JP2022129229A

JP2022129229A - 接着継手の製造方法

Info

Publication number: JP2022129229A
Application number: JP2021027853A
Authority: JP
Inventors: 健佑吉村; Kensuke Yoshimura; 克哉関; Katsuya Seki
Original assignee: Subaru Corp
Current assignee: Subaru Corp
Priority date: 2021-02-24
Filing date: 2021-02-24
Publication date: 2022-09-05
Anticipated expiration: 2041-02-24
Also published as: JP7543168B2

Abstract

【課題】アレスティングファスナ等を不要にして製造コストを低減でき、かつ、接着不良や接着強度のばらつきを抑制し、接着面の応力集中やオフセットモーメントによる開口変形も抑制する。
【解決手段】第１補強材の第１フランジの長手方向の中間部に第１係合部を成形する工程と、第２補強材の第２フランジの長手方向の端部に第２係合部を成形する工程と、第１係合部に第２係合部を係合させて、第１フランジの中間部と第２フランジの端部とが面一となるように、第１補強材と第２補強材とを組み立てる工程と、第１補強材の第１フランジの外側面および第２補強材の第２フランジの外側面に対して、未硬化のスキンプレートをコボンド接着する第１工程と、第１係合部と第２係合部との係合部位周辺における第１フランジの内側面および第２フランジの内側面に対して、未硬化のスプライスプレートをコボンド接着する第２工程と、を含む。
【選択図】図１０

Description

本発明は、接着継手の製造方法に関する。

近年、航空機構造の軽量化のために、炭素繊維複合材（ＣＦＲＰ）等の複合材が使用されている。航空機複合構造の補強材が交差する接着接手部分において、複数の補強材を好適に接着できる構造が求められている。この接着構造に関し、ＦＡＲ（１４ＣＦＲ）等の耐空性基準では、マルチロードパスやクラックアレスタといったフェイルセーフ構造が要求されている。

航空機の翼構造に関し、特許文献１には、複合材によるセミモノコック形式の翼構造が開示されている。特許文献１の翼構造では、複数の翼桁と複数のリブの結合体からなる翼強度部材と、この翼強度部材の周囲を覆う外皮部材とが設けられている。翼桁とリブには、それぞれ段付きの結合フランジ部が形成されており、翼桁とリブの結合フランジ部の段付き部は、表裏両側より２枚のプレート状に継手部材により結合され、翼桁とリブは、外皮部材により被覆される。結合フランジ部に段付き部が形成されることで、段付き部が継手部材により結合されても、継手部材を外皮部材よりも内側に配置することができる。

特開平０５－２８６４９６号公報

しかしながら、上記特許文献１に記載のように翼桁やリブ等の補強材のフランジに段差部（ジョグル）を設け、両フランジを重ね合わせるように接着する構造であると、次のような問題がある。即ち、補強材同士を結合する場合は、フェイルセーフ構造とするため、補強材のうち一方のフランジと他方のフランジの段差部を重ね合わせて接着した後、さらにアレスティングファスナ等を施す必要がある。ここで、アレスティングファスナ等を施すためには、接着した両フランジに対し、穿孔、ファスニング、およびシールする作業が発生するため、製造コストが増大するという問題がある。

また、既に硬化した補強材のフランジ同士を、圧力をかけて接着する場合、フランジに段差部があると、複数面に対し圧力をかけることになるため、当該複数面間で圧力差が生じたり、フランジ同士の接着面間にギャップが生じたりする。その結果、接着強度のばらつきや接着不良が発生してしまうという問題がある。

さらに、補強材のフランジの段差部は、隙間が形成されやすく、応力集中が発生するおそれがある。また、段差部は、オフセットされていることから、オフセットモーメントによる開口変形が発生するおそれがある。

そこで、本発明は、アレスティングファスナ等を不要にして製造コストを低減でき、かつ、接着不良や接着強度のばらつきを抑制し、接着面の応力集中やオフセットモーメントによる開口変形も抑制することが可能な接着継手の製造方法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、本発明の接着継手の製造方法は、航空機の複合材構造を構成する第１補強材と第２補強材とが交差する部位において、第１補強材の長手方向の中間部と第２補強材の長手方向の端部とを接合する接着継手の製造方法であって、第１補強材の第１フランジの長手方向の中間部をトリム加工することにより、第１係合部を成形する第１成形工程と、第２補強材の第２フランジの長手方向の端部をトリム加工することにより、第１係合部と係合可能な第２係合部を成形する第２成形工程と、第１補強材の第１係合部に第２補強材の第２係合部を係合させて、第１補強材の第１フランジの長手方向の中間部と第２補強材の第２フランジの長手方向の端部とが面一となるように、第１補強材と第２補強材とを組み立てる組立工程と、第１補強材の第１フランジの外側面および第２補強材の第２フランジの外側面に対して、未硬化のスキンプレートをコボンド接着する第１接着工程と、第１係合部と第２係合部との係合部位周辺における第１フランジの内側面および第２フランジの内側面に対して、未硬化のスプライスプレートをコボンド接着する第２接着工程と、を含む。

第１係合部と第２係合部は、蟻継ぎ形状を有してもよい。

組立工程において、第１係合部と第２係合部とを係合させたとき、第２補強材の第２ウェブの長手方向の端部は、第１補強材の第１フランジの内側面に対して当接していてもよい。

第１補強材は、第１フランジ、第１フランジに接合された第１ウェブと、第１フランジと第１とウェブとの接合部に設けられた第１湾曲部とを備え、第２補強材は、第２ウェブの長手方向の端部に第２湾曲部を備え、組立工程において、第１係合部と第２係合部とを係合させたとき、第２湾曲部は、第１湾曲部に対して当接していてもよい。

本発明によれば、アレスティングファスナ等を不要にして製造コストを低減でき、かつ、接着不良や接着強度のばらつきを抑制し、接着面の応力集中やオフセットモーメントによる開口変形も抑制することができる。

本発明の一実施形態に係る航空機の概略斜視図である。同実施形態に係る主翼の構造部材の一部を示す概略斜視図である。同実施形態に係る翼桁およびリブの構造を示す概略斜視図である。同実施形態に係る第１係合部の構造を示す概略拡大図である。同実施形態に係る第２係合部の構造を示す概略拡大図である。同実施形態に係る翼桁とリブの接合を説明するための概略斜視図である。同実施形態に係る翼桁およびリブにスキンプレートを接合する状態を示す概略斜視図である。同実施形態に係る翼桁およびリブにスプライスプレートを接合する状態を示す概略斜視図である。同実施形態に係る翼桁、リブ、スキンプレートおよびスプライスプレートを一体硬化させた複合材構造体の概略断面図である。同実施形態に係る接着継手の製造方法を示すフローチャートである。変形例に係る第１係合部および第２係合部の形状を示す概略拡大図である。変形例に係る複合材構造体の概略断面図である。

以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値等は、発明の理解を容易にするための例示に過ぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。

[１．航空機の全体構成]
まず、図１を参照して、本発明の一実施形態に係る航空機１の全体構成について説明する。図１は、本発明の一実施形態に係る航空機１の概略斜視図である。

図１に示すように、航空機１は、胴体３と、主翼５と、水平尾翼７と、垂直尾翼９とを備える。以下では、主翼５と、水平尾翼７と、垂直尾翼９を単に翼ともいう。

胴体３は、航空機１の機体の中心構造部材であり、前後方向（ロール軸方向）の長さが左右方向（ピッチ軸方向）および上下方向（ヨー軸方向）の長さよりも長い。胴体３の内部には、搭乗者が搭乗可能な搭乗スペースが形成されるとともに、エンジン等の駆動源、燃料タンク、運転装置、計測器等の各種装置が搭載される。

胴体３の中央部の左右両側に、一対の主翼５、５が設けられる。一対の主翼５、５は、胴体３の中央部から左右方向に張り出すように配置される。主翼５は、航空機１に上向きの揚力を発生させる。

胴体３の後部の左右両側に、一対の水平尾翼７、７が設けられる。一対の水平尾翼７、７は、胴体３の後部から左右方向に張り出すように配置される。水平尾翼７は、航空機１のピッチ軸回りの安定性を保つ機能を有する。

胴体３の後部の上側に、垂直尾翼９が設けられる。垂直尾翼９は、胴体３の後部から上方向に張り出すように配置される。垂直尾翼９は、航空機１のヨー軸回りの安定性を保つ機能を有する。

［２．主翼の内部構成］
図２は、航空機１の複合材構造の一例として、主翼５の構造部材の一部を示す概略斜視図である。図２に示すように、主翼５は、スキンプレート（外板）１１と、複数の翼桁１３と、複数のリブ１５とを含む。ここで、翼桁１３およびリブ１５は、主翼５の複合材構造を構成する補強材の一例である。

スキンプレート１１は、主翼５の外皮を形成する。スキンプレート１１の外面は、主翼５の外部空間に露出し、内面は、主翼５の内部空間を形成する。

複数の翼桁１３は、スキンプレート１１の内面に取り付けられ、主翼５の翼幅方向に延びるように配置される。翼桁１３は、主翼５を補強する第１補強材の一例である。本実施形態では、スキンプレート１１の内面に複数の翼桁１３（第１補強材）が取り付けられる例について説明するが、これに限定されない。例えば、第１補強材は、バルクヘッドなど、他の構造部材であってもよい。翼桁１３は、例えば、Ｔ型の断面形状を有し、後述する第１フランジ１７と第１ウェブ１９がＴ字状に接合された構造部材である。ただし、第１補強材の断面形状は、この例に限定されず、Ｈ型、Ｉ型、Ｌ型、コの字型、など他の形状を有してもよい。

複数のリブ１５は、スキンプレート１１の内面に取り付けられ、複数の翼桁１３と交差（直交）する方向に延びるように配置される。リブ１５は、主翼５を補強する第２補強材の一例である。本実施形態では、スキンプレート１１の内面に複数のリブ１５（第２補強材）が取り付けられる例について説明するが、これに限定されない。例えば、第２補強材は、ロンジロンなど、他の構造部材であってもよい。リブ１５は、例えば、Ｔ型の断面形状を有し、後述する第２フランジ２３と第２ウェブ２５がＴ字状に接合された構造部材である。ただし、第２補強材の断面形状は、この例に限定されず、Ｈ型、Ｉ型、Ｌ型、コの字型、など他の形状を有してもよい。

スキンプレート１１、翼桁１３およびリブ１５は、複合材、例えば、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ：Carbon Fiber Reinforced Plastics）により構成される。ただし、スキンプレート１１、翼桁１３およびリブ１５は、ＧＦＲＰ（Glass-Fiber-Reinforced Plastics）またはＡＦＲＰ（Aramid-Fiber-Reinforced Plastics）などの他の繊維強化プラスチックにより構成されてもよい。これにより、スキンプレート１１、翼桁１３およびリブ１５が金属材料で構成される場合よりも、比強度を大きくすることができ、また軽量化が可能となる。

［３．翼桁およびリブの構造］
図３は、翼桁１３およびリブ１５の構造を示す概略斜視図である。図３に示すように、翼桁１３は、第１フランジ１７と、第１ウェブ１９とを有する。第１フランジ１７は、平板帯状の長尺部材であり、主翼５の翼幅方向に延びる。第１フランジ１７は、外側面１７ａと、内側面１７ｂとを有する。第１フランジ１７の外側面１７ａは、スキンプレート１１の内面に接合される。第１ウェブ１９は、平板帯状の長尺部材であり、主翼５の翼幅方向に延びる。第１ウェブ１９は、第１フランジ１７の内側面１７ｂの幅方向中央位置に接合され、第１フランジ１７の内側面１７ｂに対し直交する方向に立設される。

第１フランジ１７の長手方向の中間部には、第１係合部２１が形成される。図４は、第１係合部２１の構造を示す概略拡大図である。図４中、左側の図は、第１フランジ１７に第１係合部２１を成形（トリム加工）する前の状態を示す図であり、右側の図は、第１フランジ１７に第１係合部２１を成形（トリム加工）した後の状態を示す図である。図４に示すように、第１係合部２１は、第１窪み部２１ａと、第２窪み部２１ｂとを有する。

第１窪み部２１ａは、第１フランジ１７の横側面に形成される。換言すれば、第１窪み部２１ａは、第１フランジ１７のうち第１ウェブ１９から離隔する側の端部に形成される。第１窪み部２１ａは、第１フランジ１７の横側面から第１ウェブ１９に近接する側に窪む。第１窪み部２１ａは、矩形状に形成され、第１窪み部２１ａの幅は、第１ウェブ１９に近接する方向に向かって大凡一定である。第１窪み部２１ａの厚さは、第１フランジ１７の厚さと等しい。

第２窪み部２１ｂは、第１フランジ１７の第１窪み部２１ａよりも第１ウェブ１９側に形成される。第２窪み部２１ｂは、第１窪み部２１ａの幅方向の中央部から第１ウェブ１９に近接する側に窪む。第２窪み部２１ｂは、第１窪み部２１ａに対し第１ウェブ１９に近接する側に隣接している。第２窪み部２１ｂは、逆三角形状に形成され、第２窪み部２１ｂの幅は、第１ウェブ１９に近接する方向に向かって大きくなる。換言すれば、第２窪み部２１ｂの幅は、第１窪み部２１ａに近接する方向に向かって小さくなる。第２窪み部２１ｂの最小幅は、第１窪み部２１ａの幅よりも小さい。第２窪み部２１ｂの厚さは、第１フランジ１７の厚さと等しい。

第１窪み部２１ａおよび第２窪み部２１ｂは、例えば、第１フランジ１７の長手方向の中間部をトリム加工することにより形成される。

図３に戻り、リブ１５は、第２フランジ２３と、第２ウェブ２５とを有する。第２フランジ２３は、平板帯状の長尺部材であり、翼桁１３と直交する方向に延びる。なお、第２フランジ２３の厚さ（高さ）は、第１フランジ１７の厚さ（高さ）と大凡等しい。第２フランジ２３は、外側面２３ａと、内側面２３ｂとを有する。第２フランジ２３の外側面２３ａは、スキンプレート１１の内面に接合される。第２ウェブ２５は、平板帯状の長尺部材であり、翼桁１３と直交する方向に延びる。第２ウェブ２５は、第２フランジ２３の内側面２３ｂの幅方向中央位置に接合され、第２フランジ２３の内側面２３ｂに対し直交する方向に立設される。

第２フランジ２３の長手方向の端部には、第２係合部２７が形成される。図５は、第２係合部２７の構造を示す概略拡大図である。図５中、左側の図は、第２フランジ２３に第２係合部２７を成形（トリム加工）する前の状態を示す図であり、右側の図は、第２フランジ２３に第２係合部２７を成形（トリム加工）した後の状態を示す図である。図５に示すように、第２係合部２７は、角部２７ａと、突起部２７ｂとを有する。

角部２７ａは、第２フランジ２３の長手方向の第１方向ＦＤの端部であって、第２フランジ２３の幅方向の両端部に形成される。角部２７ａは、第２ウェブ２５の長手方向の第１方向ＦＤの端部よりも第２方向ＳＤ側に位置する。角部２７ａは、第２ウェブ２５の厚み方向の両側において第２フランジ２３の幅方向の両端部に形成される。ここで、第２方向ＳＤは、リブ１５の長手方向において第１方向ＦＤとは反対の方向である。角部２７ａの厚さは、第２フランジ２３の厚さと等しい。角部２７ａは、第１窪み部２１ａと大凡同じ大きさおよび同じ形状であり、第１窪み部２１ａと係合可能に構成される。

突起部２７ｂは、角部２７ａよりも第１方向ＦＤ側に形成される。突起部２７ｂは、第２ウェブ２５の厚み方向の両側において第２フランジ２３の幅方向の中央部に形成される。突起部２７ｂは、第２フランジ２３の幅方向の中央部から第１方向ＦＤ側に突出する。突起部２７ｂは、第２ウェブ２５の長手方向の第１方向ＦＤの端部よりも第２方向ＳＤ側に位置する。換言すれば、第２ウェブ２５の第１方向ＦＤの端部は、突起部２７ｂよりも第１方向ＦＤ側に突出する突出部２５ａを有する。突起部２７ｂは、逆三角形状に形成され、突起部２７ｂの幅は、第１方向ＦＤに向かうにつれて徐々に大きくなり、第２方向ＳＤに向かうにつれて徐々に小さくなる。突起部２７ｂの最小幅は、角部２７ａの幅よりも小さい。突起部２７ｂの厚さは、第２フランジ２３の厚さと等しい。突起部２７ｂは、第２窪み部２１ｂと大凡同じ大きさおよび同じ形状であり、第２窪み部２１ｂと係合可能に構成される。

角部２７ａおよび突起部２７ｂは、例えば、第２フランジ２３の長手方向の端部をトリム加工することにより形成される。このように、本実施形態では、第１係合部２１および第２係合部２７は、蟻継ぎ形状を有しており、相互に係合可能である。

図６は、翼桁１３とリブ１５の接合を説明するための概略斜視図である。図６に示すように、翼桁１３とリブ１５とが交差する部位において、第１フランジ１７の中間部に形成された第１係合部２１と第２フランジ２３の長手方向の端部に形成された第２係合部とが係合する。

具体的に、第１係合部２１の第１窪み部２１ａには、第２係合部２７の角部２７ａが係合し、第１係合部２１の第２窪み部２１ｂには、第２係合部２７の突起部２７ｂが係合する。第１係合部２１および第２係合部２７が蟻継ぎ形状を有しているため、第１係合部２１と第２係合部２７とが互いに係合することで、翼桁１３の第１フランジ１７とリブ１５の第２フランジ２３とが確実に接合され、外れにくい。したがって、第１係合部２１および第２係合部２７により、翼桁１３とリブ１５との接合部におけるフェイルセーフ構造が構成される。よって、翼桁１３の第１フランジ１７とリブ１５の第２フランジ２３を安定的に接合するための他の部材（例えば、アレスティングファスナ）を不要にすることができる。そのため、翼桁１３の第１フランジ１７とリブ１５の第２フランジ２３との接合部にアレスティングファスナを取り付けるための穿孔を形成する作業や、アレスティングファスナにより結合（ファスニング）する作業や、結合部分をシールする作業などを省略することができる。その結果、本実施形態によれば、アレスティングファスナが不要な構造であるので、従来のアレスティングファスナを施す場合に比べて、穿孔、ファスニング、シール等の作業に要する製造コストを低減でき、低コスト化を達成することができる。

また、第１係合部２１と第２係合部２７とが係合された際、第１フランジ１７の内側面１７ｂおよび外側面１７ａは、第２フランジ２３の内側面２３ｂおよび外側面２３ａと大凡面一である。そのため、詳しくは後述するように、フランジ１７、２３の外側面１７ａ、２３ａとスキンプレート１１とが接着する際に、接着不良や接着強度のばらつきが発生することを抑制することができる。また、第１係合部２１と第２係合部２７が互いに係合した際に、翼桁１３の第１フランジ１７とリブ１５の第２フランジ２３は、それらの厚み方向にずれずに、相互に面一となるように配置される。つまり、第１係合部２１および第２係合部２７のいずれも、高さ方向に変化する段差部を備えていない。そのため、段差部とフランジ１７、２３との境界部に応力集中が発生することや、オフセットモーメントによる開口変形を抑制することができる。

さらに、上述したように、第２ウェブ２５の第１方向ＦＤの端部は、突起部２７ｂよりも第１方向ＦＤ側に突出する突出部２５ａを有する。そのため、第１係合部２１と第２係合部２７が係合した際、リブ１５の第２ウェブ２５の突出部２５ａの下端は、翼桁１３の第１フランジ１７の内側面１７ｂと当接することができる。これにより、翼桁１３とリブ１５の接合部において、第１フランジ１７と第２フランジ２３とが当接するだけでなく、第２ウェブ２５の突出部２５ａと第１フランジ１７とが当接しており、これらの当接方向は、相異なる２方向である。よって、翼桁１３やリブ１５に外力が加わった際に、突出部２５ａの下端と第１フランジ１７の内側面１７ｂとが当接していることから、第１係合部２１および第２係合部２７に加わる応力を小さくすることができる。その結果、第１係合部２１および第２係合部２７の破損を抑制することができ、翼桁１３とリブ１５を安定的に接合できる。なお、リブ１５の第２ウェブ２５の突出部２５ａは、翼桁１３の第１フランジ１７の内側面１７ｂ、および、翼桁１３の第１ウェブ１９の側面の双方に当接してもよい。これにより、翼桁１３やリブ１５に外力が加わった際に、突出部２５ａと第１ウェブ１９の側面とが当接していることから、第１係合部２１および第２係合部２７に加わる応力をさらに小さくすることができる。

図７は、翼桁１３およびリブ１５にスキンプレート１１を接合（コボンド接着）する状態を示す概略斜視図である。図７に示す状態において、翼桁１３およびリブ１５は、繊維強化プラスチック製の複合材を、個別にコキュア（成形硬化）したものであり、既に硬化済みの複合材が用いられる。一方、スキンプレート１１は、未硬化（半硬化）の繊維強化プラスチック製の複合材（プリプレグ）が用いられる。図７では、硬化済みの翼桁１３およびリブ１５の外側面１７ａ、２３ａ（複合材構造）を、未硬化のスキンプレート１１の内面に不図示の接着層（接着剤）を介して接着（コボンド接着）した状態を示している。なお、硬化済みの翼桁１３およびリブ１５の外側面１７ａ、２３ａは、不図示の接着層を介さずに、未硬化のスキンプレート１１の内面に直接的に接着（コボンド接着）されてもよい。この未硬化のスキンプレート１１に接着された硬化済みの翼桁１３およびリブ１５は、オートクレーブにて一体硬化される。ただし、かかる例に限定されず、スキンプレート１１は、翼桁１３およびリブ１５と同様に、繊維強化プラスチック製の複合材を個別にコキュアしたものであってもよい。その場合、硬化済みの翼桁１３およびリブ１５は、接着剤を介して硬化済みのスキンプレート１１と接着（２次接着）されてもよい。

図８は、翼桁１３およびリブ１５にスプライスプレート２９を接合（コボンド接着）する状態を示す概略斜視図である。図８に示す状態において、スプライスプレート２９は、スキンプレート１１と同様に、未硬化（半硬化）の繊維強化プラスチック製の複合材（プリプレグ）が用いられる。図８では、硬化済みの翼桁１３の第１係合部２１とリブ１５の第２係合部２７との係合部位周辺において、フランジ１７、２３の内側面１７ｂ、２３ｂに、不図示の接着層（接着剤）を介して未硬化のスプライスプレート２９を接着（コボンド接着）した状態を示している。なお、硬化済みの翼桁１３およびリブ１５の内側面１７ｂ、２３ｂは、不図示の接着層を介さずに、未硬化のスプライスプレート２９に直接的に接着（コボンド接着）されてもよい。スプライスプレート２９は、当該係合部位を覆うようにして、翼桁１３の第１フランジ１７とリブ１５の第２フランジ２３と間に跨って接着される。図８には、リブ１５の手前側の接合部位に１枚のスプライスプレート２９が接着された状態を示しているが、リブ１５の奥側の接合部位にも別のもう１枚のスプライスプレート２９が接着されている。このように未硬化のスプライスプレート２９が接着された硬化済みの翼桁１３およびリブ１５のフランジ１７、２３は、オートクレーブにてスプライスプレート２９と一体硬化される。ただし、かかる例に限定されず、スプライスプレート２９は、翼桁１３およびリブ１５と同様に、繊維強化プラスチック製の複合材を個別にコキュアしたものであってもよい。その場合、硬化済みの翼桁１３およびリブ１５は、接着剤を介して硬化済みのスプライスプレート２９と接着（２次接着）されてもよい。

図９は、翼桁１３、リブ１５、スキンプレート１１およびスプライスプレート２９を一体硬化させた複合材構造体の概略断面図である。図９に示すように、翼桁１３およびリブ１５の外側面１７ａ、２３ａは、大凡面一であり、スキンプレート１１との接着面に段差が形成されていない。そのため、未硬化のスキンプレート１１を外側面１７ａ、２３ａに接着する際に、スキンプレート１１の接着面が、外側面１７ａ、２３ａに追従しやすくなり、翼桁１３およびリブ１５とスキンプレート１１との間の接着不良や接着強度のばらつきを抑制することができる。同様に、翼桁１３およびリブ１５の内側面１７ｂ、２３ｂは、大凡面一であり、スプライスプレート２９との接着面に段差が形成されていない。そのため、未硬化のスプライスプレート２９を内側面１７ｂ、２３ｂに接着する際に、スプライスプレート２９の接着面が、内側面１７ｂ、２３ｂに追従しやすくなり、翼桁１３およびリブ１５とスプライスプレート２９との間の接着不良や接着強度のばらつきを抑制することができる。このように、本実施形態によれば、翼桁１３およびリブ１５と、スキンプレート１１およびスプライスプレート２９との接着状態を良好にすることができる。また、接着接手構造の接合部位に段差部がないので、航空機のスキンプレート１１等の機体表面の平滑度を改善でき、ステルス性を向上できる。

また、翼桁１３の第１係合部２１およびリブ１５の第２係合部２７は、同一平面上で係合する構造であり、翼桁１３の第１フランジ１７とリブ１５の第２フランジ２３とは重なり合っておらず、厚さ方向に段差がない。つまり、フランジ１７、２３、第１係合部２１および第２係合部２７のいずれも、高さ方向に変化する段差部を備えていない。そのため、従来のように段差部の周辺に応力集中が発生することを抑制できる。また、段差部におけるオフセットモーメントの発生を抑制できるので、接着強度として弱い開口型の破壊モードが発生するリスクを低減でき、オフセットモーメントによる開口変形を抑制することができる。よって、接着構造の信頼性を向上でき、航空機の運用時の安全性を向上できる。

また、図９に示すように、翼桁１３の第１フランジ１７と第１ウェブ１９との接合部には、第１湾曲部３１が形成される。第１湾曲部３１は、一定の曲率を有し、曲率中心が第１フランジ１７および第１ウェブ１９の外部に位置する。また、リブ１５の第２ウェブ２５の突出部２５ａの第２フランジ２３側の端部（下端部）には、第２湾曲部３３が形成される。第２湾曲部３３は、第１湾曲部３１と大凡等しい一定の曲率を有し、曲率中心が第２ウェブ２５内に位置する。ここで、第１湾曲部３１の曲率中心は、第２湾曲部３３の曲率中心と大凡等しい位置にある。第１湾曲部３１と第２湾曲部３３は、第１係合部２１と第２係合部２７とを係合させたとき、互いに当接可能である。第１湾曲部３１と第２湾曲部３３とが互いに当接することで、突出部２５ａと第１フランジ１７の内側面１７ｂとの接触面積を増大させることができる。そのため、翼桁１３やリブ１５に外力が加わった際に、第１係合部２１および第２係合部２７に加わる応力を小さくすることができる。

［４．接着継手の製造方法］
図１０は、本実施形態に係る接着継手の製造方法を示すフローチャートである。

（１）第１成形工程
図１０に示すように、まず、加工装置（不図示）を用いて、翼桁１３の第１フランジ１７の長手方向の中間部をトリム加工することにより、翼桁１３に第１係合部２１を成形する（第１成形工程：ステップ１００）。翼桁１３に成形される第１係合部２１の数は、翼桁１３の長手方向に１つ（単数）であってもよいし、複数であってもよい。つまり、翼桁１３には、長手方向に複数のリブ１５が係合されてもよい。また、第１係合部２１は、翼桁１３の第１ウェブ１９の厚さ方向の両側に成形されてもよい。なお、本実施形態では、翼桁１３に第１係合部２１を成形しているが、翼桁１３に第２係合部２７を成形してもよい。その場合、リブ１５には、第２係合部２７の代わりに、第１係合部２１が成形される。

（２）第２成形工程
同様に、加工装置を用いて、リブ１５の第２フランジ２３の長手方向の端部をトリム加工することにより、リブ１５に第２係合部２７を成形する（第２成形工程：ステップ２００）。第２係合部２７は、リブ１５の長手方向の両端に成形されてもよいし、長手方向の一端にのみ成形されてもよい。つまり、第２係合部２７は、リブ１５の長手方向のうち少なくとも一方側に成形されればよい。なお、第１成形工程と第２成形工程は、順不同であり、第２成形工程の後に、第１成形工程を行ってもよい。

（３）組立工程
つぎに、翼桁１３の第１係合部２１にリブ１５の第２係合部２７を係合させて、翼桁１３の第１フランジ１７の長手方向の中間部とリブ１５の第２フランジ２３の長手方向の端部とが面一になるように、翼桁１３とリブ１５とを組み立てる（組立工程：ステップ３００）。このとき、第１フランジ１７の中間部の内側面１７ｂと第２フランジ２３の端部の内側面２３ｂとが大凡面一になることから、リブ１５の第２ウェブ２５の突出部２５ａは、翼桁１３の第１フランジ１７の内側面１７ｂに当接する。また、突出部２５ａの下端部に形成される第２湾曲部３３は、翼桁１３の第１フランジ１７と第１ウェブ１９との接合部に形成された第１湾曲部３１に当接する。

（４）第１接着工程
そして、翼桁１３の第１フランジ１７の外側面１７ａおよびリブ１５の第２フランジ２３の外側面２３ａに対して、不図示の接着層を介して未硬化のスキンプレート１１をコボンド接着する（第１接着工程：ステップ４００）。ここで、コボンド接着は、複数の部品のうち１つの未硬化部品の硬化中に、複数の部品が互いに結合される手法である。

（５）第２接着工程
また、翼桁１３の第１係合部２１とリブ１５の第２係合部２７との係合部周辺における第１フランジ１７の内側面１７ｂおよび第２フランジ２３の内側面２３ｂに対して、不図示の接着層を介して未硬化のスプライスプレート２９をコボンド接着する（第２接着工程：ステップ５００）。

以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。

上記実施形態では、第１係合部２１および第２係合部２７が蟻継ぎ形状を有する例について説明した。しかし、これに限定されず、第１係合部２１および第２係合部２７は、相互に係合可能な形状であれば、蟻継ぎ形状以外の任意の形状であってもよく、例えば、鎌継ぎ形状であってもよい。

図１１は、変形例に係る第１係合部１２１、２２１および第２係合部１２７、２２７の形状を示す概略拡大図である。図１１（ａ）は、第１変形例に係る第１係合部１２１および第２係合部１２７の形状を示し、図１１（ｂ）は、第２変形例に係る第１係合部２２１および第２係合部２２７の形状を示す。図１１（ａ）に示すように、第１変形例の第１係合部１２１および第２係合部１２７は、２段の蟻継ぎ形状（２段蟻継ぎ形状）を有しており、相互に係合している。また、図１１（ｂ）に示すように、第２変形例の第１係合部２２１および第２係合部２２７は、波型形状を有しており、相互に係合可能である。第１係合部１２１、２２１および第２係合部１２７、２２７によれば、上記実施形態の第１係合部２１および第２係合部２７よりも互いの接触面積を増大させることができる。そのため、上記実施形態よりも翼桁１３からリブ１５を離脱し難くすることができる。

上記実施形態では、リブ１５の第２ウェブ２５の長手方向の端部を翼桁１３の第１フランジ１７の内側面１７ｂに当接させる例について説明した。しかし、これに限定されず、リブ１５の第２ウェブ２５の長手方向の端部は、翼桁１３の第１フランジ１７の内側面１７ｂに当接していなくてもよい。

上記実施形態では、翼桁１３に第１湾曲部３１が形成され、リブ１５に第２湾曲部３３が形成される例について説明したが、第１湾曲部３１および第２湾曲部３３は、必須の構成ではなく、翼桁１３およびリブ１５に形成されなくてもよい。

図１２は、変形例に係る複合材構造体の概略断面図である。なお、図１２では、図面を見やすくするため、スプライスプレート２９を省略して非表示としている。図１２に示すように、リブ１５の第２ウェブ２５の突出部２５ａは、翼桁１３の第１ウェブ１９の側面と非当接である。つまり、突出部２５ａと第１ウェブ１９の側面との間には、間隙が設けられる。間隙が設けられることで、リブ１５と翼桁１３の組立性を向上することができる。

また、突出部２５ａの第２フランジ２３側の端部（下端部）には、窪み部としての第２湾曲部１３３が形成される。第２湾曲部１３３の曲率中心は、第２ウェブ２５および第２フランジ２３の外部に位置する。第１湾曲部３１の曲率中心は、翼桁１３外のリブ１５側に位置し、第２湾曲部１３３の曲率中心は、リブ１５外の翼桁１３側に位置する。第１湾曲部３１の曲率中心と第２湾曲部３３の曲率中心とは、互いに異なる位置にある。第１湾曲部３１と第２湾曲部１３３は、第１係合部２１と第２係合部２７とを係合させたとき、互いに非当接となる。つまり、第１湾曲部３１と第２湾曲部１３３との間には、間隙が設けられる。第１湾曲部３１と第２湾曲部１３３とを非当接とすることで、上記実施形態よりも翼桁１３の第１フランジ１７とリブ１５の第２フランジ２３とを面一にしやすくすることができる。

上記実施形態では、スキンプレート１１、翼桁１３、リブ１５、スプライスプレート２９が主翼５に適用される例について説明した。しかし、これに限定されず、スキンプレート１１、翼桁１３、リブ１５、スプライスプレート２９は、航空機１の主翼５以外の翼（例えば、水平尾翼７、垂直尾翼９）に適用されてもよいし、翼以外の部位（例えば、胴体３）に適用されてもよい。

１航空機
３胴体
５主翼
７水平尾翼
９垂直尾翼
１１スキンプレート
１３翼桁（第１補強材）
１５リブ（第２補強材）
１７第１フランジ
１７ａ外側面
１７ｂ内側面
１９第１ウェブ
２１第１係合部
２１ａ第１窪み部
２１ｂ第２窪み部
２３第２フランジ
２３ａ外側面
２３ｂ内側面
２５第２ウェブ
２７第２係合部
２７ａ角部
２７ｂ突起部
２９スプライスプレート
３１第１湾曲部
３３第２湾曲部

Claims

航空機の複合材構造を構成する第１補強材と第２補強材とが交差する部位において、前記第１補強材の長手方向の中間部と前記第２補強材の長手方向の端部とを接合する接着継手の製造方法であって、
前記第１補強材の第１フランジの長手方向の中間部をトリム加工することにより、第１係合部を成形する第１成形工程と、
前記第２補強材の第２フランジの長手方向の端部をトリム加工することにより、前記第１係合部と係合可能な第２係合部を成形する第２成形工程と、
前記第１補強材の前記第１係合部に前記第２補強材の前記第２係合部を係合させて、前記第１補強材の前記第１フランジの長手方向の中間部と前記第２補強材の前記第２フランジの長手方向の端部とが面一となるように、前記第１補強材と前記第２補強材とを組み立てる組立工程と、
前記第１補強材の前記第１フランジの外側面および前記第２補強材の前記第２フランジの外側面に対して、未硬化のスキンプレートをコボンド接着する第１接着工程と、
前記第１係合部と前記第２係合部との係合部位周辺における前記第１フランジの内側面および前記第２フランジの内側面に対して、未硬化のスプライスプレートをコボンド接着する第２接着工程と、
を含む、接着継手の製造方法。
前記第１係合部と前記第２係合部は、蟻継ぎ形状を有する、請求項１に記載の接着継手の製造方法。
前記組立工程において、前記第１係合部と前記第２係合部とを係合させたとき、前記第２補強材の第２ウェブの長手方向の端部は、前記第１補強材の前記第１フランジの内側面に対して当接している、請求項１または２に記載の接着継手の製造方法。
前記第１補強材は、前記第１フランジと、前記第１フランジに接合された第１ウェブと、前記第１フランジと前記第１ウェブとの接合部に設けられた第１湾曲部とを備え、
前記第２補強材は、前記第２ウェブの長手方向の端部に第２湾曲部を備え、
前記組立工程において、前記第１係合部と前記第２係合部とを係合させたとき、前記第２湾曲部は、前記第１湾曲部に対して当接している、請求項３に記載の接着継手の製造方法。