JP2008143480A

JP2008143480A - アルミニウム合金製主翼の組立方法

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Publication number: JP2008143480A
Application number: JP2006336216A
Authority: JP
Inventors: Hiroshi Kato; 洋加藤
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2006-12-13
Filing date: 2006-12-13
Publication date: 2008-06-26
Anticipated expiration: 2026-12-13
Also published as: US20080245468A1; JP4327839B2; US7909952B2

Abstract

【課題】リベット締結による組立工数の増大、応力集中、翼表面平滑さの低下や、溶接接合による欠陥発生に起因した機械的強度の低下を改善できるアルミニウム合金製主翼の組立方法を提供する。
【解決手段】ボンディングカートにおける成形面側に設けられた位置決めピン及び位置決め突起に基づき、アッパースキンをボンディングカート上に位置決めするステップと、位置決めピンに基づき、アッパースキン上にフロントスパー及びリヤスパーを接着剤を介して位置決め・固定するステップと、バックフィルムで少なくともアッパースキンと、フロントスパー及びリヤスパーとの接着部を覆うステップと、オートクレーブ内で接着部を加圧・加熱するとともにバックフィルム内の空気を抜き、接着剤を硬化させることで、アッパースキンと、フロントスパー及びリヤスパーとを接着接合するステップと、を含む。
【選択図】図１１

Description

本発明は、アルミニウム合金製主翼の組立方法の改良に関するものである。

航空機のアルミニウム合金製主翼は、外板、桁、リブをそれぞれ個別に作成し、これらをリベット締結することで組立てられている。しかしながら、上記の各部品をリベット締結する際にはリベット穴開け作業やリベット打ち作業に伴う組立工数の増大や、リベット穴における応力集中、リベット頭部での翼表面平滑さの低下は免れない。
このような課題を解決した従来のアルミニウム合金製主翼の組立方法として、主翼を溶接により接合する方法が提案されている（例えば、特許文献１参照。）。
米国特許第６１１６５３９号明細書

特許文献１のＦＩＧ．２を以下の図１２で説明する。なお、符号は振り直した。
図１２は従来の主翼の断面図である。
航空機の前進翼構造物１００は、翼上面側箱構造物１０１と、翼下面側箱構造物１０２と、中間スパー１０３とからなり、これらの翼上面側箱構造物１０１、翼下面側箱構造物１０２と、中間スパー１０３とをそれぞれレーザ溶接にて接合している。これによって、リベット締結の課題を解決している。

上記したレーザ溶接はアルミニウム合金製の材料に行われているから、溶接部の凝固割れ、ブローホール等の溶接欠陥が生じ、接合部での機械的強度が低下するおそれがある。
本発明の目的は、リベット締結による組立工数の増大、応力集中、翼表面平滑さの低下や、溶接接合による欠陥発生に起因した機械的強度の低下を改善できるアルミニウム合金製主翼の組立方法を提供することにある。

請求項１に係る発明は、接着治具における成形面側に設けられた基準部に基づき、翼外板構造物を接着治具上に位置決めする第１ステップと、基準部に基づき、翼外板構造物上に複数の中間桁を接着剤を介して位置決め・固定する第２ステップと、バックフィルムで、少なくとも翼外板構造物と中間桁との接着部位を覆う第３ステップと、オートクレーブ内で接着部位を加圧・加熱するとともにバックフィルム内の空気を抜き、接着剤を硬化させることで、翼外板構造物と中間桁とを接着接合する第４ステップと、を含む。

翼外板構造物と中間桁との間に接着剤を介在させ、この翼外板構造物と中間桁との接着部位を加圧・加熱し、且つバックフィルム内の空気を抜くことでも加圧し、接着剤を硬化させて翼外板構造物と中間桁とを接着接合する。

請求項２に係る発明は、翼外板構造物を、翼上面側構造物とし、接着剤が硬化した後に、接着接合された翼上面側構造物と中間桁とからなる翼上部構造物を接着治具から分離する第５ステップと、組立治具に設けられた基準部に基づき、組立治具上に翼上部構造物を位置決めする第６ステップと、この翼上部構造物の所定位置に複数のリブを配置し、この後に翼上部構造物とリブとをリベット締結する第７ステップと、リブがリベット締結された翼上部構造物に対して所定位置に翼下面側構造物を配置し、この後に翼上部構造物と翼下面側構造物とをリベット締結する第８ステップと、を含む。

翼上面側構造物と中間桁とを接着接合して出来た翼上部構造物に、リブと翼下面側構造物とをリベット締結する。

請求項３に係る発明は、中間桁の上部に桁加圧治具を固定して中間桁を保持することを特徴とする。
中間桁が桁加圧治具によって保持され、翼上面側構造物と中間桁との接着部位が加圧・加熱されて接着剤が硬化するまでの間に、中間桁の変形が抑えられる。

請求項１に係る発明では、接着治具における成形面側に設けられた基準部に基づき、翼外板構造物を接着治具上に位置決めする第１ステップと、基準部に基づき、翼外板構造物上に複数の中間桁を接着剤を介して位置決め・固定する第２ステップと、バックフィルムで、少なくとも翼外板構造物と中間桁との接着部位を覆う第３ステップと、オートクレーブ内で接着部位を加圧・加熱するとともにバックフィルム内の空気を抜き、接着剤を硬化させることで、翼外板構造物と中間桁とを接着接合する第４ステップと、を含むので、リベット締結が不要になり、組立工数が削減でき、また、応力集中が発生せず、更に、翼表面平滑さが向上し機体の抗力低減を図られて空力性能を向上させることができる。
また更に、従来の溶接接合のような凝固割れやブローホール等の溶接欠陥が発生せず、機械的強度を向上させることができ、信頼性の高いアルミニウム合金製主翼を製造することができる。

請求項２に係る発明では、翼外板構造物を、翼上面側構造物とし、接着剤が硬化した後に、接着接合された翼上面側構造物と中間桁とからなる翼上部構造物を接着治具から分離する第５ステップと、組立治具に設けられた基準部に基づき、組立治具上に翼上部構造物を位置決めする第６ステップと、この翼上部構造物の所定位置に複数のリブを配置し、この後に翼上部構造物とリブとをリベット締結する第７ステップと、リブがリベット締結された翼上部構造物に対して所定位置に翼下面側構造物を配置し、この後に翼上部構造物と翼下面側構造物とをリベット締結する第８ステップと、を含むので、翼下面側構造物を翼上部構造物に対してリベット締結することで、翼上部構造物と翼下面側構造物とを強固に締結することができ、主翼の剛性を向上させることができる。

請求項３に係る発明では、中間桁の上部に桁加圧治具を固定して中間桁を保持するので、接着剤が硬化中の中間桁の変形を防止することができる。

本発明を実施するための最良の形態を添付図に基づいて以下に説明する。なお、図面は符号の向きに見るものとする。
図１は本発明に係る航空機の主翼構造物の断面図である。図中の矢印（ＦＲＯＮＴ）は航空機前方を表す。（以下同じ。）
航空機の主翼を構成する主翼構造物１０は、翼上面側構造物としてのアッパースキン１１と、このアッパースキン１１に接着接合された翼幅方向（紙面の表裏方向）に延びる中間桁としての一対のフロントスパー１２及びリヤスパー１３と、これらのアッパースキン１１及びフロントスパー１２、リヤスパー１３にリベット締結された複数のリブ１４（図では１枚のみ示す。）と、これらのフロントスパー１２、リヤスパー１３及びリブ１４にリベット締結された翼下面側構造物としてのロアースキン１６とを備える。なお、図中に太線で示された部分は、アッパースキン１１と、フロントスパー１２、リヤスパー１３とが接着接合された接着部１８，１８である。

アッパースキン１１は、翼上面を構成するから空気力学上、表面の精度の高い平滑さが要求されるため、本発明では、アッパースキン１１と、フロントスパー１２、リヤスパー１３をリベット締結せずに接着接合することで精度の高い平滑性を得ている。

アッパースキン１１の内面には、翼幅方向に延びる複数のストリンガー１１ａと、これらのストリンガー１１ａを繋ぐように翼幅方向に間隔を開けて並べられた複数の取付部１１ｂとが一体に形成されている。

フロントスパー１２は、断面がほぼコ字形状の部材であり、ウェブ１２ａと、このウェブ１２ａの上下端に一体に設けられたフランジ１２ｂ，１２ｃと、これらのウェブ１２ａ、フランジ１２ｂ，１２ｃを接続するために翼幅方向に間隔を開けて並ぶように一体成形された複数の取付部１２ｄとからなる。なお、１２ｅはウェブ１２ａに開けられた軽量化のための肉抜き穴である。

リヤスパー１３は、フロントスパー１２と同一形状であり、ウェブ１３ａと、このウェブ１３ａの上下端に一体に設けられたフランジ１３ｂ，１３ｃと、これらのウェブ１３ａ、フランジ１３ｂ，１３ｃを接続するために翼幅方向に間隔を開けて並ぶように一体成形された複数の取付部１３ｄからなり、ウェブ１３ａに軽量化のための肉抜き穴１３ｅが開けられている。

リブ１４は、アッパースキン１１の取付部１１ｂに複数のリベット２１で取付けるためのアッパ取付部１４ａと、フロントスパー１２の取付部１２ｄに複数のリベット２２で取付けるためのフロント取付部１４ｂと、リヤスパー１３の取付部１３ｄに複数のリベット２３で取付けるためのリヤ取付部１４ｃと、ロアースキン１６に複数のリベット２４で取付けるためのロアフランジ１４ｄとを備える。なお、１４ｅはアッパースキン１１のストリンガー１１ａを避けるために形成された切欠き、１４ｆは軽量化のための肉抜き穴である。

ロアースキン１６は、フロントスパー１２のフランジ１２ｃ、リヤスパー１３のフランジ１３ｃ及びリブ１４のロアフランジ１４ｄにリベット２４で取付けられている。

以上に述べた主翼構造物１０の組立方法を図２〜図１１で説明する。
図２（ａ），（ｂ）は本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第１作用図であり、接着の前処理を示す。
（ａ），（ｂ）において、アルミニウム合金製のアッパースキン１１、フロントスパー１２（不図示）及びリヤスパー１３のそれぞれの表面を接着に適した状態に改良するための前処理に、例えば、硫酸−クロム酸エッチング処理又は陽極酸化処理（いわゆる、アノダイズ処理であり、クロム酸陽極酸化処理やリン酸陽極酸化処理がある。）によって表面に細かな凹凸を形成する。

この処理後、アッパースキン１１の外面にマスキングを施し、アッパースキン１１の内面と、フロントスパー１２及びリヤスパー１３（不図示）の全体とに接着プライマーをスプレーして塗布する。

接着プライマーは、凹凸が形成された表面に接着剤を付着しやすくして接着力を高めるためのものであり、例えば、エポキシプライマーが好適である。なお、主翼の製造にあたっては、接着プライマーの他に、防錆プライマーと燃料タンク用プライマー（燃料による腐食を防ぐためのものである。）を使用している。

図３（ａ），（ｂ）は本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第２作用図であり、アッパースキン１１の位置決めを示す。
（ａ）において、ボンディングカート３１の成形面３１ａにアッパースキン１１を内面を上にして載せるとともに、成形面３１ａに設けられた複数の位置決めピン３２及び複数の位置決め突起３３よってアッパースキン１１を位置決めする。なお、１１ｄはアッパースキン１１の胴体側端部、１１ｅはアッパースキン１１の翼端側端部である。

（ｂ）はアッパースキン１１の胴体側端部１１ｄの位置決め状態を示している。
胴体側端部１１ｄには被位置決め部１１ｆ、１１ｆが形成され、これらの被位置決め部１１ｆ，１１ｆにそれぞれ位置決め穴１１ｇが開けられ、これらの位置決め穴１１ｇ，１１ｇが位置決めピン３２，３２に嵌合し、アッパースキン１１の前後端が位置決め突起３３，３３によって位置決めされている。

図４（ａ）〜（ｃ）は本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第３作用図であり、フロントスパー１２及びリヤスパー１３の位置決めを示す。
（ａ）において、フロントスパー１２及びリヤスパー１３の接着面に接着剤としてエポキシ系の接着フィルムを貼り付け、図３（ｂ）に示されたアッパースキン１１の前端及び後端に、図４（ａ）に示すように、フロントスパー１２及びリヤスパー１３を位置決めピンと複数の位置決め突起３３とで位置決めしながら載せる。

接着剤としては、大きな荷重が作用したときのクリープ（即ち、接着されるもの同士の微小な滑り）が少なく、熱、水、油（ガソリンを含む）等への耐性を有するものとして、エポキシ系、フェノール系、レゾルシノール系などの熱硬化性のものが良い。
接着剤は、上記したフィルム状接着剤のように貼り付けるものの他、ペースト状接着剤のように塗布するものでも良い。

（ｂ）は、フロントスパー１２及びリヤスパー１３の胴体側の端部の位置決めを示している。即ち、フロントスパー１２及びリヤスパー１３のそれぞれの一端に被位置決め部１２ｆ，１３ｆが形成され、これらの被位置決め部１２ｆ，１３ｆにそれぞれ位置決め穴１２ｇ，１３ｇが開けられ、これらの位置決め穴１２ｇ，１３ｇがボンディングカート１３の起立プレート３５，３５にそれぞれ設けられた位置決めピン３６に嵌合している。

（ｃ）は、フロントスパー１２及びリヤスパー１３の翼端側の端部の位置決めを示している。即ち、フロントスパー１２及びリヤスパー１３のそれぞれの他端に被位置決め部１２ｈ，１３ｈが形成され、これらの被位置決め部１２ｈ，１３ｈにそれぞれ位置決め穴１２ｊ，１３ｊが開けられ、これらの位置決め穴１２ｊ，１３ｊがボンディングカート１３の成形面３１ａに設けられた位置決めピン３８，３８に嵌合している。

図５（ａ）〜（ｃ）は本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第４作用図であり、フロントスパー１２及びリヤスパー１３の保持を示す。
（ａ）において、フロントスパー１２及びリヤスパー１３に桁加圧治具４１を載せて固定する。これは、アッパースキン１１と、フロントスパー１２及びリヤスパー１３との接着部を加圧・加熱する際のフロントスパー１２及びリヤスパー１３の変形を抑えるためである。

桁加圧治具４１は、翼幅方向に延びる長尺部４３と、この長尺部４３に直交するように取付けられたクロス部材４４〜４８と、フロントスパー１２及びリヤスパー１３のフランジ１２ｂ，１３ｂに当てるためにクロス部材４４〜４８の端部下部に取付けられた複数の樹脂製のパッド５１とからなる。

（ｂ）はフロントスパー１２への桁加圧治具４１の固定状態を示している。即ち、フロントスパー１２のフランジ１２ｂに桁加圧治具４１の各パッド５１が締結具５３で固定されている。

（ｃ）は（ｂ）のｃ矢視図であり、締結具５３は、一端部５５ａがパッド５１の上面に掛けられたＣ型金具５５と、このＣ型金具５５の他端部５５ｂにねじ結合されるとともに上端部がフロントスパー１２のフランジ１２ｂの下面に当てられたボルト部材５６とからなる。

ボルト部材５６は、ボルト本体５７と、このボルト本体５７の下部に取付けられたハンドル５８と、ボルト本体５７の上端に取付けられた当て具５７ａとからなり、ハンドル５８を回すことでＣ型金具５５の他端部５５ｂに対してボルト本体５７が上方に移動するため、Ｃ型金具５５の一端部５５ａとボルト部材５６の当て具５７ａとでパッド５１とフランジ１２ｂとを締め付け、フロントスパー１２に桁加圧治具４１を固定する。リヤスパー１３側についても、上記と同様に桁加圧治具４１を締結具５３で固定する。

図６（ａ）〜（ｄ）は本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第５作用図であり、（ａ），（ｃ）ではフロントスパー１２及びリヤスパー１３の平面図を簡略化して示している。
（ａ）において、フロントスパー１２及びリヤスパー１３に想像線で示す桁加圧治具４１を固定した状態で、後に述べる接着部の加圧・加熱工程で接着剤を硬化させ、この後に桁加圧治具４１を外した状態でも、フロントスパー１２及びリヤスパー１３には変形がほとんど発生していない。

（ｂ）は（ａ）のｂ−ｂ線断面図であり、フロントスパー１２及びリヤスパー１３から想像線で示す桁加圧治具４１を外した状態でもフロントスパー１２及びリヤスパー１３に倒れ（変形）はほとんど発生していない。

（ｃ）はフロントスパー１２及びリヤスパー１３に桁加圧治具４１（（ａ）参照）を固定しない状態で加圧・加熱工程で接着剤を硬化させた後の状態を示す。フロントスパー１２及びリヤスパー１３には、うねり（変形）が発生している。
（ｄ）は（ｃ）のｄ−ｄ線断面図であり、フロントスパー１２及びリヤスパー１３は、各フランジ１２ｂ，１３ｂ側が内側に倒れている。

図７は本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第６作用図である。
アッパースキン１１と、フロントスパー１２及びリヤスパー１３との接着部の周囲を、リリースフィルム（不図示。樹脂の流出量をコントロールするフィルムである。）、ブリーダクロス（不図示。余分な接着剤を吸い取るガラスクロスである。）、ブリーザクロス（不図示。真空減圧時の通気材である。）で順に覆い、その上をバックフィルム６１で覆って密閉する。

６３はバックフィルム６１内の空気を抜くための減圧用パイプであり、減圧用パイプ６３で内部の空気を抜いて減圧することで、アッパースキン１１と、フロントスパー１２及びリヤスパー１３との接着部を加圧することができる。

図８は本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第７作用図である。
桁加圧治具４１と、バックフィルム６１（図７参照）で接着部が覆われたアッパースキン１１、フロントスパー１２、リヤスパー１３とをボンディングカート３１ごとオートクレーブ６５内に入れて加圧・加熱し、図７に示したバックフィルム６１内の減圧も行い、接着剤を硬化させる。

このときの加熱温度（接着部の温度）は１２０〜１８０℃、圧力は２．８〜３．２ｋｇ／ｃｍ^２、硬化時間は１時間、オートクレーブ６５内での昇温速度は０．２〜６．０℃／分、バックフィルム内の圧力は−１．０ｋｇ／ｃｍ^２である。この硬化条件によって安定した接着接合強度を得ることができる。
加熱温度が１２０℃未満であると、接着剤が未反応となって硬化が進行しにくく、加熱温度が１８０℃を越えると、接着剤が劣化する。

また、圧力が２．８ｋｇ／ｃｍ^２未満であると、アッパースキン１１と、フロントスパー１２及びリヤスパー１３との間に隙間が生じやすくなり、圧力が３．２ｋｇ／ｃｍ^２を越えると、アッパースキン１１と、フロントスパー１２及びリヤスパー１３との間から接着剤が流出して接着剤の厚さを確保できなくなる。

なお、大型の主翼の接着接合の場合は、オートクレーブ６５内の昇温過程及び降温過程で熱歪みが発生し、接着接合部に残留応力が発生して亀裂が発生することがあるので、硬化時間として４〜８時間をかけて加熱処理を行うことが望ましい。

図９（ａ）〜（ｃ）は本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第８作用図である。
（ａ）において、接着部の硬化が完了したアッパースキン１１、フロントスパー１２、リヤスパー１３、桁加圧治具４１をボンディングカート３１ごとオートクレーブ６５から取出し、アッパースキン１１、フロントスパー１２、リヤスパー１３からなる翼上部構造物６７から桁加圧治具４１を外すとともに、バックフィルム６１、リリースフィルム、ブリーダクロス、ブリーザクロスを剥がし、翼上部構造物６７を組立治具７１の成形面７１ａに載せるとともに位置決めする。

（ｂ）は、組立治具７１に対する翼上部構造物６７の翼端側の位置決めを示している。即ち、フロントスパー１２及びリヤスパー１３の端部に形成された被位置決め部１２ｈ，１３ｈを、組立治具７１の成形面７１ａに設けられた位置決めピン７３，７３に嵌合する。

（ｃ）は、組立治具７１に対する翼上部構造物６７の胴体側の位置決めを示している。即ち、フロントスパー１２及びリヤスパー１３（不図示）の胴体側の端部にボンディングカート３１（図５参照）に設けられていた位置決めパイプフレーム７５が残され、この位置決めパイプフレーム７５の下面に開けられた位置決め穴７５ａ，７５ａ（一方の符号７５ａのみ示す。）を、組立治具７１に設けられた位置決めピン７７，７７に嵌合する。

図１０（ａ）〜（ｃ）は本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第９作用図である。
（ａ）において、翼上部構造物６７（１１ｋ，１２ｋ，１３ｋは予め開けられたリベット穴である。）内に、リブ１４（１４ｋは予め開けられたリベット穴である。）を挿入し、（ｂ）において、翼上部構造物６７にリブ１４を複数のリベット２１，２２，２３で締結し、（ｃ）において、最後にフロントスパー１２、リヤスパー１３及びリブ１４にロアースキン１６を複数のリベット２４で締結する。これで、主翼構造物１０の組立が完了する。

以上に述べた主翼構造物１０の組立要領を次にフローチャートで説明する。
図１１は本発明に係る主翼構造物の組立を示すフローチャートである。ＳＴＸＸはステップ番号を示す。
ＳＴ０１…主翼組立部品（アッパースキン、フロントスパー及びリヤスパー）に表面処理としてアノダイズ処理を施す。
ＳＴ０２…アッパースキン、フロントスパー及びリヤスパーに接着プライマーを塗布する。

ＳＴ０３…アッパースキンをボンディングカートに位置決めする。
ＳＴ０４…フロントスパー及びリヤスパーにフィルム状接着剤を貼り付ける。
ＳＴ０５…フロントスパー及びリヤスパーをアッパースキン上に位置決めしながら載置する。

ＳＴ０６…フロントスパー及びリヤスパーの上に桁加圧治具を固定する。
ＳＴ０７…接着部をバックフィルム等で覆い、接着部を密閉する。
ＳＴ０８…接着部をオートクレーブ内の高温高圧下で硬化させる。

ＳＴ０９…オートクレーブ内から取り出した翼上部構造物を組立治具に位置決めする。
ＳＴ１０…複数のリブを翼上部構造物にリベットで取付ける。
ＳＴ１１…翼上部構造物及び複数のリブにロアースキンをリベットで取付ける。

以上の図２〜図１０に示したように、本発明は第１に、接着治具としてのボンディングカート３１における成形面３１ａ側に設けられた基準部としての位置決めピン３２，３２及び複数の位置決め突起３３に基づき、翼外板構造物としてのアッパースキン１１をボンディングカート３１上に位置決めする第１ステップと、基準部としての位置決めピン３６，３６，３８，３８に基づき、アッパースキン１１上に複数の中間桁としてのフロントスキン１２及びリヤスキン１３を接着剤を介して位置決め・固定する第２ステップと、バックフィルム６１で、少なくともアッパースキン１１と、フロントスパー１２及びリヤスパー１３との接着部１８，１８を覆う第３ステップと、オートクレーブ６５内で接着部１８，１８を加圧・加熱するとともにバックフィルム６１内の空気を抜き、接着剤を硬化させることで、アッパースキン１１と、フロントスパー１２及びリヤスパー１３とを接着接合する第４ステップと、を含む。

これにより、リベット締結が不要になり、リベット穴開け作業やリベット打ち作業等の組立工数が削減でき、また、応力集中が発生せず、更に、翼表面平滑さが向上し機体の抗力低減を図られて空力性能を向上させることができる。

また更に、従来の溶接接合のような凝固割れやブローホール等の溶接欠陥が発生せず、機械的強度を向上させることができ、信頼性の高いアルミニウム合金製主翼を製造することができる。

本発明は第２に、翼外板構造物を、翼上面側構造物としてのアッパースキン１１とし、接着剤が硬化した後に、接着接合されたアッパースキン１１と、フロントスパー１２及びリヤスパー１３とからなる翼上部構造物６７をボンディングカート３１から分離する第５ステップと、組立治具７１に設けられた基準部としての位置決めピン７３，７３，７７，７７に基づき、組立治具７１上に翼上部構造物６７を位置決めする第６ステップと、この翼上部構造物６７の所定位置に複数のリブ１４を配置し、この後に翼上部構造物６７と複数のリブ１４とをリベット締結する第７ステップと、複数のリブ１４がリベット締結された翼上部構造物６７に対して所定位置に翼下面側構造物としてのロアースキン１６を配置し、この後に翼上部構造物６７及びリブ１４とロアースキン１６とをリベット締結する第８ステップと、を含む。

これにより、ロアースキン１６を翼上部構造物６７に対してリベット締結することで、翼上部構造物６７とロアースキン１６とを強固に締結することができ、主翼の剛性を向上させることができる。

本発明は第３に、フロントスパー１２及びリヤスパー１３の上部に桁加圧治具４１を固定してフロントスパー１２及びリヤスパー１３を保持することを特徴とする。
これにより、接着剤が硬化中のフロントスパー１２及びリヤスパー１３の変形を防止することができる。

尚、本実施形態では、図１に示したように、アッパースキン１１とロアースキン１６との間に２本のフロントスパー１２及びリヤスパー１３を配置したが、これに限らず、これらのフロントスパー１２とリヤスパー１３との間にもう１本のスパーを配置し、このスパーとアッパースキン１１とを接着接合し、このスパーとロアースキン１６とをリベット締結してもよい。

本発明のアルミニウム合金製主翼の組立方法は、主翼構造物を構成する翼上面側構造物と中間桁との結合に好適である。

本発明に係る航空機の主翼構造物の断面図である。本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第１作用図である。本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第２作用図である。本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第３作用図である。本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第４作用図である。本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第４作用図である。本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第６作用図である。本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第７作用図である。本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第８作用図である。本発明に係る主翼構造物の組立方法を示す第９作用図である。本発明に係る主翼構造物の組立を示すフローチャートである。本発明に係る主翼の断面図である。

符号の説明

１０…主翼構造物、１１…翼外板構造物、翼上面側構造物（アッパースキン）、１２，１３…中間桁（フロントスパー、リヤスパー）、１４…リブ、１６…翼下面側構造物（ロアースキン）、２１，２２，２３，２４…リベット、３１…接着治具（ボンディングカート）、３１ａ…成形面、３２，３６，３８，７３，７７…基準部（位置決めピン）、３３…基準部（位置決め突起）、４１…桁加圧治具、６１…バックフィルム、６５…オートクレーブ、６７…翼上部構造物、７１…組立治具。

Claims

接着治具における成形面側に設けられた基準部に基づき、翼外板構造物を接着治具上に位置決めする第１ステップと、
前記基準部に基づき、翼外板構造物上に複数の中間桁を接着剤を介して位置決め・固定する第２ステップと、
バックフィルムで、少なくとも前記翼外板構造物と前記中間桁との接着部位を覆う第３ステップと、
オートクレーブ内で前記接着部位を加圧・加熱するとともに前記バックフィルム内の空気を抜き、前記接着剤を硬化させることで、前記翼外板構造物と前記中間桁とを接着接合する第４ステップと、
を含むアルミニウム合金製主翼の組立方法。
前記翼外板構造物は、翼上面側構造物であって、
前記接着剤が硬化した後に、接着接合された翼上面側構造物と前記中間桁とからなる翼上部構造物を前記接着治具から分離する第５ステップと、
組立治具に設けられた基準部に基づき、組立治具上に前記翼上部構造物を位置決めする第６ステップと、
この翼上部構造物の所定位置に複数のリブを配置し、この後に翼上部構造物と前記リブとをリベット締結する第７ステップと、
前記リブがリベット締結された翼上部構造物に対して所定位置に翼下面側構造物を配置し、この後に前記翼上部構造物と前記翼下面側構造物とをリベット締結する第８ステップと、を含む請求項１記載のアルミニウム合金製主翼の組立方法。
前記中間桁の上部に桁加圧治具を固定して中間桁を保持することを特徴とする請求項１記載のアルミニウム合金製主翼の組立方法。