JP2009504489A - 二重シェル設計のセンターボックス - Google Patents

Abstract

本発明は、航空機翼用センターボックス（５）と、該センターボックス（５）を備えた航空機に関する。センターボックス（５）は基本的に２つの側面部（６）を備え、これらは互いに離間して配置される内板（２）及び外板（１）を有する。側面部（６）に適度な安定性を与えるために、内板（２）及び外板（１）は、複数のプロファイル（３）を用いて互いに接続される。
【選択図】図１

Description

本出願は、２００５年８月１７日に出願した独国特許出願番号第１０ ２００５ ０３８ ８５７．４号及び２００５年８月１７日に出願した米国仮特許出願番号第６０／７０９，０２７号の出願日の利益を請求し、これらの出願の開示内容をここに参照により援用する。

本発明は一般に、シェル（外郭）の座屈についての技術的問題に関する。詳しくは、本発明は、航空宇宙技術の分野、特に航空機翼の分野において、シェルの座屈の危険性を低減できる実施態様に関する。

本発明との関連において、用語「航空機翼」は、広義に使用される。特に、この用語は、エアフォイル（翼）、水平尾翼ユニット、ラダーユニットを含む。更にまた、本発明で用いる用語「センターボックス」は広義に使用される。従来の技術的な意味でのセンターボックスは単に、ラダーユニットの耐荷重の高剛性部品であって、これによって航空機胴体のせん断荷重や曲げ荷重を除去できるのに対して、本発明でいう用語「センターボックス」は、あらゆる航空機翼（エアフォイル、水平尾翼ユニット、及びラダーユニット）の耐荷重部品に関連する。

航空機では一般的に、航空機翼のセンターボックスが大きな荷重を被る。特に、センターボックスは、空力荷重によって生じるせん断応力及びこれに付随する曲げ応力を胴体へと問題なく移すことを要する。センターボックスは通常、互いに対向した２つの側面部を備えるため、センターボックスが被る曲げ荷重により、ある側面部には圧縮応力を引き起こし、他の側面部には引張応力を引き起こす。概して、重量削減の理由で横荷重は非常に減らされるため、ある側面部の圧縮応力は、該側面部が圧壊する傾向をもたらし、これは技術的に正確に言えば、シェルの座屈として定義される。せん断応力は、翼において翼端から基部にかけてほぼ線形的に増加するので、曲げ応力はこれに応じて、ほぼ２乗で増加し、シェルの座屈の危険性が、翼端から翼の基部（危険性が最大に達する場所）にかけて増す。

シェルの座屈の危険に対処するために、従来のセンターボックスでは、その複数の側面部が交差的及び横断的に配置されるリブやストリンガーを含む設計とされ、これらのリブやストリンガーが片側だけの外板を備えることで補強されたシェルが形成される。

航空機翼のセンターボックスは、座屈、つまりシェルの座屈に耐えられるように寸法を決める必要があるので、それぞれの側面部は、単なる引張応力及び圧縮応力を伴う負荷がある場合よりも、小さい負荷を被るに過ぎない。このような低減した耐負荷性は、それぞれの側面部の縦横比（細長比）に応じて変わる許容材料応力に起因し、定格荷重は、縦横比が増加するにつれて減少する。これまで、肥厚部を外板部に取り入れることで許容材料応力を増加させる努力が頻繁に行われてきたが、これは望ましくない方法で、重量増加を招き、下手な材料使用につながる。

特に、本発明の目的は、航空機翼用のセンターボックスを提供することにあり、該センターボックスは、上記の通り、同じ重量での既知のセンターボックスの場合に比べて、座屈の影響を受け難い。

本発明は、座屈の影響を受け易い側面部の断面二次モーメント（慣性モーメント）を巧妙に増加させるという点において、センターボックスの側面部の座屈の危険性を効果的に低減できるという認識に基づく。外板に単一の肥厚部を採用することも断面二次モーメントを増加させるが、このような肥厚部は、有効断面サイズの増加を狙ったものであって、実際、断面二次モーメントを効果的に増加させるものではない。

前述の課題はシェルの座屈現象に関連するが、以下では、本発明の基本的原理について、座屈に係る分かり易い現象を挙げて説明することとし、具体的には、棒上のシェルの座屈のタイプと称することができる。

関節で連結するために、両端部で関節により保持された棒における負荷は、以下のように算出される。

ここで、「Ｅ」は、棒状材料の弾性係数を示し、「Ｉ_ｙ」は、棒のｙ軸に関する、断面二次モーメント（慣性モーメント）を示し、「ｌ」は棒の長さを示す。

そして「Ｉ_ｙ」は、以下のように算出される。

ここで「ｚ」は、棒の断面における重心からの距離を示す。

明らかに、重心から更に離れて位置する表面部は、重心から近い位置の表面部よりも、断面二次モーメントを更に増加させる。その理由は、断面二次モーメントを算出する際、重心までの距離について２乗で変化するからである。よって、例えば、側面部の外板が２倍になると、センターボックスにおける周知の側面部のウェブ（ストリンガー）及びフランジ（外板）を含む理想的なＴ字状横断面の場合に、これによって２倍になった外板の方向に重心が移動するだけである。このことはまた、断面二次モーメントを僅かに増加させるが、この慣性の増加は無視できる程度とされ、その理由は、追加した新たな表面部が、結果的に得られる重心の近くに位置するからである。この点で、安定性の確保又は得られる座屈荷重の増加は、とるに足らないものである。

しかし、Ｔ字状横断面の追加的な表面部が、既存のフランジではなく、これに代わってＴ字状横断面におけるフランジのない場所で第２フランジとして、ウェブの自由端に配置される場合には状況が異なる。この構成では、新たに付加的した表面部についての断面における距離は、重心からの距離がかなり大きく、更には、断面二次モーメントを算出する場合に、距離の２乗を考慮する必要があり、これによって、単純なフランジの倍加と比較して、結果的なＴ字状横断面の断面二次モーメントがかなり大きくなる。同量の新たな表面部が、単純な倍加の場合と同様に追加されるが、上記方法では、断面二次モーメント、そしてまた許容される座屈荷重が、比例関係を超えて増加することになる。

また、このような巧妙な断面設計によって、許容材料応力をうまく利用することが可能になるが、その理由は、棒の縦横比λがその許容材料応力に影響を及ぼすからである。そして、λは、以下のように算出される。
λ＝ｌ／ｉ
ここで、「ｉ」は棒の横断面の慣性半径を示す。

慣性半径「ｉ」は、

であるため、断面二次モーメントＩは許容材料応力に直接影響を及ぼす。その理由は、縦横比が増加するにつれて、つまり、断面二次モーメントが減少するにつれて、オイラー座屈曲線に従って許容材料応力が双曲的に減少するからである。具体的には、このことは、より大きな断面二次モーメントを有する横断面部によって、高い許容材料応力を伴う小さい縦横比をもたらし、横断面部又はその材料をうまく利用できることを意味する。

本発明は、第１の態様に従って本発明が航空機翼のためのセンターボックスを提案するという点で、前述の力学的な断面特性を利用しており、前記センターボックスの側面部は、内板と外板の２つを備え、これらは互いに離間し、内板については、ある部分に存在するだけでよい。センターボックス自体は基本的に、該センターボックスの第１の側を囲う第１側面部と、センターボックスの第２の側を囲う第２側面部を備える。本構成において、第１側面部は、第２側面部から離れて対向しており、こうしてセンターボックスが形成される。断面二次モーメントの増加を利用するために、第１側面部及び／又は第２側面部は、内板及び外板を備える。上述のように、重心から離れて位置する表面部は断面二次モーメントに対して相当な寄与分を与えることになるので、内板及び外板は、間隔ｓをもって互いに離間するように配置され、せん断荷重下で高い剛性をもつように、少なくとも複数の箇所で互いに接続されることで、一様な断面が得られる。こうして、側面部の座屈抵抗については、外板の倍加だけを行った場合に比べて、より効果的に改善できる。

せん断荷重下で極力高い剛性をもつように、側面部の内板と外板を互いに接続するために、それぞれの側面部は、内板と外板を相互接続する複数のウェブを備えることで、内板及び外板はせん断荷重下で剛性が高まる。これらのウェブは、例えば、センターボックスの長手方向に延在し、該方向においてセンターボックスに亘る曲げ応力が最大値まで変化する。

本発明の更に別の態様では、内板及び外板を、適切な断面形状の部材（プロファイル）によって互いに接続できる。例えば、内板及び外板がせん断荷重下で高い剛性をもつように、Ｕ字状部材を、内板と外板との相互接続のために使用でき、該Ｕ字状部材の各フランジは内板及び外板に接続される。これに代わって、内板及び外板を相互接続するためにＺ字状部材又はＩ字状部材を使用することで、内板及び外板がせん断荷重下で高い剛性をもつようにでき、この場合もまた、各フランジが内板と外板に取り付けられる。本構成では、各プロファイルが、センターボックスの長手方向において、互いにほぼ平行に延び、この方向において飛行中の曲げ応力が最大値まで変化する。更にまた、ハット（ｈａｔ）状部材又は台形状部材を、内板と外板との相互接続に使用できる。この場合に、別個の内板を排除することが考えられ、これはハット状部材又は台形状部材が内板の機能をもつこと、すなわち、内板はハット状部材又は台形状部材のフランジによって形成されるからである（これらのフランジは、ある部分に延在する）。

長手方向に延びるプロファイルとは別に、シェルの座屈の危険性を更に減らすためには、内板と外板との間に多数の補強リブを更に配置することができ、これらの補強リブは上述のプロファイルに対して基本的に横方向に延在する。既述のように、内板及び外板は、間隔ｓをもって互いに離れて配置される。間隔ｓは、数学的な理想断面での重心からの、それぞれの内板又は外板の距離に直接的な影響を及ぼすので、間隔ｓを変えることで、側面部を最適化し、そして特に、予想される負荷条件に適合させることができる。センターボックスに作用する曲げ応力の増加に伴い、側面部の圧縮応力が増加し、そしてまたシェルの座屈の危険性が高まるので、間隔ｓはセンターボックスにおいて曲げ荷重が増加する領域で大きくすることができる。これは、航空機翼の基部における間隔ｓが、胴体から更に離れた部分における間隔に比べて大きくなることを意味する。こうして、座屈の危険性を減らすとともに、常に材料を上手に使用できる。

上記説明を検討する場合に当業者であれば分かるように、内板又は外板をそれらの間のプロファイルに取り付けるときに問題が生じ、これは２番目の板を取り付ける場合に、内板と外板との間にある空洞側からの据付ができなくなるためである。それぞれの２番目の板の取付の困難性については、少なくとも第２の板をそれぞれ、長手方向に延びる複数のプロファイルに対して、複数のブラインドリベットで取り付けることにより解決できる。このようなブラインドリベットを取り付けるためには、接続される構成部品の片面に近づくことだけが必要であり、よって、内板と外板との間の空洞への接近は不要である。

側面部の圧力荷重は多くの場合、局所的に、例えば航空機翼の基部で非常に大きいので、内板が外板に対して部分的に延在するように、ある領域にのみ内板を配置することができる。よって、一般には、本発明による二重シェルの側面構造を、曲げ荷重が適度とされる翼端の領域に設ける必要がなくなる。その代わりに、多くの適用例では、センターボックスが胴体に接近する場所で、センターボックスの長さｈに亘って内板を設けるだけで十分である。航空機の種類及びサイズに応じて、この長さｈは大幅に変わり、この長さは、例えば、航空機翼の全長の１０乃至５０パーセントの範囲に及ぶ。当然ではあるが、予想される空力荷重に応じて、長さｈを航空機翼の全長の５０％よりも短くすること、すなわち、ほぼ４０％、３０％、又はほんの２０％とすることも可能である。

本発明に係るセンターボックスの設計を用いることで、航空機翼の輸送能力をかなり増加できるので、本発明の更に別の態様では、胴体及び少なくとも１つのセンターボックスを有する航空機が提案され、該センターボックスは、少なくとも胴体との接続領域において、上記の通りに設計される。本発明によるセンターボックスと関連した、高められた安定性のおかげで、かなり大きな負荷を航空機翼から胴体へと移すことができ、これによって特定の荷重状況について航空機を設計する場合にその重量を節減でき、あるいは、非常に大きな胴体を設計できるようになる。このように本発明は、より大きな胴体をもった全く新しい航空機の時代を切り開くものである。

以下に、同封図面を参照して本発明を更に詳細に説明する。

図面は正確な縮尺でなく、定性的な寸法関係を示している。全図において、同じ参照符号は、同一又は同様の構成要素について使用する。

図１は、センターボックスの後側（観察者の方向から見た場合）の側面部５を示す。側面部５の形状及び配位から分かるように、これは、航空機のラダーユニット用のセンターボックスの側面部５である。側面部５は、後側（観察者の方向から見た場合）の外板１と、手前側の内板２を具備する。外板１と内板２は、間隔ｓをもって互いに離隔している。外板１と内板２の間には、複数のＵ字状部材３が配置され（図３参照）、そのウェブが高さｓをもつ。Ｕ字状部材３は、このように内板２を外板１から離隔させ、これらの板はブラインドリベット（図示せず）によってＵ字状部材３のフランジに鋲着される。ブラインドリベットを用いた取付は有利であるが、外板１又は内板２については、別の方法、例えば接着剤を用いてプロファイルに取り付けることもできる。

更に図１に示すように、内板２は外板１の全高まで延びてはいない。その代わりに、内板２は高さｈまで延び、ここでモーメントの矢印記号Ｍで示すように、空力荷重の結果としての応力モーメントが特に大きい。大きな応力モーメントは特に、センターボックスの胴体接続部４に近い翼の基部において生じるので、内板２をこの領域だけに配置することが適切であり、該領域は航空機の種類及びサイズに応じて、１乃至５メートルの間で変わる。それぞれの負荷状況に応じて任意の中間長ｈが可能である。

図２は、本発明によるセンターボックス５を有するラダーユニットの斜視図を示し、その側面部が上述のように設計される（図１参照）。図示のように、センターボックス５は、階段方向において２つのスパー７で区切られ、これらのスパーは、側方において本発明による二重シェル構造の側面部５でそれぞれ被覆される。センターボックス５を更に安定にするため、水平方向に配置されたリブ８が、２つの側面部５の間に延在する。

そして図３ａ及び図３ｂは、図１及び図２の二重シェル構造の側面部５の拡大断面図を示す。図３ａに示すように、外板１は、ウェブ高さｓをもつ多数のＵ字状部材によって内板２と接続される。Ｕ字状部材３の代わりに、Ｚ字状部材を使用することもでき、これを図３ｂに変形例として示す。同様に、内板２を外板１と相互接続するために、ハット（ｈａｔ）状部材、台形状部材、又はＩ字状部材を使用できる。

本発明によるセンターボックスの側面を示す斜視図である。 本発明によるセンターボックスを用いた垂直尾翼ユニットを示す斜視図である。 本発明によるセンターボックスの側板を示す断面図である。 本発明によるセンターボックスの側板を示す断面図である。

符号の説明

１ 外板
２ 内板
３ プロファイル
４ 胴体接続部
５ センターボックス
６ 側面部
７ スパー
８ リブ

Claims (11)

1. 航空機翼用のセンターボックスであって、
   センターボックス（５）の第１面を囲う第１側面部（６）と、
   前記センターボックス（５）の第２面を囲うとともに前記第１側面部（６）に面した第２側面部と、を備え、
   少なくとも前記第１側面部（６）又は前記第２側面部が、内板（２）及び外板（１）を有し、
   前記内板（２）及び外板（１）が、間隔ｓをもって離間して配置され、せん断荷重下で高い剛性をもつように少なくとも複数の箇所で相互に接続された、センターボックス。
2. 少なくとも前記第１側面部（６）又は前記第２側面部は、前記内板（２）及び外板（１）がせん断荷重下で高い剛性をもつように、前記内板（２）と前記外板（１）を相互に接続する複数のウェブを備える、請求項１に記載のセンターボックス。
3. 少なくとも前記第１側面部（６）又は前記第２側面部は、前記内板（２）及び外板（１）がせん断荷重下で高い剛性をもつように、センターボックス（５）の長手方向において前記内板（２）と前記外板（１）を相互に接続する、Ｕ字状部材、Ｚ字状部材、Ｉ字状部材、ハット状部材、台形状部材を含む群のうち、いずれかの部材による複数のプロファイル（３）を備える、請求項１に記載のセンターボックス。
4. 長手方向に延びる複数のプロファイル（３）に対して複数の補強リブが横方向に延びる、請求項３に記載のセンターボックス。
5. 前記間隔ｓが可変とされた、請求項１から４のいずれか１項に記載のセンターボックス。
6. 前記センターボックス（５）の曲げ荷重が増加する領域において前記間隔ｓが大きくされた、請求項５に記載のセンターボックス。
7. 少なくとも前記内板（２）又は前記外板（１）が、複数のブラインドリベットを用いて、長手方向に延びる複数のプロファイル（３）に取り付けられた、請求項３から６のいずれか１項に記載のセンターボックス。
8. 前記内板（２）が、前記外板（１）に対して部分的に延びている、請求項１から７のいずれか１項に記載のセンターボックス。
9. 前記内板（２）は、前記センターボックス（５）が胴体に接近する場所で該センターボックス（５）の長さｈに亘って設けられた、請求項８に記載のセンターボックス。
10. 前記長さｈは、航空機翼の全長の５０％、４０％、３０％、２０％、及び１０％とされる長さを含む群のうち、いずれかの長さに比して短い寸法とされた、請求項９に記載のセンターボックス。
11. 胴体及び１つ以上のセンターボックス（５）を備えた航空機であって、前記センターボックスが、少なくとも前記胴体との接続領域において、請求項１から１０のいずれか１項に記載した設計とされる、航空機。

Images