JP2010508199A - 航空機の翼胴結合体 - Google Patents

Abstract

航空機の翼胴結合体において、胴体（１）の上方に配置される翼（２）は、複数の結合部（３，４，５，６）により胴体（１）に結合される。各結合部（３，４，５，６）は、さまざまな方向の力を吸収し、計画飛行荷重と計画着陸荷重（１０）、または計画衝突荷重を考慮して設計された最大荷重容量を有する。本発明によると、翼結合部（３，４，５，６）の一つに欠陥があるとき、残りの結合部（３，４，５，６）の最大荷重容量が通常の安全な飛行を行うのに適切となるよう、翼結合部（３，４，５，６）それぞれの荷重容量とその吸収する力の方向とは、互いに対し調整される。

Description

本発明は、請求項１の前提部に記載する翼胴結合体、または翼を航空機の胴体に結合する装置に関する。

胴体の上方領域に翼を備える航空機において、特に高翼機においては、通常複数の翼結合部により、翼が胴体に結合されている。結合部はさまざまな方向の力を吸収するために設けられており、最大荷重容量を考慮して設計されている。最大荷重容量は飛行荷重および着陸荷重、並びに所定の加速度の値を含む衝突荷重と関係している。設計原理としては、旋回ベアリングにより、翼結合部を胴体と翼との両側に結合した、いわゆる振り子支持部（Ｐｅｎｄｅｌｓｔｅｕｔｚｅｎ）とすることが可能である。

輸送機として周知なトランザール（ＴＲＡＮＳＡＬＬ）の場合、翼は胴体の各側で、七つの振り子支持部により結合されている。この振り子支持部は、航空機の垂直軸方向Ｚの力と長手方向Ｘの力とを吸収するものである。これらの翼結合部は、略Ｘ方向に一列に配置されている。結合部は、胴体側では縦通材に、翼側では補強リブに取り付けられる。ここでは、Ｖ方向、すなわち翼幅方向の結合は、考慮しないものとする。

本発明の１つの目的は、少数の翼結合部により、軽量にして最適な荷重容量を実現し、フェイルセーフ性を確保する翼胴結合体を製造することにある。

この目的は、請求項１に記載の特徴を有する翼胴結合体によって達成される。本発明の翼胴結合体の効果を奏する実施形態と利点は、従属請求項に記載される。
本発明は、胴体の上方領域に配置される翼が、複数の結合部により胴体に結合される、航空機の翼胴結合体を製造するものである。この翼胴結合体において、結合部はさまざまな方向の力を吸収するように設けられ、各方向の最大荷重容量、特に計画飛行荷重と計画着陸荷重、または計画衝突荷重を考慮して設計される。本発明によると、結合部の一つに欠陥があるとき、残りの結合部の最大荷重容量が通常の安全な飛行を行うのに適切となるよう、翼結合部それぞれの荷重容量とその吸収する力の方向とは、互いに対し調整される。

本発明の一実施形態によると、胴体の各側の翼は、航空機の略垂直軸方向Ｚの力と長手方向Ｘの力とを吸収するために設けられた四つの翼結合部により、（±３０度のずれ、特に±１５度のずれをもって）胴体に結合される。また、結合部の一つに欠陥があるとき、残りの結合部の最大荷重容量は、通常の安全な飛行を行うのに適切なものとなる。

本発明の一実施形態によると、翼結合部は、航空機の略垂直軸方向Ｚの力を吸収するために設けられた第一の翼結合部と、すべての翼結合部に損傷がないとき、航空機の略長手方向Ｘの力を吸収する第二の翼結合部とを含む。

上記の構成において、第一の翼結合部の一つが故障するとき、通常の飛行において翼結合部の最大荷重容量を超えることなく、損傷のない第一の翼結合部の少なくとも一つとともに前記第二の翼結合部により、翼胴結合体に生じる荷重が吸収されるよう、第二の翼結合部の荷重容量と、その吸収する力の角度位置に関する方向とが与えられることが好まし
い。

さらに、第二の翼結合部の一つが故障するとき、通常の飛行において翼結合部の最大荷重容量を超えることなく、損傷のない第二の翼結合部とともに前記第一の翼結合部により、翼胴結合体に生じる荷重が吸収されるよう、第一の翼結合部の荷重容量と、その吸収する力の方向とが与えられてもよい。

翼胴結合体の一実施形態によれば、胴体の各側には、二つの第一の翼結合部と、二つの第二の翼結合部とが設けられる。
本発明の一実施形態によれば、二つの第一の翼結合部は、前桁付近と後桁付近とにそれぞれ配置され、二つの第二の翼結合部は、それらの間に設けられる。

一実施形態によれば、第一の翼結合部は、胴体と翼との間で、略Ｚ方向に平行に延在する。また、第二の翼結合部は、胴体と翼との間でＺ方向に傾斜して略Ｘ−Ｚ面内の方向に延在し、第一の翼結合部の一つに欠陥があるとき、最大荷重容量を超えることなく、第二の翼結合部により第二の翼結合部の荷重が吸収されるよう、第二の翼結合部の傾斜角度は互いに対し調整される。

一実施形態によれば、第二の翼結合部の荷重作用線が翼の領域で交差するよう、第二の翼結合部は互いに傾斜した方向に延在される。または、互いに傾斜した方向に延在し、翼の領域で交差する第二の翼結合部は、共通の金具に取り付けられている。

本発明の一実施形態によれば、翼結合部はそれぞれ、胴体側ベアリングと、翼側ベアリングと、それらの間に配置される振り子とによって形成される、振り子支持部（振り子支持部）からなる。

第一の翼結合部は、略Ｙ−Ｚ面で接合された振り子支持部により形成されてもよい。また、第二の翼結合部は、略Ｘ−Ｚ面で接合された振り子支持部により形成されてもよい。
本発明の一実施形態によれば、航空機の略垂直軸方向Ｚの力と略長手方向Ｘの力とを吸収するために設けられた翼結合部は、胴体の各側において、航空機の長手方向Ｘにほぼ一列に配置される。

また、略翼幅方向Ｙの力を吸収するために、胴体と翼との間に、翼結合部がさらに設けられる。
翼結合部は、胴体側ベアリングと、翼側ベアリングと、それらの間に配置される振り子とによって形成される、振り子支持部として構成されてもよい。

一実施形態によれば、翼結合部の振り子支持部は、略Ｙ−Ｚ面で接合される。
本発明の一実施形態によれば、翼胴結合体が、後退翼を有する高翼機に設けられる。
本発明は、本明細書に記載する、翼胴結合体の実施形態にかかる航空機も提供する。

本発明は、翼または翼ボックスと、胴体部分と、翼胴結合体との組み合わせを提供する。

本発明の一実施形態における、航空機の翼胴結合体の斜視図。 さまざまな荷重下における、図１に示す翼胴結合体の断面図。 さまざまな荷重下における、図１に示す翼胴結合体の断面図。 さまざまな荷重下における、図１に示す翼胴結合体の断面図。 輸送機ＴＲＡＮＳＡＬＬで使用されている、従来技術の翼胴結合体の斜視図。

図面を参照し、本発明の一実施形態について、下記に説明する。
まず図５を参照し、輸送機ＴＲＡＮＳＡＬＬで使用されており、従来技術として知られる、航空機の翼胴結合体について述べる。胴体１の上方には、複数の結合部１０３，１０４，１０５，１０６，１０７，１０８，１０９により、翼２が結合されている。翼結合部はそれぞれ、胴体側ベアリング１３１，１４１，１５１，１６１，１７１，１８１，１９１と、翼側ベアリング１３２，１４２，１５２，１６２，１７２，１８２，１９２と、それらの間に配置される振り子１３３，１４３，１５３，１６３，１７３，１８３，１９３とからなる、振り子支持部として設計されている。翼の前縁付近と後縁付近とには、航空機の垂直軸方向Ｚの力を吸収する第一の翼結合部１０３，１０４と１０８，１０９とが設けられている。各縁において、胴体側ベアリング１３１，１４１または１８１，１９１が、胴体フレーム１１３，１１４または１１６，１１７に取り付けられており、翼側ベアリング１３２，１４２または１８２，１９２は翼２の翼リブ１２０に取り付けられている。さらに、航空機の長手方向Ｘに対し、航空機の垂直軸方向Ｚの力を吸収するために設けられた翼結合部１０６は、翼結合部１０４と１０８との中ほどに配置されている。前記翼結合部１０６は、胴体側ベアリング１６１により胴体フレーム１１５に取り付けられ、翼側ベアリング１６２により翼リブ１２０にも取り付けられている。周知の翼胴結合体においては、航空機の長手方向Ｘの力を伝えるために、２つの翼結合部１０５，１０７がさらに設けられている。この翼結合部１０５，１０７は、胴体側ベアリング１５１，１７１や、Ｚ方向の翼結合部１０６の胴体側ベアリング１６１により、胴体フレーム１１５に取り付けられている。また、翼側ベアリング１５２，１７２や、Ｚ方向の翼結合部１０４，１０８の翼側ベアリング１４２，１８２により、翼リブ１２０に取り付けられている。Ｚ方向の力を伝えるために設けられた翼結合部１０３，１０９は、Ｙ−Ｚ面で接合される。一方、Ｚ方向の力を伝えるために設けられた他の翼結合部１０４，１０６，１０８と、Ｘ方向の力を伝えるために設けられた翼結合部１０５，１０７は、Ｘ−Ｚ面で接合される。Ｘ方向の力を伝えるために設けられた翼結合部１０５，１０７は、Ｚ方向に傾斜してＸ−Ｚ軸上に延在している。すなわち、翼結合部１０５，１０７の延長線は、胴体フレーム１１５における一点で交差している。

図１は、本発明の一実施形態における、航空機の翼胴結合体を示す。この図において、胴体１の上方に配置される翼２は、複数の結合部３，４，５，６と結合部７，８とにより、胴体１に結合されている。航空機の左翼側に設けられた翼結合部３，４，５，６，７，８のみ図示しており、飛行方向は矢印Ｄ１で示す。翼結合部３，４，５，６は、航空機の略垂直軸方向Ｚの力と略長手方向Ｘの力とを吸収するために設けられ、結合部７，８は、略翼幅方向Ｙの力を吸収するために設けられている。

航空機の長手方向Ｘにほぼ一列に配置された翼結合部３，４，５，６は、航空機の略垂直軸方向Ｚの力を吸収するために設けられた、二つの第一の翼結合部３，６と、翼結合部がすべて損傷ないとき航空機の略長手方向Ｘの力を吸収するために設けられた、二つの第二の翼結合部４，５とからなる。

翼結合部３，４，５，６は、振り子支持部またはレバー結合部として設けられており、それぞれ二つの回転継ぎ手を有する。各回転継ぎ手は、胴体側ベアリング３１，４１，５１，６１と、翼側５のベアリング３２，４２，５２，６２と、それらの間に配置される振り子３３，４３，５３，６３とにより形成される。第一の翼結合部３，６の胴体側ベアリング３１，６１は、胴体フレーム１１，１８に取り付けられ、第二の翼結合部４，５の胴体側ベアリング４１，５１は、それぞれ二つの胴体フレームに取り付けられる。すなわち、翼結合部４の胴体側ベアリング４１は胴体フレーム１２，１３に、翼結合部５の胴体側
ベアリング５１は胴体フレーム１６，１７に取り付けられる。胴体フレームの翼結合部との関係において、「取り付けられる」とは、胴体側ベアリングがそれぞれ対応する胴体結合部分ＲＡにより、直接一つ若しくは二つの胴体フレーム２０に結合されること、または、さらに少なくとももう一つの結合部分により、一つ若しくは二つの胴体フレームに結合されることを意味する。

図２から図４に示すように、翼結合部３，４，５，６の翼側ベアリング３２，４２，５２，６２は、航空機の略長手方向Ｘに延在する翼リブ２０に取り付けられる。つまり、二つの翼側ベアリング４２，５２は、対応する翼結合部分ＦＡにより、直接同一のリブ２０に結合されるか、または、さらに少なくとももう一つの結合部分により、リブ２０若しくはＹ方向において最も近くにあるリブ２０に結合される。図１に示すように、第一の翼結合部３，６を形成する振り子支持部は、略Ｙ−Ｚ面で接合され、第二の翼結合部４，５を形成する振り子支持部は、略Ｘ−Ｚ面で接合される。

振り子支持部によってなる各翼結合部３，４，５，６は、長手方向に離間した二つの位置、好ましくは両端に旋回ベアリングを有する、レバー、レバー部、または振り子３３，４３，５３，６３と、翼側ベアリング３２，４３，５３，６３を有する翼結合部分と、胴体側ベアリング３１，４１，５１，６１を有する胴体結合部分とからなる。航空機の長手方向Ｘで見たとき、第一の翼結合部３，６の間に位置する第二の翼結合部４，５は、そのレバー４３，５３の長手方向延長線が、航空機の長手方向Ｘに対して、または第二の翼結合部の胴体ベアリング４１，５１を結ぶ線に対して、鋭角をなすように設計される。この構成において、レバー４３，５３の長手方向が各レバーの翼側ベアリングの中心と胴体側ベアリングの中心とを通るように、レバー４３，５３の長手方向の延長線は定義される。

この構成において、（航空機の前寄り、すなわち航空機の負の長手方向に位置する）前側第二の翼結合部４のレバーは、その長手方向延長線の始点を胴体側ベアリング４１とするとき、航空機の正の長手方向Ｘに対して、すなわち第二の翼結合部４，５の胴体側ベアリング４１，５１の中心を結び、後方を指す線に対して、１０度から３０度の角度Ｗ１を形成することが好ましい。つまり、前側第二の翼結合部４のレバーの長手方向延長線の方向は、航空機の正の長手方向Ｘから、すなわち第二の翼結合部４，５の胴体側ベアリング４１，５１の中心を結び、後方を指す線から、正のＹ軸について−１０度から−３０度だけ回転する。

またこれに代えて、またはこれに加えて、後側第二の翼結合部５のレバーは、その長手方向の始点を胴体側ベアリング５１とするとき、航空機の負の長手方向Ｘに対して、すなわち第二の翼結合部４，５の胴体側ベアリング４１，５１の中心を結び、前方を指す線に対して、１５度から４０度の角度Ｗ２を形成する。つまり、後側第二の翼結合部４のレバーの長手方向延長線の方向は、航空機の負の長手方向Ｘから、すなわち第二の翼結合部４，５の胴体側ベアリング４１，５１の中心を結び、前方を指す線から、正のＹ軸について＋１５度から＋４０度だけ回転する。

これらの角度は、側面方向に対して定義される。すなわち、たとえば図４においては、正のＹ方向における視野方向に適用される。
第一の翼結合部３，６と、それらの間に位置する第二の翼結合部４，５とは、各列で二つずつ、合計で二列設けられていることが好ましい。具体的には、これら二列は航空機の長手方向Ｘに関し対称となるよう、互いに位置付けられている。このような翼結合部を、航空機の各側面にわたり、長手方向Ｘに複数列設けることも可能である。胴体側ベアリング４１，５１の中心と翼側ベアリング４２，５２の中心とは、航空機の長手方向Ｘの延長上にある幅１．０ｍの帯域内に位置することが好ましい。

特定の用途においては、航空機の長手方向Ｘで見たとき、第二の翼結合部４，５の翼側ベアリング４２，５２の中心間の距離が、少なくとも０．２ｍであることが好ましい。
図１および図２から図４に示すように、第二の翼結合部４，５またはそのレバー４３，５３は、略Ｘ−Ｚ面内の方向に延在し、胴体１と翼２との間でＺ方向に傾斜して延在する。ここで、第二の翼結合部４，５またはそのレバー４３，５３は、荷重作用線またはレバーの長手方向が、翼２の領域において、特に、関係する翼リブ２０の境界内において、荷重の上方で交差するように、互いに対し傾斜して延在する。ここで、「関係する」翼リブ２０とは、少なくとも翼結合部分ＦＡが直接的若しくは間接的に取り付けられるリブ、または翼結合部分ＦＡが結合されるリブを意味する。「関係する」翼リブ２０は、先に述べたように、最も近くにあるリブ２０であってもよい。

第二の翼結合部４，５の傾斜角度は、第一の翼結合部３，６の一つに欠陥があるとき、第二の翼結合部４，５により第一の翼結合部３，６の荷重が吸収されるよう、算定される。つまり、航空機の長手方向Ｘに作用する力を吸収するのとは別に、航空機の垂直軸方向Ｚの力も、最大荷重容量を超えることなく、かなりの程度吸収される。

上記の実施形態において、各翼結合部４，５の最大荷重容量は、たとえば前方に負の加速度９ｇを生じるとき、最大飛行荷重と最大着陸荷重、または計画衝突荷重をもとに設計される。

結合部３，４，５，６の一つに欠陥があるとき、残りの翼結合部の最大荷重容量が通常の安全な飛行を行うのに適切となるよう、翼結合部３，４，５，６それぞれの荷重容量とその吸収する力の方向とが調整される。つまり、角度位置については、フェイルセーフ状況において損傷のなかった結合部に作用する荷重が、衝突時にすべての結合部に作用する荷重とほぼ同じになるよう、翼結合部は互いに対し調整される。結合部３，４，５，６の一つに故障が生じる原因としては、たとえば、素材疲労やエンジン故障、特に、軍事用途の航空機においては、敵の攻撃があげられる。ダメージトレラント状況、またはフェイルセーフ状況で翼結合部３，４，５，６が吸収する荷重は、先に述べた計画衝突状況においてかかる荷重とほぼ同じになる。いずれの状況においても、翼結合部３，４，５，６の一つが故障し、同時に衝突が起こることは起こり難い。

さらに、翼幅方向Ｙの力を吸収するために、胴体１と翼２との間に、さらに結合部７，８を設ける。上記の実施形態において、翼結合部７，８はそれぞれ、胴体側ベアリング７１，８１と、翼側ベアリング７２，８２と、それらの間に配置される振り子７３，８３とからなる、振り子支持部として形成される。結合部７，８の振り子支持部は、略Ｙ−Ｚ面で接合される。

次に、図２から図４を参照し、Ｚ方向の荷重とＸ方向の荷重とを吸収する翼結合部３，４，５，６に、さまざまな荷重がかかる状況を考えてみる。ここでは、翼は正の湾曲運動をし、翼２に作用する揚力の重心は、航空機の長手方向Ｘにおいて、翼結合部３，４，５，６がなす構成の中ほど後部に位置するものとする。この場合、モーメントＭｙは図に示すように生じる。

図２は、翼の後縁付近に配置される翼結合部６に、故障が生じた状況を示す。上記の翼結合部６に通常かかる荷重は、図に示すように、残りの翼結合部３，４，５に分散される。その結果、Ｘ方向の翼結合部４，５は引張荷重をより強く受け、翼の前縁付近に位置するＺ方向の翼結合部３は、圧縮荷重を受ける。これにより、翼の正の湾曲運動により生じる、翼上に示す縦揺れモーメントＭｙは吸収される。Ｘ方向の結合部４，５における１９２７ｋＮまたは２０８８ｋＮの引張力と、Ｚ方向の翼結合部３における９３６ｋＮの圧縮力は、計画衝突状況を考慮した荷重をわずかに超える。計画衝突については、図４を参照
して詳しく後述する。

図３は、翼の前縁付近に配置されるＺ方向の翼結合部３に、故障が生じた状況を示す。生じた力は、残りの結合部４，５，６に吸収される。Ｘ方向の二つの結合部４，５は圧縮荷重を受け、翼の後縁付近に位置するＺ方向の結合部６は引張荷重を受ける。この状況においても、各結合部にかかる力は、計画衝突状況を考慮して設計された翼結合部３，４，５，６の力を超えない。Ｘ方向の翼結合部４，５には、８０９ｋＮまたは１０８５ｋＮの圧縮力が作用し、翼の後縁付近のＺ方向の翼結合部６には、１３４３ｋＮの引張力が作用する。翼上に示される縦揺れモーメントＭｙは、翼の湾曲運動により吸収される。

図４は、計画衝突状況において翼結合部３，４，５，６へ荷重がかかり、負の加速度９ｇを前方に、６ｇを下方に生じた状況を示す。翼結合部３，４，５，６は、損傷なしとする。翼の前縁付近、後縁付近のＺ方向の翼結合部３，６には、１１１５ｋＮまたは１１１８ｋＮの圧縮力が作用する。一方、Ｘ方向の結合部４，５には、１７５０ｋＮまたは１９９５ｋＮの引張力が作用する。

先に述べたように、翼結合部３，４，５，６の１つが故障し、同時に衝突が起こることは起こり難い。本明細書において、付加的な翼結合部７，８に対して略翼幅方向Ｙにかかる力は、実質的に考慮していない。

Ｖ方向とＸ方向に機能する翼結合部３，４，５，６の構造は、胴体１の両側に設けられているが、図１には左翼側のみの構造を示している。この翼結合部３，４，５，６は、翼２の上方で結合される。このため、特に、翼２に生じる力が胴体の両側におけるすべての翼結合部によって吸収されるよう、翼結合部３，４，５，６は共働して機能する。

Claims (16)

1. 胴体（１）の上方領域に配置される翼（２）が、複数の結合部（３，４，５，６）により胴体（１）に結合され、結合部（３，４，５，６）はさまざまな方向の力を吸収するように設けられ、最大荷重容量、特に計画飛行荷重と計画着陸荷重、または計画衝突荷重を考慮して設計された航空機の翼胴結合体であって、
   結合部（３，４，５，６）の一つに欠陥があるとき、残りの結合部（３，４，５，６）の最大荷重容量が通常の安全な飛行を行うのに適切となるよう、翼結合部（３，４，５，６）それぞれの荷重容量とその吸収する力の方向とは、互いに対し調整されることを特徴とする、航空機の翼胴結合体。
2. 胴体（１）の各側の翼（２）は、航空機の略垂直軸方向（Ｚ）の力と長手方向（Ｘ）の力とを吸収するために設けられた四つの翼結合部（３，４，５，６）により、胴体（１）に結合されることと、結合部（３，４，５，６）の一つに欠陥があるとき、残りの結合部（３，４，５，６）の最大荷重容量は、通常の安全な飛行を行うのに適切なものとなることとを特徴とする、請求項１に記載の翼胴結合体。
3. 翼結合部（３，４，５，６）は、航空機の略垂直軸方向（Ｚ）の力を吸収するために設けられた第一の翼結合部（３，６）と、翼結合部（３，４，５，６）のすべてに損傷がないとき、航空機の略長手方向（Ｘ）の力を吸収する第二の翼結合部（４，５）とを含むことを特徴とする、請求項１または２に記載の翼胴結合体。
4. 第一の翼結合部（３，６）の一つが故障するとき、通常の飛行において翼結合部の最大荷重容量を超えることなく、損傷のない第一の翼結合部（６，３）とともに前記第二の翼結合部により、翼胴結合体に生じる荷重が吸収されるよう、第二の翼結合部（４，５）の荷重容量と、その吸収する力の角度位置に関する方向とが与えられることを特徴とする、請求項３に記載の翼胴結合体。
5. 第二の翼結合部（４，５）の一つが故障するとき、通常の飛行において翼結合部の最大荷重容量を超えることなく、損傷のない第二の翼結合部（５，４）とともに前記第一の翼結合部（３，６）により、翼胴結合体に生じる荷重が吸収されるよう、第一の翼結合部（３，６）の荷重容量と、その吸収する力の方向とが与えられることを特徴とする、請求項３または４に記載の翼胴結合体。
6. 胴体（１）の各側には、二つの第一の翼結合部（３，６）と、二つの第二の翼結合部（４，５）とが設けられることを特徴とする、請求項３乃至５のいずれか一項に記載の翼胴結合体。
7. 第一の翼結合部（３，６）は、前桁付近と後桁付近とにそれぞれ配置され、第二の翼結合部（４，５）は、それらの間に設けられることを特徴とする、請求項３乃至６のいずれか一項に記載の翼胴結合体。
8. 第一の翼結合部（３，６）は、胴体（１）と翼（２）との間で、略Ｚ方向に平行に延在し、第二の翼結合部（４，５）は、胴体（１）と翼（２）との間でＺ方向に傾斜して略Ｘ−Ｚ面内の方向に延在し、第一の翼結合部（３，６）の一つに欠陥があるとき、最大荷重容量を超えることなく、第二の翼結合部（４，５）により第二の翼結合部（４，５）の荷重が吸収されるよう、第二の翼結合部（４，５）の傾斜角度は互いに対し調整されることを特徴とする、請求項３乃至７のいずれか一項に記載の翼胴結合部。
9. 第二の翼結合部（４，５）の荷重作用線が翼（２）の領域において荷重の上方で交差す
   るよう、第二の翼結合部（４，５）は互いに対し傾斜して延在すること、または互いに対し傾斜して延在し、翼（２）の領域において荷重の上方で交差する第二の翼結合部（４，５）は、共通の金具に取り付けられていることを特徴とする、請求項８に記載の翼胴結合体。
10. 翼結合部（３，４，５，６）はそれぞれ、胴体側ベアリング（３１，４１，５１，６１）と、翼側ベアリング（３２，４２，５２，６２）と、それらの間に配置される振り子（３３，４３，５３，６３）とによって形成される、振り子支持部からなることを特徴とする、請求項１乃至９のいずれか一項に記載の翼胴結合体。
11. 第一の翼結合部（３，６）は、略Ｙ−Ｚ面で接合された振り子支持部により形成され、第二の翼結合部（４，５）は、略Ｘ−Ｚ面で接合された振り子支持部により形成されることを特徴とする、請求項１０に記載の翼胴結合体。
12. 航空機の略垂直軸方向（Ｚ）の力と略長手方向（Ｘ）の力とを吸収するために設けられた翼結合部（３，４，５，６）は、胴体（１）の各側において、航空機の長手方向（Ｘ）にほぼ一列に配置されることを特徴とする、請求項２乃至１１のいずれか一項に記載の翼胴結合体。
13. 略翼幅方向Ｙの力を吸収するために、胴体（１）と翼（２）との間に、翼結合部（７，８）がさらに設けられることを特徴とする、請求項２乃至１２のいずれか一項に記載の翼胴結合体。
14. 翼結合部（７，８）は、胴体側ベアリング（７１，８１）と、翼側ベアリング（７２，８２）と、それらの間に配置される振り子（７３，８３）とによって形成される、振り子支持部からなることを特徴とする、請求項１３に記載の翼胴結合体。
15. 翼結合部（７，８）の振り子支持部は、略Ｙ−Ｚ面で接合されることを特徴とする、請求項１４に記載の翼胴結合体。
16. 翼胴結合体が、後退翼（２）を有する高翼機に設けられることを特徴とする、請求項１乃至１５のいずれか一項に記載の翼胴結合体。

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