JP4316057B2 - 複合材翼 - Google Patents
複合材翼 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4316057B2 JP4316057B2 JP22163799A JP22163799A JP4316057B2 JP 4316057 B2 JP4316057 B2 JP 4316057B2 JP 22163799 A JP22163799 A JP 22163799A JP 22163799 A JP22163799 A JP 22163799A JP 4316057 B2 JP4316057 B2 JP 4316057B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- composite
- girders
- lower flanges
- flange portion
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 35
- 238000000034 method Methods 0.000 description 8
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 5
- 210000000988 bone and bone Anatomy 0.000 description 4
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 3
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 3
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 2
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 2
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 1
- 238000010030 laminating Methods 0.000 description 1
- 238000003475 lamination Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- Y02T50/433—
Landscapes
- Rod-Shaped Construction Members (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の機体構造等に適用される複合材翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の航空機の主翼の多くは、アルミニウム材のビルドアップ構造であるが、軽量化を図るために、比強度の高い繊維強化樹脂製の複合材を使用した航空機の主翼が開発されている。
従来の航空機の複合材翼は、別個に成形した下側外板と上側外板と桁と小骨とを組み立て治具により組み立て、下側外板と上側外板と桁と小骨とをファスナ手段により結合して構成されるか、片面の外板と桁と小骨を複合材一体成形品とし、この複合材一体成形品に他面の外板をファスナ手段により結合することで構成されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
下側外板と上側外板と桁と小骨とをファスナ結合した航空機の複合材翼は、ビルドアップ構造でありアルミニウム材の主翼に比べて軽量化は実現されても、部品点数が多くなり、しかも組立てに特別な組み立て治具を必要とするため、コスト高になってしまう。
【０００４】
片面のみを複合材一体成形品とした航空機の複合材翼は、従来の構造コンセプトをそのままで一体化しているので、治具、成形プロセスが複雑になり、コスト高になってしまう。
【０００５】
本発明は上記した点に鑑みてなされたもので、部品点数と組立て工数が大幅に削減でき、低コスト化が可能になる複合材翼を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明の複合材翼は、一対の上下フランジとこれらの上下フランジを一体に結合するウェブとで断面コ字状に成形した複合材の複数の中間桁を備え、前記複数の中間桁は、プリプレグの積層枚数を変更することによって前記上下フランジの中間部分の肉厚より薄く形成された第１の係合部を前記上下フランジの各開口端内面にそれぞれ有するとともに、プリプレグの積層枚数を変更することによって前記上下フランジの中間部分の肉厚より薄く形成された第２の係合部を前記上下フランジの各基端外面にそれぞれ有しており、互いに隣接する一方の中間桁の前記第１の係合部と他方の中間桁の前記第２の係合部とが互いに面接触するようにそれぞれ係合させて一体に結合されているので、部品点数と組立て工数を大幅に削減し、低コスト化を可能にする。
【０００７】
【発明の実施の形態】
以下本発明の実施の形態を図面を参照して説明する。
図１は本発明による複合材翼を航空機の主翼１に適用した例を示す斜視図であり、航空機の主翼１は、複合材で断面コ字状に成形した中間桁２ａと複数の中間桁２，２…を長手方向縁部を面接触するように互いに係合し、隣り合う中間桁同士をファスナ手段３（図３）により結合することで構成される。
【０００８】
各中間桁２，２ａは、図２に示すように、成形しようとする主翼１を長手方向に複数に分割した形状に対応する先細り形をなして翼根から翼端まで連続して延びる形状である。各中間桁２，２ａは、たとえば、熱硬化型複合材積層法により成形される。
【０００９】
各中間桁２，２ａは、図２および図３に示すように、側部の縱板を構成するウェブ部４とこのウェブ部４の上下端に一体に連設された横板のフランジ部５，６を有する断面コ字状をなしている。各中間桁２，２ａは、図１に示す主翼１を構成するようにコ字状断面の基端部外面と開口端内面が互いに面接触して結合された時、上側フランジ部５および下側フランジ部６が翼の一部を形成し、中間桁２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面が主翼１の翼面の一部を形成する。
【００１０】
端側に位置する中間桁２ａは、図５に示すように、上側フランジ部５の開口端内面に係合部５ａおよび下側フランジ部６の開口端内面に係合部６ａを有する。中間桁２ａの各係合部５ａ，６ａは、中間桁２ａを成形する際に積層されるプリプレグの積層枚数を変更することにより形成される。端側に位置する中間桁２ａの上側フランジ部５および下側フランジ部６の開口端５ａ，６ａの肉厚は、中間部分の肉厚より薄く、例えば約１／２の厚さに設定される。これは隣接する２つの中間桁２を面接触するように係合した時、２つの中間桁２ａ，２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面が滑らかな主翼１の翼面を形成するようにするためである。
【００１１】
端側に位置する中間桁２ａの内側には、図５に示すように、複合材またはアルミニウムもしくはチタン合金で別体成形された補強部材７，７がファスナ手段３ａにより中間桁２ａと中間桁２とを結合する前に結合される。これにより、中間桁２ａは、主翼１の後桁としての機能を奏する構造となる。
【００１２】
各中間桁２は、図５に示すように、上側フランジ部５の開口端内面に係合部５ａおよび基端外面に係合部５ｂと、下側フランジ部６の開口端内面に係合部６ａおよび基端外面に係合部６ｂとを有している。中間桁２の各係合部５ａ，５ｂ，６ａ，６ｂは、中間桁２を成形する際に積層されるプリプレグの積層枚数を変更することにより形成される。各中間桁２の上側フランジ部５の開口端の肉厚と基端の肉厚および下側フランジ部６の開口端の肉厚と基端の肉厚は、中間部分の肉厚より薄く、例えば約１／２の厚さに設定される。これは２つの中間桁２を面接触するように係合した時、２つの中間桁２ａ，２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面がなだらかな主翼１の翼面を形成するようにするためである。
【００１３】
また、中間桁２の内側には補強部材や、図６に示すように、別体成形されたベントチューブ８やその他の装置の保持具がファスナ手段３ｂまたは二次接着手段により中間桁同士を結合する前に結合される。
【００１４】
中間桁２，２ａの成形方法は、熱硬化型複合材積層法の他にも熱硬化型樹脂含浸法による方法があるが、いずれも従来行われている方法と変わるところがないので説明を省略する。
【００１５】
つぎに、中間桁２，２ａを用いた航空機の主翼１の製造方法を説明する。
まず、図５に示すように、端側に位置する中間桁２ａの基端内面に別体成形された補強部材７，７をファスナ手段３ａにより結合する。その他各種装置の支持部材を固定するための固定部材を取り付ける。補強部材７，７の中間桁２ａへの結合は目視により行うことができるので取り付けが容易である。
【００１６】
つぎに、中間桁２ａと中間桁２を、図５に示すように、中間桁２ａの開口端に中間桁２の基端部が嵌合するように同じ向きに並列配置し、中間桁２を中間桁２の基端部が中間桁２ａの開口端に係合するように矢印Ａで示す方向に中間桁２ａに押し込み、中間桁２ａの上側フランジ部５の開口端内面の係合部５ａおよび下側フランジ部６の開口端内面の係合部６ａと中間桁２の上側フランジ部５の基端外面の係合部５ｂおよび下側フランジ部６の基端外面の係合部６ｂを面接触するように係合させる。
【００１７】
中間桁２ａと中間桁２は、図４に示す自動打鋲装置９により係合部をリベット１０，１０で結合される。中間桁２ａの上下フランジ部５，６と中間桁２の上下フランジ部５，６は翼の一部を形成するように設定されているので、図１に示す主翼１を構成するように互いに結合された時、中間桁２ａ，２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面が主翼１の翼面の一部を形成する。この場合、係合部５ａ，５ｂ，６ａ，６ｂの肉厚を中間部の肉厚より薄く、例えば中間部の肉厚の１／２とすることで互いに係合された中間桁２ａと中間桁２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面がなだらかに連なる主翼１の翼面を形成する。
【００１８】
つぎに、端側に位置する中間桁２ａに結合された中間桁２の基端内側に、図６に示すように、別体成形されたベントチューブ８をファスナ手段３ａにより結合する。また、補強部材等も取り付ける。ベントチューブ８の中間桁２への結合は目視により行うことができるので取り付けが容易である。
【００１９】
つぎに、ベントチューブ８を取り付けた中間桁２の開口端に、図６に示すように、隣接する中間桁２を基端部が嵌合するように同じ向きに並列配置し、ベントチューブ８を取り付けた中間桁２の開口端に隣接する中間桁２の基端部を押し込み、ベントチューブ８を取り付けた中間桁２の上側フランジ部５の開口端内面の係合部５ａおよび下側フランジ部６の開口端内面の係合部６ａと隣接する中間桁２の上側フランジ部５の基端外面の係合部５ｂおよび下側フランジ部６の基端外面の係合部６ｂを係合させる。
【００２０】
ベントチューブ８を取り付けた中間桁２と隣接する中間桁２は、図４に示す自動打鋲装置９により係合部をリベット１０，１０で結合される。中間桁２の上下フランジ部５，６とこれに隣接する中間桁２の上下フランジ部５，６は、翼の一部を形成するように設定されているので、図１に示す主翼１を構成するように互いに結合された時、中間桁２と中間桁２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面が主翼１の翼面の一部を形成する。この場合、係合部５ａ，５ｂ，６ａ，６ｂの肉厚を中間部の肉厚が調整されていて互いに係合された中間桁２と中間桁２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面がなだらかに連なる主翼１の翼面を形成する。
【００２１】
このように結合された中間桁２に複数の中間桁２が順次同様な作業を繰り返すことによって一体的に結合され、最後にコ字状の中間桁２の開口部にフランジを短くしたコ字状またはＩ型の桁が接合されて航空機の主翼１が構成される。
【００２２】
以上、コ字状断面の中間桁について説明したが、中間桁はコ字状にかぎらない。例えば、図７に示すようなＩ字状断面の中間桁２ｂを用いることもできるし、図８に示すように、コ字状中間桁２とＩ字状中間桁２ｂの両方を併用することもできる。この場合には、これらの中間桁同士の結合に開口部を利用することができないが、航空機の組立て加工で一般的なブラインドファスナを使用すれば、中間桁同士を結合することができる。
【００２３】
また、中間桁を結合してから、その中間桁に取り付ける補強部材もしくは固定部材あるいは装備品等の取付品を取り付けるように説明したが、これは中間桁をファスナ結合するときに、取付品が障害になって作業性が悪くなることを考慮したものであり、作業性が悪くならないように取付品の配置を考慮すれば、予め中間桁に取付品を固定してから中間桁を結合していくこともできる。
なお、ファスナとしてリベット以外にボルトの使用も可能である。
【００２４】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明による複合材翼は、上下の翼外板の一部を形成する上下フランジと上下フランジを一体に結合するウェブを備えた複合材中間桁を上下フランジの表面形状が滑らかに連続するように複数個結合して構成されるので、複合材翼を構成する部品点数と組立て工数が大幅に削減でき、低コスト化が可能になるとともに、組み立てていく過程で内側のアクセス性がよく、内部への部品の取り付けが容易であり、非破壊検査を容易に行うことができる。
また、本発明による複合材翼は、複合材で断面コ字状に成形した中間桁を、基端部外面と開口端内面が隣接する中間桁に面接触するように同じ向きに配置し、隣接する中間桁同士をファスナ手段により結合して構成されるので、複合材翼を構成する部品点数と組立て工数が大幅に削減でき、低コスト化が可能になるとともに、組み立てていく過程で内側のアクセス性がよく、内部への部品の取り付けが容易であり、非破壊検査を容易に行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による複合材翼を航空機の主翼に適用した例を示す分解斜視図。
【図２】図１に示す主翼の分解斜視図。
【図３】本発明による複合材翼の中間桁の結合部を示す図。
【図４】本発明による複合材翼の中間桁の結合装置を示す図。
【図５】本発明による複合材翼の中間桁の結合前の段階を示す図。
【図６】本発明による複合材翼の中間桁の結合後の段階を示す図。
【図７】Ｉ字状断面の中間桁の結合を示す図。
【図８】Ｉ字状断面の中間桁とコ字状断面の中間桁の結合を示す図。
【符号の説明】
１ 航空機の主翼
２ 中間桁
３ ファスナ手段
４ ウェブ部
５ 上側フランジ部
５ａ，５ｂ 係合部
６ 下側フランジ部
６ａ，６ｂ 係合部
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の機体構造等に適用される複合材翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の航空機の主翼の多くは、アルミニウム材のビルドアップ構造であるが、軽量化を図るために、比強度の高い繊維強化樹脂製の複合材を使用した航空機の主翼が開発されている。
従来の航空機の複合材翼は、別個に成形した下側外板と上側外板と桁と小骨とを組み立て治具により組み立て、下側外板と上側外板と桁と小骨とをファスナ手段により結合して構成されるか、片面の外板と桁と小骨を複合材一体成形品とし、この複合材一体成形品に他面の外板をファスナ手段により結合することで構成されている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
下側外板と上側外板と桁と小骨とをファスナ結合した航空機の複合材翼は、ビルドアップ構造でありアルミニウム材の主翼に比べて軽量化は実現されても、部品点数が多くなり、しかも組立てに特別な組み立て治具を必要とするため、コスト高になってしまう。
【０００４】
片面のみを複合材一体成形品とした航空機の複合材翼は、従来の構造コンセプトをそのままで一体化しているので、治具、成形プロセスが複雑になり、コスト高になってしまう。
【０００５】
本発明は上記した点に鑑みてなされたもので、部品点数と組立て工数が大幅に削減でき、低コスト化が可能になる複合材翼を提供することを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明の複合材翼は、一対の上下フランジとこれらの上下フランジを一体に結合するウェブとで断面コ字状に成形した複合材の複数の中間桁を備え、前記複数の中間桁は、プリプレグの積層枚数を変更することによって前記上下フランジの中間部分の肉厚より薄く形成された第１の係合部を前記上下フランジの各開口端内面にそれぞれ有するとともに、プリプレグの積層枚数を変更することによって前記上下フランジの中間部分の肉厚より薄く形成された第２の係合部を前記上下フランジの各基端外面にそれぞれ有しており、互いに隣接する一方の中間桁の前記第１の係合部と他方の中間桁の前記第２の係合部とが互いに面接触するようにそれぞれ係合させて一体に結合されているので、部品点数と組立て工数を大幅に削減し、低コスト化を可能にする。
【０００７】
【発明の実施の形態】
以下本発明の実施の形態を図面を参照して説明する。
図１は本発明による複合材翼を航空機の主翼１に適用した例を示す斜視図であり、航空機の主翼１は、複合材で断面コ字状に成形した中間桁２ａと複数の中間桁２，２…を長手方向縁部を面接触するように互いに係合し、隣り合う中間桁同士をファスナ手段３（図３）により結合することで構成される。
【０００８】
各中間桁２，２ａは、図２に示すように、成形しようとする主翼１を長手方向に複数に分割した形状に対応する先細り形をなして翼根から翼端まで連続して延びる形状である。各中間桁２，２ａは、たとえば、熱硬化型複合材積層法により成形される。
【０００９】
各中間桁２，２ａは、図２および図３に示すように、側部の縱板を構成するウェブ部４とこのウェブ部４の上下端に一体に連設された横板のフランジ部５，６を有する断面コ字状をなしている。各中間桁２，２ａは、図１に示す主翼１を構成するようにコ字状断面の基端部外面と開口端内面が互いに面接触して結合された時、上側フランジ部５および下側フランジ部６が翼の一部を形成し、中間桁２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面が主翼１の翼面の一部を形成する。
【００１０】
端側に位置する中間桁２ａは、図５に示すように、上側フランジ部５の開口端内面に係合部５ａおよび下側フランジ部６の開口端内面に係合部６ａを有する。中間桁２ａの各係合部５ａ，６ａは、中間桁２ａを成形する際に積層されるプリプレグの積層枚数を変更することにより形成される。端側に位置する中間桁２ａの上側フランジ部５および下側フランジ部６の開口端５ａ，６ａの肉厚は、中間部分の肉厚より薄く、例えば約１／２の厚さに設定される。これは隣接する２つの中間桁２を面接触するように係合した時、２つの中間桁２ａ，２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面が滑らかな主翼１の翼面を形成するようにするためである。
【００１１】
端側に位置する中間桁２ａの内側には、図５に示すように、複合材またはアルミニウムもしくはチタン合金で別体成形された補強部材７，７がファスナ手段３ａにより中間桁２ａと中間桁２とを結合する前に結合される。これにより、中間桁２ａは、主翼１の後桁としての機能を奏する構造となる。
【００１２】
各中間桁２は、図５に示すように、上側フランジ部５の開口端内面に係合部５ａおよび基端外面に係合部５ｂと、下側フランジ部６の開口端内面に係合部６ａおよび基端外面に係合部６ｂとを有している。中間桁２の各係合部５ａ，５ｂ，６ａ，６ｂは、中間桁２を成形する際に積層されるプリプレグの積層枚数を変更することにより形成される。各中間桁２の上側フランジ部５の開口端の肉厚と基端の肉厚および下側フランジ部６の開口端の肉厚と基端の肉厚は、中間部分の肉厚より薄く、例えば約１／２の厚さに設定される。これは２つの中間桁２を面接触するように係合した時、２つの中間桁２ａ，２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面がなだらかな主翼１の翼面を形成するようにするためである。
【００１３】
また、中間桁２の内側には補強部材や、図６に示すように、別体成形されたベントチューブ８やその他の装置の保持具がファスナ手段３ｂまたは二次接着手段により中間桁同士を結合する前に結合される。
【００１４】
中間桁２，２ａの成形方法は、熱硬化型複合材積層法の他にも熱硬化型樹脂含浸法による方法があるが、いずれも従来行われている方法と変わるところがないので説明を省略する。
【００１５】
つぎに、中間桁２，２ａを用いた航空機の主翼１の製造方法を説明する。
まず、図５に示すように、端側に位置する中間桁２ａの基端内面に別体成形された補強部材７，７をファスナ手段３ａにより結合する。その他各種装置の支持部材を固定するための固定部材を取り付ける。補強部材７，７の中間桁２ａへの結合は目視により行うことができるので取り付けが容易である。
【００１６】
つぎに、中間桁２ａと中間桁２を、図５に示すように、中間桁２ａの開口端に中間桁２の基端部が嵌合するように同じ向きに並列配置し、中間桁２を中間桁２の基端部が中間桁２ａの開口端に係合するように矢印Ａで示す方向に中間桁２ａに押し込み、中間桁２ａの上側フランジ部５の開口端内面の係合部５ａおよび下側フランジ部６の開口端内面の係合部６ａと中間桁２の上側フランジ部５の基端外面の係合部５ｂおよび下側フランジ部６の基端外面の係合部６ｂを面接触するように係合させる。
【００１７】
中間桁２ａと中間桁２は、図４に示す自動打鋲装置９により係合部をリベット１０，１０で結合される。中間桁２ａの上下フランジ部５，６と中間桁２の上下フランジ部５，６は翼の一部を形成するように設定されているので、図１に示す主翼１を構成するように互いに結合された時、中間桁２ａ，２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面が主翼１の翼面の一部を形成する。この場合、係合部５ａ，５ｂ，６ａ，６ｂの肉厚を中間部の肉厚より薄く、例えば中間部の肉厚の１／２とすることで互いに係合された中間桁２ａと中間桁２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面がなだらかに連なる主翼１の翼面を形成する。
【００１８】
つぎに、端側に位置する中間桁２ａに結合された中間桁２の基端内側に、図６に示すように、別体成形されたベントチューブ８をファスナ手段３ａにより結合する。また、補強部材等も取り付ける。ベントチューブ８の中間桁２への結合は目視により行うことができるので取り付けが容易である。
【００１９】
つぎに、ベントチューブ８を取り付けた中間桁２の開口端に、図６に示すように、隣接する中間桁２を基端部が嵌合するように同じ向きに並列配置し、ベントチューブ８を取り付けた中間桁２の開口端に隣接する中間桁２の基端部を押し込み、ベントチューブ８を取り付けた中間桁２の上側フランジ部５の開口端内面の係合部５ａおよび下側フランジ部６の開口端内面の係合部６ａと隣接する中間桁２の上側フランジ部５の基端外面の係合部５ｂおよび下側フランジ部６の基端外面の係合部６ｂを係合させる。
【００２０】
ベントチューブ８を取り付けた中間桁２と隣接する中間桁２は、図４に示す自動打鋲装置９により係合部をリベット１０，１０で結合される。中間桁２の上下フランジ部５，６とこれに隣接する中間桁２の上下フランジ部５，６は、翼の一部を形成するように設定されているので、図１に示す主翼１を構成するように互いに結合された時、中間桁２と中間桁２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面が主翼１の翼面の一部を形成する。この場合、係合部５ａ，５ｂ，６ａ，６ｂの肉厚を中間部の肉厚が調整されていて互いに係合された中間桁２と中間桁２の上側フランジ部５の上面および下側フランジ部６の下面がなだらかに連なる主翼１の翼面を形成する。
【００２１】
このように結合された中間桁２に複数の中間桁２が順次同様な作業を繰り返すことによって一体的に結合され、最後にコ字状の中間桁２の開口部にフランジを短くしたコ字状またはＩ型の桁が接合されて航空機の主翼１が構成される。
【００２２】
以上、コ字状断面の中間桁について説明したが、中間桁はコ字状にかぎらない。例えば、図７に示すようなＩ字状断面の中間桁２ｂを用いることもできるし、図８に示すように、コ字状中間桁２とＩ字状中間桁２ｂの両方を併用することもできる。この場合には、これらの中間桁同士の結合に開口部を利用することができないが、航空機の組立て加工で一般的なブラインドファスナを使用すれば、中間桁同士を結合することができる。
【００２３】
また、中間桁を結合してから、その中間桁に取り付ける補強部材もしくは固定部材あるいは装備品等の取付品を取り付けるように説明したが、これは中間桁をファスナ結合するときに、取付品が障害になって作業性が悪くなることを考慮したものであり、作業性が悪くならないように取付品の配置を考慮すれば、予め中間桁に取付品を固定してから中間桁を結合していくこともできる。
なお、ファスナとしてリベット以外にボルトの使用も可能である。
【００２４】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明による複合材翼は、上下の翼外板の一部を形成する上下フランジと上下フランジを一体に結合するウェブを備えた複合材中間桁を上下フランジの表面形状が滑らかに連続するように複数個結合して構成されるので、複合材翼を構成する部品点数と組立て工数が大幅に削減でき、低コスト化が可能になるとともに、組み立てていく過程で内側のアクセス性がよく、内部への部品の取り付けが容易であり、非破壊検査を容易に行うことができる。
また、本発明による複合材翼は、複合材で断面コ字状に成形した中間桁を、基端部外面と開口端内面が隣接する中間桁に面接触するように同じ向きに配置し、隣接する中間桁同士をファスナ手段により結合して構成されるので、複合材翼を構成する部品点数と組立て工数が大幅に削減でき、低コスト化が可能になるとともに、組み立てていく過程で内側のアクセス性がよく、内部への部品の取り付けが容易であり、非破壊検査を容易に行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による複合材翼を航空機の主翼に適用した例を示す分解斜視図。
【図２】図１に示す主翼の分解斜視図。
【図３】本発明による複合材翼の中間桁の結合部を示す図。
【図４】本発明による複合材翼の中間桁の結合装置を示す図。
【図５】本発明による複合材翼の中間桁の結合前の段階を示す図。
【図６】本発明による複合材翼の中間桁の結合後の段階を示す図。
【図７】Ｉ字状断面の中間桁の結合を示す図。
【図８】Ｉ字状断面の中間桁とコ字状断面の中間桁の結合を示す図。
【符号の説明】
１ 航空機の主翼
２ 中間桁
３ ファスナ手段
４ ウェブ部
５ 上側フランジ部
５ａ，５ｂ 係合部
６ 下側フランジ部
６ａ，６ｂ 係合部
Claims (2)
- 一対の上下フランジとこれらの上下フランジを一体に結合するウェブとで断面コ字状に成形した複合材の複数の中間桁を備え、
前記複数の中間桁は、
プリプレグの積層枚数を変更することによって前記上下フランジの中間部分の肉厚より薄く形成された第１の係合部を前記上下フランジの各開口端内面にそれぞれ有するとともに、プリプレグの積層枚数を変更することによって前記上下フランジの中間部分の肉厚より薄く形成された第２の係合部を前記上下フランジの各基端外面にそれぞれ有しており、
互いに隣接する一方の中間桁の前記第１の係合部と他方の中間桁の前記第２の係合部とが互いに面接触するようにそれぞれ係合させて一体に結合されている
ことを特徴とする複合材翼。 - 前記複合材翼は航空機の主翼であり、前記中間桁が翼根から翼端方向に延びていることを特徴とする請求項１に記載の複合材翼。
Priority Applications (9)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22163799A JP4316057B2 (ja) | 1999-08-04 | 1999-08-04 | 複合材翼 |
| US09/616,399 US6513757B1 (en) | 1999-07-19 | 2000-07-14 | Wing of composite material and method of fabricating the same |
| DE60020456T DE60020456T2 (de) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Flügelstruktur aus Verbundfaserwerkstoff und Verfahren zu dessen Herstellung |
| EP05075969A EP1555204B1 (en) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Wing of composite material and method of fabricating the same |
| EP07107237A EP1806285B1 (en) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Wing of composite material and method of fabricating the same |
| EP00306116A EP1070661B8 (en) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Wing of composite material and method of fabricating the same |
| DE60036234T DE60036234T2 (de) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Flügelstruktur aus Verbundfaserwerkstoff und Verfahren zu dessen Herstellung |
| DE60044407T DE60044407D1 (de) | 1999-07-19 | 2000-07-18 | Flügelstruktur aus Verbundfaserwerkstoff und Verfahren zu dessen Herstellung |
| US10/227,032 US6561459B2 (en) | 1999-07-19 | 2002-08-22 | Method of fabricating a wing of composite material |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22163799A JP4316057B2 (ja) | 1999-08-04 | 1999-08-04 | 複合材翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001048095A JP2001048095A (ja) | 2001-02-20 |
| JP4316057B2 true JP4316057B2 (ja) | 2009-08-19 |
Family
ID=16769903
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP22163799A Expired - Fee Related JP4316057B2 (ja) | 1999-07-19 | 1999-08-04 | 複合材翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4316057B2 (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4574086B2 (ja) * | 2001-09-03 | 2010-11-04 | 富士重工業株式会社 | 複合材翼の製造方法および複合材翼 |
| FR2906785B1 (fr) * | 2006-10-10 | 2009-12-04 | Airbus France | Fuselage d'aeronef realise a partir de panneaux longitudinaux et procede de realisation d'un tel fuselage |
| JP2011116147A (ja) * | 2009-11-30 | 2011-06-16 | Nabtesco Corp | リアクションリンク |
| US9751256B2 (en) * | 2014-01-20 | 2017-09-05 | Lockheed Martin Corporation | Joint molding apparatus |
-
1999
- 1999-08-04 JP JP22163799A patent/JP4316057B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2001048095A (ja) | 2001-02-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7716835B2 (en) | Methods of manufacturing structural panels | |
| US8074929B1 (en) | Methods and systems for composite structural truss | |
| EP2139761B1 (en) | Methods and systems for composite structural truss | |
| US6616101B2 (en) | Leading edge of supporting surfaces of aircraft | |
| RU2505453C2 (ru) | Единая конструкция летательного аппарата из композитного материала | |
| JP4806496B2 (ja) | 飛行機用構造部材およびその製造方法並びに構造部材のための補強異形材 | |
| EP2307271B1 (en) | Monolithic integrated structural panels especially useful for aircraft structures and methods of making the same | |
| US4198018A (en) | Blended wing-fuselage frame made of fiber reinforced resin composites | |
| US6234423B1 (en) | Composite airfoil structures and their forming methods | |
| US8844871B2 (en) | Aircraft fuselage structural components and methods of making same | |
| JP2000006893A (ja) | 複合材翼構造 | |
| CN102958802A (zh) | 以复合材料制成的飞行器机身及制造方法 | |
| JP2014237437A (ja) | 航空機翼アセンブリの外弦翼ボックスと中央翼セクションとの下側結合部 | |
| JP2009539673A (ja) | 航空機胴体用構造体およびその製造方法 | |
| WO1999064750A1 (en) | Monocoque composite joint | |
| JP2013544692A (ja) | 補強材の逃げ部 | |
| JP2011521825A (ja) | 特に航空機の分野における複合体および構造体 | |
| JP2012162147A (ja) | 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体 | |
| JP2012162147A5 (ja) | ||
| US5803402A (en) | System and method for the construction of spacecraft structures | |
| CN102971212A (zh) | 由复合材料制成的飞行器内部结构 | |
| US8070901B2 (en) | Method of manufacturing an elongate structural element configured for stiffening a shell structure, and a method for manufacturing a rigid shell structure integrated with at least one elongate stiffening element | |
| JP2001315696A (ja) | スキンと圧力隔壁の接合構造体 | |
| GB2196584A (en) | Load bearing structures for vehicles | |
| JP4316057B2 (ja) | 複合材翼 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20060801 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20081016 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090116 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090317 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20090424 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20090520 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 4316057 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120529 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130529 Year of fee payment: 4 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140529 Year of fee payment: 5 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |