JP2007532397A - 航空機構造用フェアリング - Google Patents

Abstract

本発明は、外板及び支持構造を有する、航空機の垂直尾翼及び水平尾翼並びに主翼のフェアリングのノーズ部に関する。外板（２）は支持構造（４、６）上に配置されている。この支持構造は、複数のリブ（６）及び複数のストリンガー（４）を有する。複数のストリンガーは、外板を支持するために、複数のリブ上に配設されている。有利には、ストリンガーを配設することにより、例えば、鳥の衝突時における変形の挙動について改善するとともに、重量及びコストを最小限に抑えることができる。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機構造用の、特に垂直尾翼及び水平尾翼並びに主翼のノーズ部を形成するためのフェアリングに関する。特に本発明は航空機構造用フェアリング及び該フェアリングを備えた航空機に関する。

航空機において、垂直尾翼及び水平尾翼並びに主翼のフェアリングのノーズ部は物体、例えば、鳥の衝突による危険に曝されている。これらのフェアリングはいかなる場合にも、これらのフェアリング下に位置する航空機の支持構造が、例えば、鳥の衝突等に起因する損傷から完全に保護されることを保証しなければならない。これについては、現時点で、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＫ）によるサンドイッチ構造、又はアルミニウム構造によって実現されている。これに対応する金属構造は通例、空力学的に適した形状に延伸されて、リブによって補強された板金（金属板）からなっている。

不都合なことには、例えば、航空機の外板を形成する板金に、亀裂が生じないように回避する等の目的で、通常、複数のリブを設けるとともに、比較的厚い板金を使用しなければならない。従って、この種の金属構造は重量が嵩む。

また、公知のＣＦＫ構造には高価な防食塗料、あるいはこれに相当する高価な防食処置が必要である。

本発明の目的は、航空機構造用の軽量で安価なフェアリング（あるいはカバー）を提示することである。

請求項１に記載したように、本発明の一実施例により、特に航空機の垂直尾翼、水平尾翼又は主翼のノーズ部に使用することのできる航空機構造用フェアリングが提示される。フェアリングは外板と支持構造とからなっている。外板は支持構造に配設される。そして、該支持構造は、複数のリブ及び複数のストリンガー（横梁）を備える。複数のストリンガーは、外板を支持するために、複数のリブに接して配設されている。

有利には、本発明のこの実施例により、例えば、鳥の衝突による衝撃エネルギーを広範囲に分散させることが可能になる。換言すれば、外板下に配置されたストリンガーは、衝撃エネルギーを広範囲に逃がし、これにより、鳥の衝突によってもたらされたエネルギーが、外板、ストリンガー及びリブの塑性変形の結果として、広い面積の領域に分散される。この場合の「広い面積」とは、衝突した物体によって変形を受ける領域の面積が、衝突した物体の寸法よりも大きく、好ましくは遥かに大きいことを意味する。

従って、上述した従来技術とは異なり、本発明では、例えば、鳥の衝突によってもたらされたエネルギーがストリンガーによってフェアリングの広い範囲に分散されることとなり、これによって、例えば、外板の薄肉化や、配設されるリブの個数の大幅な減少を達成することができ、その結果、フェアリングの重量を低減させることができる。

請求項２に記載したように、本発明のさらに別の一実施例によれば、外板は航空機構造周りの湾曲部を形成する。複数のリブの形状は、少なくともこの湾曲部の断面形状に適合されており、複数のストリンガーは基本的に、互いに平行とされて、複数のリブに接して延びている。ストリンガーを一定の間隔で平行に配置することにより、一定の大きさの物体が衝突した場合に一定数のストリンガーが、かなりの長さに亘って塑性変形し、よって、もたらされたエネルギーの大半が吸収される。板金の塑性変形によって吸収されるエネルギーは、もたらされたエネルギーの僅かな部分にすぎず、この点では、もたらされたエネルギーの大部分が航空機の外板の変形によって吸収される上述の従来技術と著しく相違する。

請求項３に記載した本発明のさらに別の一実施例によれば、外板、複数のストリンガー及び複数のリブは、衝撃エネルギーが衝突した物体の寸法よりも遥かに広い範囲に亘って逸らされるように構成される。こうした構成は基本的に、外板の厚さ及び材料、ストリンガーの寸法及び間隔、並びにリブの寸法に関係している。これは特にリブの配置間隔にも関係しており、この配置間隔を、上述した従来技術に比較して大幅に増加させることが可能である。例えば、各種の構造において、リブ同士の間隔を２倍、３倍又は４倍にさえ大きくすることも可能であり、その結果、全体としてフェアリングの重量を減少させることができる。

請求項４に記載したように、本発明のさらに別の一実施例によれば、外板は航空機の垂直尾翼、水平尾翼又は主翼のノーズ部を形成する。この場合、ノーズ部は縁を有し、例えば、基本的に一方向に沿って延びる尾翼前縁又は主翼前縁を有している。複数のリブはこの方向に対して基本的に垂直に配置され、そして、複数のストリンガーは、基本的にこの方向に対して平行に配置される。例えば、尾翼前縁又は主翼前縁と平行に複数のストリンガーを互いに平行に配置することにより、まさに物体衝突時の変形をこの方向に沿った領域に逸らすことができる。換言すれば、衝撃エネルギーの移行、つまり、尾翼前縁又は主翼前縁に沿った変形が実現され、その結果、尾翼又は主翼内部への、つまり前記方向に対して垂直な方向への変形を比較的僅かに抑えることができ、こうして航空機構造についての良好な保護を実現することができる。

請求項５に記載したように、本発明のさらに別の好ましい一実施例において、複数のストリンガーは外板と結合されている。

例えば、ストリンガーの取り付けについてはレーザ溶接法によって実施することができる。

請求項６に記載したように、本発明のさらに別の好ましい一実施例によれば、複数のストリンガーが外板と接触し、あるいは該ストリンガーが外板と結合されている接触領域において、外板は肥厚とされている。これにより航空機の外板をさらに有利に薄肉化することが可能となるが、その理由は、例えば、ストリンガーを外板に溶接するために必要とされる、一定の最小限の外板厚が溶接領域の直ぐ周囲でしか必要とされず、この厚さが外板の全体に亘って必要ではないからである。

請求項７に記載したように、本発明のさらに別の一実施例によれば、複数のストリンガーは、Ｔ、Ｌ、Ｚ、Ｕ又はＪ字形のいずれかの断面形状を有することができ、これによって、ストリンガーについての簡単かつ構造的に安定した設計が可能となる。

請求項８に記載した本発明のさらに別の好ましい一実施例によれば、複数のストリンガーはそれぞれ、外板との接点を形成するためのストリンガーベース（基底部）を有する。それぞれのストリンガーベースには凹部を設けることができる。これらの凹部については、例えば、さらなる重量軽減のために、ストリンガー全体に亘って均等に分散して配置させることができ、また、ストリンガーの安定性の低下が避けられない領域に集中して配置してもよい。このようにして、例えば、いっそうの重量減少を達成することが可能である。

請求項９に記載したように、本発明のさらに別の好ましい一実施例によれば、例えば、切り欠き又はカットアウトとして形成された凹部がそれぞれ外板と対向しており、つまり、航空機の外板に向けて開口した穴を有している。この場合、これらの凹部は、外板への物体の衝突に起因する変形発生時における、歪補償領域としての役割を有利に果たすことができる。このようにして、この種の衝突時に生ずる圧縮力又は伸張力を制御することが可能である。

請求項１０に記載したように、本発明のさらに別の一実施例によれば、支持構造と外板は、外板への球状物体の衝突時に、回転対称性をもたない断面形状を有する外板の変形が生ずるように構成される。このことは、例えば、外板における最大の変形方向を外板下にあるストリンガーの方向と構成とによって有利に調節することが可能であり、このようにして、例えば、外板表面下に支持構造が密に配置されている領域については、僅かな変形を生ずるだけであって、大部分の変形エネルギーが他の領域に逸らされるように変形を調整できるということである。

本発明のさらに別の好ましい一実施例によれば、外板が板金、例えば、アルミニウム板金からなる。

本発明の請求項１２は、請求項１から１１に記載された類のフェアリングを備えた航空機に関する。

以下に、本発明の実施例について図面を参照して詳細に説明する。

以下の図１〜７の説明において、同一又は対応する部材には同一の参照符号を使用する。

図１は本発明の好ましい一実施例によるフェアリングの立体図を示している。図１に示したフェアリングについては、例えば、航空機の垂直尾翼、水平尾翼又は主翼のノーズ部であってよい。図１から分かるように、外板２は一定の曲率半径を形成するように湾曲しており、例えば、航空機の尾翼又は主翼のノーズ部、つまり、尾翼前縁又は主翼前縁を形成している。ノーズ部は基本的に、図中において一点鎖線で示す方向に沿って延びている。基本的に尾翼又は主翼の前縁領域における外板の下、つまりノーズ部の背面には、複数のストリンガー４が、フェアリングの延びる方向に対して基本的に平行に配設されている。空気負荷による外板の変形を回避するため、小さなリブ６が大きな間隔で配置されている。リブには重量軽減のために、例えば、穴３０を設けてもよい。また、例えば、鎌形又はブーメラン形のリブ６を使用することも可能である。リブは「ａ」又は「ｂ」の等間隔をもって配置されてもよい。但し、図１に示したように、リブ同士の間隔を変えて、例えば、２個のリブを間隔「ａ」で配置し、さらに別の２個のリブを間隔「ｂ」で配置することも可能である。リブの間隔については、発生する荷重に応じて変えることができる。

例えば、鳥の衝突に際してもたらされたエネルギーが十分に分散されないか、又は基本的に外板の変形に変換されるために、外板又は配設されたリブが、かなりの厚さの材料を必要とする上述の従来技術とは違って、本実施例によれば、かなりの長さに亘って、ストリンガーの塑性変形によりエネルギー吸収が行われ、その結果、もたらされたエネルギーの大半がストリンガーによって吸収されることになる。外板、つまり外板の板金の塑性変形によって吸収されるエネルギーは、もたらされたエネルギーの僅かな部分に過ぎない。変形の正確な推移（コース）については、リブの配置頻度、ストリンガーの寸法と配置、並びに外板の材料や厚さ、形状設計によって可変的に適合させることができる。従って、シミュレーションによって、所望の変形が得られるようにフェアリングの構造を適合させることが可能である。

ストリンガー４は、例えば、レーザ溶接法で外板２に取り付けられてもよく、これによって簡単で安価な製作方法を提示することができる。

図２ａ乃至図２ｃには、図１に示した実施例によるフェアリングのノーズに対する球状物体の衝突効果が示されている。図２ａから分かるように、フェアリングの外板２に対する球状物体１０の衝突が表されている。特に図２ａからは、ノーズ部に球状物体１０が衝突したにもかかわらず、外板及びその下の支持構造には回転対称性をもった変形が引き起こされていないことが分かる。尚、物体１０の衝突方向が、図２ａに矢印１２で示されている。

変形は、衝突した物体１０の直ぐ近くの領域１４において最大である。但し、図２ａから分かるように、該変形については、外板２の下に配置されたストリンガー４に沿って、基本的にノーズ方向に沿って延びる領域１６に、広範囲に分散される。

上記の状況は、変形をその側方及び直近上方から眺めた図２ｂ及び図２ｃからも看取することができる。図２ａ乃至図２ｃから分かるように、基本的にレンズ状の変形、あるいは歪んだ円に相当する変形が得られる。この変形は、ノーズの延びる方向において、該方向に対して直角をなす方向よりも大幅に広がっている。換言すれば、このフェアリングが尾翼又は主翼の前縁をなす場合に、前記の変形は、尾翼又は主翼の内部に向かうよりはむしろ、基本的に尾翼又は主翼の前縁に沿って延びることになる。

従って、衝突した物体によってもたらされ、かつ質量の速度によって事前に決まっている運動エネルギーは、関与する材料が変形する際の仕事に変換される。本発明により、隣接する領域１６も共に変形部に包含されるため、エネルギー変換に必要とされる金属のボリュームは、より広い面積に亘って分布し、これにより、例えば、外板２にはより薄い肉厚を用いることが可能となる。ノーズ部の幾何形状に応じて、例えば、垂直尾翼であれば、衝突点の上下の領域が上記の効果にとって有効に利用されることになる。

図３は、本発明によるフェアリングのさらに別の有利な一実施例の立体図を示している。図３から看取し得るように、変形の深さ及び隣接領域１６への変形の広がりについて、ストリンガーの寸法及びストリンガー同士の間隔「ｄ」の設定によって調節することができる。ストリンガーは等間隔で配置することが可能である。但し、ストリンガーの個数（配置頻度）は、変形の深さが相対的に小さいことを求められる場所において、相対的に多数配置することも可能である。ストリンガー４は、図３において、ノーズ部の延びる方向において、基本的に互いに平行な関係をもって配置される。

図３に示したフェアリングの構造は、図１に示したフェアリングの構造と基本的に同じである。但し、各ストリンガー４は、外板２の肥厚部２０上に配設されている。有利にはストリンガー４が肥厚部２０との接触点で外板２に溶接される。これは、好ましくはレーザ溶接法によって実施することができる。

図４は、図３に示したストリンガー４、外板２及び肥厚部２０の断面図を示す。

図４から分かるように、ストリンガー４は基本的に、Ｔ、Ｌ、Ｚ、Ｕ又はＪ字状のいずれかの形態を有し、ストリンガーベース２２は外板２の肥厚部２０と結合されている。外板２の肥厚部２０は、例えば、アルミニウム板金で形成することができ、図４に示すように、ストリンガーベースの領域において単に矩形状に盛り上がった部分であってもよい。尚、例えば、図４に破線で示すように、板金の肥厚部と、肥厚していない通常の領域とが連続的に移行するように、肥厚部を形成することも可能である。

図４から分かるように、ストリンガー４には、その頭頂領域において補強部２４を設けることができ、これにより、Ｔ、Ｌ、Ｚ、Ｕ又はＪ字状のそれぞれの断面構造が得られる。この措置により、軽量ながらも良好な安定性を有するストリンガーを簡易に製作することが可能となる。

図５は、本発明によるストリンガーの一実施例の側面図を示す。図５から分かるように、ストリンガーベース２２は、図５に示されるように、外板に向いて開口した中断箇所、凹部又は切り欠きを有している。これらの凹部は、図５において符号２６で示されている。これらの凹部２６は、任意の所望の個数又は可変的な個数（配置頻度）をもってストリンガーベース２２に沿って設けることができる。

図６は、ストリンガーの変形時における、これらの凹部２６の効果を示している。図６から分かるように、ストリンガー４の表面が屈曲して圧縮された領域において凹部２８は閉じられており、他方、ストリンガーベースの表面が伸張した領域において凹部４０は拡大されている。換言すれば、前記凹部は、外板に対する物体の衝突による変形発生時の歪補償領域として、圧縮又は伸張が凹部２６によって補償されるように作用する。また、凹部２６の設計によって、衝突時に発生する力を制御して、変形を制御できるようにすることも可能である。凹部２６を用いて、例えば、歪み領域における亀裂の発生を回避し得るようにすることも有益である。

従って、本発明によれば、例えば、航空機の垂直尾翼及び水平尾翼並びに主翼のフェアリングのノーズ部用のフェアリングが提示され、これには、物体の衝突時において、かなりの長さに亘って塑性変形し、かつ、もたらされたエネルギーの大部分を吸収するストリンガーが設けられる。このように、もたらされたエネルギーのごく一部だけが、航空機の外板の塑性変形によって吸収されるようにすることができる。上述した対策により、変形の正確なコース（推移）を調節することが可能である。これについては、例えば、衝突シミュレーションによって検証できる。空気負荷による変形を防止するために、適切な間隔で小さな鎌形のリブを設けることができる。特に、本発明によって、重量の軽減及びコストの節減が可能となる。さらには、例えば、鳥の衝突時における変形の挙動について改善することが可能である。

図７は、本発明の一実施例によるフェアリングを備えた航空機を示している。図７の航空機は、本発明によるフェアリングを用いた垂直尾翼３６及び水平尾翼３２を具備する。同様に、主翼ノーズ３４についても、本発明のフェアリングによって設計することができる。

本発明の第一の実施例によるフェアリングを示す立体図である。 図１に示したフェアリングへの球状物体の衝突による変形を示す図である。 図１に示したフェアリングへの球状物体の衝突による変形を示す図である。 図１に示したフェアリングへの球状物体の衝突による変形を示す図である。 本発明のさらに別の好ましい一実施例を示す立体図である。 本発明の好ましい一実施例による、ストリンガーの断面形状及び外板へのストリンガーの付設を示す図である。 本発明のさらに別の好ましい一実施例によるストリンガーを示す側面図である。 図５のストリンガーが変形した状態を示す図である。 本発明によるフェアリングの一実施例を用いた航空機を示す図である。

Claims (12)

1. 航空機構造用の、特に垂直尾翼、水平尾翼又は主翼のノーズ部用のフェアリングであって、
   外板（２）と
   支持構造（４、６）と、を備え、
   前記外板（２）は前記支持構造（４、６）に配置され、
   前記支持構造は複数のリブ（６）と複数のストリンガー（４）を有し、
   前記複数のストリンガー（４）が、前記外板を支持するために前記複数のリブ（６）上に配設されたフェアリング。
2. 前記外板が航空機構造周りの湾曲部を形成し、
   前記複数のリブ（６）は、その形状が少なくとも前記湾曲部の断面形状に適合する形状とされており、
   前記複数のストリンガー（４）は基本的に、前記複数のリブ（６）に接して互いに平行に延びている、請求項１に記載のフェアリング。
3. 前記外板（２）の厚さ及び材料、前記複数のストリンガー（４）の大きさ及び間隔、並びに前記複数のリブ（６）の大きさ及び間隔は、第一の大きさを有する物体（１０）が前記外板（２）に衝突した際に、その衝撃によってもたらされたエネルギーが前記外板の第一の領域（１６）を超えて分散するように適合されており、
   前記衝撃によってもたらされたエネルギーが、前記外板（２）、前記複数のストリンガー（４）、又は前記複数のリブ（６）の変形の仕事に変換され、
   前記外板の隣接領域は、前記外板の前記第一の領域（１６）への衝突によってもたらされたエネルギーが、第二の大きさをもってさらに分散されて、衝撃のエネルギーがさらなる変形の仕事に変換されるように、第五の大きさを有し、
   前記隣接領域が前記第一の領域よりも大きくされた、請求項１又は２に記載のフェアリング。
4. 航空機の垂直尾翼、水平尾翼又は主翼のノーズ部を形成し、
   前記ノーズ部は基本的に一方向に沿って延びる縁を有し、
   前記複数のリブ（６）は前記方向に対して基本的に垂直に配置され、
   前記複数のストリンガー（４）は基本的に前記方向と平行に配置される、請求項１から３のいずれか一項に記載のフェアリング。
5. 前記複数のストリンガー（４）が前記外板（２）と結合された、請求項１から４のいずれか一項に記載のフェアリング。
6. 前記複数のストリンガー（４）が前記外板（２）と接触する接触領域において、前記外板が肥厚部又は肥厚領域（２０）を有する、請求項５に記載のフェアリング。
7. 前記複数のストリンガー（４）はＴ、Ｌ、Ｚ、Ｕ及びＪ字形のうち、少なくともいずれかの断面形状を有する、請求項１から６のいずれか一項に記載のフェアリング。
8. 前記複数のストリンガー（４）の各々は、前記外板（２）との接触に適合されたストリンガーベース（２２）を有し、
   前記ストリンガーベース（２２）は、１個以上の凹部（２６）を有する、請求項１から７のいずれか一項に記載のフェアリング。
9. 前記１個以上の凹部（２６）が前記外板（２）の方を向いており、
   前記１個以上の凹部は、前記外板に対する物体の衝突による変形発生時における伸張補償領域及び所定の圧潰領域として適合される、請求項８に記載のフェアリング。
10. 前記支持構造（４、６）と前記外板（２）はともに、前記外板（２）への球体（１０）の衝突時に、該球体の衝突に起因する前記外板（２）の変形が回転対称性の断面形状を持たないように構成される、請求項１から９のいずれか一項に記載のフェアリング。
11. 前記外板が板金からなる、請求項１から１０のいずれか一項に記載のフェアリング。
12. 請求項１から１１のいずれか１項に記載のフェアリングを備えた航空機。

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