JP2018012491A - 流体密な機械式締結システム、及び関連する構造体 - Google Patents

流体密な機械式締結システム、及び関連する構造体 Download PDF

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Abstract

【課題】航空機の翼構造体のための流体密な機械式締結システムを提供する。
【解決手段】構造体１０は、外側面１３及び内側面１５を有するとともに、第１部材貫通孔２２を画定する第１部材１２と、外側面１７及び内側面１９を有するとともに、第１部材貫通孔と整列する第２部材貫通孔２６を画定する第２部材１４と、第１部材貫通孔に少なくとも部分的に受容されるブッシュ１０４を含む機械式締結システム１００と、を含む。ブッシュは、ブッシュ貫通孔１３６を画定するとともに、フランジ１４０を含む。フランジは、第１部材の内側面と第２部材の外側面との間の間隙３０に配置されている。機械式締結システム１００は、第２部材の内側面に接続されるとともに、第２部材貫通孔及びブッシュ貫通孔と整列する隙間穴１５６を画定し、且つ、ナットを含むナットプレート１０６と、ブッシュ貫通孔を貫通するとともに、ナットと螺合するボルト１１０と、をさらに含む。
【選択図】図２

Description

本願は、機械式締結具に関し、具体的には、機械式締結具を用いて組み立てられる航空機の翼などの構造体に関し、より具体的には、航空機の翼構造体のための流体密な機械式締結システムに関する。
航空機の翼は、典型的には、リブ、翼桁、及び、外板パネル（例えば、上側外板パネル及び下側外板パネル）で構成される。具体的には、リブは、翼の長さに沿って互いに離間している。リブの前端は前方の翼桁に接続している一方で、リブの後端は後方の翼桁に接続している。上側の外板パネルは、各リブの上側部分に接続している一方で、下側の外板パネルは、各リブの下側部分に接続している。したがって、リブ、翼桁、及び外板パネルは、密閉された主翼ボックス（wing box）を形成しており、当該主翼ボックスは、一般に、旅客機及び民間航空機の燃料タンクとして用いられている。
ジェット燃料が主翼ボックスに収容される場合、外板パネルとリブとの間の接続部は流体密でなければならない。従来、外板パネルをリブに締結して流体密な接続を実現する処理においては、作業員が、主翼ボックスの狭い空間に入って作業を行う必要がある。したがって、様々な安全対策をとらねばならず、航空機の全体的な製造費が増大する。このため、主翼ボックスを組み立てる際に主翼ボックスに入る必要がないことが好ましい。
特定の戦闘機の翼の組み立てにおいては、リブに対して外板パネルを外部から接続することにより、作業員が主翼ボックスに入ることに関連する狭い空間の課題を回避している。しかしながら、戦闘損傷要件（battle damage requirements）を満たすために、戦闘機の燃料は、典型的には、主翼ボックス自体ではなく区分されたブラダー（bladders）に収容される。このため、戦闘機のリブに対して外板パネルを外部から締結する場合、流体密であることはあまり問題ではない。
したがって、当業者は、航空機の翼の組み立ての分野において研究及び開発の努力を続けている。
一実施形態においては、本開示の機械式締結システムは、第１部材の貫通孔に少なくとも部分的に受容されるようなサイズ及び形状を有するブッシュと、前記第２部材に接続可能なナットプレートと、ボルトとを含みうる。前記ブッシュは、ブッシュ貫通孔を画定するとともに、前記第１部材と反対側の第２部材との間に配置可能なフランジを含み、前記ナットプレートは、ナットを含むとともに、前記第２部材の貫通孔と整列する隙間穴を画定し、前記ボルトは、前記ブッシュ貫通孔を貫通するとともに、前記ナットと螺合する。
一実施形態において、本開示の構造体は、外側面及び内側面を有するとともに、第１部材貫通孔を画定する第１部材と、外側面及び内側面を有するとともに、前記第１部材貫通孔と整列する第２部材貫通孔を画定する第２部材と、機械式締結システムと、を含み、前記機械式締結システムは、ブッシュと、ナットプレートと、ボルトとを含み、前記ブッシュは、前記第１部材貫通孔に少なくとも部分的に受容されるとともに、ブッシュ貫通孔を画定し、且つ、フランジを含み、前記フランジは、前記第１部材の前記内側面と前記第２部材の前記外側面との間の間隙に配置され、前記ナットプレートは、前記第２部材の前記内側面に接続されるとともに、前記第２部材貫通孔及び前記ブッシュ貫通孔と整列する隙間穴を画定し、且つ、ナットを含み、前記ボルトは、前記ブッシュ貫通孔を貫通するとともに、前記ナットと螺合する。
一実施形態において、本開示の構造体は、外側面及び内側面を有するとともに、第１部材貫通孔を画定する第１部材と、外側面及び内側面を有するとともに、前記第１部材貫通孔と整列する第２部材貫通孔を画定する第２部材と、機械式締結システムと、を含み、前記機械式締結システムは、外側ブッシュと、内側ブッシュと、フィレットシールと、ナットプレートと、ボルトと、を含み、前記外側ブッシュは、前記第１部材の前記外側面の近傍において前記第１部材貫通孔に少なくとも部分的に受容されるとともに、外側ブッシュ貫通孔を画定し、前記内側ブッシュは、前記第１部材の前記内側面の近傍において前記第１部材貫通孔に少なくとも部分的に受容されるとともに、内側ブッシュ貫通孔を画定し、且つ、フランジを含み、前記フランジは、前記第１部材の前記内側面と前記第２部材の前記外側面との間の間隙に配置されるとともに、前記第２部材の前記外側面とシール係合しており、前記フィレットシールは、前記フランジと前記第１部材の前記内側面との間の界面を封止し、前記ナットプレートは、前記第２部材の前記内側面とシール係合するとともに、隙間穴を画定し、且つ、前記隙間穴に受容されるナットを含み、前記ボルトは、前記外側ブッシュ貫通孔及び前記内側ブッシュ貫通孔を貫通し、前記ナットと螺合する。
一実施形態において、組立方法は、（１）前記第１部材に第１部材貫通孔、前記第２部材に第２部材貫通孔をそれぞれ形成し；（２）前記第１部材貫通孔にブッシュを挿入し、その際、前記ブッシュは、ブッシュ貫通孔を画定するとともにフランジを含み、前記フランジは、前記第１部材の内側面と接触し；（３）前記第２部材の内側面にナットプレートを接続し、その際、前記ナットプレートは、前記第２部材貫通孔と整列する隙間穴を画定するとともに、前記隙間穴に受容されるナットを含み；（４）前記ブッシュ貫通孔と前記第２部材貫通孔とを整列させ；（５）前記ブッシュ貫通孔にボルトを挿入するとともに、前記ボルトと前記ナットとを螺合させる、ことを含む。
本開示の流体密な機械式締結システム、及び関連する構造体についての他の実施形態は、以下の詳細な説明、添付図面、及び添付の特許請求の範囲から明らかになるであろう。
リブに対して外板パネルを接続するために本開示の流体密な機械式締結システムを用いた航空機の翼を示す斜視図である。 構造体の部材を接続する本開示の機械式締結システムの一実施形態を示す側方断面図である。 図２の機械式締結システムの一部を示す斜視図である。 図２の機械式締結システムを用いた構造体の組み立てに含まれるステップを示す側方断面図である。 本開示の機械式締結システムのある代替の実施形態を示す側方断面図である。 航空機の製造及び保守方法を示すフロー図である。 航空機を示すブロック図である。
図１及び図２を参照すると、概括的に１００で示される流体密な機械式締結システムと、概括的に１０で示される構造体とが開示されており、当該構造体は、本開示の流体密な機械式締結システム１００を用いて第２部材１４に接続された第１部材１２を含む。本明細書で詳しく説明するように、本開示の流体密な機械式締結システム１００は、第１部材１２の流体密性を維持する一方で、第２部材１４に対して第１部材１２を外部から（第１部材１２の外側１３（図２）から）接続し易くすることができる。
ある特定の用途において、本開示の構造体１０は、旅客機又は民間航空機などの、航空機の翼であってもよい。したがって、構造体１０の第１部材１２は、航空機の翼の外板パネル１６と、任意ではあるが、当該外板パネル１６に接続されたストリンガ１８とを含みうる。また、構造体１０の第２部材１４は、内部翼桁リブ２０を含みうる。しかしながら、当業者であれば分かるように、本開示の範囲から逸脱しない範囲において、航空宇宙の用途又は航空宇宙以外の用途のいずれにでも、本開示の流体密な機械式締結システム１００を用いて様々な部材を互いに接合することが可能である。
次に図２を参照すると、構造体１０の第１部材１２は、第１部材貫通孔２２を画定し、当該第１部材貫通孔２２は、皿穴２４を含む。構造体１０の第２部材１４は、第２部材貫通孔２６を画定している。第１部材貫通孔２２は、貫通孔軸Ａに沿って第２部材貫通孔２６と整列している。本開示の流体密な機械式締結システム１００は、第１部材貫通孔２２及び第２部材貫通孔２６を貫通して、第１部材１２と第２部材１４とを接続している。
本開示の流体密な機械式締結システム１００は、外側ブッシュ１０２と、内側ブッシュ１０４と、ナットプレート１０６と、ナット１０８と、ボルト１１０とを含む。本開示の範囲から逸脱しない範囲で、本開示の流体密な機械式締結システム１００に追加のコンポーネント及び特徴を含めてもよい。例えば、特定の実施形態において、本開示の流体密な機械式締結システム１００は、第１部材１２と内側ブッシュ１０４との間の第１シール１１２（例えば、フィレットシール（fillet seal））、内側ブッシュ１０４と第２部材１４との間の第２シール１１４（例えば、Ｏリング）、及び／又は、第２部材１４とナットプレート１０６との間の第３シール１１６（例えば、Ｏリング）をさらに含む。
本開示の流体密な機械式締結システム１００の外側ブッシュ１０２は、本体部１２０を含みうる。当該本体部は、第１部材１２の外側面１３の近傍（その部位又はその近く）において、構造体１０の第１部材１２における第１部材貫通孔２２にきっちりと嵌って受容されるようなサイズ及び形状を有する。例えば、外側ブッシュ１０２の本体部１２０は、第１部材１２の第１部材貫通孔２２の皿穴２４にきっちりと嵌って受容されるようなサイズ及び形状を有する。外側ブッシュ１０２の本体部１２０は、第１端部１２２と、当該第１端部１２２から（貫通孔軸Ａに対して）軸方向に反対側の第２端部１２４とを含みうる。外側ブッシュ１０２の本体部１２０は、第１端部１２２から第２端部１２４まで軸方向に延びる外側ブッシュ貫通孔１２６を画定している。外側ブッシュ貫通孔１２６は、外側ブッシュ１０２の本体部１２０における第１端部１２２の近傍に座ぐり穴（counterbore）１２８を含む。
外側ブッシュ１０２の本体部１２０は、本開示の範囲から逸脱しない範囲で、様々な材料やこれらの材料の組み合わせにより形成される。外側ブッシュ１０２の本体部１２０を導電材料で形成することにより、落雷が生じた際に、周囲の第１部材１２に電荷を容易に分散させることができる。外側ブッシュ１０２は、ボルト１１０と直接接触する可能性があるため、外側ブッシュ１０２の本体部１２０を形成する材料の強度及び剛性も考慮される。ある特定の構成において、外側ブッシュ１０２の本体部１２０は、金属材料（例えば、金属又は金属合金）で形成される。非限定的な具体例として、外側ブッシュ１０２の本体部１２０は、航空宇宙級チタン合金（例えば、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ又はＴｉ−５Ａｌ−２．５Ｓｎ）などのチタン合金で形成されてもよい。しかしながら、ポリマーや複合材料（例えば、炭素繊維強化プラスチック）などの非金属材料を用いることも考えられる。
本開示の流体密な機械式締結システム１００の内側ブッシュ１０４は本体部１３０を含みうる。当該本体部は、第１部材１２の内側面１５の近傍において、構造体１０の第１部材１２における第１部材貫通孔２２にきっちりと嵌って受容されるようなサイズ及び形状を有する。内側ブッシュ１０４の本体部１３０は、第１端部１３２と、当該第１端部１３２から（貫通孔軸Ａに対して）軸方向に反対側の第２端部１３４とを含みうる。内側ブッシュ１０４のボディ部１３０は、第１端部１３２から第２端部１３４まで軸方向に延びる内側ブッシュ貫通孔１３６を画定している。
したがって、図２に示す組立構成においては、内側ブッシュ１０４の第１端部１３２は、外側ブッシュ１０２の第２端部１２４と接触している。さらに、上記組立構成においては、外側ブッシュ貫通孔１２６は、内側ブッシュ貫通孔１３６と軸方向に整列しており、当該内側ブッシュ貫通孔は、第２部材１４の第２部材貫通孔２６と軸方向に整列している。これにより、外側ブッシュ貫通孔１２６、内側ブッシュ貫通孔１３６、第２部材貫通孔２６、及び、ナットプレート１０６の隙間穴（clearance bore）１５６を含む、ボルト受け穴１３８が、画定される。
内側ブッシュ１０４の本体部１３０における第２端部１３４の近傍において、当該本体部１３０から、フランジ１４０が外方に突出している。フランジ１４０は、第１部材１２と第２部材１４との間の間隙３０に位置しており、第１部材１２の内側面１５と接触する第１面１４２と、第２部材１４の外側面１７と接触する第２面１４４とを含む。フランジ１４０の第２面１４４は、第１面１４２から（貫通孔軸Ａに対して）軸方向に反対側に位置しており、これにより、これらの面の間にフランジ厚みＴが規定されている。フランジ厚みＴは、第１部材１２と第２部材１４との間の間隙３０の幅Ｗとほぼ等しいため、第１部材１２と第２部材１４との間にシム（shim）を設ける必要性を排除することができる。
第１シール１１２は、第１部材１２の内側面１５と、内側ブッシュ１０４のフランジ１４０との間の界面を封止することにより、流体が界面を通過するのを（完全に防止するわけではないが）抑制することができる。例えば、第１シール１１２は、内側ブッシュ１０４のフランジ１４０に沿って周方向に延びるフィレットシール（fillet seal）であってもよい。例えば、第１シール１１２は、多硫化物系の結合シーラント剤で形成することができる（又は、これを含みうる）。第１部材１２の内側面１５と、内側ブッシュ１０４のフランジ１４０との間の界面を封止するために、他の技術を用いてもよい。
内側ブッシュ１０４のフランジ１４０の第２面１４４は、周溝１４６を画定している。Ｏリングなどの第２シール１１４は、周溝１４６に受容される。第２シール１１４は、内側ブッシュ１０４のフランジ１４０の第２面１４４と、第２部材１４の外側面１７とが接触する際、内側ブッシュ１０４と第２部材１４との間の界面を封止する。したがって、内側ブッシュ１０４のフランジ１４０は、第２部材１４の外側面１７とシール係合している。
内側ブッシュ１０４の本体部１３０は、本開示の範囲から逸脱しない範囲で、様々な材料や、これらの材料の組み合わせにより形成される。ある特定の構成において、内側ブッシュ１０４の本体部１３０は、ポリマー材料で形成することができる。非限定的な具体例として、内側ブッシュ１０４の本体部１３０は、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）などの誘電性熱可塑性ポリマーで形成することができる。しかしながら、複合材料や金属材料などの他の材料を用いることも考えられる。
本開示の流体密な機械式締結システム１００のナットプレート１０６は、本体部１５０（図３を参照）を含み、当該本体部は、第１端部１５２と、当該第１端部１５２から（貫通孔軸Ａに対して）軸方向に反対側の第２端部１５４とを有する。ナットプレート１０６の本体部１５０には、第１端部１５２から第２端部１５４へ向かって（ただし、完全には貫通しないで）延びる隙間穴１５６が画定されている。ナットプレート１０６の本体部１５０における第１端部１５２の近傍において、当該本体部１５０から、フランジ１５８が外方に突出している。
ナット１０８は、ナットプレート１０６の本体部１５０における第１端部１５２の近傍において、ナットプレート１０６の隙間穴１５６に受容される（例えば、圧入される）。ナット１０８は、当該ナット１０８が、貫通孔軸Ａを中心としてナットプレート１０６に対して回転しないように、ナットプレート１０６と係合する。例えば、ナット１０８は、六角形状の断面を有し、ナットプレート１０６の隙間穴１５６は、対応する六角形状を有している。
図２に示すように、ナットプレート１０６及びナット１０８は、２つの別個のコンポーネントである。しかしながら、１つの変形例においては、ナット１０８は、ナットプレート１０６と一体化していてもよい（すなわち、ナット１０８及びナットプレート１０６は、単一の一体型構造体として形成されてもよい）。
ナットプレート１０６及びナット１０８の素材は、同じであってもよいし、異なっていてもよい。ある特定の構成においては、ナットプレート１０６をポリマー材料で形成し、ナット１０８を金属材料（例えば、金属又は金属合金）で形成してもよい。非限定的な具体例として、ナットプレート１０６をポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）などの誘電性熱可塑性ポリマーで形成し、ナット１０８を航空宇宙級チタン合金（例えば、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ又はＴｉ−５Ａｌ−２．５Ｓｎ）などのチタン合金で形成してもよい。
ナットプレート１０６は、ナット１０８及び隙間穴１５６が、外側ブッシュ貫通孔１２６、内側ブッシュ貫通孔１３６、及び、第２部材貫通孔２６と軸方向に整列するように、第２部材１４と接続している。様々な手法によって、ナットプレート１０６と第２部材１４とを接続することができる。例えば、図３に示すように、機械式締結具１６０（例えば、リベット、スクリュー、ボルトなど）をナットプレート１０６のフランジ１５８に挿入して、隣接する第２部材１４に係合させ、ナットプレート１０６と第２部材１４とを接続する。
再び図２を参照すると、ナットプレート１０６のフランジ１５８の接合面１６２は、周溝１６４を画定している。Ｏリングなどの第３シール１１６は、周溝１６４に受容される。第３シール１１６は、ナットプレート１０６のフランジ１５８の接合面１６２と、第２部材１４の内側面１９とが接触する際、第２部材１４とナットプレート１０６との間の界面を封止する。したがって、ナットプレート１０６のフランジ１５８は、第２部材１４の内側面１９とシール係合している。
本開示の流体密な機械式締結システム１００のボルト１１０は、シャフト１７８の反対の各端１７４、１７６にそれぞれ設けられた頭部１７０及びねじ山部１７２を含む。外側ブッシュ貫通孔１２６、内側ブッシュ貫通孔１３６、第２部材貫通孔２６、及び隙間穴１５６により画定されたボルト受け穴１３８をボルト１１０のシャフト１７８が貫通することにより、ボルト１１０のネジ部１７２が、ナット１０８と螺合する。ボルト１１０のねじ部１７２が、ナット１０８と螺合すると、ボルト１１０の頭部１７０は、外側ブッシュ１０２の外側ブッシュ貫通孔１２６の座ぐり穴１２８に受容されるとともに、外側ブッシュ１０２と接触する。
ボルト１１０は、本開示の範囲から逸脱しない範囲で、様々な材料やこれらの材料の組み合わせにより形成される。ナット１０８と同じ材料を用いてボルト１１０を形成することも考えられる。ある特定の構成において、ボルト１１０は、金属材料（例えば、金属又は金属合金）で形成される。非限定的な具体例として、ボルト１１０は、航空宇宙級チタン合金（例えば、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ又はＴｉ−５Ａｌ−２．５Ｓｎ）などのチタン合金で形成されてもよい。しかしながら、複合材料などの他の材料を用いることも考えられる。
次に図４Ａ〜図４Ｄを参照すると、本開示の流体密な機械式締結システム１００（図２）を用いて構造体１０（図２）を組み立てるための、本開示の方法のステップが示されている。本開示の流体密な機械式締結システム１００のコンポーネント（例えば、外側ブッシュ１０２、内側ブッシュ１０４、ナットプレート１０６、ナット１０８、及びボルト１１０）の製造などの追加的なステップも想定されている。
図４Ａに示すように、第１部材１２及び第２部材１４を用意する。第１部材１２に、皿穴２４を含む第１部材貫通孔２２を形成する。第２部材１４に第２部材貫通孔２６を形成する。第１部材貫通孔２２及び第２部材貫通孔２６は、例えば、適切な道具を用いて第１及び第２の部材１２、１４を機械加工／ドリル加工することにより形成することができる。
図４Ｂに示すように、第１部材貫通孔２２に本開示の流体密な機械式締結システム１００（図２）の外側ブッシュ１０２を挿入して、当該外側ブッシュ１０２を、第１部材貫通孔２２の皿穴２４に固定する。これに加えて、第１部材貫通孔２２に内側ブッシュ１０４を挿入して、フランジ１４０を、第１部材１２の内側面１５に接触させる。外側及び内側のブッシュ１０２、１０４を挿入した状態で、外側ブッシュ貫通孔１２６と内側ブッシュ貫通孔１３６とを整列させ、内側ブッシュ１０４の第１端部１３２と、外側ブッシュ１０２の第２端部１２４とを接触させる。
引き続き図４Ｂを参照すると、第２部材１４の内側面１９に、ナットプレート１０６（ナット１０８と第３シール１１６とを含む）を接続し、その際、ナット１０８及び隙間穴１５６が、第２部材１４により画定された第２部材貫通孔２６と整列するようにする。図３に示すように、ナットプレート１０６と第２部材１４との接続は、例えば、機械式締結具１６０をナットプレート１０６のフランジ１５８に挿入して、第２部材１４と係合させることにより実現される。ナットプレート１０６と第２部材１４との接続により、ナットプレート１０６と第２部材１４の内側面１９との間の第３シール１１６が押圧される。
引き続き図４Ｂを参照すると、内側ブッシュ１０４のフランジ１４０の厚みＴ（図２）は、初期状態では、所望の厚みよりも大きい場合がある。したがって、本開示の組み立て方法の次のステップに進む前に、任意ではあるが、鋸や同様の道具などを用いて、ラインＬに沿ってフランジ１４０を切断し、内側ブッシュ１０４のフランジ１４０が所望の厚みＴを有するようにしてもよい。所望の厚みＴ、ひいては、ラインＬの位置は、組み立てられる第１部材１２と第２部材１４との間の間隙３０（図２）の程度に応じて決定される。
図４Ｃに示すように、内側ブッシュ１０４のフランジ１４０を、任意で、所定のサイズに合わせて（例えば、図４Ｂに示すラインＬに沿って）トリミングした後、第１シール１１２及び第２シール１１４を導入する。第１シール１１２の導入は、内側ブッシュ１０４と第１部材１２の内側面１５との間で内側ブッシュ１０４のフランジ１４０に沿って周方向に延びるフィレットとして、シーラント材料を塗布することにより、行われる。例えばＯリングなどの第２シール１１４の導入は、フランジ１４０の第２面１４４を切り欠いて溝１４６を形成し、この切り欠き溝１４６に第２シール１１４（例えば、Ｏリング）を挿入することにより、導入される。
図４Ｄに示すように、第１部材１２に組付けられた外側及び内側のブッシュ１０２、１０４、並びに、第２部材１４に組付けられたナットプレート１０６及びナット１０８を用いて、第１部材１２を第２部材１４に近づけて、外側ブッシュ貫通孔１２６及び内側ブッシュ貫通孔１３６を第２部材貫通孔２６及び隙間穴１５６と整列させることにより、ボルト受け穴１３８を形成する。その後、ボルト１１０を、第１部材１２の外側面１３から差し込み、ボルト受け穴１３８を通過させて、最終的に（図２を参照）、ナット１０８と螺合させることにより、図２に示すような構造体１０を形成する。
したがって、図２に示すように、ボルト１１０がナット１０８に完全にねじ込まれて結合している状態では、内側ブッシュ１０４と第２部材１４の外側面１７との間で第２シール１１４が押圧される。これにより、ボルト受け穴１３８を、第１部材１２の内側面１５における流体（例えば、ジェット燃料）と隔離することができる。
図５を参照すると、概括的に２００で示される本開示の流体密な機械式締結システムの代替の一実施形態は、ブッシュ２０３と、ナットプレート２０６と、ナット２０８と、ボルト２１０とを含む。本開示の流体密な機械式締結システム２００は、第１部材１２´とブッシュ２０３との間の第１シール２１２（例えば、フィレットシール）、ブッシュ２０３と第２部材１４´との間の第２シール２１４（例えば、Ｏリング）、及び／又は、第２部材１４´とナットプレート２０６との間の第３シール２１６（例えば、Ｏリング）をさらに含む。
システム２００は、システム１００の外側ブッシュ１０２及び内側ブッシュ１０４の代替である１つのブッシュ２０３を除けば、システム１００と実質的に同じである。
ブッシュ２０３は、本開示の範囲から逸脱しない範囲で、様々な材料やこれらの材料の組み合わせにより形成される。材料の選択においては、（ブッシュ２０３を第１部材１２´に挿入する際の）屈曲性を考慮してもよい。ある特定の構成において、ブッシュ２０３は、ポリマー材料で形成することができる。非限定的な具体例として、ブッシュ２０３は、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）などの誘電性熱可塑性ポリマーで形成することができる。しかしながら、複合材料や金属材料などの他の材料を用いることも考えられる。
本開示の例を、図６に示す航空機の製造及び保守方法４００、及び、図７に示す航空機４０２に関連させて説明する。生産の開始前において、航空機の製造及び保守方法４００は、航空機４０２の仕様決定及び設計４０４と、材料調達４０６とを含む。生産中には、航空機４０２の部品／小組立品の製造４０８、及び、システムインテグレーション４１０が行われる。その後、航空機４０２は、認可及び納品４１２の工程を経て、使用４１４に入る。顧客による使用中は、航空機４０２は、定例の整備及び保守４１６に組み込まれる。これには、改良、再構成、改修などが含まれる。
方法４００の各工程は、システムインテグレーター、第三者、及び／又は、オペレーター（例えば顧客）によって実行又は実施することができる。なお、システムインテグレーターは、航空機メーカー及び主要システム下請業者をいくつ含んでいてもよく、その数は特に限定されない。同様に、第三者は、売主、下請業者、供給業者をいくつ含んでいてもよい。オペレーターは、例えば、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス組織等である。
図７に示すように、例示的な方法４００によって製造された航空機４０２は、複数のシステム４２０及び内装４２２を有する機体４１８を含む。複数のシステム４２０の例としては、１つ又は複数の推進系４２４、電気系４２６、油圧系４２８、および環境系４３０が挙げられる。また、その他のシステムをいくつ含んでもよい。
本開示の流体密な機械式締結システムは、航空機の製造及び保守方法４００における１つ又は複数の段階において用いることができる。一例として、本開示の流体密な機械式締結システムは、材料調達４０６において用いてもよい。他の例として、部品／小組立品の製造４０８、システムインテグレーション４１０、及び／又は、整備及び保守４１６に対応する部品又は小組立品は、本開示の流体密な機械式締結システムを用いて作製又は製造されてもよい。他の例として、機体４１８及び／又は内装４２２は、本開示の流体密な機械式締結システムを用いて構築されてもよい。また、１つ又は複数の装置の実施例、方法の実施例、又は、それらの組み合わせを、例えば、部品／小組立品の製造４０８やシステムインテグレーション４１０で用いることにより、実質的に、機体４１８や内装４２２などの航空機４０２の組み立て速度を速めたりコストを削減したりすることもできる。同様に、１つ又は複数のシステムの実施例、方法の実施例、又は、それらの組み合わせを、航空機４０２の使用中、例えば、限定するものではないが、整備及び保守４１６に用いてもよい。
さらに、本開示は、以下の付記による実施形態を含む。
付記１．外側面１３及び内側面１５を有するとともに、第１部材貫通孔２２を画定する第１部材１２と、外側面１７及び内側面１９を有する第２部材１４と、機械式締結システム１００と、を含む構造体であって、前記第２部材１４は、前記第１部材貫通孔２２と整列する第２部材貫通孔２６を画定し、前記機械式締結システム１００は、前記第１部材貫通孔２２に少なくとも部分的に受容されるブッシュ１０４と、前記第２部材１４の前記内側面１９に接続されたナットプレート１０６と、ボルト１１０と、を含み、前記ブッシュ１０４は、ブッシュ貫通孔１３６を画定するとともにフランジ１４０を含み、前記フランジ１４０は、前記第１部材１２の前記内側面１５と前記第２部材１４の前記外側面１７との間の間隙３０に配置されており、前記ナットプレート１０６は、前記第２部材貫通孔２６及び前記ブッシュ貫通孔１３６と整列する隙間穴１５６を画定し、前記ナットプレート１０６は、ナット１０８を含み、前記ボルトは、前記ブッシュ貫通孔１３６を貫通するとともに、前記ナット１０８と螺合する、構造体１０。
付記２．前記フランジ１４０と前記第１部材１２の前記内側面１５との間の界面を封止する第１シール１１２をさらに含む、付記１に記載の構造体１０。
付記３．前記第１シール１１２は、フィレットシールである、付記２に記載の構造体１０。
付記４．前記フランジ１４０と前記第２部材１４の前記外側面１７との間に設けられた第２シール１１４をさらに含む、付記１に記載の構造体１０。
付記５．前記第２シール１１４はＯリングであり、前記Ｏリングは、前記ブッシュ１０４に形成された溝１４６に受容される、付記４に記載の構造体１０。
付記６．前記ナットプレート１０６と前記第２部材１４の前記内側面１７との間に設けられた第３シール１１６をさらに含む、付記１に記載の構造体１０。
付記７．前記第３シール１１６はＯリングであり、前記Ｏリングは、前記ナットプレート１０６に形成された溝１６４に受容される、付記６に記載の構造体１０。
付記８．前記第１部材貫通孔２２に少なくとも部分的に受容される外側ブッシュ１０２をさらに含み、前記外側ブッシュ１０２は、前記ブッシュ１０４の前記ブッシュ貫通孔１３６と整列する外側ブッシュ貫通孔１２６を画定する、付記１に記載の構造体１０。
付記９．前記第１部材貫通孔２２は、皿穴２４を含み、前記外側ブッシュ１０２は、前記皿穴２４に固定されている、付記８に記載の構造体１０。
付記１０．前記外側ブッシュ１０２は、金属材料で形成されている、付記８に記載の構造体１０。
付記１１．前記ブッシュ１０４及びナットプレート１０６は、ポリマー材料で形成されている、付記１０に記載の構造体１０。
付記１２．前記ナット１０８は、前記隙間穴１５６に圧入される、付記１に記載の構造体１０。
付記１３．前記ナットプレート１０６は、機械式締結具１６０を用いて前記第２部材１４の前記内側面１９と接続されている、付記１に記載の構造体１０。
付記１４．付記１に記載の構造体を含む航空機。
付記１５．前記第１部材は、航空機の翼における外板パネルであり、前記第２部材は、リブである、付記１４に記載の航空機。
付記１６．外側面及び内側面を有するとともに、第１部材貫通孔を画定する第１部材と、外側面及び内側面を有するとともに、前記第１部材貫通孔と整列する第２部材貫通孔を画定する第２部材と、機械式締結システムと、を含む構造体であって、前記機械式締結システムは、外側ブッシュと、内側ブッシュと、フィレットシールと、ナットプレートと、ボルトと、を含み、前記外側ブッシュは、前記第１部材の前記外側面の近傍において前記第１部材貫通孔に少なくとも部分的に受容されるとともに、外側ブッシュ貫通孔を画定し、前記内側ブッシュは、前記第１部材の前記内側面の近傍において前記第１部材貫通孔に少なくとも部分的に受容され、内側ブッシュ貫通孔を画定するとともにフランジを含み、前記フランジは、前記第１部材の前記内側面と前記第２部材の前記外側面との間の間隙に配置されるとともに、前記第２部材の前記外側面とシール係合しており、前記フィレットシールは、前記フランジと前記第１部材の前記内側面との間の界面を封止し、前記ナットプレートは、前記第２部材の前記内側面とシール係合するとともに、隙間穴を画定し、且つ、前記隙間穴に受容されるナットを含み、前記ボルトは、前記外側ブッシュ貫通孔及び前記内側ブッシュ貫通孔を貫通して、前記ナットと螺合する、構造体。
付記１７．前記外側ブッシュは、金属材料で形成されており、前記内側ブッシュはポリマー材料で形成されている、付記１６に記載の構造体。
付記１８．第１部材及び第２部材を組み立てるための方法であって、前記第１部材に第１部材貫通孔、前記第２部材に第２部材貫通孔をそれぞれ形成し；前記第１部材貫通孔にブッシュを挿入し、その際、前記ブッシュは、ブッシュ貫通孔を画定するとともにフランジを含み、前記フランジは、前記第１部材の内側面と接触し；前記第２部材の内側面にナットプレートを接続し、その際、前記ナットプレートは、前記第２部材貫通孔と整列する隙間穴を画定するとともに、前記隙間穴に受容されるナットを含み；前記ブッシュ貫通孔と前記第２部材貫通孔とを整列させ；前記ブッシュ貫通孔にボルトを挿入するとともに、前記ボルトと前記ナットとを螺合させる、ことを含む方法。
付記１９．前記フランジと前記第１部材の前記内側面との間の界面に第１シールを設け、前記フランジに第２シールを設けて、前記第２シールが、前記フランジと前記第２部材の外側面との間の界面を封止するようにし、前記ナットプレートに第３シールを設けて、前記第３シールが、前記ナットプレートと前記第２部材の前記内側面との間の界面を封止するようにする、ことをさらに含む、付記１８に記載の方法。
付記２０．前記ボルトを挿入する前記ステップの前に前記フランジをトリミングすることをさらに含む、付記１８に記載の方法。
本開示の流体密な機械式締結システム及び関連する構造体の説明を航空機に関連させて行ったが、当業者であれば、本開示の流体密な機械式締結システム及び関連する構造体を様々な輸送機および輸送機以外の用途に利用可能であることを容易に理解するであろう。例えば、本明細書で説明した実施形態は、ヘリコプター、旅客船、自動車などの様々な輸送機において実施することが可能である。
本開示の流体密な機械式締結システム及び関連する構造体の様々な実施形態を図示及び説明してきたが、本明細書を読めば当業者には種々の改変が可能であろう。本願は、そのような改変も包含し、請求の範囲によってのみ限定されるものとする。

Claims (10)

  1. 外側面及び内側面を有するとともに、第１部材貫通孔を画定する第１部材と、
    外側面及び内側面を有するとともに、前記第１部材貫通孔と整列する第２部材貫通孔を画定する第２部材と、
    機械式締結システムと、を含む構造体であって、前記機械式締結システムは、
    前記第１部材貫通孔に少なくとも部分的に受容され、ブッシュ貫通孔を画定し、且つ、前記第１部材の前記内側面と前記第２部材の前記外側面との間の間隙に配置されるフランジを含むブッシュと、
    前記第２部材の前記内側面に接続されるとともに、前記第２部材貫通孔及び前記ブッシュ貫通孔と整列する隙間穴を画定し、且つ、ナットを含むナットプレートと、
    前記ブッシュ貫通孔を貫通するとともに、前記ナットと螺合するボルトと、を含む、構造体。
  2. 前記フランジと前記第１部材の前記内側面との間の界面を封止する第１シールをさらに含む、請求項１に記載の構造体。
  3. 前記第１シールは、フィレットシールである、請求項２に記載の構造体。
  4. 前記フランジと前記第２部材の前記外側面との間に設けられた第２シールをさらに含む、請求項１〜３のいずれか１つに記載の構造体。
  5. 前記第２シールはＯリングであり、前記Ｏリングは、前記ブッシュに形成された溝に受容される、請求項４に記載の構造体。
  6. 前記ナットプレートと前記第２部材の前記内側面との間に設けられた第３シールをさらに含む、請求項１〜５のいずれか１つに記載の構造体。
  7. 前記第３シールはＯリングであり、前記Ｏリングは、前記ナットプレートに形成された溝に受容される、請求項６に記載の構造体。
  8. 前記第１部材貫通孔に少なくとも部分的に受容される外側ブッシュをさらに含み、前記外側ブッシュは、前記ブッシュの前記ブッシュ貫通孔と整列する外側ブッシュ貫通孔を画定する、請求項１〜７のいずれか１つに記載の構造体。
  9. 前記第１部材貫通孔は、皿穴を含み、前記外側ブッシュは、前記皿穴に固定されている、請求項８に記載の構造体。
  10. 前記外側ブッシュは、金属材料で形成されている、請求項８に記載の構造体。
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