リブ
の肉厚を種々変化させたときの、補強リブ肉厚とひずみ
量との関係を示すグラフである。図４（２）は、図２に
示す基礎試験板１０（スキン部肉厚２．０ｍｍ）で、補
強リブの短辺の間隔（１００ｍｍ）および長辺の間隔
（１００ｍｍ）と、補強リブ肉厚（２．０ｍｍ）とを各
々一定として、補強リブ高さを種々変化させたときの、
補強リブ高さとひずみ量との関係を示すグラフである。

【図５】図２に示す基礎試験板１０で、補強リブ高さ／
リブ肉厚とひずみ量との関係を示すグラフである。

【図６】図１に示す薄肉構造物１から構成される実サイ
ズのドア２種（Ｎｏ．１、Ｎｏ．２）の短辺長さおよび
図２に示す基礎試験板１０のリブ短辺長さと、各々のひ
ずみ量との関係を示すグラフである。

【図７】図７（ａ）は、本発明に係る航空機用アルミニ
ウム合金製薄肉鋳物構造物の一例の製造工程フローＡを
示す図である。図７（ｂ）は、従来の航空機用アルミニ
ウム合金製薄肉鋳物構造物の一例の製造工程フローＢを
示す図である。

【図８】航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物の
熱処理後に行われたひずみ量測定において、測定位置を
示す図である。

【図９】従来の一例の航空機用アルミニウム合金製薄肉
鋳物構造物の斜視図である。

【図１０】図１０（ａ）は、従来の一例の航空機用アル
ミニウム合金製薄肉鋳物構造物の平面図である。図１０
（ｂ）は、図１０（ａ）のＣ―Ｃ断面図である。図１０
（ｃ）は、図１０（ｂ）のＤ１部分の拡大図である。

【符号の説明】

１、１０、２０ 本発明に係る航空機用アルミニウム合
金製薄肉鋳物構造物（薄肉構造部材） ２、１１、２１ スキン部材 ３、１２ 主リブ ４ 補強リブ ２２、２４ ドア主構造部材 ２３ 支持部材 ２５ リベット Ａ₀ 薄肉構造部材１（実ドア）に含まれる主リブ３の
短辺長さ Ａ₁ 薄肉構造部材１（実ドア）に含まれる補強リブ４
の間隔 Ａ₂ 基礎試験板１０に含まれる主リブ３の短辺長さ Ｂ₁，Ｂ₂ 主リブ３の長辺長さ ｈ₁，ｈ₃ 主リブ３の高さ ｈ₂，ｈ₄ 補強リブの高さ ｔ₁，ｔ₂，ｔ₃ リブ肉厚 Ｘ、Ｙ 主構造部材

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 高強度アルミニウム鋳物合金から成る航
   空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物であって、 前記高強度アルミニウム鋳物合金で構成された平板部か
   ら成るスキン部材と、 該スキン部材に設けられた主構造部材を構成する主リブ
   と補強リブとが鋳造によって一体化されて構成されるこ
   とを特徴とする航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構
   造物。
2. 【請求項２】 前記スキン部材は、その肉厚が１．５〜
   ３ｍｍの範囲であり、前記主リブと前記補強リブとの間
   隔、および前記補強リブ同士の間隔は、短辺長さが５０
   〜１２０ｍｍの範囲であることを特徴とする請求項１に
   記載の航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物。
3. 【請求項３】 前記補強リブは、その肉厚が２〜３ｍｍ
   の範囲であることを特徴とする請求項１または請求項２
   に記載の航空機用アルミニウム合金製薄肉鋳物構造物。
4. 【請求項４】 前記補強リブは、その高さと肉厚との比
   率が３：１〜６：１の範囲であることを特徴とする請求
   項１から請求項３のいずれか１項に記載の航空機用アル
   ミニウム合金製薄肉鋳物構造物。