JP5308533B2 - 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 - Google Patents
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Description
しかし、図8のような構造は、上記特許文献1のようなピンやスティッチを施す工程を不要とするものの、アクセスホール102の補強のみの観点からするとテーパ部分104bは本来不要であり、重量増の原因となっている。
本発明の複合材構造体は、一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされた孔付き構造部材と、前記一方向に延在するとともに前記孔付き構造部材の側部に接続された繊維強化プラスチック製の複合材とされた隣接構造部材と、を備え、前記一方向に引張り荷重および/または圧縮荷重が負荷される複合材構造体であって、前記孔付き構造部材の前記一方向における引張り剛性および/または圧縮剛性が、前記隣接構造部材の前記一方向における引張り剛性および/または引張り剛性よりも小さいことを特徴とする。
また、孔付き構造部材の一方向における圧縮剛性が、隣接構造部材の一方向における圧縮剛性よりも小さい場合には、圧縮荷重は隣接構造部材が主として負担することになる。したがって、孔付き構造部材に加わる圧縮荷重が相対的に小さくなるので、孔を形成する周縁部に加わる応力集中が緩和される。これにより、孔付き構造部材を隣接構造部材と同等の圧縮剛性にした場合に比べて、孔周縁部の補強を少なくすることができる。
さらに、複合材構造部材に引張り荷重および圧縮荷重が加わる場合(すなわち曲げ荷重が加わる場合)には、孔付き構造部材の一方向における引張り剛性および圧縮剛性を、隣接構造部材の一方向における引張り剛性および圧縮剛性よりも小さくして、引張り荷重および圧縮荷重を隣接構造部材が主として負担することとすればよい。
なお、「±30°以上±60°以下の方向、好ましくは±45°方向に配向された繊維を主体とする」とは、一般に用いられる複合材(例えば、隣接構造部材)よりも±30°以上±60°以下の方向、好ましくは±45°方向の繊維の配合率が高いことを意味する。例えば、航空機の主翼に用いられる通常の複合材は、±45°方向の繊維の配合率は60%程度((0°,+45°,−45°,90°)=(30%,30%,30%,10%))とされるが、これよりも大きい配合率、例えば70%以上、好ましくは80%以上を意味する。
また、孔付き構造部材の0°方向の剛性を更に低下させるために、0°方向の繊維を、±30°以上±60°以下の方向、好ましくは±45°方向の繊維よりも剛性が小さい材料とすることが好ましい。例えば、±30°以上±60°以下の方向、好ましくは±45°方向に炭素繊維を用いた場合には、0°方向にガラス繊維やアラミド繊維を用いる。
図1には、航空機の主翼1の下面外板3が示されている。下面外板3は、繊維強化プラスチック(FRP:Fiber Reinforced Plastics)製の複合材構造体で形成されている。同図に示した破線は、フラップやスラット等を含む主翼1の外形線を示している。
また、ボックス構造とされた主翼1の内部には、その内部空間を長手方向において複数に分割するようにリブ28が設けられている。リブ28は、主翼1の幅方向(長手方向に直交する方向)にわたって延在した板状とされており、長手方向に所定間隔を有して複数配置されている。図3に示すように、各リブ28の前後の端部は、それぞれ、フロントスパー20及びリアスパー22に対してボルト・ナット等の所定のファスナ30によって固定されている。
中央部3bは、図1(b)に示されているように、一定厚とされており、前方部3a及び後方部3cよりも積層数が多く、その分だけ厚くされている。
中央部3bの炭素繊維の配向の比率は、前方部3a及び後方部3cとは異なり、主翼1の延在方向を0°とした場合、±45°を主体としたものとなっている。つまり、前方部3a及び後方部3cよりも±45°の配向比率を大きくしており、例えば±45°の配向比率を70%以上、好ましくは80%以上となるように、各繊維方向を有する複数のシートが積層されて構成されている。さらに、0°方向の引張り剛性を低下させるために、0°方向の繊維を炭素繊維からガラス繊維(Glass fiber)やアラミド繊維(Aramid fiber)に変更しても良い。
中央部3bは、本実施形態によれば前方部3a及び後方部3cよりも長手方向の強度の負担割合が小さくなるとはいえ、アクセスホール5が形成されており応力集中があるので、前方部3a及び後方部3cよりも板厚が厚くなる。このような場合、図4乃至図6に示した結合方法が適用される。
ストリンガ26と、下面外板3(中央部3b,前方部3a及び後方部3c)との固定は、図4(a)に示すように、一点鎖線で示した位置に、ボルト・ナット等から構成されるファスナ40によって行われる。
また、図4(b)に示すように、ストリンガ26と下面外板3(中央部3b,前方部3a及び後方部3c)との間の接着部42にて接着させた後に、ファスナ40によって固定する方法としてもよい。
また、図4(c)に示すように、ファスナを用いずに接着部42における接着のみによって固定する方法としてもよい。
図5(a)は、図4(a)と同様に、ファスナ40のみによってストリンガ26と下面外板3(中央部3b、前方部3a及び後方部3c)とを固定する方法が示されている。
図5(b)は、フィラー44と前方部3a(又は後方部3c)との間に接着部46を設け、さらにファスナ40によって固定する方法が示されている。
図5(c)は、図5(b)に加え、ストリンガ26と中央部3b及び前方部3a(又は後方部3c)との間に、接着部48を設けて固定する方法が示されている。
図5(d)は、図5(c)で用いていたファスナ40を省略し、接着部46,48における接着のみによって固定する方法が示されている。
図6(a)は、図4(a)と同様に、ファスナ40のみによってストリンガ26と下面外板3(中央部3b、前方部3a及び後方部3c)とを固定する方法が示されている。
図6(b)は、図4(b)と同様に、ファスナ40と、接着部42における接着の両方を用いた固定方法が示されている。
図6(c)は、図4(c)と同様に、ファスナ40を用いずに接着部42における接着のみによって固定する方法が示されている。
飛行時、主翼1には、その先端が上向きに変位するように荷重が加わる。したがって、主翼1の下面外板3には、その延在方向(0°方向)に引張り荷重が加わる。0°方向の引張り荷重は、中央部3bではなく、下面外板3の前方部3a及び後方部3cが主として負担する。なぜなら、中央部3bは、前方部3a及び後方部3cに比べて±45°配向の繊維が主体とされており0°方向の引張り荷重に対して剛性が低い複合材とされているからである。したがって、中央部3bには、前方部3a及び後方部3cに比べて小さな引張り荷重しか加わらないので、アクセスホール5の周縁部の必要強度が下がる。つまり、前方部3a及び後方部3cに用いた配向比率の複合材を中央部に用いた場合に比べて、積層数を少なく(厚さを薄く)することができる。ただし、アクセスホール5の周縁部に加わる集中応力を負担する必要はあるので、中央部3bの積層数は前方部3a及び後方部3cの積層数よりも多く(厚く)なっている。
また、中央部3bは、±45°を主体としているので、剪断方向の剛性すなわち捩り剛性については強化されている。したがって、中央部3bは、軸力(引張り荷重)を負担せず、捩り荷重を負担するようになっている。なお、主翼1に加わる荷重において、捩り荷重は引張り荷重に対して30%程度と小さいので、中央部3bの厚さは、下面外板の引張り荷重がアクセスホール周縁部にそのまま加わる図8に示した場合ほど増厚する必要はない。
例えば、下面外板3とともにトルクボックスを構成する上面外板に、下面外板3と同様の構成を適用しても良い。この場合、上面外板には圧縮荷重が加わることになるが、孔が形成された中央部の圧縮強度を前方部および後方部よりも小さくしておくことにより、中央部に形成した孔の周縁部に加わる集中応力を緩和することができる。
また、上記実施形態では、主として炭素繊維強化プラスチック(CFRP)を主として用いることとしたが、本発明はこれに限定されず、例えばガラス繊維強化プラスチック(GFRP:Glass Fiber Reinforced Plastic)やアラミド繊維強化プラスチック(AFRP:Aramid Fiber Reinforced Plastic)を用いても良い。
3 下面外板(複合材構造体)
3a 前方部(隣接構造部材)
3b 中央部(孔付き構造部材)
3c 後方部(隣接構造部材)
5 アクセスホール(孔)
Claims (6)
- 一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされた孔付き構造部材と、
前記一方向に延在するとともに前記孔付き構造部材の側部に接続された繊維強化プラスチック製の複合材とされた隣接構造部材と、を備え、前記一方向に引張り荷重および/または圧縮荷重が負荷される複合材構造体であって、
前記孔付き構造部材の前記一方向における引張り剛性および/または圧縮剛性が、前記隣接構造部材の前記一方向における引張り剛性および/または圧縮剛性よりも小さく、
航空機の主翼の下面外板が、該主翼の長手方向に延在する分割面を有する複数の複合材で構成され、
これら複合材のうち、前記下面外板に形成された前記孔としてアクセスホールを有する複合材が前記孔付き構造部材とされ、他の複合材が前記隣接構造部材とされ、
前記一方向が前記主翼の長手方向とされていることを特徴とする複合材構造体。 - 一方向に延在するとともに孔が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされた孔付き構造部材と、
前記一方向に延在するとともに前記孔付き構造部材の側部に接続された繊維強化プラスチック製の複合材とされた隣接構造部材と、を備え、前記一方向に引張り荷重および/または圧縮荷重が負荷される複合材構造体であって、
前記孔付き構造部材の前記一方向における引張り剛性および/または圧縮剛性が、前記隣接構造部材の前記一方向における引張り剛性および/または圧縮剛性よりも小さく、
航空機の胴体の外板が、該胴体の長手方向に延在する分割面を有する複数の複合材で構成され、
これら複合材のうち、前記外板に形成された前記孔として窓用孔を有する複合材が前記孔付き構造部材とされ、他の複合材が前記隣接構造部材とされ、
前記一方向が前記胴体の長手方向とされていることを特徴とする複合材構造体。 - 前記孔付き構造部材は、前記一方向を0°とした場合に、±30°以上±60°以下の方向に配向された繊維を主体とする複合材とされていることを特徴とする請求項1または2に記載の複合材構造体。
- 前記孔付き構造部材は、前記一方向を0°とした場合に、±45°方向に配向された繊維を主体とする複合材とされていることを特徴とする請求項1または2に記載の複合材構造体。
- 請求項1に記載の複合材構造体を備えていることを特徴とする航空機主翼。
- 請求項2に記載の複合材構造体を備えていることを特徴とする航空機胴体。
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