JP5478289B2 - 開口部の閉塞部材、航空機 - Google Patents
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Description
そして、燃料タンクの内部の点検・保守作業等を行うため、主翼の表面に、開口部が形成されている。通常時においては、この開口部はアクセスドアにより閉塞され、点検・保守作業等を行うときには、アクセスドアを開放する。(例えば、特許文献1参照。)。
ドア本体、クランプリングは、それぞれ開口部よりも大きな外形寸法を有している。ドア本体の外周部と、クランプリングの外周部とで、開口部の周縁部を挟み込んだ状態で、ドア本体とクランプリングとがファスナ部材等により締結されることで、開口部がドア本体により閉塞される。
航空機の機体を炭素繊維複合材料で形成する場合、接触面で電気的ボンディングを確保しようとすると、ドア本体やクランプリングを形成する材料は、炭素繊維複合材料と同種金属と見做せる金属である、チタニウム合金、CRES等に限定されてしまう。しかし、チタニウム合金、CRES(ステンレス合金)ともに、難加工材であり、さらに、チタニウム合金は高価であり、CRESは比重が大きく重量増に繋がるという問題がある。
パネルは、炭素繊維を含んだ複合材料により形成されている。
クランプ部材は、少なくとも機体の外方側に臨む側がチタン合金、ステンレス合金、炭素繊維を含んだ複合材料のいずれかにより形成されている。これらの材料は、閉塞部材本体に用いられた複合材料と電気的に同属であり、電位差による腐食が生じにくいからである。
そして、閉塞部材本体は、機体の外方に臨む面が、炭素繊維を含んだ複合材料により形成され、機体の内方に臨む面が、金属材料により形成される。閉塞部材本体における複合材料により形成された第一の層の外周部とクランプ部材の内周部とが突き当たり、クランプ部材の外周部と開口部の内周縁部とが突き当たることで、閉塞部材がクランプ部材を介しパネルに電気的に接続されていることを特徴とする。
このようにして閉塞部材本体において機体の外方に臨む面を、炭素繊維を含んだ複合材料により形成することで、閉塞部材本体に雷が直撃した場合に、炭素繊維を通して電流をクランプ部材、開口部周囲のパネルへと流すことができる。
また、閉塞部材本体において、機体の外表面を構成するパネルと接する部分を、パネルと同じ炭素繊維複合材料により形成することで、チタンやCRESのような炭素繊維複合材料と電気的に同属の金属を用いた場合と比べ、安価かつ軽量に、電気的ボンディングを確保することが可能となる。
また、機体の内方に臨む面を、金属材料により形成することで、ファスナの受け部等、複雑な形状も、鋳造や機械加工により形成することができる。
そして、第一の層の外周部とクランプ部材の内周部との突き当たり面、クランプ部材の外周部と開口部の内周縁部との突き当たり面は、機体表面に直交する方向に対して傾斜したテーパ面とする。このようにすることで、炭素繊維の切断面同士を突き合わせることができ、電気的ボンディングを確実に行うことができる。
このような第一の層と第二の層は、ピンおよび/または接着剤により一体に接合するのが好ましい。
本発明は、上記した開口部の閉塞部材を備えた航空機も提供する。
また、閉塞部材本体において機体の内方に臨む面を金属材料により形成することで、閉塞部材本体を固定するための受け部等、複雑な形状等も低コストで形成することができる。
図1は、本実施の形態における開口部の閉塞部材を適用した航空機の機体を構成する主翼10に設けられたアクセスドア(閉塞部材)20を、主翼10の内側から見た斜視図である。
アクセスドア20は、主翼10の内部空間に設けられた燃料タンク内に整備担当員が出入りするため、主翼10の上側または下側の表面を形成する翼面パネル(パネル)11に設けられている。
受け部33は、ドア本体30の外周部の周方向に沿って、ファスナ部材50の設置位置に対応して複数が設けられている。
各受け部33は、主翼10の内部空間側に向けて突出しており、クランプリング40に対向する側に開口した凹部33aが形成されている。そして、凹部33a内に、ファスナ部材50を構成するナット51を保持するとともに、ファスナ部材50を構成するファスナ本体52の軸部52aを収容する。
クランプリング40には、外表面40a、対向面40bを貫通する貫通孔41が、ドア本体30の受け部33に対応した位置に形成されている。各貫通孔41には、ファスナ部材50の軸部52aが挿通される。各貫通孔41において、主翼10の外表面に対向する側に、ファスナ部材50の頭部52cを収容するテーパ状の座面42が形成されている。
また、翼面パネル11の開口部12の内周部には、クランプリング40の外周側のテーパ面40dに当たる当たり面14が形成されている。本実施形態において、当たり面14は、クランプリング40のテーパ面40dに対応した角度で傾斜して形成されている。
この状態で、開口部12の当たり面14とクランプリング40のテーパ面40dとが突き当たり、クランプリング40のテーパ面40cとドア本体30のプレート部31の当たり面34とが突き当たる。
金属材料層61には、接着剤62による接着面側に絶縁材料が塗装されることによる絶縁膜(図示なし)が形成されている。
これら複合材料層60の絶縁膜、接着剤62、金属材料層61の絶縁膜により、絶縁層を形成することができる。
また、主翼10の開口部12の当たり面14においても、翼面パネル11を形成し、主翼10の表面に沿った方向に設けられて導電性を有する炭素繊維の端部が露出している。
また、ドア本体30は、プレート部31の外表面31aが、複合材料層60により形成され、内表面31b側およびフランジ部32が金属材料層61により形成され、これら複合材料層60と金属材料層61は、絶縁層によって絶縁されているため、複合材料層60を流れる電流が金属材料層61に流れることはなく、落雷時に、燃料タンクの内側でアーク放電が生じるのを抑えることができる。
また、ドア本体30の当たり面34、クランプリング40のテーパ面40c、40d、開口部12の当たり面14は、例えば、ドア本体30、クランプリング40の着脱方向、すなわちドア本体30や翼面パネル11の表面に直交する面内である場合、これらの面に露出した炭素繊維の端部が、ドア本体30やクランプリング40の着脱を繰り返すうちに、擦れてほぐれてしまう可能性がある。これに対し、これらの面をテーパ面とすることで、炭素繊維がほぐれるのを防止することができる。
これ以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。
Claims (10)
- 航空機の機体の外表面を構成するパネルに形成された開口部の閉塞部材であって、
前記閉塞部材は、
前記パネルの一面側に配置され、前記開口部よりも大きな外径寸法を有して前記開口部を塞ぐ閉塞部材本体と、
前記パネルの他面側に配置され、前記開口部よりも大きな外径寸法を有したリング状のクランプ部材と、
前記閉塞部材本体の外周部と前記クランプ部材の外周部とでパネルを挟み込んだ状態で、前記閉塞部材本体と前記クランプ部材とを締結するファスナと、を備え、
前記パネルが、炭素繊維を含んだ複合材料により形成されており、
前記閉塞部材本体は、前記機体の外方に臨む面が、炭素繊維を含んだ複合材料により形成され、前記機体の内方に臨む面が、金属材料により形成され、
前記クランプ部材が、少なくとも前記機体の外方側に臨む側がチタン合金、ステンレス合金、炭素繊維を含んだ複合材料のいずれかにより形成されており、
前記閉塞部材本体における前記複合材料により形成された第一の層の外周部と前記クランプ部材の内周部とが突き当たり、前記クランプ部材の外周部と前記開口部の内周縁部とが突き当たることで、前記閉塞部材が前記クランプ部材を介して前記パネルに電気的に接続されており、
前記第一の層の外周部と前記クランプ部材の内周部との突き当たり面、前記クランプ部材の外周部と前記開口部の内周縁部との突き当たり面が、前記機体表面に直交する方向に対して傾斜したテーパ面とされていることを特徴とする開口部の閉塞部材。 - 前記閉塞部材本体は、前記複合材料により形成された第一の層と、前記金属材料により形成された第二の層との間に、絶縁層が設けられていることを特徴とする請求項1に記載の開口部の閉塞部材。
- 航空機の機体の外表面を構成するパネルに形成された開口部の閉塞部材であって、
前記閉塞部材は、
前記パネルの一面側に配置され、前記開口部よりも大きな外径寸法を有して前記開口部を塞ぐ閉塞部材本体と、
前記パネルの他面側に配置され、前記開口部よりも大きな外径寸法を有したリング状のクランプ部材と、
前記閉塞部材本体の外周部と前記クランプ部材の外周部とでパネルを挟み込んだ状態で、前記閉塞部材本体と前記クランプ部材とを締結するファスナと、を備え、
前記閉塞部材本体は、前記機体の外方に臨む面が、炭素繊維を含んだ複合材料により形成され、前記機体の内方に臨む面が、金属材料により形成され、
前記閉塞部材本体における前記複合材料により形成された第一の層の外周部と前記クランプ部材の内周部とが突き当たり、前記クランプ部材の外周部と前記開口部の内周縁部とが突き当たることで、前記閉塞部材が前記クランプ部材を介して前記パネルに電気的に接続されているとともに、
前記閉塞部材本体は、前記複合材料により形成された第一の層と、前記金属材料により形成された第二の層との間に、絶縁層が設けられていることを特徴とする開口部の閉塞部材。 - 前記第一の層と前記第二の層とが、ピンおよび/または接着剤により一体に接合されていることを特徴とする請求項2または3に記載の開口部の閉塞部材。
- 前記パネルが、炭素繊維を含んだ複合材料により形成されていることを特徴とする請求項3または4に記載の開口部の閉塞部材。
- 前記第一の層の外周部と前記クランプ部材の内周部との突き当たり面、前記クランプ部材の外周部と前記開口部の内周縁部との突き当たり面が、前記機体表面に直交する方向に対して傾斜したテーパ面とされていることを特徴とする請求項3から5のいずれか一項に記載の開口部の閉塞部材。
- 前記閉塞部材本体を構成する前記金属材料が、アルミ合金であることを特徴とする請求項1から6のいずれか一項に記載の開口部の閉塞部材。
- 航空機の機体の外表面を構成するパネルに形成された開口部の閉塞部材であって、
前記閉塞部材は、
前記パネルの一面側に配置され、前記開口部よりも大きな外径寸法を有して前記開口部を塞ぐ閉塞部材本体と、
前記パネルの他面側に配置され、前記開口部よりも大きな外径寸法を有したリング状のクランプ部材と、
前記閉塞部材本体の外周部と前記クランプ部材の外周部とでパネルを挟み込んだ状態で、前記閉塞部材本体と前記クランプ部材とを締結するファスナと、を備え、
前記パネルが、炭素繊維を含んだ複合材料により形成されており、
前記閉塞部材本体は、前記機体の外方に臨む面が、炭素繊維を含んだ複合材料により形成され、前記機体の内方に臨む面が、金属材料により形成され、
前記クランプ部材が、少なくとも前記機体の外方側に臨む側がチタン合金、ステンレス合金、炭素繊維を含んだ複合材料のいずれかにより形成されており、
前記閉塞部材本体における前記複合材料により形成された第一の層の外周部と前記クランプ部材の内周部とが突き当たり、前記クランプ部材の外周部と前記開口部の内周縁部とが突き当たることで、前記閉塞部材が前記クランプ部材を介して前記パネルに電気的に接続されており、
前記閉塞部材本体を構成する前記金属材料が、アルミ合金であることを特徴とする開口部の閉塞部材。 - 前記開口部が、前記機体を構成する主翼に設けられ、前記主翼内に収容された燃料タンクへの出入り口であることを特徴とする請求項1から8のいずれか一項に記載の開口部の閉塞部材。
- 請求項1から9のいずれか一項に記載の前記開口部の閉塞部材を備えた航空機。
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US4530443A (en) * | 1983-11-10 | 1985-07-23 | The Boeing Company | Unitary access panel for aircraft fuel tanks |
US4630168A (en) * | 1985-12-16 | 1986-12-16 | The Boeing Company | Lightning protection fastener |
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GB9823018D0 (en) * | 1998-10-22 | 1998-12-16 | British Aerospace | Die cutting composite laminate |
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ES2347507B1 (es) * | 2007-12-27 | 2011-08-17 | Airbus Operations, S.L. | Boca de acceso de aeronave optimizada. |
US8443575B1 (en) * | 2009-10-27 | 2013-05-21 | The Boeing Company | Composite access door |
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