JP2004025946A - 航空機の翼構造 - Google Patents

Abstract

【課題】リブの位置決め機能を持たない安価な組立治具を用いて航空機の翼を精密に組み立て可能にする。
【解決手段】Ｃ形断面を有する前部スパー１１はウエブ１１ａ、フランジ１１ｂ，１１ｃおよび補強隔壁１１ｄを備え、Ｉ形断面を有する中間スパー１２はウエブ１２ａ、フランジ１２ｂ，１２ｃおよび補強隔壁１２ｄを備える。リブ１４の前部および後部をそれぞれ前部スパー１１の補強隔壁１１ｄおよび中間スパー１２の補強隔壁１２ｄに結合することで、組立治具にリブ１４の位置決め機能を持たせずとも、また特別の位置決め部材を用いずとも、リブ１４をスパン方向に位置決めすることができる。またリブ１４の後端部１４ｄを中間スパー１２のウエブ１２ａの前面に当接させることで、リブ１４をコード方向に位置決めすることができる。
【選択図】　　　図５

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、スパン方向に延びる前側の第１スパーおよび後側の第２スパー間に、コード方向に延びる複数のリブを結合した航空機の翼構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
飛行機の主翼はスパン方向に延びる複数のスパーに、コード方向に延びる複数のリブを所定間隔で固定し、それらのスパーおよびリブの表裏をスキンで覆った構造を有しており、スパーに対するリブのスパン方向およびコード方向の位置決めは、高価な専用の組立治具を用いて行われていた。かかる組立治具は汎用性に乏しいために機種毎に製作する必要があり、それが組立治具の設備費を高騰させる原因となっていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
従って、航空機の翼の組立治具からリブの位置決め機能を不要にすれば、組立治具のコストを大幅に削減することができる。
【０００４】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、リブの位置決め機能を持たない安価な組立治具を用いて航空機の翼を精密に組み立てることを可能にすることを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、スパン方向に延びる第１スパーおよび第２スパー間に、コード方向に延びる複数のリブを結合した航空機の翼構造において、第１スパーおよび第２スパーは、ウエブおよび該ウエブの両端に連なる一対のフランジを有してＩ形断面あるいはＣ形断面を成すとともに、ウエブおよびフランジに連なる補強隔壁を有しており、第１スパーの補強隔壁にリブの前部を結合して第２スパーの補強隔壁にリブの後部を結合することで、該リブをスパン方向に位置決めすることを特徴とする航空機の翼構造が提案される。
【０００６】
上記構成によれば、Ｉ形断面あるいはＣ形断面を成す第１スパーおよび第２スパーが、ウエブと、一対のフランジと、ウエブおよびフランジに連なる補強隔壁とを有しているので、第１スパーの補強隔壁にリブの前部を結合して第２スパーの補強隔壁にリブの後部を結合することで、リブをスパン方向に位置決めすることができる。第１スパーおよび第２スパーの剛性を高めるために設けられた補強隔壁を利用してリブのスパン方向の位置決めを行うので、組立治具からリブの位置決め機能を省略して、また特別の位置決め部材を用いずに、コストの削減を図りながら翼の組立精度を確保することができる。
【０００７】
また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、第１スパーおよび第２スパーの一方のウエブにリブの前端部および後端部の一方を当接させることで、該リブをコード方向に位置決めすることを特徴とする航空機の翼構造が提案される。
【０００８】
上記構成によれば、第１スパーおよび第２スパーの一方のウエブにリブの前端部および後端部の一方を当接させることで、特別の位置決め部材を設けることなくリブをコード方向に位置決めして正確に組み立てることができる。
【０００９】
また請求項３に記載された発明によれば、請求項２の構成に加えて、第１スパーおよび第２スパーの一方のウエブにリブの前端部および後端部の一方を当接させるべく、第１スパーおよび第２スパーの他方のフランジとリブのと間に形成される隙間にシムを介在させることを特徴とする航空機の翼構造が提案される。
【００１０】
上記構成によれば、第１スパーおよび第２スパーの他方のフランジとリブとの間に形成される隙間にシムを介在させることで、第１スパーおよび第２スパーの一方のウエブにリブの前端部および後端部の一方を確実に当接させ、リブのコード方向の位置決め精度を更に高めることができる。
【００１１】
尚、実施例の前部スパー１１は本発明の第１スパーに対応し、実施例の中間スパー１２は本発明の第２スパーに対応し、実施例の突起２４ｂは本発明のシムに対応する。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。
【００１３】
図１〜図５は本発明の一実施例を示すもので、図１は飛行機の主翼の平面図、図２は図１の２−２線拡大断面図、図３は図２の３−３線断面図、図４は図２の４−４線断面図、図５は図２に対応する斜視図である。
【００１４】
図１は飛行機の主翼Ｗのアッパースキンを除去した状態の骨格を示すもので、スパン方向に延びる前部スパー１１、中間スパー１２および後部スパー１３を備えており、それら３本のスパー１１，１２，１３と、それらに固定されてコード方向に延びる複数のリブ１４…との上下面が、アッパースキン１５（図２〜図５参照）およびロアスキン１６で覆われる。主翼Ｗの後縁のルート側にフラップ１７が設けられ、チップ側にエルロン１８が設けられる。尚、前部スパー１１および中間スパー１２間のリブ１４と、中間スパー１２および後部スパー１３間のリブ１４と、後部スパー１３より後方のリブ１４とは別部材に分離されている。
【００１５】
図２〜図４には、図示せぬ治具上で上下面を反転して（アッパースキン１５を下側にして）組み立てられる過程における主翼の構造が示される。
【００１６】
前部スパー１１は鉛直方向に起立してスパン方向に延びるウエブ１１ａと、ウエブ１１ａの上端（図では下端）から後縁側に延びるフランジ１１ｂと、ウエブ１１ａの下端（図では上端）から後縁側に延びるフランジ１１ｃとを備えるＣ形断面の部材であって、ウエブ１１ａの後面および上下のフランジ１１ｂ，１１ｃに３方を囲まれた位置に補強隔壁１１ｄが一体に形成される。
【００１７】
中間スパー１２は鉛直方向に起立してスパン方向に延びるウエブ１２ａと、ウエブ１２ａの上端（図では下端）から前縁側および後縁側に延びるフランジ１２ｂと、ウエブ１２ａの下端（図では上端）から前縁側および後縁側に延びるフランジ１２ｃとを備えるＩ形断面の部材であって、ウエブ１１ａの前面および上下のフランジ１２ｂ，１２ｃに３方を囲まれた位置に補強隔壁１２ｄが一体に形成される。
【００１８】
前部スパー１１および中間スパー１２を接続するリブ１４は板状の部材であって、その下面（図では上面）を直角に折り曲げたフランジ１４ａと、前後２個の肉抜き孔１４ｂ，１４ｃとを備える。またアッパースキン１５の内面（図では上面）にコード方向に延びるフランジ１５ａが一体に形成される。
【００１９】
図示せぬ治具上に表裏反転して載置されたアッパースキン１５に前部スパー１１のフランジ１１ｂがリベット１９…で結合され、かつ中間スパー１２のフランジ１２ｂがリベット２０…で結合される。リブ１４は、その前部が前部スパー１１の補強隔壁１１ｄにリベット２１…で結合され、その後部が中間スパー１２の補強隔壁１２ｄにリベット２２…で結合され、その上縁（図では下縁）がアッパースキン１５のフランジ１５ａにリベット２３…で結合される。前部スパー１１および中間スパー１２をＮＣ加工することで、その補強隔壁１１ｄ，１２ｄのスパン方向の位置が精密に制御される。従って、本来は前部スパー１１および中間スパー１２の剛性を高めるための補強隔壁１１ｄ，１２ｄを利用し、その補強隔壁１１ｄ，１２ｄにリベット２１…，２２…でリブ１４を結合することで、特別の治具や特別の位置決め部材を用いることなくリブ１４をスパン方向に精密に位置決めすることが可能になり、コストおよび組付工数の削減に寄与することができる。
【００２０】
またリブ１４を補強隔壁１１ｄ，１２ｄによってスパン方向に位置決めするのと同時に、リブ１４の後端部１４ｄを中間スパー１２のウエブ１２ａの前面に当接させることでリブ１４をコード方向に位置決めすることができるので、治具からリブ１４の位置決め機能を省略してコストの削減を図りながら組立精度を確保することができる。
【００２１】
上述のようにしてリブ１４をスパン方向およびコード方向に位置決めするとき、前部スパー１１のフランジ１１ｃとリブ１４の下縁のフランジ１４ａの前端とに、シムの機能を兼ね備えた突起２４ｂを有する第１位置決め板２４を当接させて図示せぬクランプでクランプする。第１位置決め板２４は、板状部２４ａと、その下面に突出する突起２４ｂとを備えており、板状部２４ａの下面が前部スパー１１のフランジ１１ｃとリブ１４のフランジ１４ａとに当接することでリブ１４を上下方向に位置決めすると同時に、突起２４ｂが前部スパー１１のフランジ１１ｃの後端とリブ１４のフランジ１４ａの前端との隙間α（図２および図５参照）に嵌合する。この突起２４ｂの厚さは精密に管理されており、リブ１４のフランジ１４ａの前端を後方に押圧して該リブ１４の後端部１４ｄを中間スパー１２のウエブ１２ａの前面に押し付け、リブ１４のコード方向の位置決め精度を一層高めることができる。
【００２２】
また中間スパー１２のフランジ１２ｃとリブ１４の下縁のフランジ１４ａの後端とに、板状の第２位置決め板２５を当接させて図示せぬクランプでクランプすることで、リブ１４を上下方向に位置決めすることができる。
【００２３】
以上のようして位置決めされたリブ１４が、前部スパー１１、中間スパー１２およびアッパースキン１５にリベット２１…，２２…，２３…で結合されると、第１位置決め板２４および第２位置決め板２５を除去した後に、ロアスキン１６が前部スパー１１のフランジ１１ｃ、中間スパー１２のフランジ１２ｃおよびリブ１４のフランジ１４ａにリベットで結合される。
【００２４】
以上、本発明の実施例を詳述したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００２５】
例えば、実施例ではリブ１４をコード方向に位置決めするために、リブ１４の後端部１４ｄを中間スパー１２のウエブ１２ａの前面に当接させているが、リブ１４の前端部を前部スパー１１のウエブ１１ａの後面に当接させても良い。
【００２６】
また前部スパー１１はＩ形断面であっても良く、中間スパー１２はＣ形断面であっても良い。
【００２７】
また実施例では前部スパー１１および中間スパー１２間のリブ１４の位置決めについて説明したが、本発明は中間スパー１２および後部スパー１３間のリブ１４の位置決めについても適用することができる。
【００２８】
【発明の効果】
以上のように請求項１に記載された発明によれば、Ｉ形断面あるいはＣ形断面を成す第１スパーおよび第２スパーが、ウエブと、一対のフランジと、ウエブおよびフランジに連なる補強隔壁とを有しているので、第１スパーの補強隔壁にリブの前部を結合して第２スパーの補強隔壁にリブの後部を結合することで、リブをスパン方向に位置決めすることができる。第１スパーおよび第２スパーの剛性を高めるために設けられた補強隔壁を利用してリブのスパン方向の位置決めを行うので、組立治具からリブの位置決め機能を省略して、また特別の位置決め部材を用いずに、コストの削減を図りながら翼の組立精度を確保することができる。
【００２９】
また請求項２に記載された発明によれば、第１スパーおよび第２スパーの一方のウエブにリブの前端部および後端部の一方を当接させることで、特別の位置決め部材を設けることなくリブをコード方向に位置決めして正確に組み立てることができる。
【００３０】
また請求項３に記載された発明によれば、第１スパーおよび第２スパーの他方のフランジとリブとの間に形成される隙間にシムを介在させることで、第１スパーおよび第２スパーの一方のウエブにリブの前端部および後端部の一方を確実に当接させ、リブのコード方向の位置決め精度を更に高めることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】飛行機の主翼の平面図
【図２】図１の２−２線拡大断面図
【図３】図２の３−３線断面図
【図４】図２の４−４線断面図
【図５】図２に対応する斜視図
【符号の説明】
１１　　　　前部スパー（第１スパー）
１１ａ　　　ウエブ
１１ｂ　　　フランジ
１１ｃ　　　フランジ
１１ｄ　　　補強隔壁
１２　　　　中間スパー（第２スパー）
１２ａ　　　ウエブ
１２ｂ　　　フランジ
１２ｃ　　　フランジ
１２ｄ　　　補強隔壁
１４　　　　リブ
２４ｂ　　　突起（シム）
α　　　　　隙間

Claims (3)

1. スパン方向に延びる前側の第１スパー（１１）および後側の第２スパー（１２）間に、コード方向に延びる複数のリブ（１４）を結合した航空機の翼構造において、
   第１スパー（１１）および第２スパー（１２）は、ウエブ（１１ａ，１２ａ）および該ウエブ（１１ａ，１２ａ）の両端に連なる一対のフランジ（１１ｂ，１２ｂ；１１ｃ，１２ｃ）を有してＩ形断面あるいはＣ形断面を成すとともに、ウエブ（１１ａ，１２ａ）およびフランジ（１１ｂ，１２ｂ；１１ｃ，１２ｃ）に連なる補強隔壁（１１ｄ，１２ｄ）を有しており、
   第１スパー（１１）の補強隔壁（１１ｄ）にリブ（１４）の前部を結合して第２スパー（１２）の補強隔壁（１２ｄ）にリブ（１４）の後部を結合することで、該リブ（１４）をスパン方向に位置決めすることを特徴とする航空機の翼構造。
2. 第１スパー（１１）および第２スパー（１２）の一方のウエブ（１２ａ）にリブ（１４）の前端部および後端部（１４ｄ）の一方を当接させることで、該リブ（１４）をコード方向に位置決めすることを特徴とする、請求項１に記載の航空機の翼構造。
3. 第１スパー（１１）および第２スパー（１２）の一方のウエブ（１２ａ）にリブ（１４）の前端部および後端部（１４ｄ）の一方を当接させるべく、第１スパー（１１）および第２スパー（１２）の他方のフランジ（１１ｃ）とリブ（１４）との間に形成される隙間（α）にシム（２４ｂ）を介在させることを特徴とする、請求項２に記載の航空機の翼構造。

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