JP4990177B2 - 飛行機の翼構造 - Google Patents

Description

本発明は、スパン方向に延びる第１、第２スパーと、前記第１、第２スパー間に配置されてスパン方向に延びる複数のストリンガーと、コード方向に延びて前記第１、第２スパー間を接続するリブと、前記第１、第２スパー、前記ストリンガーおよび前記リブの上面および下面を覆うスキンとを備えた飛行機の翼構造に関する。

かかる飛行機の翼構造は、下記特許文献１や下記特許文献２により公知である。

一般に、飛行機の翼の翼型を規定するリブは軽量化のために薄い板材をプレス成形して構成され、しかもリブの上縁および下縁にはストリンガー貫通孔が形成されており、そこを翼のスキンの内面に固定されたストリンガーが隙間を介して貫通している。翼はスパー、ストリンガー、リブおよびスキンを結合した曲げや捩じれに強いボックス構造を構成しているが、翼に揚力や抗力が作用すると薄い板材よりなるリブが剪断荷重によって座屈してしまう可能性がある。そこで上記特許文献１、２に記載されたものは、リブをプレス成形する際に上下方向（翼厚方向）に延びるビードを一体に形成することで、剪断荷重に対するリブの座屈強度を高めている。
特開２００２−３０２０９７号公報 特表２０００−５０６８１６号公報

ところで、リブとスキンとの結合は、リブの周縁部を折り曲げて形成した取付フランジにスキンを重ね合わせて位置決めした状態で、ドリルでスキンおよび取付フランジにリベット孔を加工し、このリベット孔に挿通したリベットをカシメることで行われる。

しかしながら、リブＲの取付フランジＦにスキンＳを重ね合わせて位置決めした状態でリベット孔をドリル加工するとき、図６（Ａ）に示すように、ドリル加工の荷重でリブＲ全体が湾曲したり、図６（Ｂ）に示すように、ドリル加工の荷重でリブＲの取付フランジＦが湾曲したりする場合があり、リベット孔が真円にならずに加工精度が低下したり、リブＲが変形して補修作業が必要になったりする問題があった。

本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、飛行機の翼のリブおよびスキンの結合部にリベット孔を加工する際に、加工の荷重でリブが変形するのを防止する目的とする。

上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、スパン方向に延びる第１、第２スパーと、前記第１、第２スパー間に配置されてスパン方向に延びる複数のストリンガーと、コード方向に延びて前記第１、第２スパー間を接続するリブと、前記第１、第２スパー、前記ストリンガーおよび前記リブの上面および下面を覆うスキンとを備え、前記リブの上縁および下縁の少なくとも一方には、前記スキンにリベットで締結される取付フランジが形成されるとともに、前記取付フランジを切欠いて前記ストリンガーが貫通するストリンガー貫通孔が形成され、かつ前記リブの上縁および下縁の少なくとも一方の前端および後端には、前記第１、第２スパーおよび前記スキンの接続部に臨む第１、第２切欠きが形成された飛行機の翼構造であって、前記リブは金属板をプレス成形して構成され、前記取付フランジに沿って形成された補強ビードを備えるとともに、前記ストリンガー貫通孔および前記第１、第２切欠きの縁からスパン方向に延びて前記取付フランジに途切れることなく一体に連なる補強フランジを備えることを特徴とする飛行機の翼構造が提案される。

また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記補強ビードの下側の端縁を前記取付フランジのベンドラインの直上に近接して位置させたことを特徴とする飛行機の翼構造が提案される。

また請求項３に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記補強フランジのスパン方向の高さは前記取付フランジのスパン方向の高さよりも低いことを特徴とする飛行機の翼構造が提案される。

また請求項４に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記補強ビードは、その本体部の端部から前記ストリンガー貫通孔あるいは前記第１、第２切欠きに沿って屈曲する屈曲部を備えることを特徴とする飛行機の翼構造が提案される。

尚、実施の形態のメインスパー１３は本発明の第１スパーに対応し、実施の形態のフロントスパー１４は本発明の第２スパーに対応し、実施の形態のアッパースキン１９およびロアスキン２０は本発明のスキンに対応し、実施の形態の前部リブ２１は本発明のリブに対応し、実施の形態の第１、第２補強ビード２３Ａ，２３Ｂは本発明の補強ビードに対応する。

請求項１の構成によれば、飛行機の翼の第１、第２スパー間を接続する金属板をプレス成形して構成されたリブに、スキンにリベットで締結される取付フランジと、ストリンガーが貫通するストリンガー貫通孔と、第１、第２スパーおよびスキンの接続部に臨む第１、第２切欠きとを形成したものにおいて、取付フランジに沿って補強ビードを形成するとともに、ストリンガー貫通孔および第１、第２切欠きの縁からスパン方向に延びて取付フランジに途切れることなく一体に連なる補強フランジを形成したので、上下方向の荷重に対するリブの剛性を高めることができる。これにより、リブの取付フランジにスキンを重ねてリベット孔をドリル加工する際に、加工荷重によりリブやそのフランジが変形してリベット孔の加工精度が低下するのを防止できるだけでなく、リブの変形を防止する治具を廃止したり、変形したリブを補修する作業を不要にしたりして加工コストを削減することができる。

また請求項２の構成によれば、補強ビードの下側の端縁を取付フランジのベンドラインの直上に近接して位置させたので、上下方向の荷重が作用したときに補強ビードと取付フランジのベンドラインとの間のリブの撓み、あるいは取付フランジのベンドラインに撓みを一層効果的に抑制することができる。

また請求項４の構成によれば、リブの補強ビードが、その本体部の端部からストリンガー貫通孔あるいは第１、第２切欠きに沿って屈曲する屈曲部を備えるので、補強ビードによるリブの補強効果を更に高めることができる。

以下、本発明の実施の形態を添付の図面に基づいて説明する。

図１〜図４は本発明の実施の形態を示すもので、図１は飛行機の左主翼の上面図、図２は図１の２−２線拡大断面図、図３は図２の３−３線断面図、図４は主翼の一部破断斜視図である。

図１および図２に示すように、飛行機の胴体１１に支持された主翼１２は、概ねスパン方向に延びるメインスパー１３と、メインスパー１３の前方に配置されたフロントスパー１４と、メインスパー１３の後方に配置されたリヤスパー１５とを備える。メインスパー１３の前方に前縁部材１６が固定され、主翼１２の後縁部のスパン方向内側にフラップ１７が揺動自在に支持され、フラップ１７のスパン方向外側にエルロン１８が揺動自在に支持される。

主翼１２の上表面を区画するアッパースキン１９は、その下面に沿ってスパン方向に一体に形成された複数のストリンガー１９ａ…を備えるとともに、主翼の下表面を区画するロアスキン２０は、その上面に沿ってスパン方向に一体に形成された複数のストリンガー２０ａ…を備える。

メインスパー１３はウエブ１３ａおよび上下一対のフランジ１３ｂ，１３ｃを備えたＩ型断面を有する部材で構成され、フロントスパー１４はウエブ１４ａおよび上下一対のフランジ１４ｂ，１４ｃを備えた溝型断面を有する部材で構成される。尚、図示はされていないが、リヤスパー１５もメインスパー１３と同様のＩ型断面を有する部材で構成される。

メインスパー１３およびフロントスパー１４がコード方向に配置された複数の前部リブ２１…によって連結され、メインスパー１３およびリヤスパー１５がコード方向に配置された複数の後部リブ２２…によって連結される。前部リブ２１および後部リブ２２は金属板をプレス成形した部材であって、主翼１２の翼型を規定する形状を有している。前部リブ２１および後部リブ２２は、その形状が若干異なるだけで実質的な構造は同一であるため、以下前部リブ２１を代表として構造を説明する。

前部リブ２１は前縁側の高さが若干低くなった概ね四角形の板状部材であって、その前部および後部に軽量化のための二つの肉抜き孔２１ａ，２１ｂが形成されるとともに、二つの肉抜き孔２１ａ，２１ｂの下方に前後方向に延びる第１、第２補強ビード２３Ａ，２３Ｂが一体にプレス成形される。前側の第１補強ビード２３Ａは、前後方向に延びる本体部２３ａの前端から前上方に屈曲する屈曲部２３ｂを備えるとともに、後側の第２補強ビード２３Ｂは、前後方向に延びる本体部２３ａの後端から後上方に屈曲する屈曲部２３ｂを備える。これらの第１、第２補強ビード２３Ａ，２３Ｂは、前部リブ２１をプレス成形する際に一体に成形される。

また前部リブ２１の上縁の中央部には、アッパースキン１９の下面に形成したストリンガー１９ａが通過するストリンガー貫通孔２１ｃが形成されるとともに、前部リブ２１の下縁の中央部には、ロアスキン２０の上面に形成したストリンガー２０ａが通過するストリンガー貫通孔２１ｄが形成される。更に前部リブ２１の下縁のストリンガー貫通孔２１ｄを挟む前後両側には、スパン方向内側に折り曲げられた前後一対の取付フランジ２１ｅ，２１ｆが形成される。

前部リブ２１の前端の取付部２１ｇはフロントスパー１４のウエブ１４ａおよび上下一対のフランジ１４ｂ，１４ｃを接続する板状の取付部１４ｄにリベット２４…で固定され、前部リブ２１の上縁の前後一対の取付部２１ｈ，２１ｉは、アッパースキン１９の下面に形成した取付部１９ｂ，１９ｃにリベット２５…で固定される。

また前部リブ２１の後端の取付部２１ｊはメインスパー１３のウエブ１３ａおよび上下一対のフランジ１３ｂ，１３ｃを接続する板状の取付部１３ｄにリベット２６…で固定され、前部リブ２１の下縁の前後一対の前記取付フランジ２１ｅ，２１ｆは、ロアスキン２０にリベット２７…で固定される。

また前部リブ２１の前側の取付部２１ｇおよび前側の取付フランジ２１ｅの間には第１切欠き２１ｋが形成されるとともに、前部リブ２１の後側の取付部２１ｊおよび後側の取付フランジ２１ｆの間には第２切欠き２１ｍが形成される。

図４を参照すると明らかなように、ロアスキン２０に対向するストリンガー貫通孔２１ｄの縁部には、そこをスパン方向に折り曲げた補強フランジ２１ｎが形成され、第１、第２切欠き２１ｋ，２１ｍには、そこをスパン方向に折り曲げた補強フランジ２１ｏ，２１ｐがそれぞれ形成される。第１切欠き２１ｋの補強フランジ２１ｏは取付フランジ２１ｅの前端に一体に連続し、ストリンガー貫通孔２１ｄの補強フランジ２１ｎは取付フランジ２１ｅの後端および取付フランジ２１ｆの前端に一体に連続し、第２切欠き２１ｍの補強フランジ２１ｐは取付フランジ２１ｆの後端に一体に連続する。

つまり、補強フランジ２１ｏ、取付フランジ２１ｅ、補強フランジ２１ｎ、取付フランジ２１ｆおよび補強フランジ２１ｐは途切れることなく連続的に繋がっている。但し、補強フランジ２１ｏ、補強フランジ２１ｎおよび補強フランジ２１ｐのスパン方向の高さは、取付フランジ２１ｅ，２１ｆのスパン方向の高さよりも低くなっている。

以上のように、前部リブ２１のストリンガー貫通孔２１ｄ，第１、第２切欠き２１ｋ，２１ｍに、取付フランジ２１ｅ，２１ｆに一体に連なる補強フランジ２１ｎ，２１ｏ，２１ｐを形成するとともに、前部リブ２１の下部に、取付フランジ２１ｅ，２１ｆに沿う本体部２３ａ，２３ａと、第１、第２切欠き２１ｋ，２１ｍの補強フランジ２１ｏ，２１ｐに沿う屈曲部２３ｂ，２３ｂとよりなる第１、第２補強ビード２３Ａ，２３Ｂを形成したので、それらの相乗効果により、前部リブ２１の上下方向の荷重に対する剛性、特にロアスキン２０が結合される前部リブ２１の下部の剛性が大幅に高められる。
特に、第１、第２補強ビード２３Ａ，２３Ｂの下側の端縁を取付フランジ２１ｅ，２１ｆのベンドラインの直上に近接して位置させたことにより、上下方向の荷重が作用したときに第１、第２補強ビード２３Ａ，２３Ｂと取付フランジ２１ｅ，２１ｆのベンドラインとの間の前部リブ２１の撓み、あるいは取付フランジ２１ｅ，２１ｆのベンドラインの撓みを一層効果的に抑制することができる。

その結果、図６で説明したように、前部リブ２１の取付フランジ２１ｅ，２１ｆにロアスキン２０を重ねてリベット孔をドリル加工するとき、取付フランジ２１ｅ，２１ｆを下方から支持する特別の治具Ｊ（図６（Ｃ）参照）を用いずとも、前部リブ２１が上下方向の荷重で撓んでリベット孔が真円にならなかったり、前部リブ２１が変形して補修が必要になったりする不具合を解消することができ、加工精度の向上および加工コストの削減が可能になる。

次に、図５に基づいて本発明の第２の実施の形態を説明する。

第１の実施の形態の前部リブ２１の第１、第２補強ビード２３Ａ，２３Ｂは、本体部２３ａ，２３ａの一端側から第１、第２切欠き２１ｋ，２１ｍに沿う屈曲部２３ｂ，２３ｂを備えているが、第２の実施の形態の第１、第２補強ビード２３Ａ，２３Ｂは、更に本体部２３ａ，２３ａの他端側からストリンガー貫通孔２１ｄに沿う屈曲部２３ｃ，２３ｃを備えている。この第２の実施の形態によれば、第１の実施の形態に比べて前部リブ２１の剛性を更に高めることができる。

以上、本発明の実施の形態を説明したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。

例えば、実施の形態では前部リブ２１について詳細に説明したが、本発明は後部リブ２２に対しても同様に適用することができる。また本発明のリブは前縁部から後縁部まで、分割されずに一体に連続しているものであっても良い。

また実施の形態では前部リブ２１とロアスキン２０との結合部について説明したが、本発明は前部リブ２１とアッパースキン２１との結合部についても適用することができる。

第１の実施の形態に係る飛行機の左主翼の上面図 図１の２−２線拡大断面図 図２の３−３線断面図 主翼の一部破断斜視図 第２の実施の形態に係る、前記図２に対応する図。 従来例の問題点を示す図

１３ メインスパー（第１スパー）
１４ フロントスパー（第２スパー）
１９ アッパースキン（スキン）
２０ ロアスキン（スキン）
２０ａ ストリンガー
２１ 前部リブ（リブ）
２１ｄ ストリンガー貫通孔
２１ｅ 取付フランジ
２１ｆ 取付フランジ
２１ｋ 第１切欠き
２１ｍ 第２切欠き
２１ｎ 補強フランジ
２１ｏ 補強フランジ
２１ｐ 補強フランジ
２３Ａ 第１補強ビード（補強ビード）
２３Ｂ 第２補強ビード（補強ビード）
２３ａ 本体部
２３ｂ 屈曲部
２３ｃ 屈曲部
２７ リベット

Claims (4)

1. スパン方向に延びる第１、第２スパー（１３，１４）と、
   前記第１、第２スパー（１３，１４）間に配置されてスパン方向に延びるストリンガー（２０ａ）と、
   コード方向に延びて前記第１、第２スパー（１３，１４）間を接続するリブ（２１）と、
   前記第１、第２スパー（１３，１４）、前記ストリンガー（２０ａ）および前記リブ（２１）の上面および下面を覆うスキン（１９，２０）とを備え、
   前記リブ（２１）の上縁および下縁の少なくとも一方には、前記スキン（２０）にリベット（２７）で締結される取付フランジ（２１ｅ，２１ｆ）が形成されるとともに、前記取付フランジ（２１ｅ，２１ｆ）を切欠いて前記ストリンガー（２０ａ）が貫通するストリンガー貫通孔（２１ｄ）が形成され、
   かつ前記リブ（２１）の上縁および下縁の少なくとも一方の前端および後端には、前記第１、第２スパー（１３，１４）および前記スキン（２０）の接続部に臨む第１、第２切欠き（２１ｋ，２１ｍ）が形成された飛行機の翼構造であって、
   前記リブ（２１）は金属板をプレス成形して構成され、前記取付フランジ（２１ｅ，２１ｆ）に沿って形成された補強ビード（２３Ａ，２３Ｂ）を備えるとともに、前記ストリンガー貫通孔（２１ｄ）および前記第１、第２切欠き（２１ｋ，２１ｍ）の縁からスパン方向に延びて前記取付フランジ（２１ｅ，２１ｆ）に途切れることなく一体に連なる補強フランジ（２１ｎ，２１ｏ，２１ｐ）を備えることを特徴とする飛行機の翼構造。
2. 前記補強ビード（２３Ａ，２３Ｂ）の下側の端縁を前記取付フランジ（２１ｅ，２１ｆ）のベンドラインの直上に近接して位置させたことを特徴とする、請求項１に記載の飛行機の翼構造。
3. 前記補強フランジ（２１ｎ，２１ｏ，２１ｐ）のスパン方向の高さは前記取付フランジ（２１ｅ，２１ｆ）のスパン方向の高さよりも低いことを特徴とする、請求項１に記載の飛行機の翼構造。
4. 前記補強ビード（２３Ａ，２３Ｂ）は、その本体部（２３ａ）の端部から前記ストリンガー貫通孔（２１ｄ）あるいは前記第１、第２切欠き（２１ｋ，２１ｍ）に沿って屈曲する屈曲部（２３ｂ，２３ｃ）を備えることを特徴とする、請求項１に記載の飛行機の翼構造。

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