JP2012162148A - 複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼 - Google Patents

複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼 Download PDF

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Abstract

【課題】軽量化が可能とされた孔付きの複合材構造体を提供する。
【解決手段】一方向に延在するとともに繊維強化プラスチック製の複合材とされた前方部３ａと、前方部３ａに対して所定間隔離間して一方向に延在するとともに繊維強化プラスチック製の複合材とされた後方部３ｃと、前方部３ａと後方部３ｃとの間に設けられ、これら前方部３ａ及び後方部３ｃよりも短い一方向の寸法を有するアクセスパネル５とを備え、アクセスパネル５は、前方部３ａ及び後方部３ｃに対して、一方向に略直交する直交方向に固定されるとともに一方向には変位自由とされて設置され、取り外し可能とされている。
【選択図】図１

Description

本発明は、孔を有する複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼に関するものである。
例えば航空機、船舶、車両等の分野にて、高強度かつ軽量化とされた構造体として繊維強化プラスチック（FRP：Fiber Reinforced Plastics）製の複合材が広く用いられている。このような複合材に対して、点検のためや組立時のアクセス用のために、孔が形成されることがある。孔が形成された場合、孔の周縁部には応力集中が生じるため、孔の周縁部の強度強化が必要となる。
下記の特許文献１には、航空機の外板のアクセスホールの周縁部を強化するために、強化層を付加して増厚し、強度を高める発明が開示されている。この特許文献１に記載された強化層は、基材に対してピンやスティッチによって固定することで、荷重を受けた際の剥離を防止している。
特表２００３−５１３８２１号公報
しかし、上記特許文献１に記載された発明は、強化層を付加する際にピンやスティッチを施す工程が増えるため、生産性の点で問題がある。
このようなピンやスティッチを用いない方法として、図６に示された構造の航空機の主翼１００の下面外板１０３が知られている。図６（ａ）に示したように、下面外板１０３の幅方向中央部には、複数のアクセスホール１０２が形成されている。アクセスホール１０２は、主翼１００内に設けられた燃料タンクの点検のため、あるいは組立時の際に使用される。なお、同図に示した破線は、フラップやスラット等を含む主翼１００の外形線を示している。
アクセスホール１０２の周縁部の強度強化のために、図６（ｂ）に示すように、強化用積層体１０４が基材積層体１０６に対して積層（パッドアップ）されている。強化用積層体１０４は、図６（ｂ）のように断面視した場合に、アクセスホール１０２から離間するにしたがって厚さが減少するテーパが形成された形状となっている。アクセスホール１０２の補強のためには、アクセスホール１０２の周縁部に位置するとともに一定厚さとされた定厚部分１０４ａで足りるが、仮に定厚部分１０４ａのみとすると、荷重を受けた場合に基材１０６との界面で剥離が生じてしまう。この剥離を防止するために、定厚部分１０４ａのみとせずに、さらに延長してテーパ部分１０４ｂを形成し、徐々に増厚することとしている。なお、図６（ｂ）では、理解の容易のためにテーパ部分１０４ｂをハッチングして示してあるが、テーパ部分１０４ｂと定厚部分１０４ａとは連続しており、同一の積層シートによって構成されている。
しかし、図６のような構造は、上記特許文献１のようなピンやスティッチを施す工程を不要とするものの、アクセスホール１０２の補強のみの観点からするとテーパ部分１０４ｂは本来不要であり、重量増の原因となっている。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、軽量化が可能とされた孔付きの複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼を提供することを目的とする。
上記課題を解決するために、本発明の複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明にかかる複合材構造体は、一方向に延在するとともに繊維強化プラスチック製の複合材とされた第１構造部材と、該第１構造部材に対して所定間隔離間して前記一方向に延在するとともに繊維強化プラスチック製の複合材とされた第２構造部材と、前記第１構造部材と前記第２構造部材との間に設けられ、これら第１構造部材および第２構造部材よりも短い前記一方向の寸法を有するパネルとを備え、前記パネルは、前記第１構造部材側および前記第２構造部材側に対して、前記一方向に略直交する直交方向に固定されるとともに前記一方向には変位自由とされて設置され、取り外し可能とされていることを特徴とする。
複合構造体の一方向に引張り荷重または圧縮荷重が負荷された場合、パネルは一方向に変位自由に設置されているので、第１構造部材および第２構造部材のみによって強度を負担する。一方、複合材構造体の直交方向の荷重（せん断荷重）については、第１構造部材および第２構造部材だけでなく、直交方向に固定されたパネルも負担する。このように、パネルは、せん断荷重のみを負担し、引張り荷重または圧縮荷重は負担する必要がないので、その分だけ強度を下げることができる。すなわち、パネルを薄厚化して軽量化を図ることができる。
また、パネルは取り外し可能とされているので、パネルを取り外した後に形成される孔は、メンテナンス等の種々の作業に用いることができる。このように、取り外し可能としたパネルによって孔付き複合構造体を実現することができる。
パネルの材料としては、繊維強化プラスチックが好適であるが、他の材料であってもよく、例えばチタン合金やアルミ合金といった金属材料を用いることもできる。
さらに、本発明の複合材構造体は、前記パネルを複数有し、これらパネルが前記一方向にわたって連続して並べて設けられていることを特徴とする。
複数のパネルが一方向にわたって連続して並べて設けられているので、任意の位置におけるパネルを取り外すことによって任意の位置に孔を形成することができる。
さらに、本発明の複合材構造体は、航空機の主翼の下面外板が、前記第１構造部材、前記第２構造部材、及び前記パネルによって構成されていることを特徴とする。
下面外板は、航空機の主翼に加わる荷重を負担するトルクボックスの下面部分を構成する。したがって、この下面外板には、飛行時に、主翼長手方向に引張り荷重が加わる。この引張り荷重は第１構造部材および第２構造部材が負担する。主翼にはトルクボックス内の点検等を行うアクセスホールが設けられているが、本発明ではパネルを取り外すことによって孔が形成されるので、この孔をアクセスホールとして利用することができる。
また、パネルは引張り荷重を負担しないので、薄厚化することにより軽量化された主翼を提供することができる。
本発明の複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼によれば、引張り強度および圧縮荷重を負担せずせん断荷重のみを負担するパネルを採用したので、パネルを薄厚化して軽量化することができる。
また、パネルを取り外して孔を形成することしたので、孔付きの複合構造体を実現することができる。
本発明の複合材構造体の一実施形態にかかる航空機の主翼の下面外板を示し、（ａ）は平面図であり、（ｂ）は縦断面図である。 ボックス構造とされた主翼の一部を構成する下面外板およびストリンガを示した斜視図である。 図２のＡ−Ａにおける横断面図である。 図２のＢ−Ｂにおける縦断面図である。 図２のＣ−Ｃにおける横断面図である。 従来の航空機の主翼の下面外板を示し、（ａ）は平面図であり、（ｂ）は縦断面図である。
以下、本発明の一実施形態について、図１乃至図５を用いて説明する。
図１（ａ）には、航空機の主翼１の下面外板３が示されている。下面外板３は、繊維強化プラスチック（FRP：Fiber Reinforced Plastics）製の複合材構造体で形成されている。同図に示した破線は、フラップやスラット等を含む主翼１の外形線を示している。
下面外板３は、主翼１の前縁側に位置する前方部（第１構造部材）３ａと、前方部３ａに接続された中央部３ｂと、中央部３ｂに接続され、主翼１の後縁側に位置する後方部（第２構造部材）３ｃとの３つの部分から構成されている。前方部３ａ、中央部３ｂ及び後方部３ｃは、主翼１の長手方向に延在する分割面４にて分割されている。
中央部３ｂは、主翼１の長手方向（一方向）に沿って連続して並べられた複数のアクセスパネル５によって構成されている。
下面外板３は、図２及び図３に示したように、下面外板３の幅方向両端から立設する側面外板となるフロントスパー２０及びリアスパー２２と、これらフロントスパー２０及びリアスパー２２の上端同士を接続する上面外板２４と共に箱形のトルクボックスを形成しており、主翼１の荷重を負担する。
主翼１の長手方向には、複数のストリンガ２６が設けられている。ストリンガ２６は、下面外板３等と同様にＦＲＰ製の複合材とされている。各ストリンガ２６は、下面外板３及び上面外板２４の内表面に対して固定されており、主翼１の長手方向の荷重を主として負担する。
また、ボックス構造とされた主翼１の内部には、その内部空間を長手方向において複数に分割するようにリブ２８が設けられている。リブ２８は、主翼１の幅方向（長手方向に直交する方向）にわたって延在した板状とされており、長手方向に所定間隔を有して複数配置されている。図３に示すように、各リブ２８の前後の端部は、それぞれ、フロントスパー２０及びリアスパー２２に対してボルト・ナット等の所定のファスナ３０によって固定されている。
下面外板３の前方部３ａは、炭素繊維強化プラスチック（CFRP：Carbon Fiber Reinforced Plastics）が主体とされた複合材となっている。炭素繊維の配向の比率は、航空機の構造体として用いられる通常程度とされており、例えば、主翼１の延在方向（長手方向）を０°とした場合、（０°，＋４５°，−４５°，９０°）＝（３０％，３０％，３０％，１０％）となるように、各繊維方向を有する複数のシートが積層されて構成されている。前方部３ａに用いられる複合材の積層数は、負担する強度によって決定される。
下面外板３の後方部３ｃは、前方部３ａと同様に、炭素繊維強化プラスチック（CFRP）が主体とされた複合材となっている。炭素繊維の配向の比率は、前方部３ａと同様に、航空機の構造体として用いられる通常程度とされており、例えば、主翼１の延在方向を０°とした場合、（０°，＋４５°，−４５°，９０°）＝（３０％，３０％，３０％，１０％）となるように、各繊維方向を有する複数のシートが積層されて構成されている。後方部３ｃに用いられる複合材の積層数は、負担する強度によって決定される。
下面外板３の中央部３ｂを構成するアクセスパネル５は、炭素繊維強化プラスチック（CFRP）が主体とされた複合材となっている。
アクセスパネル５は、取り外し可能とされており、主翼１内に設けられた燃料タンクの点検時や組立時等に用いるためのアクセスホール（孔）５として利用することができる。これにより、主翼１の下面外板３を孔付き構造部材とすることができる。なお、上述した前方部３ａ及び後方部３ｃには、アクセスホール５が形成されていない。
アクセスパネル５は、図１（ｂ）に示されているように、前方部３ａ及び後方部３ｃに比べると主翼1の長手方向の荷重を負担する必要がないので、積層数が少なくされて薄厚化されている。
なお、アクセスパネル５として、チタン合金やアルミ合金といった金属材料を用いても良い。
次に、アクセスパネル５の取り付け方法について説明する。
図４には、図２のＢ−Ｂにおける縦断面図が示されている。同図には、アクセスパネル５の連設方向の取り付け方法が示されており、主翼本体側（主翼本体に固定された前方部３ａ側及び後方部３ｂ側）に対してスライド可能（変位自由）に取り付けられている。すなわち、主翼本体側のリブ２８のフランジ部２８ａを、アクセスパネル５とクランプアングル４０とで挟み込む取り付け構造を採用している。具体的には、アクセスパネル５の下面側から皿ボルト４２を挿入し、アクセスパネル５の上部（主翼１のトルクボックス内）に設置したクランプアングル４０に螺入させる。これにより、クランプアングル４０のリブ側端部４０ａにおいて、クランプアングル４０とアクセスパネル５との間隔が狭まり、リブ２８のフランジ部２８ａを挟み込む。なお、クランプアングル４０とアクセスパネル５との接触面と、クランプアングル４０とリブ２８のフランジ部２８ａとの接触面には、それぞれ、Ｏリング４４ａ，４４ｂが設けられている。これらＯリング４４ａ，４４ｂにより、主翼１のトルクボックス内に収容された燃料に対する液密性が確保される。
このように、アクセスパネル５は、リブ２８に対して（すなわち主翼本体側に対して）スライド可能に取り付けられているので、主翼１の長手方向（同図において左右方向）に引張り荷重（又は圧縮荷重）が生じた場合であっても荷重を負担することはない。
図５には、図２のＣ−Ｃにおける横断面図が示されている。同図には、アクセスパネル５と前方部３ａとの取り付け方法が示されており、ストリンガ２６を介して、主翼本体側（主翼本体に固定された前方部３ａ側）に対して固定されている。なお、図示は省略するが、後方部３ｃとの接続についても同様である。
ストリンガ２６と前方部３ａとは、接着部４８にて接着した上でファスナ５０によって固定されている。なお、ストリンガ２６と前方部３ａとの固定は、接着のみ又はファスナのみであっても良い。また、接着としては、ストリンガ２６と前方部３ａとの両者をそれぞれ硬化させた後に、接着剤を用いて接着する方法（キュア後接着法）の他、硬化後のストリンガ２６と硬化前の前方部３ａ、又は硬化前のストリンガ２６と、硬化後の前方部３ａとの間に接着剤を介挿した後に、温度及び/又は圧力を加えて一体的に硬化させるコボンド（co-bond）法や、硬化前のストリンガ２６と硬化前の前方部３ａとの間に接着剤を介挿した後に、温度及び/又は圧力を加えて一体的に硬化させるコキュア（co-cure）法等が用いられる。
アクセスパネル５は、皿ボルト５２によってストリンガ２６に固定される。具体的には、アクセスパネル５の下面側から挿入した皿ボルト５２をドームナット５４に対して螺合することによって、間に挟んだストリンガ２６のフランジ部２６ａおよびシールリテーナー５６を締め付ける。ドームナット５４は、セルフシーリング機能付きであり、液密な固定が可能とされている。また、シールリテーナー５６とアクセスパネル５との間にはシールチューブ５８が設けられている。さらに、ストリンガ２６のフランジ部２６ａの下面とアクセスパネル５との間にはＯリング６０が設けられている、これらドームナット５４、シールチューブ５８及びＯリング６０によって、主翼１のトルクボックス内に収容された燃料に対する液密性が確保される。
このように、アクセスパネル５は、リブ２８に対して（すなわち主翼本体側に対して）固定されているので、主翼１の長手方向に直交する方向にせん断荷重が生じた場合には、アクセスパネル５が剪断方向の荷重を負担することができる。
次に、上記構成の主翼１を用いた際の作用効果について説明する。
飛行時、主翼１には、その先端が上向きに変位するように荷重が加わる。したがって、主翼１の下面外板３には、その長手方向（０°方向）に引張り荷重が加わる。この場合、アクセスパネル５は長手方向に変位自由に設置されているので、前方部３ａ及び後方部３ｃのみによって強度を負担する。一方、長手方向に直交する直交方向の荷重（せん断荷重）については、前方部３ａ及び後方部３ｃだけでなく、アクセスパネル５も負担する。このように、アクセスパネル５は、せん断荷重のみを負担し、引張り荷重または圧縮荷重は負担する必要がないので、その分だけ強度を下げることができる。すなわち、パネルを薄厚化して軽量化を図ることができる。
例えば、図６に示したような楕円孔回りの応力集中係数を２とし、図６に示した構造の強度を１００とした場合、主翼１の下面外板３に加わる剪断荷重と引張り荷重との比は３：７であることを考慮すると、下式により、１５％程度までアクセスパネル５の板厚を低下させることができる。
１００÷２×（３／１０）＝１５
図６に示した構造に比べて、前方部３ａ及び後方部３ｃのみで引張り荷重を負担することになるので、図６に示した構造よりも前方部及び後方部３ｃの板厚は大きくなるが、主翼全体としてみれば十分に軽量化が図れる。
また、アクセスパネル５は取り外し可能とされているので、アクセスパネル５を取り外した後に形成される孔をメンテナンス等のためのアクセスホールとして利用することができる。このように、取り外し可能としたアクセスパネル５によって孔付き複合構造体とされた主翼を実現することができる。
なお、本実施形態は主翼１の下面外板３への適用について説明したが、本発明はこれに限定されず、孔を有する複合材構造体であれば広く適用することができる。
例えば、下面外板３とともにトルクボックスを構成する上面外板に、下面外板３と同様の構成を適用しても良い。
また、上記実施形態では、主として炭素繊維強化プラスチック（CFRP）を用いることとしたが、本発明はこれに限定されず、例えばガラス繊維強化プラスチック（GFRP：Glass Fiber Reinforced Plastic）やアラミド繊維強化プラスチック（AFRP：Aramid Fiber Reinforced Plastic）を用いても良い。
１ 主翼
３ 下面外板（複合材構造体）
３ａ 前方部（隣接構造部材）
３ｂ 中央部
３ｃ 後方部（隣接構造部材）
５ パネル（アクセスパネル）

Claims (4)

  1. 一方向に延在するとともに繊維強化プラスチック製の複合材とされた第１構造部材と、
    該第１構造部材に対して所定間隔離間して前記一方向に延在するとともに繊維強化プラスチック製の複合材とされた第２構造部材と、
    前記第１構造部材と前記第２構造部材との間に設けられ、これら第１構造部材および第２構造部材よりも短い前記一方向の寸法を有するパネルと、
    を備え、
    前記パネルは、前記第１構造部材側および前記第２構造部材側に対して、前記一方向に略直交する直交方向に固定されるとともに前記一方向には変位自由とされて設置され、取り外し可能とされていることを特徴とする複合材構造体。
  2. 前記パネルを複数有し、
    これらパネルが前記一方向にわたって連続して並べて設けられていることを特徴とする請求項１に記載の複合材構造体。
  3. 航空機の主翼の下面外板が、前記第１構造部材、前記第２構造部材、及び前記パネルによって構成されていることを特徴とする請求項１又は２に記載の複合材構造体。
  4. 請求項３に記載の複合材構造体を備えていることを特徴とする航空機主翼。
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