JP2012526695A - 航空機の機体胴部の製造方法及び航空機の機体胴部 - Google Patents

Abstract

ここに開示した方法は、少なくとも２つの胴体バレル（８、１０、１２）を備えた航空機の機体胴部（２）の製造方法であり、この方法においては、先ず、横方向延在接合領域（１８）を構成するための接合セグメント（２０、２２）に、のちに行う横方向延在接合領域における接合のための加工を施し、しかる後に、それら接合セグメント（２０、２２）の周囲に部品を組付けて胴体バレル（８、１０）を製作する。また、以上に開示した航空機の機体胴部（２）は、かかる横方向延在接合領域を構成するためのリング形の接合セグメント（２０、２２）を備えた航空機の機体胴部である。
【選択図】図２

Description

本発明は請求項１の前提部分に記載した航空機の機体胴部の製造方法、並びに請求項３の前提部分に記載した航空機の機体胴部に関する。

ドイツ特許第DE 727 196号公報から、複数の胴体バレルから航空機の機体胴部を製造する方法が知られている。この方法では、横方向延在接合領域（機体胴部の横方向（周方向）に延在する接合領域）において、前後に隣り合う胴体バレルどうしを互いに接合する。また、その接合は、隣接する胴体バレルの端縁部どうしを重ね合わせてリベットで接合するというものである。製造誤差即ち寸法誤差があるため、端縁部どうしを重ね合わせたときに、それら端縁部の間の少なくとも一部に径方向の間隙が生じることがある。しかるに、機体が金属材料製であれば、リベットで接合する際に、それら端縁部に多少の塑性変形を生じさせて、その径方向の間隙を閉塞することができる。ただし、ドリル加工によってリベット挿通孔を形成したならば、形成したリベット挿通孔と重ね合せ部の表面を清掃するために、組付けられている胴体バレルを一旦分離しなければならず、そのために胴体バレルの組付工程に長時間を要していた。更に、リベットや縦通材接続部材などの接続要素を多数必要とすることも、同様に胴体バレルの組付工程にとって不利であった。

機体が炭素繊維強化樹脂材料（ＣＦＲＰ）製である場合には、塑性変形させることが殆ど不可能であるため、胴体バレルごとの寸法誤差のばらつきが大きな問題となる。この寸法誤差のばらつきは、間隙を充填材料で塞ぐことで補償されている。しかしながら、正確な量の充填材料を正確な位置に充填する作業は、その作業部位がアクセスし難い位置にあるため、非常に困難で時間のかかる作業とならざるを得ない。例えば、重ね合わせ部において接合を行う際に充填材料が充填位置から流出してしまうおそれもあり、また、胴体バレルを組付ける際に充填材料に力が加わって充填位置からずれてしまうおそれもある。

米国特許第2006/0060705 A1号公報には、また別の製造方法が開示されており、この方法では、複数のＣＦＲＰ製の胴体バレルを並べて配置し、横方向延在帯状接合板（機体胴部の横方向（周方向）に延在する帯状の接合板）を介して、それら胴体バレルの互いに隣り合う端縁部どうしをリベットで接合するようにしている。しかしながら、上記の方法と同様に、この公知の製造方法でも、胴体バレルごとの寸法誤差のばらつきに対処するには、正確な量の充填材料を正確な位置に充填することが非常に重要である。そして、この製造方法でも、胴体バレルの組付作業において、横方向延在帯状接合板及び胴体バレルに形成したリベット挿通孔を清掃するために、手間と時間とを要していた。また、この製造方法でも、多数の接合要素が必要とされており、このことは、ＣＦＲＰの材料特性を鑑みるならば甚だ不都合なことである。

ドイツ特許第DE 727 196号公報 米国特許第2006/0060705 A1号公報

本発明の目的は、以上に述べた様々な短所を払拭し、互いに接合する胴体バレルどうしの寸法誤差のばらつきに対処することを実質的に不要とした、航空機の機体胴部の製造方法、並びに、かかる製造方法により製造される航空機の機体胴部を提供することにある。

上記目的は請求項１に記載した特徴を備えた方法、並びに、請求項３に記載した特徴を備えた航空機の機体胴部により達成される。

本発明によれば、横方向延在接合領域において互いに接合される少なくとも２つの胴体バレルを備えた航空機の機体胴部の製造方法は、前記胴体バレルどうしの間の横方向延在接合構造に必要とされる複数の横方向延在接合要素を互いに位置合せした上で、前記横方向延在接合領域における接合のための加工をそれら横方向延在接合要素に施し、しかる後に、それら横方向延在接合要素を前記胴体バレルに装備するようにしたことを特徴とする。

この方法によれば、胴体バレルどうしを接合する際に寸法誤差のばらつきに対処することを実質的に不要とし得るという利点が得られ、この利点が得られるのは、胴体バレルの製作に先立って、複数の横方向延在接合要素を互いに位置合せするからである。これによって、対応する構成要素が同一の寸法誤差を有するものとなる。換言するならば、本発明によれば、先ず、横方向延在接合領域を仮組みし、しかる後に、横方向延在接合要素の周囲に部品を組付けて胴体バレルを製作する。これによって得られる特に大きな利点は、胴体バレルの組付作業を、事実上１つの工程で行うことができることにあり、これが可能であるのは、組付作業を行う時点では接続要素を挿通する孔が既に適切に仕上げられており、組付作業に際してはその孔に接続要素を挿通するだけでよいからである。即ち、胴体バレルどうしを組付ける際に、孔から切り屑を除去することや、孔にリーマ加工を施して最終寸法に仕上げることなどを行う必要がない。

１つの実施形態においては、前記横方向延在接合要素として、機体胴部の横断面形状に対応した形状を有する２つのリング形の接合セグメントと、それら接合セグメントを互いに接続するための複数の接続要素とを用いる。また、前記２つの接合セグメントを互いに当接させて互いに位置合せする。更に、前記２つの接合セグメントに、前記複数の接続要素を挿通するための挿通部を形成する。続いて、前記２つの接合セグメントを分離し、前記２つの接合セグメントに外板構成体を取付けて２つの胴体バレルを製作する。更に、前記２つの接合セグメントを互いに当接させ、前記複数の接続要素を適用することで、前記２つの胴体バレルを互いに接合する。この実施形態によれば、上で説明した端縁部どうしを重ね合わせて接合する公知の方法と比べて、必要とされる横方向延在接合要素の個数が少なく、そのため組付作業がより簡明なものとなり、作業時間が短縮されるという利点が得られる。特に、作業に必要とされる工具ないし加工機械の種類及び点数が少なくて済むため、設備投資額が低く抑えられる。更に、本発明に係る方法は、機体胴部の製作材料の制約を受けることがなく、金属製の機体にも、炭素繊維強化樹脂製の機体にも、更には、グレア（ＧＬＡＲＥ（登録商標））などの積層材料製の機体にも適用可能である。

好適な航空機の機体胴部は、横方向延在接合構造を構成する少なくとも２つの胴体バレルと、それら胴体バレルに装備された２つのリング形の接合セグメントとを備えており、それら接合セグメントは、横方向延在接合領域における機体胴部の横断面形状に対応した形状を有し、複数の接続要素により互いに締結されている。この構成によれば、胴体バレルどうしの接合に先だって、複数の接続要素が用意され複数の接続要素の挿通部が前記２つの接合セグメントに形成されるため、前記横方向延在接合構造を形成する際には、胴体バレルどうしの間の寸法誤差のばらつきに対処するための面倒な作業を行う必要がない。

１つの実施形態によれば、前記複数の接続要素は、前記２つの接合セグメントの夫々の径方向延展面に形成された複数の孔に挿通されている。この実施形態によれば、上で説明した端縁部どうしを重ね合わせて接合する公知の方法とは異なり、周面画成部分どうしではなく、径方向延展面画成部分どうしが接合されるため、接合セグメントを介して２つの胴体バレルの間で伝達される荷重の分布が好適なものとなる。

本発明に係る横方向延在接合構造において、そこに作用する荷重の作用状態を好適なものとするには、前記複数の接続要素として適当な種類の接続要素を選択して、それら接続要素を一列に互いに隣接して配置するとよい。それによって、前記複数の接続要素の個数を低減することができ、もって、組付作業をさらに簡素化することができる。

また特に、前記複数の接続要素が、縦通材の近傍において前記接合セグメントを貫通して延在しているようにするとよく、それによって、縦通材接続部材を不要化することができる。

前記複数の接続要素は、引張ボルトとすることが好ましい。引張ボルトは信頼性の高い構造を有しており、締結が容易であり、取外すこともでき、低価格である。

前記径方向延展面は、前記胴体バレルの環状端面と面一とすることが好ましい。これによって、組付作業の際に、接合セグメントどうしの間並びに環状端面どうしの間の軸心方向の間隙が一定の離隔幅を持つようにすることができる。更に、この軸心方向間隙には、機能ないし特性の異なる少なくとも２種類の封止要素が充填されているようにするとよい。それによって、例えば、胴体バレルどうしの間を気密封止すると同時に、この軸心方向間隙の外周領域部分に最適な空気力学的特性を付与することができる。

前記２つの接合セグメントは、互いに組付けられた状態において、２つの部材から成る１本の肋材を構成するものとすることが好ましい。これによって、横方向延在接合領域の部品点数が更に低減されると共に、機体胴部の重量が最適化されるという利点がある。

その他の好適な実施形態としては、従属請求項の主題とされているものがある。

前記接合セグメントは、ワンピース部品としてもよく、或いは、複数本の円弧形の部分セグメントから構成されたものとしてもよい。従って、前記接合セグメントは、例えば、繊維強化織物樹脂材料から成るワンピース部品とすることもでき、或いは、複数本の金属製の円弧形の部分セグメントから構成したものとすることもできる。

前記複数の接続要素としては、引張ボルトの他に、リベット、ピン、引張ロッド、等々を使用することも考えられる。

前記軸心方向間隙に充填する封止要素は、ガスケットとしてもよく、或いは、シーラントなどの封止材料としてもよい。

以下に模式図を参照しつつ、本発明の好適実施形態について更に詳細に説明する。

２つの部分に分離して示した本発明に係る航空機の機体胴部の斜視図である。 本発明に係る横方向延在接合構造の横断面図である。 図２の横方向延在接合構造の製造方法の１つのステップを示した図である。 図２の横方向延在接合構造の製造方法の１つのステップを示した図である。 図２の横方向延在接合構造の製造方法の１つのステップを示した図である。 図２の横方向延在接合構造の製造方法の１つのステップを示した図である。

添付図面において、同一の構成要素には同一の参照符号を付してある。

図１に示したのは、本発明に係る航空機の機体胴部２である。機体胴部２は、コックピット４と、尾部セクション６と、それらコックピット４と尾部セクション６との間に配置された前部胴体バレル８、主翼部胴体バレル１０、及び後部胴体バレル１２とを備えている。また、それらの胴体セクションまたは胴体バレル８、１０、１２は、その各々が４つの外板構成体１４ａ、１４ｂ、…、１６ａ、１６ｂ、…、を備えており、互いに隣り合う外板構成体どうしは、航空機の前後方向軸心ｘの方向に延在する参照符号を付していない縦方向延在接合構造により互いに接合されている。

本発明をより明瞭に理解できるように、図１では航空機の機体胴部２を、前部胴体バレル８と主翼部胴体バレル１０との間の横方向延在接合領域１８において２つに分離して開いた状態で示している。また、図示した横方向延在接合領域１８は、他の横方向延在接合領域の典型例であって、本発明によれば、前部胴体バレル８と主翼部胴体バレル１０とは、２つのリング形の接合セグメント２０、２２を介して互いに接合されるものであり、即ち、胴体バレル８に装備した接合セグメント２０と、胴体バレル１０に装備した接合セグメント２２とが互いに締結されることにより、それら２つの胴体バレル８、１０が互いに接合されるようにしている。

次に図２を参照して、接合セグメント２０、２２について詳細に説明する。

図２に示したのは、本発明に係る横方向延在接合領域１８の横断面図であり、この横方向延在接合領域１８は互いに締結された２つの接合セグメント２０、２２を含んでいる。接合セグメント２０、２２は、例えばアルミニウム系材料などの、航空機ないし宇宙航行機に用いられる任意の材料で製作するとよく、また、２種類以上の適宜の材料を組合わせて製作するのもよい。接合セグメント２０、２２は、複数本の円弧形の部分セグメントより構成され、周縁部上で閉じた環状の配列とすることにより構成されている。接合セグメント２０、２２の外径寸法ｄは、縦方向延在接合領域１８における機体胴部２の横断面形状の外径寸法Ｄに対応している。そのため、接合セグメント２０、２２は、横方向延在接合領域１８における機体胴部２の横断面形状に対応した形状を有している。また、それら接合セグメント２０、２２の各々は、底部２４、２６と、頭部２８、３０と、それらを接続して延展しているウェブ部３２、３４とを有している。底部２４、２６はその断面形状が楔形に形成されており、例えば不図示のリベットなどにより、外板構成体１４、１６の内周面に固定連結されている。接合セグメント２０、２２は、それらの底部２４、２６からウェブ部３２、３４を介して頭部２８、３０まで延展している径方向延展面３６、３８が、外板構成体１４、１６の環状端面４０、４２と面一となるように、外板構成体１４、１６に対する相対位置が定められている。

２つの接合セグメント２０、２２は、複数の接続要素４４によって互いに接続されており、それら接続要素４４として、図示例では引張ボルトが用いられている。２つの接合セグメント２０、２２は、互いに接続された状態において、２つの部材から成る１本の肋材（即ち、機体胴部２の周方向に延在する補強材）を構成するようにしてあり、これによって、接合セグメント２０、２２が、横方向延在接合領域を構成する役割だけでなく、更に補強材としての役割も提供するようにしている。

複数の引張ボルト４４は、航空機の前後方向軸心ｘの方向に延在しており、また、それら引張ボルト４４は、航空機の周方向（横方向）であるｙ方向に互いに等間隔に配置されている。それら引張ボルト４４は、接合セグメント２０、２２上の、不図示の縦通材（即ち、機体胴部２の前後方向に延在する補強材）の近傍に配置されており、この配置とすることで、従来の縦通材接続部材が、この横方向延在接合領域１８では不要化されている。各々の引張ボルト４４は、２つの接合セグメントの夫々のウェブ部に形成された一対の孔４６、４８に挿通されている。対を成している孔４６と４８とは、夫々、ウェブ部３２と３４とに形成されており、互いに位置合せされているために共通の中心軸線ｌを有している。２つの接合セグメント２０、２２を互いに締結するには、各々の引張ボルト４４について、その頭部５０を一方の接合セグメントのウェブ部３４の当接面５２に当接させ、そして、その引張ボルト４４に螺合させた不図示のナットを他方の接合セグメントのウェブ部３２の締結面５４に当接させて締結する。当接面５２と締結面５４とはいずれも、孔４６、４８の中心軸線ｌに対して径方向に延展しており、即ち、孔４６、４８の中心軸線ｌに直交する方向に延展している。

接合セグメント２０と２２との間に、即ちそれら接合セグメントの互いに対向している径方向延展面３６と３８との間に、離隔幅ｂが一定の軸心方向間隙５６が形成されており、この軸心方向間隙５６には、機体胴部２を気密封止するための封止材料５８が充填されている。接合セグメントの頭部２８、３０の近傍では、軸心方向間隙５６の断面形状がＶ字形に開いており、その部分に封止材料ビード６０が充填されている。更に、外板構成体１４、１６の互いに対向している環状端面４０、４２の間の間隙部分は、好適な空気力学的特性を有する封止材料ビード６２によって封止されている。

以下に図３〜図６を参照して、本発明に係る横方向延在接合構造の構成方法について説明する。

先ず、図３に示したように、構成しようとする横方向延在接合領域１８における機体胴部２の横断面形状に対応した形状を有する２つのリング形の接合セグメント２０、２２を用意する。次に、図４に示したように、径方向延展面３６と３８とを互いに向かい合わせにしてそれら接合セグメント２０、２２を互いに当接させて互いに位置合せし、それによって、それら接合セグメント２０、２２の間の寸法誤差即ち製造誤差を排除する。より具体的には、２つの接合セグメント２０、２２を互いに位置合せすることによって、のちに胴体バレル８と１０とを互いに組付ける際に、それら胴体バレル８、１０の中心位置が航空機の前後方向軸心ｘから大きく偏位しないようにすることができる。この位置合せに続いて、図５に示したように、径方向延展面３６と３８とを互いに密着させて当接させた状態で、例えば引張ボルト４４などの接続要素を挿通するための孔を接合セグメント２０、２２に形成する。これによって、それら接合セグメント２０、２２に、共通の中心軸線ｌを有する一組の孔４６、４８が形成される。尚、図５には、このようにして形成する複数組の孔のうち、代表として一組の孔にだけ参照符号「４６」及び「４８」を付してあり、また、それら複数組の孔の夫々の共通中心軸線のうち、代表として１本の共通中心軸線にだけ参照符号「ｌ」を付してある。更に、孔４６、４８を最終寸法で形成されるようにしており、そのため、のちに行う胴体バレル８と１０との組付作業においては、それら孔４６、４８から切り屑を除去する必要もなく、それら孔４６、４８にリーマ加工を施す必要もない。こうして複数組の孔４６、４８を形成したならば、続いて、図６に示したように、２つの接合セグメント２０、２２を分離して、形成した孔４６、４８に例えばバリ取りなどの所要の仕上げ加工を施す。続いて、接合セグメント２０、２２はセクションの組立工程へ送られる。そこでは、接合セグメント２０、２２の周囲に外板構成体１４、１６を組付けて胴体バレル８、１０を製作する（図１参照）。このとき、外板構成体１４、１６はリベットによって接合セグメント２０、２２の底部２４、２６に固定される。こうして製作された胴体バレル８、１０は最終組付工程へ送られ、そこでは胴体バレル８と１０を横方向延在接合領域１８において互いに接合する。この最終組付工程では、互いに対を成す孔４６と４８の中心軸線ｌどうしが一致するように、胴体バレル８と１０を互いに位置合わせした上で、それら孔４６、４８に引張ボルト４４を挿通する。この時点では、横方向延在接合領域１８において互いに組付ける胴体バレル８と１０の間の寸法誤差のばらつきに対処するための作業は一切不要であり、なぜならば、この問題は、孔４６、４８を接合セグメント２０、２２に形成する工程において既に解消されているからである。また、この時点で、孔４６、４８に最終加工を施す必要もなく、なぜならば、それら孔４６、４８は既に最終寸法に仕上げられており、切り屑の除去やバリ取りなども完了しているからである。また、この最終工程では、径方向延在面３６と３８のうちの一方に封止材料５８を塗布した上で、複数の引張ボルト４４によって接合セグメント２０と２２を互いに締結し、即ち、胴体バレル８と１０とを互いに締結するようにしており、それによって接合部分を気密封止した状態で接合している（図２参照）。続いて、内周側では接合セグメント２０と２２の間に封止材料ビード６０を形成し、また、外周側では外板構成体１４と１６の間に好適な空気力学的特性を有する封止材料ビード６２を形成する。

以上に開示した方法は、少なくとも２つの胴体バレル８、１０、１２を備えた航空機の機体胴部２の製造方法であり、この方法においては、先ず、横方向延在接合領域１８を構成するための接合セグメント２０、２２に、のちに行う横方向延在接合領域における接合のための加工を施し、しかる後に、それら接合セグメント２０、２２の周囲に部品を組付けて胴体バレル８、１０を製作する。また、以上に開示した航空機の機体胴部２は、かかる横方向延在接合領域を構成するためのリング形の接合セグメント２０、２２を備えた航空機の機体胴部である。

２ 航空機の機体胴部
４ コックピット
６ 尾部セクション
８ 前部胴体バレル
１０ 主翼部胴体バレル
１２ 後部胴体バレル
１４、１６ 外板構成体
１８ 横方向延在接合領域
２０、２２ 接合セグメント
２４、２６ 底部
２８、３０ 頭部
３２、３４ ウェブ部
３６、３８ 径方向延展面
４０、４２ 環状端面
４４ 引張ボルト
４６、４８ 孔
５０ 引張ボルトの頭部
５２ 当接面
５４ 締結面
５６ 軸心方向間隙
５８ 封止材料
６０、６２ 封止材料ビード
ｘ 航空機の前後方向軸心
ｌ 孔の中心軸線
ｄ 外径寸法
Ｄ 外径寸法
ｂ 離隔幅
ｙ 航空機の機体胴部の周方向

Claims (10)

1. 横方向延在接合領域（１８）において互いに接合される少なくとも２つの胴体バレル（８、１０、１２）を備えた航空機の機体胴部（２）の製造方法において、
   横方向延在接合構造に必要とされる複数の横方向延在接合要素（２０、２２、４４）を互いに位置合せした上で、のちに行う前記横方向延在接合領域における接合のための加工をそれら横方向延在接合要素に施し、しかる後に、それら横方向延在接合要素を前記胴体バレル（８、１０）に装備するようにした、
   ことを特徴とする製造方法。
2. ａ）前記横方向延在接合領域（１８）における機体胴部の横断面形状に対応した形状を有する２つのリング形の接合セグメント（２０、２２）を用意するステップと、
   ｂ）前記２つの接合セグメント（２０、２２）を互いに当接させて互いに位置合せするステップと、
   ｃ）前記２つの接合セグメント（２０、２２）に、複数の接続要素（４４）を挿通するための挿通部（４６、４８）を形成するステップと、
   ｄ）前記２つの接合セグメント（２０、２２）を分離するステップと、
   ｅ）前記２つの接合セグメント（２０、２２）に外板構成体（１４、１６）を取付けて２つの胴体バレル（８、１０）を製作するステップと、
   ｆ）前記２つの接合セグメント（２０、２２）を互いに当接させ、前記複数の接続要素（４４）を適用することで、前記２つの胴体バレル（８、１０）を互いに接合するステップと、
   を含むことを特徴とする請求項１記載の方法。
3. 横方向延在接合構造によって互いに接合された少なくとも２つの胴体バレル（８、１０、１２）を備えた航空機の機体胴部において、
   前記横方向延在接合構造を形成するための、横方向延在接合領域（１８）における機体胴部の横断面形状に対応した形状を有し、複数の接続要素（４４）により互いに締結された、２つのリング形の接合セグメント（２０、２２）を備えている、
   ことを特徴とする航空機の機体胴部。
4. 前記複数の接続要素（４４）は前記２つの接合セグメント（２０、２２）の夫々の径方向延展面（３６、３８）に貫通形成された複数の孔（４６、４８）に挿通されていることを特徴とする請求項３記載の航空機の機体胴部。
5. 前記複数の接続要素（４４）は一列に互いに隣接して配置されていることを特徴とする請求項３又は４記載の航空機の機体胴部。
6. 前記複数の接続要素（４４）は縦通材の近傍に配置されていることを特徴とする請求項５又は６記載の航空機の機体胴部。
7. 前記複数の接続要素（４４）は引張ボルトであることを特徴とする請求項５又は６記載の航空機の機体胴部。
8. 前記径方向延展面（３６、３８）は前記胴体バレル（８、１０）の環状端面（４０、４２）と面一とされていることを特徴とする請求項５乃至７の何れか１項記載の航空機の機体胴部。
9. 前記径方向延展面（３６、３８）どうしの間の軸心方向間隙（５６）に少なくとも２種類の封止要素が介装されていることを特徴とする請求項８記載の航空機の機体胴部。
10. 前記２つの接合セグメント（２０、２２）は、互いに組付けられた状態において、１本の肋材を構成するものであることを特徴とする請求項３乃至９の何れか１項記載の航空機の機体胴部。

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