JP6093192B2 - 航空機の機体用パネル、航空機の翼 - Google Patents
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Description
主翼の軽量化を図るために、通常、ストリンガ115が下部スキン113と接続される根元以外の部分は薄肉部113aとされる一方、ストリンガ115の根元部分は、必要な剛性等を確保するために、厚肉部113bとされる。リブ117は、この下部スキン113の薄肉部113aと厚肉部113bに対応して、下部スキン113に接合される先端縁117aに段差が設けられている。
本発明は、このような課題に基づいてなされたもので、シム作業の負担を低減できる航空機の機体用パネルを提供することを目的とする。また、そのようなパネルにより構成される航空機の翼を提供することを目的とする。
また、本発明の機体用のパネルは、リブが配置されない第2の領域は、ストリンガに連なる部分は厚肉部とされる一方、厚肉部の間は薄肉部とされるので、ストリンガに要求される剛性を確保しながら、軽量化を図ることができる。
なお、本発明の機体用パネルは、典型的には航空機の翼として用いられる。
ここで、段差面は、隣接するストリンガの間の中央部に配置される薄肉部と、薄肉部の両側に配置されるストリンガの根元の厚肉部と、から構成することができる。
削り出しでパネルを作製する場合、厚肉部に倣って例えば切削により加工し、次に、薄肉部に該当する部分を切削により加工する、という2つの工程で足りるからである。
図1,図2に示す翼用パネル10は、航空機の主翼1(図6)を構成するものである。
主翼1は、上表面を形成する上部スキン11と下表面を形成する下部スキン13を備えている。上部スキン11及び下部スキン13は、各々、内表面に主翼1の翼長方向(第1の方向)xに沿って延びる複数のストリンガ15を備えている。また、主翼1は、上部スキン11及び下部スキン13の間に、翼幅方向(第2の方向)yに沿って延びるリブ17を備えている。そして、翼用パネル10は、スキン(上部スキン11又は下部スキン13)とストリンガ15を含んで構成される。
リブ17は、上述したストリンガ15に対応する領域を考慮して、図1(a),(c)に示すように、下部スキン13と対向する周縁の形状が設定される板状の部材である。リブ17には、切欠き17aが、ストリンガ15に対応して形成されている。ストリンガ15は切欠き17aを貫通する。リブ17の隣接する切欠き17a,17aの間は周縁が一直線状に形成されている。リブ17は、下部スキン13に接続される側にフランジ17bが形成されており、このフランジ17bを上方から貫通するファスナ(図示を省略)を締めつけることにより、リブ17はストリンガ15の支持面15cに固定される。
リブ17は、平坦な支持面15cに対応して設置されている。したがって、図1(a)に示すように、リブ17と下部スキン13は、隣接するストリンガ15の間において、一つの面、つまり支持面15cだけで接触することになる。これが本実施形態の特徴である。
リブ17は、削り出しや、板素材に曲げ加工を施す板金加工により作製される。リブ17は、ここでは、偏平な例を示しているが、これに限定されず、主翼1を平面視したときに、弧状をなしていてもよい。
本実施形態において、リブ17をストリンガ15が形成されている下部スキン13に組み付ける際に、リブ17の切欠き17aとストリンガ15とを位置合わせしてから、図3(a)に示すようにリブ17のフランジ17bを下部スキン13の内表面に突き当てる。ここで、フランジ17bが突き当てられる領域(第1の領域)は平坦な支持面15cであるから、フランジ17bと支持面15cの間に存在する接触面はC1の一つだけになる。
一方、図3(b)に示すように、従来構造の翼用パネルは、下部スキン113には隣接するストリンガ115,115の間(第2の領域)は、段差面で繋がれており、これに対応して、リブ117の下部スキン113に対向する側に段差が形成されている。したがって、リブ117のフランジ117bと下部スキン113の間に存在する接触面はc1,c2,c3の三つになる。
(1)リブ17のフランジ17bの幅Lを小さくできる。
前述したように、リブ17はファスナによって下部スキン13に固定される。ファスナを締め付けるためには、リブ17及び下部スキン13にはファスナの周囲にファスナの径方向に必要な素材の厚みが必要である。
ところが、図4(b)に示すように、従来構造の翼パネルの場合には、段差があるため、ベース115aと凹溝116との境界近傍には必要な厚みを確保できない。そうすると、仮に、隣接するストリンガ115の間に所定間隔で3本のファスナFを締め付ける場合、境界部分を避ける必要がある。したがって、その分だけ、リブ117のフランジ117bの幅Lを大きくする必要がある。
これに対して図4(a)に示すように、隣接するストリンガ15の間が段差のない支持面15cであれば、前記境界部分を避ける必要がないので、所定間隔で3本のファスナFを締め付けることができる。
したがって、本実施形態によると、ファスナを締め付ける位置を考慮することなく、隣接するストリンガ15の間隔を設定できるので、翼用パネル10の設計の自由度を確保できる。
図4(a)に示すように、本発明の翼用パネルは隣接するストリンガ15の間に段差がなく平坦であるため、その間の下部スキン13の肉厚が一定である。したがって、締め付けるファスナは、長さの等しいものを用いることができる。
ところが、図4(b)のように、従来構造の翼用パネルは、隣接するストリンガ115の間に段差があるため、凹溝116が設けられている下部スキン113とベース115aとは肉厚が異なる。したがって、肉厚の薄い下部スキン113に締め付けるファスナFとベース115aに締め付けるファスナFは長さが異なることになる。
以上の通りであり、本実施形態によると、長さが統一されたファスナFを用いてリブ17の固定作業ができるので、異なる長さのファスナFを用いるのに比べて、作業を標準化できる。
図4(a)に示す本実施形態によるリブ17は、下部スキン13に接合されるフランジ17bの部分が幅方向に直線状をなしており、図4(b)に示すフランジ117bに段差があるのに比べると、加工が容易である。特に、板金によりリブ17を作製する場合には、加工容易性が顕著となる。
例えば、図5(a)に示すように、複数(2つ)のストリンガ15が、リブ17の一つの切欠き17aに収容することができる。例えば、隣接する2つのストリンガ15の間に他の機器、部材を配置するのに必要な場合に対応している。
また、ストリンガ15のウェブ15bがI型(直線状)の例を示したが、図5(b)に示すように、本発明は種々の形態のストリンガを適用できる。
また、本実施形態では、支持面15cに対応する下部スキン13の厚み、ベース15aに対応する下部スキン13の厚み、及び、凹溝16に対応する下部スキン13の厚みは、翼長方向xに沿って一定にしている。しかし、確保したい剛性に応じて、これらの厚みを変動させてもよい。
リブ17についても、フランジ17bを除くと偏平な例を示したが、図5(c)に示すように、剛性を高くするためにリブ17の幅方向又は高さ方向に沿って補強リブ17cを設けることもできる。
さらに、航空機の主翼を例にして本発明を説明したが、航空機の胴体について本発明による構造を適用することができる。
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。
10 翼用パネル
11 上部スキン
13 下部スキン
15 ストリンガ
15a ベース
15b ウェブ
15c 支持面
16 凹溝
17 リブ
17b フランジ
17c 補強リブ
100 主翼
111 上部スキン
113 下部スキン
113a 薄肉部
113b 厚肉部
115 ストリンガ
115a ベース
116 凹溝
117 リブ
117a 先端縁
117b フランジ
C1,c1,c2,c3 接触面
F ファスナ
Claims (4)
- 航空機を構成する機体用パネルであって、
スキンと、
第1の方向に沿って前記スキンに配置される複数のストリンガと、を備え、
前記第1の方向に交差する第2の方向に沿ってリブが配置される前記スキンの第1の領域は、隣接する前記ストリンガの間が平坦面で繋がれており、
前記リブが配置されない前記スキンの第2の領域は、隣接する前記ストリンガの間が段差面で繋がれており、
前記ストリンガは、前記スキンと一体に成形されている、
ことを特徴とする航空機の機体用パネル。 - 前記段差面は、
隣接する前記ストリンガの間の中央部に配置される薄肉部と、前記薄肉部の両側に配置される前記ストリンガの根元の厚肉部と、
を備えることを特徴とする請求項1に記載の航空機の機体用パネル。 - 前記第1の領域における隣接する前記ストリンガの間の前記スキンの前記平坦面で繋がれる部分の厚みと、
前記第2の領域における前記段差面の前記厚肉部の厚みが等しい、
ことを特徴とする請求項2に記載の航空機の機体用パネル。 - 上部スキン及び下部スキンの各々に設けられ、翼長方向に沿って延びる複数のストリンガと、
前記上部スキンと前記下部スキンの間に設けられ、翼幅方向に沿って延びる複数のリブと、を備える航空機の翼であって、
請求項1〜請求項3のいずれか1項に記載の機体用パネルが用いられることを特徴とする航空機の翼。
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