JPH05301598A - 耐荷重構造体及びこれを製造する方法 - Google Patents
耐荷重構造体及びこれを製造する方法Info
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- JPH05301598A JPH05301598A JP4245153A JP24515392A JPH05301598A JP H05301598 A JPH05301598 A JP H05301598A JP 4245153 A JP4245153 A JP 4245153A JP 24515392 A JP24515392 A JP 24515392A JP H05301598 A JPH05301598 A JP H05301598A
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- JP
- Japan
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- fitting
- bearing structure
- load
- girder
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-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/20—Integral or sandwich constructions
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/02—Mounting or supporting thereof
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Compositions Of Macromolecular Compounds (AREA)
- Epoxy Resins (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】使用中に剪断力を受ける耐荷重構造体を製造す
る方法を提供することにより、構造体への装着フイッテ
ングの直接剪断装着の必要性を無くし、コストを低減す
ることである。 【構成】航空機の翼のためのエポキシーグラファイト製
のスポイラーが、スポイラーが受けるであろう剪断力を
予想し、そしてスポイラー構造体と中心アタッチメント
／駆動体・フイッテング（２５，２６，２７）との間の
別の剪断アタッチメントを除去するようにデザインされ
たフイッテングとフイッテングアタッチメント面（３
０）とを形成することにより製造される。この結果、ス
ポイラーのための一体成型で一緒に硬化された蜂の巣状
のサンドイッチ構造体の使用が可能になる。
る方法を提供することにより、構造体への装着フイッテ
ングの直接剪断装着の必要性を無くし、コストを低減す
ることである。 【構成】航空機の翼のためのエポキシーグラファイト製
のスポイラーが、スポイラーが受けるであろう剪断力を
予想し、そしてスポイラー構造体と中心アタッチメント
／駆動体・フイッテング（２５，２６，２７）との間の
別の剪断アタッチメントを除去するようにデザインされ
たフイッテングとフイッテングアタッチメント面（３
０）とを形成することにより製造される。この結果、ス
ポイラーのための一体成型で一緒に硬化された蜂の巣状
のサンドイッチ構造体の使用が可能になる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、複合耐荷重構造の製
造、特に、蜂の巣状のサンドイッチ構造の航空機の翼ス
ポイラーの製造に関する。また、本発明は、一般的に、
複合耐荷重構造のためのデザイン形状、特に、蜂の巣状
のサンドイッチ構造の航空機の翼スポイラーのためのデ
ザイン形状に関する。
造、特に、蜂の巣状のサンドイッチ構造の航空機の翼ス
ポイラーの製造に関する。また、本発明は、一般的に、
複合耐荷重構造のためのデザイン形状、特に、蜂の巣状
のサンドイッチ構造の航空機の翼スポイラーのためのデ
ザイン形状に関する。
【０００２】
【従来の技術】新複合素材、特にエポキシーグラファイ
トにより達成される重量の軽減化、並びに実施での改良
の結果により、近代の航空機は材質に信頼性が増してき
ている。Ｆ−１６は、製造に際して、エポキシーグラフ
ァイトを使用した最初の軍用機であり、科学技術は、Ｆ
−１８のような多くの航空機がグラファイト複合素材を
航空機構成重量比で２６％の範囲になるまでに、広く使
用するように発展している。将来の軍用機のデザイン
は、最新の複合材を４０ないし５０％の航空機構成重量
比で構成するように発展するであろう。
トにより達成される重量の軽減化、並びに実施での改良
の結果により、近代の航空機は材質に信頼性が増してき
ている。Ｆ−１６は、製造に際して、エポキシーグラフ
ァイトを使用した最初の軍用機であり、科学技術は、Ｆ
−１８のような多くの航空機がグラファイト複合素材を
航空機構成重量比で２６％の範囲になるまでに、広く使
用するように発展している。将来の軍用機のデザイン
は、最新の複合材を４０ないし５０％の航空機構成重量
比で構成するように発展するであろう。
【０００３】流通している一般の航空産業は、また一般
の輸送機で新の複合素材技術を使用している。この結果
得られる重量の低減は、換価荷重を非常に増し、かくし
て燃料消費を減じている。新素材は、二次構造の（整形
の安全性に絶対に必要とはしない）素材のためにＦＡＡ
によりすでに実証されており、輸送機は、整形、制御面
等を含む新素材二次構造でデザインされている。
の輸送機で新の複合素材技術を使用している。この結果
得られる重量の低減は、換価荷重を非常に増し、かくし
て燃料消費を減じている。新素材は、二次構造の（整形
の安全性に絶対に必要とはしない）素材のためにＦＡＡ
によりすでに実証されており、輸送機は、整形、制御面
等を含む新素材二次構造でデザインされている。
【０００４】しかし、エポキシーグラファイト制御面の
欠点は、アルミのような金属と比較して重量比のコスト
が比較的高いことである。このコスト高の理由は、エポ
キシーグラファイト制御面のための構造状の要求がグラ
ファイト材のパイルを集結を必要とし、翼桁や他の構造
体を提供するための複合硬化部材を使用することが、装
着アタッチメントを収容するために必要である。多数の
グラファイトパイル並びに硬化部材を有する制御面の構
成は、耐圧がま内での複数の硬化サイクルが必要とな
り、製造時間並びにコストが非常に増大する。
欠点は、アルミのような金属と比較して重量比のコスト
が比較的高いことである。このコスト高の理由は、エポ
キシーグラファイト制御面のための構造状の要求がグラ
ファイト材のパイルを集結を必要とし、翼桁や他の構造
体を提供するための複合硬化部材を使用することが、装
着アタッチメントを収容するために必要である。多数の
グラファイトパイル並びに硬化部材を有する制御面の構
成は、耐圧がま内での複数の硬化サイクルが必要とな
り、製造時間並びにコストが非常に増大する。
【０００５】図１は、輸送機の、通常のエポキシーグラ
ファイトスポイラーのデザインの分解図である。スポイ
ラー１０は、図３（ａ）に示すような翼１１の後縁の上
面に位置している制御面の特別な形状であり、これは回
転制御並びに制動機能を与えるためにパイロットの要求
によって、フラップ１２から上方に偏向する。かくし
て、スポイラーが延ばされたときのスポイラーにかかる
主荷重は、スポイラーが動作位置にあるときにスポイラ
ーに直交する翼の頂部での空気流による剪断力である。
ファイトスポイラーのデザインの分解図である。スポイ
ラー１０は、図３（ａ）に示すような翼１１の後縁の上
面に位置している制御面の特別な形状であり、これは回
転制御並びに制動機能を与えるためにパイロットの要求
によって、フラップ１２から上方に偏向する。かくし
て、スポイラーが延ばされたときのスポイラーにかかる
主荷重は、スポイラーが動作位置にあるときにスポイラ
ーに直交する翼の頂部での空気流による剪断力である。
【０００６】通常のデザインは、蜂の巣状のサンドイッ
チコアー構造を利用し、３つの装着フイッテングを含ま
ない６つのピースを必要とする。これら６つのピース
は、予め硬化された上側並びに下側カバー１、２と、装
着フイッテング４〜６を制御面に剪断装着する予め硬化
された翼桁３と、予め硬化された閉塞リブ７，８とを含
み、これらは蜂の巣状のコア９を囲んで居る。この形式
のスポイラーを構成するために、種々のパーツが別々に
事前に硬化され、かくしてスポイラー集合体を形成する
ために一緒に接着される。そして、装着フイッテング４
〜６が翼桁３に装着される。装着金具により、アクチュ
エータ制御ロッド３を装着するための３つのヒンジ孔１
１〜１３並びに孔１４が形成されている。
チコアー構造を利用し、３つの装着フイッテングを含ま
ない６つのピースを必要とする。これら６つのピース
は、予め硬化された上側並びに下側カバー１、２と、装
着フイッテング４〜６を制御面に剪断装着する予め硬化
された翼桁３と、予め硬化された閉塞リブ７，８とを含
み、これらは蜂の巣状のコア９を囲んで居る。この形式
のスポイラーを構成するために、種々のパーツが別々に
事前に硬化され、かくしてスポイラー集合体を形成する
ために一緒に接着される。そして、装着フイッテング４
〜６が翼桁３に装着される。装着金具により、アクチュ
エータ制御ロッド３を装着するための３つのヒンジ孔１
１〜１３並びに孔１４が形成されている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】このデザインは、構造
的並びに空気力学的には優れるが、比較的多数のグラフ
ァイトパイルと、最終製品を形成するための工程とが必
要なために、製造コストが高くなる欠点がある。
的並びに空気力学的には優れるが、比較的多数のグラフ
ァイトパイルと、最終製品を形成するための工程とが必
要なために、製造コストが高くなる欠点がある。
【０００８】上記従来のデザインの欠点に鑑み、本発明
の目的は、使用中に剪断力を受ける耐荷重構造体を製造
する方法を提供することにより、構造体への装着フイッ
テングの直接剪断装着の必要性を無くし、コストを低減
することである。
の目的は、使用中に剪断力を受ける耐荷重構造体を製造
する方法を提供することにより、構造体への装着フイッ
テングの直接剪断装着の必要性を無くし、コストを低減
することである。
【０００９】本発明の第２の目的は、一緒に硬化された
１ピース状集合体に代わる通常多重パーツ構造となる使
用中に剪断力を受ける最新の複合制御面を提供すること
により、コストを低減することである。
１ピース状集合体に代わる通常多重パーツ構造となる使
用中に剪断力を受ける最新の複合制御面を提供すること
により、コストを低減することである。
【００１０】本発明の第３の目的は、スポイラーのアク
チュエータ装着フイッテングのスポイラー制御面への直
接剪断取着を必要としない航空機のスポイラー集合体を
製造する方法を提供することである。
チュエータ装着フイッテングのスポイラー制御面への直
接剪断取着を必要としない航空機のスポイラー集合体を
製造する方法を提供することである。
【００１１】本発明の第４の目的は、最新の複合航空機
制御面、特にエポキシーグラファイト制御面を、複数の
予め硬化されたピースを使用する複数の硬化プロセスを
必要としないで、製造する方法を提供することである。
制御面、特にエポキシーグラファイト制御面を、複数の
予め硬化されたピースを使用する複数の硬化プロセスを
必要としないで、製造する方法を提供することである。
【００１２】
【課題を解決するための手段】これら目的は、集合体の
制御面のアタッチメントフイッテングが、アタッチメン
トフイッテングに付与される荷重の焦点で収束されるよ
うような一緒に硬化された集合体を提供することによ
り、達成される。これは、剪断荷重がフイッテングアタ
ッチメント面での軸方向荷重の成分として生じるので、
制御面への装着フイッテングの直接の剪断アタッチメン
トのための必要性をなくせる。
制御面のアタッチメントフイッテングが、アタッチメン
トフイッテングに付与される荷重の焦点で収束されるよ
うような一緒に硬化された集合体を提供することによ
り、達成される。これは、剪断荷重がフイッテングアタ
ッチメント面での軸方向荷重の成分として生じるので、
制御面への装着フイッテングの直接の剪断アタッチメン
トのための必要性をなくせる。
【００１３】本発明のデザインの結果として、従来のア
ルミニウムの構造体に対してコスト面で競争のできる航
空機の制御面のエポキシーグラファイト構造体を提供で
きる。この試みは、垂直剪断アタッチメントが、アタッ
チメントフイッテングと接着されたグラファイトパネル
との間で必要とされないので、主アタッチメントフイッ
テングの回りの複雑なグラファイト構造体を少なくする
ことができ、かくして、制御めん別の予め硬化された前
桁が必要とされない。アタッチメントフイッテングの複
雑性は、また、少ない取付け具が小さなフイッテングと
ともに必要なので、本発明の収束された荷重の概念を使
用することにより減じることができる。
ルミニウムの構造体に対してコスト面で競争のできる航
空機の制御面のエポキシーグラファイト構造体を提供で
きる。この試みは、垂直剪断アタッチメントが、アタッ
チメントフイッテングと接着されたグラファイトパネル
との間で必要とされないので、主アタッチメントフイッ
テングの回りの複雑なグラファイト構造体を少なくする
ことができ、かくして、制御めん別の予め硬化された前
桁が必要とされない。アタッチメントフイッテングの複
雑性は、また、少ない取付け具が小さなフイッテングと
ともに必要なので、本発明の収束された荷重の概念を使
用することにより減じることができる。
【００１４】本発明の特に好ましい実施例においては、
航空機のための中心アタッチメントフイッテングは、中
心スポイラーヒンジ点と駆動アクチュエータアタッチメ
ント点とを有する。スポイラーのコアは、２つのヒンジ
フイッテングと中心アクチュエータ駆動フイッテングと
により翼に支持された一体的前翼桁を備えた一体成型の
一緒に硬化された蜂の巣状のサンドイッチ構造を有す
る。スポイラーは、横方向剪断が下側カバー内の軸方向
の力の成分により減じられるようにデザインされた単一
のヒンジ／アクチュエー・タフイッテングに接続された
中央の翼桁アクチュエータにより、駆動される。内方の
フイッテングは、翼とスポイラー強化軸ベンデングとの
結合を解くのに使用されるリンクフイッテングである。
外方のフイッテングは横荷重を除去するためにヒンジラ
インに垂直なピボットラインを有する。全ての横荷重は
中心ヒンジ／アクチュエータ・フイッテングに作用す
る。
航空機のための中心アタッチメントフイッテングは、中
心スポイラーヒンジ点と駆動アクチュエータアタッチメ
ント点とを有する。スポイラーのコアは、２つのヒンジ
フイッテングと中心アクチュエータ駆動フイッテングと
により翼に支持された一体的前翼桁を備えた一体成型の
一緒に硬化された蜂の巣状のサンドイッチ構造を有す
る。スポイラーは、横方向剪断が下側カバー内の軸方向
の力の成分により減じられるようにデザインされた単一
のヒンジ／アクチュエー・タフイッテングに接続された
中央の翼桁アクチュエータにより、駆動される。内方の
フイッテングは、翼とスポイラー強化軸ベンデングとの
結合を解くのに使用されるリンクフイッテングである。
外方のフイッテングは横荷重を除去するためにヒンジラ
インに垂直なピボットラインを有する。全ての横荷重は
中心ヒンジ／アクチュエータ・フイッテングに作用す
る。
【００１５】付与される荷重の収束は、構造体を一体的
ユニット、即ち、“トラス”として機能差せるように選
定された荷重集中の角度を形成するように、上側カバー
の延長、即ち正接を生じさせることにより、達成され
る。
ユニット、即ち、“トラス”として機能差せるように選
定された荷重集中の角度を形成するように、上側カバー
の延長、即ち正接を生じさせることにより、達成され
る。
【００１６】かくして、好ましい製造方法に係われば、
蜂の巣状のサンドイッチ構造の複合耐荷重面を有する上
記構成のスポイラーが、制御面が受けるであろう剪断力
を最初に予想することにより、そして次に下側フイッテ
ングフランジをこれの延長線が予想した剪断力の焦点位
置で上側面に収束するように形成することにより、一体
成型の一緒に硬化された集合体として形成される。
蜂の巣状のサンドイッチ構造の複合耐荷重面を有する上
記構成のスポイラーが、制御面が受けるであろう剪断力
を最初に予想することにより、そして次に下側フイッテ
ングフランジをこれの延長線が予想した剪断力の焦点位
置で上側面に収束するように形成することにより、一体
成型の一緒に硬化された集合体として形成される。
【００１７】本発明の特に効果的な実施例において、一
体的なスポイラーは、下側カバーが全コアを完全に覆う
ことができるように約４５度の角度をなしている。
体的なスポイラーは、下側カバーが全コアを完全に覆う
ことができるように約４５度の角度をなしている。
【００１８】
【実施例】図２ないし図６は、本発明の好ましい実施例
の原理に従って構成された一体成型の一緒に硬化された
スポイラー構造体を示す。図１，図２並びに図３（ｂ）
は、明確にするために、下側カバーが上を向くように逆
位置で示されている。
の原理に従って構成された一体成型の一緒に硬化された
スポイラー構造体を示す。図１，図２並びに図３（ｂ）
は、明確にするために、下側カバーが上を向くように逆
位置で示されている。
【００１９】図２に示すように、好ましいスポイラー
は、蜂の巣状のコア２０と、ヒンジ装着領域２２を有す
る下側面２１と、一体的前側翼桁２４とを具備する。こ
のスポイラーはヒンジフイッテング２５，２７並びにア
クチュエータ／ヒンジフイッテング２６により翼に装着
される。各装着フイッテングは装着面、即ちフランジ２
８，２９と中間面３０とを有する。また、このフイッテ
ングは、従来のスポイラーデザインの夫々の孔１１〜１
４と同様の、ヒンジ装着孔３１〜３３と、アクチュエー
タ装着孔３４とを有する。前記フランジ２９と下側面２
１とで、以下に詳しく説明するように、スポイラーが延
ばされたときに、制御面上の予想される剪断力の収束点
の位置にフランジから延びる線により決定される角度を
なす。
は、蜂の巣状のコア２０と、ヒンジ装着領域２２を有す
る下側面２１と、一体的前側翼桁２４とを具備する。こ
のスポイラーはヒンジフイッテング２５，２７並びにア
クチュエータ／ヒンジフイッテング２６により翼に装着
される。各装着フイッテングは装着面、即ちフランジ２
８，２９と中間面３０とを有する。また、このフイッテ
ングは、従来のスポイラーデザインの夫々の孔１１〜１
４と同様の、ヒンジ装着孔３１〜３３と、アクチュエー
タ装着孔３４とを有する。前記フランジ２９と下側面２
１とで、以下に詳しく説明するように、スポイラーが延
ばされたときに、制御面上の予想される剪断力の収束点
の位置にフランジから延びる線により決定される角度を
なす。
【００２０】スポイラーの好ましい材質はエポキシーグ
ラファイトのような新複合素材であり、一方全てのヒン
ジフイッテングの材質は好ましくはアルミニゥムであ
る。しかし、しかし、本発明は、フイッテングもスポイ
ラーも特定の材質に限定されることはない。エポキシー
グラファイトのスポイラーとアルミニゥムのフイッテン
グを使用した場合、アルミニゥムのパーツは、好ましく
はファイバーグラスの絶縁分離層を使用して、エポキシ
ーグラファイトから分離されている。
ラファイトのような新複合素材であり、一方全てのヒン
ジフイッテングの材質は好ましくはアルミニゥムであ
る。しかし、しかし、本発明は、フイッテングもスポイ
ラーも特定の材質に限定されることはない。エポキシー
グラファイトのスポイラーとアルミニゥムのフイッテン
グを使用した場合、アルミニゥムのパーツは、好ましく
はファイバーグラスの絶縁分離層を使用して、エポキシ
ーグラファイトから分離されている。
【００２１】スポイラーの構成は、重量、パーツ接着コ
スト、並びに、穿孔コスト、フアスナヘ分離、突合わ
せ、くさび留めを含む組み立てコストを最小にする一緒
の硬化モールデング方法を使用している。この一緒の硬
化モールデング方法の使用は、スポイラーのデザインが
中心フイッテング装着点の複雑性を減じることにより可
能となる。上側並びに下側カバーのデザインは、テープ
並びに繊維カーボンエポキシを使用し、スポイラーのエ
ッジは好ましくは取扱いダメージに耐えるように薄くな
っている。好ましくは、一体的翼桁は、図示のように、
全翼桁に渡って完全に下側カバーが覆うことができるよ
うに４５度である。
スト、並びに、穿孔コスト、フアスナヘ分離、突合わ
せ、くさび留めを含む組み立てコストを最小にする一緒
の硬化モールデング方法を使用している。この一緒の硬
化モールデング方法の使用は、スポイラーのデザインが
中心フイッテング装着点の複雑性を減じることにより可
能となる。上側並びに下側カバーのデザインは、テープ
並びに繊維カーボンエポキシを使用し、スポイラーのエ
ッジは好ましくは取扱いダメージに耐えるように薄くな
っている。好ましくは、一体的翼桁は、図示のように、
全翼桁に渡って完全に下側カバーが覆うことができるよ
うに４５度である。
【００２２】コアは、Ｎｏｍｅｘハチの巣形状もしくは
同様の新複合蜂の巣構造が好ましい。取着されたスポイ
ラー集合体は、上側カバーを通す同一面のボルト／ナッ
トを使用して、下側カバーと一体的翼決を介して接続す
るための例えばブラインドコンポジーロック（Ｃｏｍｐ
ｏｓｉ−ｌｏｋｓ）により、アルミニゥムヒンジフイッ
テングに組み合わせられる。
同様の新複合蜂の巣構造が好ましい。取着されたスポイ
ラー集合体は、上側カバーを通す同一面のボルト／ナッ
トを使用して、下側カバーと一体的翼決を介して接続す
るための例えばブラインドコンポジーロック（Ｃｏｍｐ
ｏｓｉ−ｌｏｋｓ）により、アルミニゥムヒンジフイッ
テングに組み合わせられる。
【００２３】この簡単な構成は、既知の硬化技術を使用
して、以下のように、ヒンジ／アクチュエータフイッテ
ング上の剪断アタッチメントを除去するアタッチメント
フランジ幾何学形状の使用により可能となる。
して、以下のように、ヒンジ／アクチュエータフイッテ
ング上の剪断アタッチメントを除去するアタッチメント
フランジ幾何学形状の使用により可能となる。
【００２４】ヒンジ／アクチュエータリンクフイッテン
グ２６近くのスポイラーの部分を示す図７並びに図８に
おいて、スポイラーの全荷重は、剪断力Ｖ1 、Ｖ2 並び
に他がいに反対の方向の結合力Ｒ1 ，Ｒ2 として表され
得る。力Ｒ1 はアクチュエータにより付与され、Ｒ2 の
平行、即ち水平ヒンジ結合力成分Ｒ2xと反対の向きであ
る。前記剪断力Ｖ1 、Ｖ2 はヒンジ結合力Ｒ2 の横、即
ち垂直成分Ｒ2yと反対の向きである。
グ２６近くのスポイラーの部分を示す図７並びに図８に
おいて、スポイラーの全荷重は、剪断力Ｖ1 、Ｖ2 並び
に他がいに反対の方向の結合力Ｒ1 ，Ｒ2 として表され
得る。力Ｒ1 はアクチュエータにより付与され、Ｒ2 の
平行、即ち水平ヒンジ結合力成分Ｒ2xと反対の向きであ
る。前記剪断力Ｖ1 、Ｖ2 はヒンジ結合力Ｒ2 の横、即
ち垂直成分Ｒ2yと反対の向きである。
【００２５】フイッテングにかかるＸ方向の全ての力の
スカラー和は、かくして、Ｒ1 とＲ2xとの和となり、次
式で表される。
スカラー和は、かくして、Ｒ1 とＲ2xとの和となり、次
式で表される。
【００２６】 ΣＦx ＝−Ｒ1 ＋Ｒ2x＝０ （１） 垂直、即ちＹ方向の力のスカラー和は、次式で表され
る。
る。
【００２７】 ΣＦy ＝−Ｖ1 ＋Ｒ2y＝０ （２） ヒンジアタッチメント点３２で、剪断力Ｖ2 は実際２つ
の成分を有し、第１のせ成分Ｖ1 は図７に示すように下
側カバーに働く空気力学的な力であり、剪断力Ｖ2 の第
２の成分Ｖ2 は翼桁２４上に分布している。かくして、
Ｖy ＝Ｖ1 ＋２Ｖ2 となり、次式が得られる。
の成分を有し、第１のせ成分Ｖ1 は図７に示すように下
側カバーに働く空気力学的な力であり、剪断力Ｖ2 の第
２の成分Ｖ2 は翼桁２４上に分布している。かくして、
Ｖy ＝Ｖ1 ＋２Ｖ2 となり、次式が得られる。
【００２８】 ΣＦy ＝Ｒ2y−Ｖ1 −２Ｖ2 ＝０ （３） ΣＦy は、動作時にシステムが有効にスタテックである
ので、ゼロに設定され、好ましくは、スポイラーが全て
の飛行並びに地上モードで受けるであろう最大荷重で決
定される。
ので、ゼロに設定され、好ましくは、スポイラーが全て
の飛行並びに地上モードで受けるであろう最大荷重で決
定される。
【００２９】図８において、点Ａに作用するモーメント
のスカラー和は、かくして、ヒンジ／アクチュエータ領
域に近い残りのスポイラー面の部分への空気荷重により
生じる捩じれＴに加えて、夫々の自由な力Ｒ2x、Ｒ2y、
Ｖ1 、並びにＶ2 と、これらの点Ａ、ｄ3 、２ｄ2 、ｄ
1 並びにｄ2 （翼桁の深さの半分）への距離の積の和に
より与えられる。この和は、点Ａでゼロに設定され以下
のようになる。
のスカラー和は、かくして、ヒンジ／アクチュエータ領
域に近い残りのスポイラー面の部分への空気荷重により
生じる捩じれＴに加えて、夫々の自由な力Ｒ2x、Ｒ2y、
Ｖ1 、並びにＶ2 と、これらの点Ａ、ｄ3 、２ｄ2 、ｄ
1 並びにｄ2 （翼桁の深さの半分）への距離の積の和に
より与えられる。この和は、点Ａでゼロに設定され以下
のようになる。
【００３０】 ２Ｖ2 ｄ2 ＋Ｖ1 ｄ1 ＋Ｔ−Ｒ2y（２ｄ2 ）−Ｒ2x（ｄ3 ）＝０ （４） 図８から明らかなように、アクチュエータ結合力Ｒ1 に
対向してヒンジに掛かる実際の力である結合力Ｒ2x、Ｒ
2yの相対的大きさは、フイッテングの形状により、かく
して、下側カバーにより規定されるＸ軸、即ち、水平方
向と、アタッチメントフランジ２２との間の角度によ
り、決定される。かくして、ヒンジフイッテングに作用
する剪断力を減じるために、上記式（４）により与えら
れる初期状態を満足する方法でθを特定することが、単
に必要である。
対向してヒンジに掛かる実際の力である結合力Ｒ2x、Ｒ
2yの相対的大きさは、フイッテングの形状により、かく
して、下側カバーにより規定されるＸ軸、即ち、水平方
向と、アタッチメントフランジ２２との間の角度によ
り、決定される。かくして、ヒンジフイッテングに作用
する剪断力を減じるために、上記式（４）により与えら
れる初期状態を満足する方法でθを特定することが、単
に必要である。
【００３１】 θ＝ａｒｃｔａｎ（Ｒ2y／Ｒ2x） （５） Ｒ2x＝２Ｖ2 （ｄ2 ／ｄ3 ）＋Ｖ1 （ｄ1 ／ｄ3 ） ＋（Ｔ／ｄ3 ）−Ｒ2y（ｄ2 ／ｄ3 ） （６） そして Ｒ2y＝Ｖ1 ＋２Ｖ2 （７） かくして ｔａｎθ＝（Ｖ1 ＋２Ｖ2 ）／［Ｖ1 （ｄ1 ／ｄ3 ）＋（Ｔ／ｄ3 ） −２（Ｖ1 ＋２Ｖ2 ）（ｄ2 ／ｄ3 ）］ （８） 上記式（６）並びに（７）は、夫々Ｒ2x、Ｒ2yの項での
式（４）並びに式（３）の解である。θははスポイラー
並びにスポイラーの幾何学形状に作用すると予測される
剪断力の項で厳格に規定され得るる。制御面での圧力荷
重の分布が変化する荷重状態に対して、収束点（ｄ1 ）
への距離の決定は、重量による平均荷重状態並びに圧力
の中心位置にもとずく。焦点に位置していない剪断力に
より生じるモーメントは、フイッテングフランジへの垂
直方向の力により作用されるであろう。通常の状態にお
いて、これら力は小さく、デザインに二次的な影響を与
えると考えられるであろう。
式（４）並びに式（３）の解である。θははスポイラー
並びにスポイラーの幾何学形状に作用すると予測される
剪断力の項で厳格に規定され得るる。制御面での圧力荷
重の分布が変化する荷重状態に対して、収束点（ｄ1 ）
への距離の決定は、重量による平均荷重状態並びに圧力
の中心位置にもとずく。焦点に位置していない剪断力に
より生じるモーメントは、フイッテングフランジへの垂
直方向の力により作用されるであろう。通常の状態にお
いて、これら力は小さく、デザインに二次的な影響を与
えると考えられるであろう。
【００３２】アタッチメント面の角度が規定されると、
各フイッテングはヒンジアクチュエータフイッテング２
６と同様の幾何学形状にデザインされる。しかし、本発
明の特に好ましい実施例に係われば、内方のフイッテン
グ２５は、ヒンジラインに平行でスポイラーと翼強化軸
ベンデングとを非結合にするリンク、即ちピボット４３
を有する。また、外方のフイッテング２７は、ヒンジラ
インに直交するピボットライン４４を有し、フイッテン
グ２６の幾何学形状を得るために使用した計算で想定さ
れるように中心のヒンジ／アクチュエータフイッテング
２６で全ての側方荷重が作用するように側方の荷重を減
じる。
各フイッテングはヒンジアクチュエータフイッテング２
６と同様の幾何学形状にデザインされる。しかし、本発
明の特に好ましい実施例に係われば、内方のフイッテン
グ２５は、ヒンジラインに平行でスポイラーと翼強化軸
ベンデングとを非結合にするリンク、即ちピボット４３
を有する。また、外方のフイッテング２７は、ヒンジラ
インに直交するピボットライン４４を有し、フイッテン
グ２６の幾何学形状を得るために使用した計算で想定さ
れるように中心のヒンジ／アクチュエータフイッテング
２６で全ての側方荷重が作用するように側方の荷重を減
じる。
【００３３】上記のような幾何学形状の結果、図９を参
照して以下に説明するような単一の硬化工程を使用して
エポキシーグラファイトの航空機スポイラー並びに他の
耐荷重複合構造を製造することができる。
照して以下に説明するような単一の硬化工程を使用して
エポキシーグラファイトの航空機スポイラー並びに他の
耐荷重複合構造を製造することができる。
【００３４】最初に、剪断力Ｖ1 、Ｖ2 の焦点並びに大
きさが決定され、この結果、θが式（８）にもとずいて
計算される。このようにしてθが決定されると、スポイ
ラーは一体的下側並びに上側カバーとともに形成され、
一体成型集合体として一度に硬化される。最後に、アタ
ッチメント機材が加えられてスポイラー集合体が完成さ
れる。
きさが決定され、この結果、θが式（８）にもとずいて
計算される。このようにしてθが決定されると、スポイ
ラーは一体的下側並びに上側カバーとともに形成され、
一体成型集合体として一度に硬化される。最後に、アタ
ッチメント機材が加えられてスポイラー集合体が完成さ
れる。
【００３５】剪断力の予想は、種々のスポイラー形状の
コンピュータ設計並びに／もしくは風胴テストを使用し
た通常の方法によりなされ得る。さらに、スポイラーを
形成する硬化方法は、上記説明を考慮して当業者でにと
って明らかであろう。
コンピュータ設計並びに／もしくは風胴テストを使用し
た通常の方法によりなされ得る。さらに、スポイラーを
形成する硬化方法は、上記説明を考慮して当業者でにと
って明らかであろう。
【００３６】本発明の例をエポキシーグラファイトのス
ポイラーについて説明したが、本発明の基本は航空機の
スポイラーのデザインのみに限定されるものではなく、
剪断アタッチメントを必要な種々の構造体に適用可能で
ある。さらに、エポキシーグラファイトが好ましい材質
であるが、本発明の基本は、剪断界面が要求されるよう
な関係において使用される他の材質と関連して使用され
得る。実際、本発明の種々の変形がこの分野では生じる
ことが予想される。かくして、本発明は、上記実施例に
限定されるものではなく、請求の範囲により厳格に規定
されている。
ポイラーについて説明したが、本発明の基本は航空機の
スポイラーのデザインのみに限定されるものではなく、
剪断アタッチメントを必要な種々の構造体に適用可能で
ある。さらに、エポキシーグラファイトが好ましい材質
であるが、本発明の基本は、剪断界面が要求されるよう
な関係において使用される他の材質と関連して使用され
得る。実際、本発明の種々の変形がこの分野では生じる
ことが予想される。かくして、本発明は、上記実施例に
限定されるものではなく、請求の範囲により厳格に規定
されている。
【図１】従来のスポイラーデザインの分解斜視図であ
る。
る。
【図２】本発明の好ましい実施例に係わる、一体的前ス
ポイラーを有する一体成型で一緒に硬化されたスポイラ
ーデザインを示す斜視図である。
ポイラーを有する一体成型で一緒に硬化されたスポイラ
ーデザインを示す斜視図である。
【図３】（ａ）は図２に示す好ましいスポイラーの上面
図である。（ｂ）は図１ないし図３（ａ）に示す形式の
スポイラーの位置を示す航空機の翼の上面図である。
図である。（ｂ）は図１ないし図３（ａ）に示す形式の
スポイラーの位置を示す航空機の翼の上面図である。
【図４】図３（ｂ）のＡ−Ａ線に沿って切断した好まし
いスポイラーの側断面図である。
いスポイラーの側断面図である。
【図５】図３（ｂ）のＢ−Ｂ線に沿う好ましいスポイラ
ーの側面図である。
ーの側面図である。
【図６】図３（ｂ）のＣ−Ｃ線に沿う好ましいスポイラ
ーの側面図である。
ーの側面図である。
【図７】好ましいスポイラーデザインの幾何学構造を説
明するための斜視図である。
明するための斜視図である。
【図８】好ましいスポイラーデザインの幾何学構造を説
明するための線図である。
明するための線図である。
【図９】本発明の好ましい実施例に係わる耐荷重構造体
を製造する好ましい方法を説明するためのフローチャー
トである。
を製造する好ましい方法を説明するためのフローチャー
トである。
２０…コア、２１…下側面、２２…ヒンジ装着領域（上
側面）、２４…一体的前側翼桁、２５，２７…ヒンジフ
イッテング、２８，２９…フランジ
側面）、２４…一体的前側翼桁、２５，２７…ヒンジフ
イッテング、２８，２９…フランジ
Claims (25)
- 【請求項１】 使用中に剪断力に晒される耐荷重構造体
を製造する方法であり、下側面（２１）並びに上側面
（２３）を備えたコア（２０）と、これら下側並びに上
側面に接続され前記コアのための連続カバーとを形成す
る桁（２４）を形成する工程に加えて、 下側面内に、フイッテング（２５，２６，２７）を前記
構造体に装着するためのフイッテングアタッチメントフ
ランジを形成する工程と、 フイッテングに付与される荷重の焦点（４０）を決定す
る工程と、 前記フランジの正接が前記フイッテングに付与される焦
点で前記下側面に収束するように前記桁とフランジとを
接続する工程とをさらに具備することを特徴とする耐荷
重構造体を製造する方法。 - 【請求項２】 前記コアと、下側面と、上側面と、桁と
を同時に硬化させて一体成型の構造体（１０）を得るこ
とを特徴とする請求項１に記載の耐荷重構造体を製造す
る方法。 - 【請求項３】 前記コアと、下側面と、上側面とは、前
記上側並びに下側面により挟まれた蜂の巣上のコアを有
する一緒に硬化された一体成型構造体（１０）として形
成されることを特徴とする請求項１に記載の耐荷重構造
体を製造する方法。 - 【請求項４】 前記アタッチメント面と桁とは単一の連
続した面として形成されることを特徴とする請求項３に
記載の耐荷重構造体を製造する方法。 - 【請求項５】 前記桁は前記下側面の主面に対してゼロ
以外の角度を有して形成されることを特徴とする請求項
４に記載の耐荷重構造体を製造する方法。 - 【請求項６】 前記フイッテングアタッチメントフラン
ジを形成する工程は、前記桁とアタッチメントフランジ
との間の垂直剪断接続をなくすように収束角度θで下側
面に正接で収束させる工程を有することを特徴とする請
求項１に記載の耐荷重構造体を製造する方法。 - 【請求項７】 前記桁のネット剪断力をＶ2 で、前記上
側面のネット剪断力をＶ1 で、前記上側面の主面に平行
な、桁の深さの水平成分の１／２をｄ2 で、そして、桁
の深さの垂直成分をｄ3 で規定すると、前記正接と下側
面との収束角度θは、 ｔａｎθ＝（Ｖ1 ＋２Ｖ2 ）／［Ｖ1 （ｄ1 ／ｄ3 ）＋（Ｔ／ｄ3 ） −２（Ｖ1 ＋２Ｖ2 ）（ｄ2 ／ｄ3 ）］ で規定されていることを特徴とする請求項１に記載の耐
荷重構造体を製造する方法。 - 【請求項８】 前記請求項１の方法に従って製造される
ことを特徴とする耐荷重構造体。 - 【請求項９】 使用中に剪断力に晒される耐荷重構造体
であり、コア（２０）と、上側面（２３）と、構造体に
フイッテング（２５，２６，２７）を装着するためのフ
イッテングアタッチメントフランジ（２９）を備えた下
側面（２１）と、下側面とフイッテングアタッチメント
面とを接続するフイッテングアタッチメント桁（２４）
とを具備し、前記フイッテングアタッチメント面と上側
面との正接が、前記フイッテングに付与される荷重の焦
点（４０）で収束していることを特徴とする耐荷重構造
体。 - 【請求項１０】 前記コアと、下側面と、上側面と、桁
とを同時に硬化させて一体成型の構造体（１０）となっ
たことを特徴とする請求項９に記載の耐荷重構造体。 - 【請求項１１】 前記コアは、前記上側並びに下側面に
より挟まれた蜂の巣上のコアであることを特徴とする請
求項９に記載の耐荷重構造体。 - 【請求項１２】 前記下側面と桁とは、単一の連続面の
一部であることを特徴とする請求項１１に記載の耐荷重
構造体。 - 【請求項１３】 前記桁は、前記上側面に対してゼロ以
外の角度で指向された面を形成していることを特徴とす
る請求項１２に記載の耐荷重構造体。 - 【請求項１４】 前記桁のネット剪断力をＶ2 で、前記
上側面のネット剪断力をＶ1 で、前記上側面の主面に平
行な、桁の深さの水平成分の１／２をｄ2 で、そして、
桁の深さの垂直成分をｄ3 で規定すると、前記アタッチ
メント面の正接と上側面との収束角度θは、 ｔａｎθ＝（Ｖ1 ＋２Ｖ2 ）／［Ｖ1 （ｄ1 ／ｄ3 ）＋（Ｔ／ｄ3 ） −２（Ｖ1 ＋２Ｖ2 ）（ｄ2 ／ｄ3 ）］ で規定されていることを特徴とする請求項９に記載の耐
荷重構造体。 - 【請求項１５】 前記構造体は航空機の翼スポイラーで
あることを特徴とする請求項９に記載の耐荷重構造体。 - 【請求項１６】 前記構造体は複合素材で形成されてい
ることを特徴とする請求項９に記載の耐荷重構造体。 - 【請求項１７】 前記複合素材はエポキシグラファイト
であることを特徴とする請求項１６に記載の耐荷重構造
体。 - 【請求項１８】 前記構造体を第２の構造体に枢着する
ための少なくとも１つのヒンジフイッテング（２６）を
有した手段をさらに具備することを特徴とする請求項９
に記載の耐荷重構造体。 - 【請求項１９】 前記ヒンジフイッテングはアルミニウ
ムで形成されていることを特徴とする請求項１８に記載
の耐荷重構造体。 - 【請求項２０】 前記フイッテングは３つであることを
特徴とする請求項１８に記載の耐荷重構造体。 - 【請求項２１】 前記ヒンジフイッテングは、前記下側
面に装着された第１の部分（２８）と、前記アタッチメ
ント面と平行になるように指向された第２の部分（２
９）と、前記第１の部分と第２の部分とを接続すると共
に、前記桁の面に平行となるように指向された第３の部
分（３０）とを有することを特徴とする請求項２０に記
載の耐荷重構造体。 - 【請求項２２】 前記各フイッテングは、前記構造体を
枢軸に装着してフランジを形成するための孔（３１，３
２，３３）を規定する手段を具備し、さらにフイッテン
グのうちの少なくとも１つは構造体がヒンジを中心とし
て回動可能となるようにアクチュエータを装着するため
の孔（３４）を規定するための手段を有することを特徴
とする請求項２０に記載の耐荷重構造体。 - 【請求項２３】 前記第１の構造体はスポイラーであ
り、また第２の構造体は内方部並びに外方部を有するグ
ラファイトの翼であることを特徴とする請求項２２に記
載の耐荷重構造体。 - 【請求項２４】 前記フイッテング（２５）の内方部は
翼とスポイラーの増強軸ベンデングとを非結合にするた
めの回動可能なリンク（４３）を規定するためのリンク
フイッテングを有していることを特徴とする請求項２３
に記載の耐荷重構造体。 - 【請求項２５】 前記フイッテング（２３）の内方部は
側方荷重をなくすために前記ヒンシの軸に直交して延び
た枢支ライン（４４）を有する手段を具備することを特
徴とする請求項２３に記載の耐荷重構造体。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US759231 | 1991-09-13 | ||
| US07/759,231 US5224670A (en) | 1991-09-13 | 1991-09-13 | Composite focused load control surface |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05301598A true JPH05301598A (ja) | 1993-11-16 |
Family
ID=25054885
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4245153A Pending JPH05301598A (ja) | 1991-09-13 | 1992-09-14 | 耐荷重構造体及びこれを製造する方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5224670A (ja) |
| EP (1) | EP0532016B1 (ja) |
| JP (1) | JPH05301598A (ja) |
| DE (1) | DE69206541T2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2014012467A (ja) * | 2012-07-04 | 2014-01-23 | Japan Aircraft Mfg Co Ltd | 航空機用部材 |
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- 1992-09-10 DE DE69206541T patent/DE69206541T2/de not_active Expired - Fee Related
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