JP2009190574A - 飛行機の翼構造 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】 飛行機の翼の第1、第2スパー13,14間を接続するリブ21に、スキン20にリベット27で締結される取付フランジ21e,21fと、ストリンガー20aが貫通するストリンガー貫通孔21dと、第1、第2スパー13,14およびスキン20の接続部に臨む第1、第2切欠き21k,21mとを形成したものにおいて、取付フランジ21e,21fに沿って補強ビード23A,23Bを形成するとともに、ストリンガー貫通孔21dおよび第1、第2切欠き21k,21mの縁からスパン方向に延びて取付フランジ21e,21fに一体に連なる補強フランジ21n,21o,21pを形成したので、リベット孔をドリル加工する際の上下方向の荷重に対するリブ21の剛性を高めることができる。
【選択図】 図4
Description
14 フロントスパー(第2スパー)
19 アッパースキン(スキン)
20 ロアスキン(スキン)
20a ストリンガー
21 前部リブ(リブ)
21d ストリンガー貫通孔
21e 取付フランジ
21f 取付フランジ
21k 第1切欠き
21m 第2切欠き
21n 補強フランジ
21o 補強フランジ
21p 補強フランジ
23A 第1補強ビード(補強ビード)
23B 第2補強ビード(補強ビード)
23a 本体部
23b 屈曲部
23c 屈曲部
27 リベット
Claims (2)
- スパン方向に延びる第1、第2スパー(13,14)と、
前記第1、第2スパー(13,14)間に配置されてスパン方向に延びるストリンガー(20a)と、
コード方向に延びて前記第1、第2スパー(13,14)間を接続するリブ(21)と、
前記第1、第2スパー(13,14)、前記ストリンガー(20a)および前記リブ(21)の上面および下面を覆うスキン(19,20)とを備え、
前記リブ(21)の上縁および下縁の少なくとも一方には、前記スキン(20)にリベット(27)で締結される取付フランジ(21e,21f)が形成されるとともに、前記取付フランジ(21e,21f)を切欠いて前記ストリンガー(20a)が貫通するストリンガー貫通孔(21d)が形成され、
かつ前記リブ(21)の上縁および下縁の少なくとも一方の前端および後端には、前記第1、第2スパー(13,14)および前記スキン(20)の接続部に臨む第1、第2切欠き(21k,21m)が形成された飛行機の翼構造であって、
前記リブ(21)は、前記取付フランジ(21e,21f)に沿って形成された補強ビード(23A,23B)を備えるとともに、前記ストリンガー貫通孔(21d)および前記第1、第2切欠き(21k,21m)の縁からスパン方向に延びて前記取付フランジ(21e,21f)に一体に連なる補強フランジ(21n,21o,21p)を備えることを特徴とする飛行機の翼構造。 - 前記補強ビード(23A,23B)は、その本体部(23a)の端部から前記ストリンガー貫通孔(21d)あるいは前記第1、第2切欠き(21k,21m)に沿って屈曲する屈曲部(23b,23c)を備えることを特徴とする、請求項1に記載の飛行機の翼構造。
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