JP2017043186A - 航空機の前縁構造体、航空機の翼及び航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】重量の増加を招くことなく、飛行物体が衝突したときに、飛行物体の衝突によるエネルギを効果的に吸収できる、航空機の前縁構造体を提供する。【解決手段】本発明の航空機の前縁構造体１０は、所定の方向に延びる桁１１と、桁１１の所定の方向に間隔を空けて設けられる複数のリブ１３と、複数のリブ１３に支持される外皮１７と、を備え、リブ１３は、第１リブ１４と、一対の第１リブ１４，１４の間に配置される複数の第２リブ１５からなる。第２リブ１５は、前端近傍において外皮を支持しない。【選択図】図２

Description

本発明は、航空機の前縁構造体に関し、特に鳥が衝突した時の衝撃を軽減できる前縁構造体に関する。

航空機が飛行している間には、特に低空飛行時には鳥、氷に代表される飛行物体が衝突するおそれがあり、飛行物体が衝突しても耐えうるように機体が設計、製作されている。しかし、機体の強度を高めることは機体の重量増を招くことになるので、むやみに強度を高めることはできない。

そこで、飛行物体の衝突を考慮した提案がなされている。
例えば、特許文献１は、鳥の衝突によりもたらされる運動エネルギを、かなりの長さに亘って、ストリンガの塑性変形により吸収することを提案している。具体的な構成として、特許文献１は、外板を支持するために、複数のリブにストリンガを接して配置させる。
また、特許文献２は、スラットの長手方向に間隔を隔てて配置された複数のリブ材のうち、一対のリブ材を連結部材、典型的にはワイヤケーブルで連結することを提案している。特許文献２は、航空機の飛行時に鳥がスラットに衝突し、スラットの外皮のみならずリブ材までもが変形するような損傷を受けても、一対のリブ材間でスラットがバラバラに離散するのを防止する。
なお、本願において、前と後は、航空機が飛行する向きを基準にして定められるものとする。

特表２００７−５３２３９７号公報 国際公開２０１３−２７３８８号公報

特許文献１の提案は、エネルギを効果的に吸収するのに、複数のリブにストリンガを接して配置させるだけで足りるので、重量増を最小限に抑えることができる。ところが、航空機の燃費を考慮すると、重量の増加を招かないか、好ましくは重量を低減できることが望まれる。特許文献２も、一対のリブ材を連結部材で連結するので、少なからずとも連結部材の分だけ重量が増加する。

そこで、本発明は、重量の増加を招くことなく、好ましくは重量を低減しつつ、飛行物体が衝突したときに、飛行物体の衝突によるエネルギを効果的に吸収できる、航空機の前縁構造体を提供することを目的とする。

本発明は、航空機の機体のいずれかの前縁部分を構成する航空機の前縁構造体であって、所定の方向に延びる桁と、桁の所定の方向に間隔を空けて設けられる複数のリブと、複数のリブに支持される外皮と、を備え、複数のリブの中に、その前端が外皮と隙間を空けられている、単数又は複数のリブが設けられる、ことを特徴とする。

本発明の航空機の前縁構造体は、飛行物体の衝突によるエネルギを、外皮の塑性変形を最大限利用吸収することに着目した。つまり、特許文献１、特許文献２に示されるように、従来の前縁構造体は、全てのリブがその前端においても外皮と接して支持しているので、外皮は隣接する一対のリブにより両端支持されていると言える。しかも、リブの前端及びそれ以外の部分において外皮はファスナにより固定されている。したがって、この従来の前縁構造体は、飛行物体が衝突すると、リブ前端のファスナを起点として外皮の破断が始まるため、両端支持されているスパンＬの間で塑性変形することになり、エネルギの吸収はこのスパンＬに対応した値が限界となるので、比較的早期に外皮が破損しやすい。
それに対して、隣接するリブ同士のスパンＬを長くすれば、外皮の塑性変形量をその分だけ多くできるので、エネルギの吸収量を増やすことができる。ただし、スパンＬを長くすれば、前縁構造体に設けられるリブの数が減ることになる。ここで、リブの本来の目的は、外皮を補剛することにあるから、単純にリブの数を減らすことによりスパンＬを長くすることはできない。
そこで、本発明では、本来の補剛を目的とする数だけリブを配置したとしても、前端が外皮と隙間が空けられているリブを選択的に設けることにより、外皮の破断の起点となるファスナをなくすのに加えて、スパンＬを実質的に長くする。これにより、飛行物体が衝突した際に、外皮が塑性変形する量を確保して、エネルギの吸収量を増やすことができる。一方で、選択的に設けられたリブが、前端を除く範囲で外皮を支持すれば、外皮を補剛するという本来の目的を担うことができる。しかも、前端と外皮の間に隙間を空けるのに新たな部材を設ける必要がないばかりか、隙間の分だけリブの重量を減らすことができるので、重量増を招くことがない。さらに、リブ前端のファスナは取り付けるのに時間を要するものであり、このリブ前端のファスナの取付け作業を省くことで、前縁構造体の作製時間を短縮できる。

本発明の前縁構造体において、リブは、所定の間隔を空けて配置される一対の第１リブと、一対の第１リブの間に配置される複数の第２リブと、を備え、第２リブが、その前端が外皮と隙間を空けられているものとすることが好ましい。
この前縁構造体によれば、一対の第１リブの間に配置される複数の第２リブは、その前端が外皮と隙間を空けられているので、リブがスパンＬで均等間隔に配置されているものとすれば、外皮は少なくとも３Ｌに対応して塑性変形することができる。したがって、エネルギの吸収量を多くすることができる。
なお、ここでいう一対の第１リブとその間に配置される複数の第２リブとの組合せは、最小限の構成を示しており、現実の前縁構造体においては、この最小限の構成を複数備えることができる。

本発明の前縁構造体において、一対の第１リブは、第２リブよりも剛性が高いことが好ましい。
第１リブは、前端においても外皮を支持するので、その分だけ第２リブよりも剛性を高くすることにより、外皮を補剛する目的を全うする。

本発明の前縁構造体において、一対の第１リブは、桁に固定されるが、第２リブは、桁に固定されないことが好ましい。
例えば、保守点検のために、前縁構造体を取り外す場合に、外皮とともに第２リブをまとめて取り外すことができるので便利である。一方で、第２リブが桁に固定されていなくても、前端以外の部分で外皮を支持していれば、外皮を補剛するという目的を担うことができる。

本発明は、以上説明した前縁構造体と、この前縁構造体に連なる翼本体と、を備える航空機の翼を提供する。この翼としては、主翼、水平尾翼及び垂直尾翼の少なくとも一つに適用される。
また本発明は、以上の翼を備える航空機を提供する。

本発明の前縁構造体によれば、飛行物体が衝突したときに、外皮の塑性変形量を多くすることにより、飛行物体の衝突によるエネルギを効果的に吸収できる。しかも、本発明によれば、重量の増加を招くことがない。しかも、製造上、時間を要するリブ前端のファスナ取り付け作業を省くことができるので、前縁構造体の製造時間を短縮することもできる。

本発明の実施形態に係る垂直尾翼の前縁部分の構成を示す斜視図であり、外皮の一部を取り除いて示す図である。 本実施形態に係る垂直尾翼の前縁部分の構成を示し、（ａ）は横断面図、（ｂ）は縦断面図である。 本実施形態に係る垂直尾翼に飛行物体が衝突した時の外皮及びリブの変形及び衝突の挙動を示す図である。 従来例に係る尾翼に飛行物体が衝突した時の外皮及びリブの変形及び衝突の挙動を示す図である。 本実施形態の尾翼の構造の効果をシミュレーションにより確認した結果を示し、（ａ）は互いに隣接する第１リブと第２リブの間に飛行物体が衝突した場合の結果を示し、（ｂ）は互いに隣接する第２リブと第２リブの間に飛行物体が衝突した場合の結果を示している。 本発明の他の実施形態を示す図である。 航空機において本発明の前縁構造体を適用できる部位を示す図である。

以下、添付図面を参照しながら、本発明の実施形態について説明する。
本実施形態は、本発明の前縁構造体を図７に示す航空機１の垂直尾翼３に適用した例を説明する。
垂直尾翼３は、航空機１の前方を向く前縁構造体１０を備えている。前縁構造体１０は、飛行物体、例えば鳥が衝突したとしても、前縁構造体１０よりも後方に連なって設けられる垂直尾翼３の翼本体４に破損が及ぶのを阻止するのを目的として設けられる。特に、本実施形態の前縁構造体１０は、重量を増加させることなく、翼本体４に破損が及ぶのを阻止する。
以下、前縁構造体１０の構造について説明した後に、その構造による効果を説明する。なお、本実施形態において、前方及び後方は、航空機１が飛行する向きを基準にして定められるものとする。

前縁構造体１０は、図１に示すように、翼本体４との境界を担う桁１１と、桁１１の長手方向に所定間隔で配置される複数のリブ（第１リブ１４，第２リブ１５）と、前縁構造体１０の外殻をなす外皮１７と、を備えている。前縁構造体１０をなす桁１１、リブ（第１リブ１４，第２リブ１５）及び外皮１７は、構造用素材、好ましくは、比強度の高いアルミニウム合金などの金属材料、炭素強化樹脂などの繊維強化樹脂を用いて作製される。

桁１１は、所定の方向に延びるように設けられ、前縁構造体１０と翼本体４の境界に存在するものであり、翼本体４の一部を前端側で構成している。桁１１は、板状の構造用素材を繋ぎ合わせて構成することもできる。
本実施形態は、飛行物体が前縁構造体１０に衝突しても、その衝撃により桁１１の破損が最小限になるようにされている。

次に、本実施形態のリブ１３は、第１リブ１４と第２リブ１５の二種類の補剛部材で、外皮１７を支持する。
第１リブ１４は、図１及び図２（ａ）に示すように、後端（図２（ｂ）の下端）から前端（図２（ｂ）の上端）にかけて紡錘形の平面形状を有するリブ本体１４Ａと、リブ本体１４Ａの周縁にリブ本体１４Ａの厚さ方向の両側に突出するフランジ１４Ｂと、を備える。

第１リブ１４は、リブ本体１４Ａの後端が桁１１に固定されているとともに、フランジ１４Ｂの後端から前端までの全域において外皮１７を固定し、支持している。外皮１７の支持は、図示を省略する複数のファスナを外皮１７の外側からフランジ１４Ｂまで貫通させて固定することによって行われる。ファスナはフランジ１４Ｂの周縁方向に所定間隔を空けて設けられる。
第１リブ１４は、所定の間隔を空けて複数設けられるが、隣接する第１リブ１４と第１リブ１４の間には、複数の第２リブ１５が設けられる。したがって、隣接する第１リブ１４と第１リブ１４の間隔は、隣接する第２リブ１５と第２リブ１５の間隔より相当に広く設定されている。
第１リブ１４は、第２リブ１５と比べて剛性が高く作製されており、これにより外皮１７を桁１１に確実に支持させることができる。

次に、第２リブ１５も、図１及び図２（ｂ）に示すように、リブ本体１５Ａと、リブ本体１５Ａの周縁にリブ本体１５Ａの厚さ方向の両側に突出するフランジ１５Ｂと、を備える。
第２リブ１５は、リブ本体１５Ａとフランジ１５Ｂを備えるという基本的な構成は第１リブ１４と共通するが、リブ本体１５Ａの平面形状がリブ本体１４Ａと異なる。つまり、リブ本体１５Ａは、後端から前端に向かう途中まではリブ本体１５Ａと同様の紡錘形をなし、曲率を有しているが、リブ本体１４Ａと比べると途中から先の部分が省かれており、その前端１５Ｃは直線をなしている。

第２リブ１５は、リブ本体１５Ａの後端側が桁１１に接しているだけで固定されていないが、フランジ１５Ｂの全域において外皮１７を支持している。外皮１７の支持は、第１リブ１４と同様に、複数のファスナにより行われる。ただし、その前端１５Ｃが直線状をなし、かつ、第１リブ１４に比べて前後方向の寸法が短くされているために、前端１５Ｃが外皮１７と隙間が空けられている。この隙間は外皮１７が後方に向けて変形するのを許容する退避領域１８として機能する。本実施形態における複数の第２リブ１５が同じ構成を有しており、全ての第２リブ１５において、前端１５Ｃと外皮１７の間に退避領域１８が設けられる。したがって、外皮１７の前端部分は、隣接する第１リブ１４と第１リブ１４により両端支持されていると言える。

外皮１７は、図１及び図２（ａ）に示すように、横断面が紡錘形を有しており、第１リブ１４及び第２リブ１５を前方側から覆うことで、前縁構造体１０の外殻をなしている。また、外皮１７は、第１リブ１４及び第２リブ１５に図示を省略するファスナにより固定されることで、第１リブ１４及び第２リブ１５に支持される。ファスナは、第１リブ１４及び第２リブ１５のそれぞれの前端から後端にかけて所定の間隔で配置される。
以下、第１リブ１４及び第２リブ１５による外皮１７の特徴的な支持構造による効果を説明する。

図２（ｂ）に示すように、隣接する第１リブ１４と第１リブ１４のスパンが長く設定され、かつ、第１リブ１４と第１リブ１４の間には、第２リブ１５の前端１５Ｃよりも前方に退避領域１８が設けられている。したがって、隣接する第１リブ１４と第１リブ１４の間で、外皮１７が後方に向けた外力を受けると、外皮１７が撓んで第２リブ１５に干渉するまでは、外皮１７はこの外力を隣接する第１リブ１４と第１リブ１４の間の長いスパンで受けて、塑性変形することができる。これは、本実施形態による外皮１７の支持構造は、外力が持つ運動エネルギをより多く吸収できることを示唆している。このことを、図３及び図４を参照して、第２リブ１５に対応する位置においても第１リブ１４と同様に、外皮１７を前端でも支持する第３リブ１６を備える従来の構造と比較して説明する。なお、図３に示す第１リブ１４と第２リブ１５のスパンＬと図４に示す第１リブ１４と第３リブ１６のスパンＬが等しいものとする。

図３は本実施形態に対応しており、第１リブ１４の隣に第２リブ１５が設けられている。
図３（ａ）に示すように、飛行物体、例えば矢印Ｂで示される鳥が、前縁構造体１０に相対的に向かってきたものとする。なお、矢印の向きが傾いているのは、前縁構造体１０を備える垂直尾翼３が後退角を備えているためである。
図３（ｂ）に示すように、鳥Ｂが外皮１７に衝突すると、外皮１７は撓むが、当初は外皮１７より第２リブ１５の前端１５Ｃが後退しているので、外皮１７はその分だけ多く撓むことができる。一方で、外皮１７は、第１リブ１４の所で破断するが、この破断は、外皮１７が図示を省略するファスナにより第１リブ１４に固定されているところで生じる。ファスナが貫通しているところは、外皮１７に切欠きが形成されているのと等価であり、強度が弱いので、他の部分よりも優先して破断に至る。

鳥Ｂが衝突してからの時間が経過すると、図３（ｃ）に示すように、外皮１７が第２リブ１５に接触し、次いで、図３（ｄ）に示すように、鳥Ｂが第２リブ１５に衝突する所まで突き進むと、第２リブ１５が変形して破損する。さらに、外皮１７は、退避領域１８に対応する所を除ければ、フランジ１５Ｂにファスナにより固定されているので、第２リブ１５に対応する所でも破断する。

次に、図４を参照すると、外皮１７の基本的な撓み、破断の挙動は本実施形態と同様である。ただし、当初より外皮１７が第３リブ１６に支持されており、図４（ｂ）に示すように、外皮１７の撓みが第１リブ１４と第３リブ１６の間に限られるので、外皮１７の塑性変形による、鳥Ｂが持つ運動エネルギの吸収量は少ない。さらに、第３リブ１６の前端のファスナを起点として、衝突の早い段階で外皮１７の破断が始まる。したがって、外皮１７は、図４（ｃ）に示すように、早い段階で第３リブ１６の所で破断する。未だ鳥Ｂの運動エネルギが相当に残っているので、図４（ｄ）に示すように、鳥Ｂは第３リブ１６を変形させただけで留まらず、桁１１を破損させる。

以上の図３及び図４を比較すると、本実施形態は、外皮１７が両端支持される一対の第１リブ１４のスパンに対して、従来例のスパンが短いので、本実施形態の方が、塑性変形により外皮１７が吸収できるエネルギが多い。したがって、従来例の場合には、外皮１７及び第３リブ１６の変形だけでは鳥Ｂのエネルギを吸収しきれずに、図４（ｄ）に示すように、鳥Ｂが桁１１にまで衝突し、破損させることがあるが、本実施形態の場合には、外皮１７及び第２リブ１５の変形で鳥Ｂのエネルギを吸収することができるので、図３（ｄ）に示すように、鳥Ｂが桁１１を破損するのを阻止することができる。

本実施形態の効果をシミュレーションにより確認した結果を図５に示す。図５（ａ）は互いに隣接する第１リブ１４と第２リブ１５の間に飛行物体（鳥Ｂ）が衝突した場合の結果を示し、図５（ｂ）は互いに隣接する第２リブ１５と第２リブ１５の間に飛行物体が衝突した場合の結果を示している。この結果から、本実施形態による効果が確認された。

しかも、本実施形態のエネルギの吸収機構は、これまでにない格別な部材を追加する必要がないのに加え、第２リブ１５は、従来のリブの前端側が取り除かれた形態を有しており、その分だけ重量を軽くできる。また、ここでは、従来のリブの前端側が「取り除かれた」、と説明したが、第２リブ１５を実際に作製する際には、当初から前端１５Ｃが直線状の第２リブ１５を作製することができるので、第２リブ１５を作製する手間が増えるわけでもない。

以上、本発明の実施形態を説明したが、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更したりすることが可能である。

例えば、第２リブ１５の前端１５Ｃの形態が直線状というのは一例であり、前端近傍において外皮１７との間に退避領域１８が設けられる限りその形態は任意であり、例えば図６（ａ），（ｂ）に示す形態を採用することができる。
退避領域１８、つまり、第２リブ１５の前端１５Ｃと外皮１７の間の隙間が大きいほど、外皮１７の変形量を多くすることができるが、一方で、隙間が大きいということは、その分だけ第２リブ１５で外皮１７を保持する範囲が少なくなるので、外皮１７の補剛という機能が少なくなる。したがって、第２リブ１５の前端１５Ｃと外皮１７の間の隙間をどの程度にするかは、以上のことを考慮すればよい。

また、上述した実施形態では、剛性が相対的に高い一対の第１リブ１４，１４と、その間に剛性が相対的に低い複数の第２リブ１５と、備える例を示した。しかし、本発明は、複数のリブを備えることを前提とし、その中で、その前端が外皮と隙間を空けられている、単数又は複数のリブが設けられていれば、外皮の塑性変形量を多くできるという本発明の効果を享受できる。この効果を享受できる限り、リブの構造及び配列は任意であり、例えば、図６（ｃ）に示すように、一対の第１リブ１４，１４の中間に、剛性が相対的に低く、前端まで外皮１７を支持する第４リブ１９を設けることもできる。

また、本発明は、第２リブ１５と外皮１７の間の隙間に、外皮１７の剛性を高くするための補剛板２０を設けることもできる。例えば、外皮１７がアルミニウム合金で作製されている場合には、補剛板２０としてアルミニウム合金からなる板材を、摩擦撹拌接合（Friction Stir Welding）や接着などの接合手法により外皮１７に貼り付けることができる。

また、上述した実施形態では、垂直尾翼を例にしたが、本発明は航空機の機体のいずれかの前縁部分を構成する航空機の前縁構造体に広く適用することができる。例えば、図７に示す主翼２、水平尾翼５、エンジンナセル７、エンジンパイロン９などにも本発明の前縁構造体を適用することができる。主翼２に適用する場合、最も前方に位置するスラットとボックス構造の主翼本体の間に位置する固定前縁に本発明の前縁構造体が適用される。

１ 航空機
２ 主翼
３ 垂直尾翼
４ 翼本体
５ 水平尾翼
７ エンジンナセル
９ エンジンパイロン
１０ 前縁構造体
１１ 桁
１４ 第１リブ
１４Ａ リブ本体
１４Ｂ フランジ
１４Ｃ 前端
１５ 第２リブ
１５Ａ リブ本体
１５Ｂ フランジ
１５Ｃ 前端
１６ 第３リブ
１７ 外皮
１８ 退避領域
１９ 第４リブ
２０ 補剛板

Claims (7)

1. 航空機の機体のいずれかの前縁部分を構成する航空機の前縁構造体であって、
   所定の方向に延びる桁と、
   前記桁の所定の方向に間隔を空けて設けられる複数のリブと、
   複数の前記リブに支持される外皮と、を備え、
   複数の前記リブの中に、その前端が外皮と隙間を空けられている、単数又は複数の前記リブが設けられる、
   ことを特徴とする航空機の前縁構造体。
2. 前記リブは、
   所定の間隔を空けて配置される一対の第１リブと、
   一対の前記第１リブの間に配置される複数の第２リブと、を備え、
   前記第２リブが、前記前端が前記外皮と隙間が空けられている、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機の前縁構造体。
3. 一対の前記第１リブは、前記第２リブよりも剛性が高い、
   ことを特徴とする請求項２に記載の航空機の前縁構造体。
4. 一対の前記第１リブは、前記桁に固定されるが、
   前記第２リブは、前記桁に固定されない、
   ことを特徴とする請求項２又は請求項３に記載の航空機の前縁構造体。
5. 請求項１〜請求項４のいずれか一項に記載の前縁構造体と、前記前縁構造体に連なる翼本体と、を備える、
   ことを特徴とする航空機の翼。
6. 前記前縁構造体及び前記翼本体が、主翼、水平尾翼及び垂直尾翼の少なくとも一つを構成する、
   ことを特徴とする請求項５に記載の航空機の翼。
7. 請求項５又は請求項６に記載の翼を備える、
   ことを特徴とする航空機。

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