JP2018111494A - 継手アセンブリおよびその組立て方法 - Google Patents

Abstract

【課題】翼を航空機の機体に結合するのに使用される継手アセンブリを提供する。【解決手段】航空機用の継手アセンブリ４００が提供される。継手アセンブリ４００は、第１フランジ４１０、第２フランジ４１２及び第３フランジを含む単一の主取付具４０２と、少なくとも１つの留具を用いて第１フランジ４１０に結合された外桁構成部品４０４と、少なくとも１つの留具を用いて第２フランジ４１２に結合された内桁構成部品４０６と、少なくとも１つの留具を用いて第３フランジに結合された本体リブ４０８とを含む。【選択図】図５

Description

本開示の分野は一般的に航空機アセンブリに関し、さらに詳しくは、翼を航空機の機体に結合するのに使用される継手アセンブリに関する。

航空機は一般的に、機体に結合される少なくとも２つの翼を含む。各翼は、機体に沿って延びる関連本体リブに結合される桁を含む。さらに詳しくは、少なくとも一部の公知の航空機では、継手アセンブリは桁を関連する本体リブに結合する。継手アセンブリはまた、航空機の他の部品、例えば着陸装置を機体に結合するためにも使用される。

少なくとも一部の公知の継手アセンブリは、留具を用いて相互接続された複数の異なる構成部品を含む比較的複雑なアセンブリである。構成部品および留具の数のため、そのような継手アセンブリは、製造が比較的高価であり、組立てに比較的時間がかかり、かつ難しく、しかも比較的重い。さらに、少なくとも一部の公知の継手アセンブリは、比較的大きい間隙によって分離された２つの突起を含む後桁隔壁取付部品を含む。例えば、図１は、第１突起１２および第２突起１４を含む公知の後桁隔壁取付部品１０の略図である。第１突起１２および第２突起１４は、間隙１６によって分離される。したがって、後桁隔壁取付部品１０に荷重が加えられたときに、第１突起１２および第２突起１４における対抗する力によって、モーメントまたはトルクが誘発される。

一態様では、航空機用の継手アセンブリが提供される。継手アセンブリは、第１フランジ、第２フランジ、および第３フランジを含む単一の主取付具と、少なくとも１つの留具を用いて第１フランジに結合された外桁構成部品と、少なくとも１つの留具を用いて第２フランジに結合された内桁構成部品と、少なくとも１つの留具を用いて第３フランジに結合された本体リブとを含む。

別の態様では、航空機用の継手が提供される。継手は、主取付具を航空機の外桁構成部品に結合するように構成された第１フランジと、主取付具を航空機の内桁構成部品に結合するように構成された第２フランジと、主取付具を航空機の本体リブに結合するように構成された第３フランジとを含む単一の主取付具を含む。

さらに別の態様では、航空機の継手アセンブリを組み立てる方法が提供される。方法は、少なくとも１つの留具を用いて航空機の外桁構成部品を単一の主取付具の第１フランジに結合することと、少なくとも１つの留具を用いて航空機の内桁構成部品を主取付具の第２フランジに結合することと、少なくとも１つの留具を用いて航空機の本体リブを主取付具の第３フランジに結合することとを含む。

公知の後桁隔壁取付部品の斜視図である。 例示的航空機製造およびサービス方法のフローチャートである。 航空機のブロック図である。 例示的航空機の斜視図である。 図４に示した航空機に使用することのできる例示的継手アセンブリの斜視図である。 図５に示した継手アセンブリの斜視図である。 図５に示した継手アセンブリの斜視図である。 図５に示した継手アセンブリの組立てに使用することのできる例示的方法のフローチャートである。 図５に示した継手アセンブリの主取付具を図１に示した公知の後部桁隔壁取付部品と比較する荷重線図である。

本明細書に記載するシステムおよび方法は、単一の主取付具を含む航空機用の継手アセンブリを提供する。主取付具は第１フランジ、第２フランジ、および第３フランジを含む。複数の留具を使用して、第１フランジは外桁構成部品に結合され、第２フランジは内桁構成部品に結合され、かつ第３フランジは本体リブに結合される。継手アセンブリに荷重が加えられると、主取付具は略垂直な荷重経路をもたらし、継手アセンブリにおけるモーメントまたはトルクの発生を防止する。

図面をさらに詳しく参照しながら、図２に示す航空機の製造およびサービス方法１００、ならびに図３に示す航空機１０２において開示内容の実施する場合について説明する。製造準備中に、例示的方法１００は、航空機１０２の仕様および設計１０４ならびに資材調達１０６を含んでよい。製作中に、航空機１０２の構成部品および部分アセンブリの製造１０８ならびにシステム統合１１０が行われる。その後、航空機１０２は就航１１４のために認証を受け、引き渡される１１２。顧客による就航中に、航空機１０２は日常的な保守点検１１６（改修、再構成、改造等をも含んでよい）が計画される。

方法１００のプロセスの各々は、システムインテグレータ、第三者、および／または事業者（例えば顧客）によって実行または実施されてよい。本記述において、システムインテグレータは非限定的に任意の数の航空機製造者および主要システム下請業者を含んでよく、第三者は非限定的に任意の数の納入業者、下請業者、および供給業者を含んでよく、かつ事業者は航空会社、リース会社、軍隊、サービス機関等を含んでよい。

図３に示すように、例示的方法１００によって製造される航空機１０２は、複数のシステム１２０および内装１２２を備えた機体１１８を含んでよい。高レベルシステム１２０の例は、推進系１２４、電気系１２６、油圧系１２８、および環境系１３０の１つ以上を含む。任意の数の他の系を含んでもよい。航空宇宙産業の例が示されるが、本開示の原理は、自動車業界のような他の産業に適用されてもよい。

本明細書で実現される装置および方法は、製造およびサービス方法１００の任意の１つ以上の段階で使用されてよい。例えば、製造プロセス１０８に対応する構成部品または部分アセンブリは、航空機１０２が就航している間に作製される構成部品または部分アセンブリと同様のやり方で製作または製造されてよい。また、１つ以上の装置の実現、方法の実現、またはそれらの組合せは、航空機１０２の組立を実質的に促進し、あるいは航空機１０２のコストを低減することによって、例えば製造段階１０８および１１０中に利用されてよい。同様に、装置の実現、方法の実現、またはそれらの組合せの１つ以上は、例えば航空機１０２が就航している間に、保守点検１１６中に利用されてよいが、これに限定されるものではない。

図４は、航空機１０２（図３に示す）のような例示的航空機３００の斜視図である。例示的実施形態では、航空機３００は機体３０２、尾翼アセンブリ３０４、左翼アセンブリ３０６、および右翼アセンブリ３０７を含む。各翼アセンブリ３０６および３０７は後桁３０８および着陸装置アセンブリ３１０を含む。本体リブ（図４には図示せず）は機体３０２の長さに沿って延びる。接合領域３２０で、各本体リブは、継手アセンブリ（図４には図示せず）を用いて関連する後桁３０８に結合される。外皮３３０は航空機３００の外部全体に延在する。

図５は、航空機３００（図４に示す）に使用することのできる例示的継手アセンブリ４００の斜視図である。図６は、継手アセンブリ４００の斜視図である。図７は継手アセンブリ４００の斜視図である。図５〜図７に示すように、継手アセンブリ４００は、外桁構成部品４０４、内桁構成部品４０６、および本体リブ４０８を互いに結合する単一の主取付具４０２を含む。

外桁構成部品４０４および内桁構成部品４０６は後桁３０８（図４に示す）を形成する。特に、外桁構成部品４０４は関連付する翼アセンブリ３０６または３０８（図４に示す）を貫通して延び、かつ内桁構成部品４０６は機体３０２（図４に示す）を貫通して延びる。

主取付具４０２は第１フランジ４１０、第２フランジ４１２、および第３フランジ４１４を含む。外桁構成部品４０４は、複数の留具４２０（例えばリベット、ボルト等）を用いて主取付具４０２の第１フランジ４１０に結合される。同様にして、内桁構成部品４０６は、留具４２０を用いて主取付具４０２の第２フランジ４１２に結合され、かつ本体リブ４０８は、留具４２０を用いて主取付具４０２の第３フランジ４１４に結合される。

第１および第２フランジ４１０および４１２は、相互に一定の角度を成して向き付けられる。したがって、外桁構成部品４０４および内桁構成部品４０６は、外桁構成部品４０４が機体３０２（図４に示す）に対して後退角を有するように、相互に角度を成して配向される。第３フランジ４１４は第２フランジ４１２に対して略直角に配向される。したがって、本体リブ４０８は内桁構成部品４０６に対して略直角に配向される。

例示的実施形態では、主取付具４０２は基部４２２および上部４２４を含む。フランジ４１０、４１２、および４１４は基部４２２に形成される。上部４２４は基部４２２から上方に延び、湾曲面４２６を含む。外皮３３０（図４に示す）は湾曲面４２６に結合され、湾曲面全体に延在する。

継手アセンブリ４００は、例示的実施形態ではフェイルセーフストラップ(failsafe strap)４３０を含む。フェイルセーフストラップ４３０は、図５に示すように主取付具４０２に結合される。特に、主取付具４０２に結合されるときに、フェイルセーフストラップ４３０は、主取付具４０２に形成された凹部(crevice)４３２内に嵌合する。凹部４３２
は主取付具４０２の第１面４３４および主取付具４０２の第２面４３６によって画定される。

フェイルセーフストラップ４３０は第１平板４３８および第２平板４４０を含む。フェイルセーフストラップ４３０が主取付具４０２に結合されたときに、第１平板４３８は第１面４３４と接触し、第２平板４４０は第２面４３６と接触する。さらに、フェイルセーフストラップ４３０は、基部４２２および上部４２４の少なくとも一部分にわたって延在する。主取付具４０２の不具合（例えば過度の荷重による主取付具４０２の亀裂）が発生した場合、荷重経路はフェイルセーフストラップ４３０に移転される。したがって、フェイルセーフストラップ４３０は、主取付具４０２が故障した場合に、主取付具４０２のバックアップとして働く。

例示的実施形態では、継手アセンブリ４００は、留具４２０によって外桁構成部品４０４に結合される側部取付具４５０を含む。中間取付具４５２は側部取付具４５０と主取付具４０２との間に結合される。中間取付具４５２は、継手アセンブリ４００を着陸装置アセンブリ３１０（図４に示す）の少なくとも１つの構成部品に結合するのを容易にする開口部４５４を含む。側部取付具４５０および中間取付具４５２は、継手アセンブリ４００
のドラッグブレース取付具(drag brace fitting)として機能する。ドラッグブレース取付具は、機体３０２（図４に示す）と着陸装置アセンブリ３１０との間の連結金具である。航空機３００（図４に示す）のブレーキが掛かると、ドラッグブレース取付け金具はブレーキから機体３０２に後部作用力を伝達する。

主取付具４０２、フェイルセーフストラップ４３０、側部取付具４５０、および中間取付具４５２は、外桁構成部品４０４、内桁構成部品４０６、および本体リブ４０８を互いに結合する単一の継手４６０を形成する。

航空機の就航中に、様々な荷重が継手アセンブリ４００に加えられる。例えば、離陸および／または着陸操縦中に、かなりの荷重が継手アセンブリ４００に加えられる。少なくとも一部の公知の継手アセンブリは、比較的大きい間隙によって分離された２つの突起を含む後桁隔壁取付部品を含む。そのような継手アセンブリに荷重が加えられると、後桁隔壁取付部品の構成は、望ましくないモーメントまたはトルクを発生させる。明らかに、少なくとも一部の公知の後桁隔壁取付部品とは異なり、主取付具４０２は実質的に中実であり、間隙を含まない。したがって、少なくとも一部の公知の継手アセンブリとは異なり、主取付具４０２に荷重が加えられたときに、主取付具４０２を通過する荷重経路は略垂直であり（すなわち荷重経路は基部４２２から上部４２４の方向に延びる）、有意のモーメントまたはトルクは発生しない。さらに、継手アセンブリ４００は単一の主取付具４０２を含むので、継手アセンブリ４００における留具の数、継手アセンブリ４００内の分離した構成部品の数、継手アセンブリの製造コスト、および継手アセンブリ４００の重量は全て、少なくとも一部の公知の継手アセンブリと比較して、かなり減少する。

図８は、継手アセンブリ４００（図５〜図７に示す）のような継手アセンブリを組み立てるために使用される例示的方法７００のフローチャートである。方法７００は、外桁構成部品４０４（図５に示す）のような外桁構成部品を、主取付具４０２（図５に示す）の第１フランジ４１０のような単一の主取付具の第１フランジに結合するステップ７０２を含む。内桁構成部品４０６（図５に示す）のような内桁構成部品は、７０４のステップにて、第２フランジ４１２（図５に示す）のような、主取付具の第２フランジに結合される。本体リブ４０８（図５に示す）のような本体リブは、７０６のステップにて、第３フランジ４１４（図５に示す）のような、主取付具の第３フランジに結合される。主取付具は、外桁構成部品、内桁構成部品、および本体リブの間に比較的単純な取付構成をもたらす。さらに、主取付具に荷重が加えられたときに、略垂直な荷重経路が生成される。

図９は、主取付具４０２（図５に示す）と公知の後桁隔壁取付部品１０（図１に示す）とを比較した荷重線図９００である。荷重線図９００は機体９０２、第１翼アセンブリ９０４、および第２翼アセンブリ９０６を含む。比較のために、主取付具４０２は第１翼アセンブリ９０４を機体９０２に結合し、公知の後桁隔壁取付部品１０は第２翼アセンブリ９０６を機体に結合する。図９に示す荷重は、例えば離陸および／または着陸操縦中に加えられる。

図９に示す通り、主取付具４０２に荷重を加えると略垂直な荷重経路が生じ、第１の荷重９１０および第２の対抗荷重９２０は略整列する。したがって、主取付具４０２は、荷重が加えられたときにモーメントまたはトルクの発生を防止するように構成されている。対照的に、後桁隔壁取付部品１０に荷重を加えると、モーメントまたはトルクが発生する。特に、下向きの補足荷重９３０が第１突起１２に発生し、上向きの補足荷重９４０が第２突起１４に発生する。対抗する補足荷重９３０および９４０は整列せず、間隙１６だけ離れており、その結果、モーメントまたはトルクが発生する。したがって、主取付具４０２は、後桁隔壁取付部品１０とは異なり、モーメントまたはトルクの発生の防止を容易にするように構成されている。

本明細書に記載する実施形態は、単一の主取付具を含む航空機用の継手アセンブリを提供する。主取付具は第１フランジ、第２フランジ、および第３フランジを含む。複数の留具を使用して、第１フランジは外桁構成部品に結合され、第２フランジは内桁構成部品に結合され、第３フランジは本体リブに結合される。継手アセンブリに荷重が加えられると、主取付具は略垂直な荷重経路を提供し、継手アセンブリにおけるモーメントまたはトルクの発生を防止する。

本明細書に記載する実施形態は、少なくとも一部の継手アセンブリに対する改善をもたらす。少なくとも一部の継手アセンブリと比較して、本明細書に記載する継手アセンブリは、複数の相互接続部品の代わりに、単一の主取付具を含む。したがって、少なくとも一部の継手アセンブリと比較して、本明細書に記載する継手アセンブリはより安価であり、製造時間が短縮され、軽量化され、かつ留具の数が少なくてすむ。さらに、少なくとも一部の公知の継手アセンブリとは異なり、本明細書に記載する継手アセンブリは、比較的大きい間隙によって分離される２つの突起を含む後桁隔壁取付部品を含まない。したがって、本明細書に記載する継手アセンブリは略垂直な荷重経路を提供し、荷重が加えられたときにモーメントまたはトルクの発生を防止する。

さらに、本開示は、以下の付記に係る実施形態を含む。
１．航空機用の継手アセンブリであって、
第１フランジ、第２フランジ、および第３フランジを含む単一の主取付具と
少なくとも１つの留具を用いて前記第１フランジに結合された外桁構成部品と、
少なくとも１つの留具を用いて前記第２フランジに結合された内桁構成部品と、
少なくとも１つの留具を用いて前記第３フランジに結合された本体リブと、を備えた継手アセンブリ。
２．さらに、
前記外桁構成部品に結合された側部取付具と、
前記側部取付具と前記主取付具との間に結合された中間取付具であって、前記主取付具を着陸装置アセンブリに結合するように構成された中間取付具と、を備えた、付記１に記載の継手アセンブリ。
３．前記第２フランジは前記第３フランジに対し略直角である、付記１に記載の継手アセンブリ。
４．前記主取付具は上部および基部を含み、前記第１、第２、および第３フランジは前記基部に形成される、付記１に記載の継手アセンブリ。
５．前記上部は航空機の外皮に結合されるように構成された湾曲面を含む、付記４に記載の継手アセンブリ。
６．前記主取付具は、前記継手アセンブリに荷重が加えられたときに、略垂直な荷重経路を提供するように構成された、付記１に記載の継手アセンブリ。
７．前記主取付具は、前記継手アセンブリに荷重が加えられたときに、モーメントの発生を防止するように構成された、付記１に記載の継手アセンブリ。
８．単一の主取付具を備えた航空機用の継手であって、前記主取付具が、
前記主取付具を航空機の外桁構成部品に結合するように構成された第１フランジと、
前記主取付具を航空機の内桁構成部品に結合するように構成された第２フランジと、
前記主取付具を航空機の本体リブに結合するように構成された第３フランジと、を備えて成る、継手。
９．さらに、
前記外桁構成部品に結合されるように構成された側部取付具と、
前記側部取付具と前記主取付具との間に結合される中間取付具であって、前記主取付具を着陸装置アセンブリに結合するように構成された中間取付具と、を備えた、付記８に記載の継手。
１０．前記第２フランジは前記第３フランジに対し略直角である、付記８に記載の継手。１１．前記主取付具は上部および基部を含み、前記第１、第２、および第３フランジは前記基部に形成される、付記８に記載の継手。
１２．前記上部は、航空機の外皮に結合されるように構成された湾曲面を含む、付記１１に記載の継手。
１３．前記主取付具は、前記継手に荷重が加えられたときに、略垂直な荷重経路を提供するように構成された、付記８に記載の継手。
１４．前記主取付具は、前記継手に荷重が加えられたときに、モーメントの発生を防止するように構成された、付記８に記載の継手。
１５．航空機の継手アセンブリを組み立てる方法であって、
少なくとも１つの留具を用いて、航空機の外桁構成部品を単一の主取付具の第１フランジに結合することと、
少なくとも１つの留具を用いて、航空機の内桁構成部品を主取付具の第２フランジに結合することと、
少なくとも１つの留具を用いて、航空機の本体リブを主取付具の第３フランジに結合することと、を含む方法。
１６．さらに、
側部取付具を外桁構成部品に結合することと、
中間取付具を側部取付具と主取付具との間に結合することと、を含む、付記１５に記載の方法。
１７．さらに、着陸装置アセンブリを中間取付具に結合することを含む、付記１６に記載の方法。
１８．本体リブを結合することは、本体リブが内桁構成部品に対して略直角に向き付けられるように、本体リブを第３フランジに結合することを含む、付記１５に記載の方法。
１９．主取付具は上部および基部を含み、前記方法はさらに、第１、第２、および第３フランジを主取付具の基部に形成することを含む、付記１５に記載の方法。
２０．さらに、航空機の外皮を主取付具の上部の湾曲面に結合することを含む、付記１９に記載の方法。

この明細書は、装置またはシステムを製作しかつ使用すること、およびいずれかの組み込まれた方法を実行することを含め、最良の態様を含む様々な実施形態を開示し、当業者がこれらの実施形態を実施することを可能にするために、複数の実施例を用いている。特許性のある範囲は特許請求の範囲によって定義され、当業者に想起される他の実施例を含むことがあり得る。そのような他の実施例は、請求項の文言と異ならない構造要素を有する場合、あるいは請求項の文言と実質的に異ならない均等な構造要素を含む場合、特許請求の範囲に含まれるものとする。

Claims (13)

1. 航空機用の継手アセンブリ（４００）であって、
   第１フランジ（４１０）、第２フランジ（４１２）、及び第３フランジ（４１４）を含む単一の主取付具（４０２）と、
   少なくとも１つの留具を用いて前記第１フランジに結合された外桁構成部品（４０４）と、
   少なくとも１つの留具を用いて前記第２フランジに結合された内桁構成部品（４０６）と、
   少なくとも１つの留具を用いて前記第３フランジに結合された本体リブ（４０８）と、を備えた継手アセンブリ（４００）。
2. 前記外桁構成部品（４０４）に結合された側部取付具（４５０）と、
   前記側部取付具と前記主取付具（４０２）との間に結合された中間取付具（４５２）であって、前記主取付具を着陸装置アセンブリ（３１０）に結合するように構成された中間取付具（４５２）と、をさらに備えた、請求項１に記載の継手アセンブリ（４００）。
3. 前記第２フランジ（４１２）は前記第３フランジ（４１４）に対し略直角である、請求項１または２のいずれかに記載の継手アセンブリ（４００）。
4. 前記主取付具（４０２）は上部（４２４）および基部（４２２）を含み、前記第１フランジ（４１０）、第２フランジ（４１２）、および第３フランジ（４１４）は前記基部に形成された、請求項１ないし３のいずれかに記載の継手アセンブリ（４００）。
5. 前記上部（４２４）は航空機の外皮（３８０）に結合されるように構成された湾曲面（４２６）を含む、請求項４に記載の継手アセンブリ（４００）。
6. 前記主取付具（４０２）は、前記継手アセンブリに荷重が加えられたときに、略垂直な荷重経路を提供するように構成された、請求項１ないし５のいずれかに記載の継手アセンブリ（４００）。
7. 前記主取付具（４０２）は、前記継手アセンブリに荷重が加えられたときに、モーメントの発生を防止するように構成された、請求項１ないし６のいずれかに記載の継手アセンブリ（４００）。
8. 航空機の継手アセンブリ（４００）を組み立てる方法であって、
   少なくとも１つの留具（４２０）を用いて、航空機の外桁構成部品（４０４）を単一の主取付具（４０２）の第１フランジ（４１０）に結合することと、
   少なくとも１つの留具を用いて、航空機の内桁構成部品（４０６）を前記主取付具の第２フランジ（４１２）に結合することと、
   少なくとも１つの留具を用いて、航空機の本体リブ（４０８）を前記主取付具の第３フランジ（４１４）に結合することと、を含む方法。
9. 側部取付具（４５０）を前記外桁構成部品（４０４）に結合することと、
   中間取付具（４５２）を前記側部取付具と前記主取付具（４０２）との間に結合することと、をさらに含む、請求項８に記載の方法。
10. 着陸装置アセンブリ（３１０）を前記中間取付具（４５２）に結合することをさらに含む、請求項９に記載の方法。
11. 本体リブ（４０８）を結合することは、前記本体リブが前記内桁構成部品（４０６）に対して略直角に向き付けられるように、前記本体リブを前記第３フランジ（４１４）に結合することを含む、請求項８ないし１０のいずれかに記載の方法。
12. 前記主取付具（４０２）は上部（４２４）および基部（４２２）を含み、前記第１フランジ（４１０）、第２フランジ（４１２）、および第３フランジ（４１４）を前記主取付具の前記基部に形成することをさらに含む、請求項８ないし１１のいずれかに記載の方法。
13. 航空機の外皮（３８０）を前記主取付具（４０２）の前記上部（４２４）の湾曲面に結合することをさらに含む、請求項１２に記載の方法。