WO2020235595A1 - 航空機部材の結合構造及び航空機部材用の結合具 - Google Patents

Abstract

航空機部材の結合構造は、第１板材と第２板材とを重ねた状態で結合具により結合する。第１板材は、第１挿通孔と、第２板材とは反対側の外表面における第１挿通孔の周囲に形成された第１セレーションとを有する。第２板材は第１挿通孔とは内径が異なる第２挿通孔を有する。結合具は、第２セレーションと第３挿通孔とを有する当接部材と、第１挿通孔、第２挿通孔、及び第３挿通孔に対して挿通され且つ第２板材及び当接部材のうち一方の外表面に係止される係止部を有する軸部材と、軸部材に係合すると共に第２板材及び当接部材のうち他方の外表面を押圧する押圧部材と、を有する。

Description

航空機部材の結合構造及び航空機部材用の結合具

　本発明は、航空機部材の結合構造及び航空機部材用の結合具に関する。

　航空機胴体の製造時において、胴体の内周面上を周方向に沿って設けられてスキンを支持するフレームと、胴体の内部空間を上下２室に分けるフロア用のビームとを、結合具により結合する場合がある。この場合、例えば、フレームとビームとの結合部分に予め貫通孔を設けておき、各貫通孔を位置合せした後に各貫通孔に結合具を挿通してフレームとビームとを結合する方法がとられる。例えば特許文献１には、このような結合具（ファスナアセンブリ）の構造について開示されている。

　通常、高い結合安定性を確保するために、貫通孔同士の位置合わせには高い厳密さ（精度）が要求されるが、予め貫通孔を設けた場合にそのような精度を確保するのは困難である。これに対して、例えばフレームとビームとを重ね合わせた後にフレームとビームとに貫通孔を形成すれば、貫通孔同士を高い精度で位置合わせすることができる。

特許第５２６７７９６号公報

　しかしながら、上記構造を用いる場合には航空機の胴体内で穿孔加工を行う必要があり、この加工に手間と時間を要する。また、例えばフレームとビームとの各貫通孔の内部に偏心ブッシングを配置し、この偏心ブッシングを用いてフレームとビームとを結合しようとする場合、偏心ブッシングとこれを回り止めする部品等により結合構造における部品点数が増大し、生産コストが増大するおそれがある。このような問題は、航空機の製造時において部材同士を結合する場合に同様に生じうる。

　そこで本開示は、結合作業の手間を減らすと共に結合作業時間の短縮を図り低コストで得られる航空機部材の結合方法及び締結具を提供することを目的とする。

　本開示の一態様に係る航空機部材の結合構造は　第１板材と第２板材とを重ねた状態で結合具により結合する航空機部材の結合構造であって、前記第１板材は、第１挿通孔と、前記第２板材とは反対側の外表面における前記第１挿通孔の周囲に形成された第１セレーションと、を有し、前記第２板材は、前記第１挿通孔とは内径が異なる第２挿通孔を有し、前記結合具は、前記第１板材の前記外表面に当接すると共に前記第１板材の前記第１セレーションと噛合する第２セレーションと、第３挿通孔と、を有する当接部材と、前記第１挿通孔、前記第２挿通孔、及び前記第３挿通孔に対して挿通され、且つ、前記第２板材及び前記当接部材のうち一方の外表面に係止される係止部を有する軸部材と、前記軸部材に係合すると共に、前記第２板材及び前記当接部材のうち他方の外表面を押圧する押圧部材と、を有する。

　また、第１挿通孔の内径と第２挿通孔の内径とは異なるため、第１挿通孔及び第２挿通孔の位置合わせがそれほど厳密でなくても、軸部材を第１挿通孔から第２挿通孔に迅速に挿通できる。また、予め第１板材及び第２板材に第１挿通孔及び第２挿通孔を設けておくことができるため、結合時に第１板材と第２板材とを穿孔加工しなくてもよい。これにより、結合作業の手間を減らすと共に結合作業時間の短縮を図ることができる。

　また、第２セレーションが第１セレーションと噛合されることにより、軸部材と第１板材とを軸部材の軸回りに精度よく位置合わせできると共に、軸部材と第１板材とを広い面積で面接触させることができる。

　また結合具は、軸部材、当接部材、及び押圧部材により構成できるため、結合具の構造を簡素化でき、結合具に係るコストを低コスト化できる。

　本開示の一態様に係る締結具は、第１挿通孔、及び、一方の外表面における前記第１挿通孔の周囲に形成された第１セレーション、を有する第１板材と、前記第１挿通孔よりも小さい内径の第２挿通孔を有する第２板材とを、前記第１セレーションが外側を向くように重ねた状態で結合する、航空機部材用の結合具であって、前記第１板材の前記外表面に当接すると共に前記第１板材の前記第１セレーションと噛合する第２セレーションと、第３挿通孔とを有する当接部材と、前記第１挿通孔、前記第２挿通孔、及び前記第３挿通孔に対して挿通され、且つ、前記第２板材及び前記当接部材のうち一方の外表面に係止される係止部を有する軸部材と、前記軸部材に係合すると共に、前記第２板材及び前記当接部材のうち他方の外表面を押圧する押圧部材と、を備える。

　本開示の各態様によれば、結合作業の手間を減らすと共に結合作業時間の短縮を図り低コストで得られる航空機部材の結合方法及び締結具を提供できる。

実施形態に係る航空機胴体のビームとフレームとの結合部分を示す斜視図である。 図１の結合具の分解図である。 図２の結合具によりフレームとビームとを結合した状態での結合具の断面図である。 図１のフレームの部分的な正面図である。 第２実施形態に係るフレームの部分的な正面図である。 第３実施形態に係る結合具によりフレームとビームとを結合した状態での結合具の断面図である。 第４実施形態に係る結合具とフレームとの部分断面図である。

　以下、図面を参照しながら各実施形態を説明する。以下の説明において、機体前後方向、機体左右方向をそれぞれ単に「前後方向」、「左右方向」と称する。

　（第１実施形態）
　図１は、実施形態に係る航空機胴体１０の断面図である。図２は、図１の結合具１の分解図である。図３は、図２の結合具１によりフレーム１１とビーム１２とを結合した状態での結合具１の断面図である。図４は、図１のフレーム１１の部分的な正面図である。

　図１に示す航空機胴体１０は、航空機部材の結合構造１５を備える。この結合構造１５は、少なくとも１つ（ここでは複数）の結合具１と、フレーム１１（第１板材）と、ビーム１２（第２板材）とを備える。フレーム１１とビーム１２は、互いに重ねた状態で結合具１により結合される一対の航空機部材の一例である。

　フレーム１１は、航空機胴体１０の骨格の一つであり、航空機胴体１０の内周面上を周方向に沿って設けられてスキンを支持する、金属製または非金属製の部材である。ここで、フレーム１１は、更にビーム１２と連結するための部材であって航空機胴体１０の内周面の上下方向途中から左右方向に延びる、金属製の部材を有している。当該部材はフレーム１１と一体化されてもよいし、フレーム１１と結合される別部材であってもよい。以下、説明の簡略化のため、当該部材を単にフレーム１１と称する。

　ビーム１２は、航空機胴体１０の内部空間を上下２室に分けるフロア用ビームであり、荷重をフレーム１１に伝達する部材である。ビーム１２は、板面の法線方向が前後方向となるように、航空機胴体１０の内部で左右方向に延びている。ビーム１２の長手方向端部は、フレーム１１と部分的に重なるように配置されてフレーム１１と結合されている。ビーム１２は、一例としてカーボンを含む複合材料からなる。

　図３及び４に示すように、フレーム１１は、厚み方向に貫通する第１挿通孔１１ａと、ビーム１２とは反対側の外表面における第１挿通孔１１ａの周囲に形成された少なくとも１つの第１セレーション１１ｂとを有する。第１セレーション１１ｂは、後述する当接部材３の第２セレーション３ａと噛合される。本実施形態では、複数の第１セレーション１１ｂは、フレーム１１の表面に分散して配置されている。

　第１挿通孔１１ａの周縁形状は、一例として円形に形成されているが、これに限定されない。第１セレーション１１ｂは、一例として、フレーム１１の平面視において、複数の山部と谷部とが第１方向（一例として上下方向）に延び、第１方向に垂直な第２方向（一例として左右方向）に交互に一方向に並列されたセレーション構造を有する。各山部と各谷部とは、それぞれ同一の構成を有する。ここでは、１つの第１セレーション１１ｂに含まれる山部と谷部は、第１方向に沿って直線状に延びている。また、フレーム１１に形成された全ての第１セレーション１１ｂにおいて、各第１方向は同一方向であり、各第２方向も同一方向である。

　なお、第１セレーション１１ｂのセレーション構造は、異なる形状の山部、又は、異なる形状の谷部を含んでいてもよい。また、複数の第１セレーション１１ｂのセレーション構造は、互いに異なっていてもよい。

　ビーム１２は、厚み方向に貫通し且つ第１挿通孔１１ａよりも小さい内径の第２挿通孔１２ａを有する。フレーム１１とビーム１２とは、第１挿通孔１１ａと第２挿通孔１２ａとを用いて、前後方向に垂直な平面内に分散して配置された複数の結合具１により結合されている。フレーム１１とビーム１２との対向面は、共に平坦である。

　航空機胴体１０内におけるビーム１２の上方には、客室が配置される。ビーム１２は、この客室の底部を画定するフロア構造を下方から支持する。ビーム１２には、フロア構造からの荷重が伝達される。ビーム１２がフレーム１１と複数の結合具１により結合されることで、ビーム１２からフレーム１１に向けて荷重が伝達される。これにより、フロア構造の荷重は、航空機胴体１０に支持される。

　以下、結合具１、フレーム１１、及びビーム１２の具体的構成を説明する。図２～４に示すように、結合具１は、軸部材２、当接部材３、及び押圧部材４を有する。軸部材２は、第２挿通孔１２ａ及び当接部材３の第３挿通孔３ｂの内径と同一の外径を有し、第１挿通孔１１ａ、第２挿通孔１２ａ、及び第３挿通孔３ｂに対して挿通される。また軸部材２は、フレーム１１及び当接部材３のうち一方の外表面に係止される係止部２１ｂを有する。なお、本書で言及する径の同一とは、公差等の若干の誤差を含むものとする。

　具体的に軸部材２は、軸部２１を有する。この軸部２１は、係止部２１ｂを有し、第１挿通孔１１ａ、第２挿通孔１２ａ、及び第３挿通孔３ｂに対して挿通される。軸部２１の径方向断面の輪郭形状は、一例として、第１挿通孔１１ａ及び第２挿通孔１２ａの周縁形状と同様である。係止部２１ｂは、軸部２１の軸方向一端に配置されている。係止部２１ｂは、ここでは軸部２１の軸部材２の第１挿通孔１１ａ、第２挿通孔１２ａ、及び第３挿通孔３ｂの挿通側（以下、単に挿通側と称する。）とは反対側（ここではビーム１２側）に配置されている。

　当接部材３は、フレーム１１の外表面に当接すると共にフレーム１１の第１セレーション１１ｂと噛合する第２セレーション３ａを有する。当接部材３は、軸部２１と組み合わせられ、軸部２１の径方向外側でフレーム１１の外表面に当接する。

　当接部材３に形成された第３挿通孔３ｂは、当接部材３を厚み方向に貫通するように形成されている。第３挿通孔３ｂの周縁形状は、軸部２１の径方向断面の輪郭形状と同様である。第３挿通孔３ｂには、軸部２１が挿通される。第３挿通孔３ｂの内径は、第１挿通孔１１ａの内径よりも小さい。第３挿通孔３ｂの内径は、第３挿通孔３ｂの内周面と対向する軸部２１の部分の外径と同一に設定されている。これにより、第３挿通孔３ｂに軸部２１が挿通された状態において、軸部２１の第３挿通孔３ｂの径方向における遊びが低減されている。

　本実施形態の第２セレーション３ａは、挿通側から反対側に向けて第１セレーション１１ｂと噛合可能に配置されている。言い換えると、第２セレーション３ａが軸部２１の挿通側とは反対側を向くように、当接部材３が配置されている。

　押圧部材４は、軸部材２に係合すると共に、ビーム１２及び当接部材３のうち他方（ここでは当接部材３）の外表面を押圧する。押圧部材４は、軸部２１の挿通側の部分に取り付けられる。本実施形態の押圧部材４は、係止部２１ｂとの間で、当接部材３をフレーム１１の外表面に押圧すると共に、当接部材３を介してフレーム１１をビーム１２に押圧する。

　フレーム１１の第１挿通孔１１ａの内径は、ビーム１２の第２挿通孔１２ａの内径よりも大きいので、フレーム１１とビーム１２とを重ねた場合、フレーム１１とビーム１２との各板厚方向から見て、第１挿通孔１１ａの内部に第２挿通孔１２ａを配置し易い。これにより、第１挿通孔１１ａと第２挿通孔１２ａとを位置合わせして、第１挿通孔１１ａと第２挿通孔１２ａとに軸部２１を挿通し易くなっている。

　これに対して、ビーム１２の第２挿通孔１２ａの内径は、フレーム１１の第１挿通孔１１ａの内径よりも小さく、一例として、第３挿通孔３ｂの内径と同一に設定されている。これにより、第２挿通孔１２ａに軸部２１が挿通された状態において、軸部２１の第２挿通孔１２ａの径方向における遊びが低減されている。

　以上のように、フレーム１１とビーム１２との位置合わせには若干の余裕が設けられている。これに比較して、軸部２１と当接部材３との第３挿通孔３ｂの径方向における位置合わせと、軸部２１とビーム１２との第２挿通孔１２ａの径方向における位置合わせは精度よくなされる。なお、軸部２１の第２挿通孔１２ａの内周面に対向する部分の外径と、軸部２１の第３挿通孔３ｂの内周面に対向する部分の外径は、同一でもよいし、異なっていてもよい。

　図２及び３に示すように、軸部２１の周面には、雄ねじ２１ｃが形成されている。雄ねじ２１ｃは、軸部２１の挿通側先端から他端に向かって、軸部２１の軸方向途中部分まで部分的に設けられているが、これに限定されない。軸部２１の挿通側先端には、六角レンチを挿入可能な挿入孔２１ｄが形成されている。押圧部材４は、一例として、この雄ねじ２１ｃと螺合可能な雌ねじ４ａが形成されたナットである。すなわち本実施形態の結合具１は、雄ねじ２１ｃと雌ねじ４ａを有する締結具である。結合具１では、雄ねじ２１ｃと雌ねじ４ａとの螺合により、第２セレーション３ａが第１セレーション１１ｂに押圧される。

　本実施形態の軸部材２は、ボルトを有する。このボルトは、頭部を有する。軸部２１は、ボルトの軸部であり、係止部２１ｂは、ボルトの頭部である。当接部材３は、軸部２１に挿通されたプレートである。なお、軸部材２と当接部材３とは、一体的に構成されていてもよい。また、軸部材２はボルトを有していなくてもよい。この場合、押圧部材４は、軸部材２の軸部２１と螺合以外の構造により係合してもよい。

　次に、結合具１を用いたフレーム１１とビーム１２との結合構造１５の形成方法を説明する。まずオペレータは、航空機胴体１０内において、予め第１挿通孔１１ａと第２挿通孔１２ａとが形成されたフレーム１１とビーム１２とを用意する。オペレータは、第１挿通孔１１ａと第２挿通孔１２ａとが重なるように、フレーム１１とビーム１２とを前後方向に重ねながら位置合わせする。このとき、第１挿通孔１１ａの内径が第２挿通孔１２ａの内径と異なるように設定されているため、オペレータは、フレーム１１とビーム１２とをそれほど厳密に位置合わせしなくてもよい。このため、フレーム１１とビーム１２との位置合わせに係る時間が短縮される。

　なお、本実施形態では第１挿通孔１１ａの内径は第２挿通孔１２ａの内径よりも大きく設定されているが、例えば、フレーム１１とビーム１２との位置合わせのための時間の短縮化の観点からは小さく設定されてもよい。

　次にオペレータは、第２挿通孔１２ａと第１挿通孔１１ａとに、この順に軸部材２の軸部２１を挿通させ、軸部材２の係止部２１ｂをビーム１２の外表面に係止させる。その後、軸部材２の軸部２１の挿通側（フレーム１１側）から当接部材３を軸部２１に挿通させ、当接部材３の第２セレーション３ａをフレーム１１の第１セレーション１１ｂと噛合させた状態とする。この状態でオペレータは、軸部２１に押圧部材４を取り付ける。ここで本実施形態では、軸部２１はボルトの軸部であり、押圧部材４はナットであるため、軸部２１の雄ねじ２１ｃに押圧部材４の雌ねじ４ａを螺合させる。

　本実施形態では、軸部２１の挿通側先端に六角レンチの挿入孔２１ｄが設けられているので、前後方向のうちフレーム１１側において、挿入孔２１ｄに六角レンチを挿入して軸部２１を軸回りに固定しながら軸部２１の雄ねじ２１ｃに押圧部材４の雌ねじ４ａを効率よく螺合できる。オペレータは、上記と同様の手順で、各結合箇所において雄ねじ２１ｃと雌ねじ４ａとを螺合する。これにより、全ての結合箇所においてフレーム１１とビーム１２とを結合具１により結合する。

　以上で結合具１は、厚み方向に貫通する第１挿通孔１１ａ、及び、一方の外表面における第１挿通孔１１ａの周囲に形成された第１セレーション１１ｂを有するフレーム１１と、厚み方向に貫通して第１挿通孔１１ａよりも小さい内径の第２挿通孔１２ａを有するビーム１２とを、第１セレーション１１ｂが外側を向くように重ねた状態で結合する。これにより、フレーム１１とビーム１２との結合構造１５が形成される。

　図４に示すように、本実施形態の各第１セレーション１１ｂは、山部及び谷部が上下方向に延びるように形成されている。このため、第１セレーション１１ｂと第２セレーション３ａとを噛合させた場合、ビーム１２からフレーム１１に左右方向への荷重伝達が確実になされることとなる。また、第１セレーション１１ｂと第２セレーション３ａとを噛合させることで、フレーム１１と当接部材３とを広い面積で接触させることができるため、フレーム１１と当接部材３との接触面における摩擦抵抗が向上する。これにより、左右方向以外の方向への荷重伝達も良好になされることとなる。

　以上に説明したように、本実施形態によれば、フレーム１１及びビーム１２が重ねられて第１挿通孔１１ａ及び第２挿通孔１２ａに軸部材２が挿通され、押圧部材４と係止部２１ｂとの間で、ビーム１２及び当接部材３のうち前記他方の外表面が押圧部材４により押圧された状態で、当接部材３の第２セレーション３ａがフレーム１１の第１セレーション１１ｂと噛合される。

　ここで、第１挿通孔１１ａの内径と第２挿通孔１２ａの内径とが異なるため、第１挿通孔１１ａ及び第２挿通孔１２ａの位置合わせがそれほど厳密でなくても、軸部材２を第１挿通孔１１ａから第２挿通孔１２ａに挿通し、第１挿通孔１１ａ及び第２挿通孔１２ａに軸部材２を迅速に挿通できる。また、予めフレーム１１及びビーム１２に第１挿通孔１１ａ及び第２挿通孔１２ａを設けておくことができるため、結合時にフレーム１１とビーム１２とを穿孔加工しなくてもよい。これにより、結合作業の手間を減らすと共に結合作業時間（フロータイム）の短縮を図ることができる。

　また結合具１は、軸部材２、当接部材３、及び押圧部材４により構成できるため、結合具１の構造を簡素化でき、結合具１に係るコストを低コスト化できる。

　また、第２セレーション３ａが第１セレーション１１ｂと噛合されることにより、軸部材２とフレーム１１とを軸部材２の軸回りに精度よく位置合わせできると共に、軸部材２とフレーム１１とを広い面積で面接触させることができる。

　また軸部材２は、ビーム１２の第２挿通孔１２ａと当接部材３の第３挿通孔３ｂの内径と同一の外径を有している。更に、ビーム１２の第２挿通孔１２ａと当接部材３の第３挿通孔３ｂの内径は、フレーム１１の第１挿通孔１１ａの内径よりも小さい。これにより、ビーム１２からの荷重を、軸部材２、当接部材３、及びフレーム１１に確実に伝達することができる。このように結合具１を用いることで、フレーム１１及びビーム１２のうち一方から他方に向けて荷重伝達を良好に行え、高い結合強度を有する結合構造１５が得られる。

　ここで通常、第１板材と第２板材とをセレーション構造を利用して結合する場合、第１板材と第２板材とは、少なくともセレーションが設けられる部分が共に金属材料で構成される必要がある。これに対して本実施形態では、ビーム１２（第２板材）にセレーションを設ける必要はない。従って、ビーム１２の材料として金属材料を用いなくてもよいので、ビーム１２の材料選択の幅を広げられると共に、ビーム１２の設計自由度を向上できる。

　また、複合材料からなる板材を他の板材と偏心ブッシングを用いて結合しようとする場合、複合材料からなる板材の挿通孔に挿入すると、偏心ブッシングの回転により複合材料が摩耗するおそれがある。この対策としては、挿通孔に回り止めを取り付ける方法が考えられるが、複合材料からなる板材に回り止めを設けるのは構造上困難な場合がある。また、複合材料からなる板材は、挿通孔の周縁の強度が比較的低い場合がある。この場合、挿通孔の周縁をかなり補強する必要がある。これらの理由から、複合材料からなる板材の別の板材との結合部位には、例えば、金属材料からなる連結金具を設ける必要があり、結合構造の構造が複雑化すると共にコストが増大するおそれがある。

　これに対して本実施形態では、結合具１を用いることにより、偏心ブッシングを用いなくても、複合材料からなるビーム１２をフレーム１１に効率よく結合できる。よって、簡素な構造且つ低コストでフレーム１１とビーム１２の結合構造１５を形成できる。

　また係止部２１ｂは、軸部材２の挿通側とは反対側に配置され、第２セレーション３ａは、軸部材２の挿通側から反対側に向けて第１セレーション１１ｂと噛合可能に配置されているので、押圧部材４により、第２セレーション３ａを第１セレーション１１ｂに押圧し易くでき、第１セレーション１１ｂ及び第２セレーション３ａを強固に噛合させることができる。

　また軸部材２は、周面に雄ねじ２１ｃが形成された軸部２１を有し、押圧部材４は、雄ねじ２１ｃと螺合可能な雌ねじ４ａが形成されたナットであり、雄ねじ２１ｃと雌ねじ４ａとの螺合により、第２セレーション３ａが第１セレーション１１ｂに押圧される。

　これにより、押圧部材４を比較的簡素に構成できると共に、雄ねじ２１ｃと雌ねじ４ａとの螺合の程度を調整することで、押圧部材４により軸部材２の軸方向に作用する押圧力を調整し易くすることができる。

　また軸部材２は、頭部を有するボルトを有し、軸部２１は、ボルトの軸部であり、係止部２１ｂは、ボルトの頭部であり、当接部材３は、軸部２１が挿通されたプレートである。これにより、結合具１を比較的簡素に構成できると共に、既存のボルトとプレートとを組み合わせることで、結合具１を低コスト且つ迅速に構成できる。

　また、フレーム１１とビーム１２との対向面が、共に平坦であるため、例えばフレーム１１とビーム１２との各対向面にセレーションが形成されている場合に比べて、フレーム１１とビーム１２との位置合わせに過度な厳密さが要求されないので、フレーム１１とビーム１２とを適度な範囲で迅速に位置合わせすることができる。以下、その他の実施形態について、第１実施形態との差異を中心に説明する。

　（第２実施形態）
　図５は、第２実施形態に係るフレーム１１１の部分的な正面図である。図５に示すように、フレーム１１１の平面視において、フレーム１１１の各第１挿通孔１１１ａの周囲には、第１セレーション１１１ｂが形成されている。各第１セレーション１１１ｂにおいて山部及び谷部が延びる方向は、全体として、複数の第１セレーション１１１ｂの左右方向及び上下方向の中心から放射状に配置されている。

　上記構成によれば、複数の第１セレーション１１１ｂと複数の第２セレーション３ａとの噛合部分において、前記中心からフレーム１１１の板面に沿って放射状に分散する広範囲の方向で、ビーム１２の荷重をフレーム１１１により一層安定して支持し易くすることができる。

　（第３実施形態）
　図６は、第３実施形態に係る結合具１０１によりフレーム１１とビーム１２とを結合した状態での結合具１０１の断面図である。結合具１０１は、結合具１と同様の軸部材２と押圧部材４とを備えるが、第２セレーション３ａが軸部２１の挿通側を向くように当接部材３が配置されている。軸部材２の軸部２１は、第１挿通孔１１ａと第２挿通孔１２ａとにこの順に挿通される。これにより、当接部材３の第２セレーション３ａは、押圧部材４に向けて第１セレーション１１ｂに押圧される。このような結合構造によっても、上記実施形態と同様の効果が奏される。

　（第４実施形態）
　図７は、第４実施形態に係る結合具２０１とフレーム２１１との部分断面図である。図７に示すように、結合具２０１が備える当接部材１０３は、当接板１８と結合具側セレーション部材１９とを含む。当接板１８は、厚み方向に貫通する貫通孔１８ａを有する。結合具側セレーション部材１９は、当接板１８に重ねて配置された状態で当接板１８に固定される。結合具側セレーション部材１９は、板状であり、厚み方向に貫通する貫通孔１９ａと、第２セレーション１９ｂとを有する。本実施形態では、当接板１８の貫通孔１８ａと、結合具側セレーション部材１９の貫通孔１９ａとにより、第３挿通孔１０３ｂが形成される。

　また図７に示すように、フレーム２１１は、板本体１６と板材側セレーション部材１７とを含む。板本体１６は、厚み方向に貫通する貫通孔１６ａを有する。板材側セレーション部材１７は、板本体１６に重ねて配置された状態で板本体１６に固定される。板材側セレーション部材１７は、板状であり、厚み方向に貫通する貫通孔１７ａと、第１セレーション１７ｂとを有する。本実施形態では、板本体１６の貫通孔１６ａと、板材側セレーション部材１７の貫通孔１７ａとが重ねられることで、第１挿通孔２１１ａが形成される。

　上記構成によれば、当接板１８と結合具側セレーション部材１９とを用いて当接部材１０３を構成できるため、例えば共通の当接板１８を用いながら、結合具側セレーション部材１９を変更することで、複数種類の当接部材１０３を容易に実現できる。

　また上記構成によれば、板本体１６と板材側セレーション部材１７とを用いてフレーム２１１を構成できるため、例えば共通の板本体１６を用いながら、板材側セレーション部材１７を変更することで、複数種類の結合具に対してフレーム２１１を容易に対応させることができる。

　結合具側セレーション部材１９の当接板１８に対する固定、及び、板材側セレーション部材１７の板本体１６に対する固定は、例えば接着により実現されるが、これに限定されず、例えば締結部材を用いて実現されてもよい。また結合具２０１は、フレーム１１又はフレーム１１１と組み合わせられてもよいし、フレーム２１１は、結合具１又は結合具１０１と組み合わせられてもよい。

　本発明は、上記各実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、その構成及び方法を変更、追加、又は削除できる。本発明の航空機部材の結合構造により結合される第１板材は、フレーム１１，１１１に限定されず、第２板材は、ビーム１２に限定されない。第１板材と第２板材とは、航空機内に配置されたその他の板材であってもよい。

　１，１０１，２０１　　航空機部材用の結合具
　２　　軸部材
　３，１０３　　当接部材
　３ａ，１９ｂ　　第２セレーション
　３ｂ，１０３ｂ　　第３挿通孔
　４　　押圧部材
　４ａ　　雌ねじ
　１１，１１１，２１１　　フレーム（第１板材）
　１１ａ，１１１ａ，２１１ａ　　第１挿通孔
　１１ｂ，１７ｂ，１１１ｂ　　第１セレーション
　１２　　ビーム（第２板材）
　１２ａ　　第２挿通孔
　１５　　航空機部材の結合構造
　１７　　板材側セレーション部材
　１９　　結合具側セレーション部材
　２１　　軸部
　２１ｂ　　係止部
　２１ｃ　　雄ねじ

Claims (11)

1. 　第１板材と第２板材とを重ねた状態で結合具により結合する航空機部材の結合構造であって、
   　前記第１板材は、第１挿通孔と、前記第２板材とは反対側の外表面における前記第１挿通孔の周囲に形成された第１セレーションと、を有し、
   　前記第２板材は、前記第１挿通孔とは内径が異なる第２挿通孔を有し、
   　前記結合具は、
   　　前記第１板材の前記外表面に当接すると共に前記第１板材の前記第１セレーションと噛合する第２セレーションと、第３挿通孔と、を有する当接部材と、
   　　前記第１挿通孔、前記第２挿通孔、及び前記第３挿通孔に対して挿通され、且つ、前記第２板材及び前記当接部材のうち一方の外表面に係止される係止部を有する軸部材と、
   　　前記軸部材に係合すると共に、前記第２板材及び前記当接部材のうち他方の外表面を押圧する押圧部材と、を有する、結合構造。
2. 　前記軸部材は、前記第２板材の前記第２挿通孔及び前記当接部材の前記第３挿通孔の内径と同一の外径を有し、
   　前記第２挿通孔及び前記第３挿通孔は、前記第１挿通孔よりも内径が小さい、請求項１に記載の結合構造。
3. 　前記係止部は、前記軸部材の前記第１挿通孔、前記第２挿通孔、及び前記第３挿通孔に対する挿通側とは反対側に配置され、
   　前記第２セレーションは、前記軸部材の前記挿通側から反対側に向けて前記第１セレーションと噛合可能に配置されている、請求項１又は２に記載の結合構造。
4. 　前記軸部材は、周面に雄ねじが形成された軸部を有し、
   　前記押圧部材は、前記雄ねじと螺合可能な雌ねじが形成されたナットであり、
   　前記雄ねじと前記雌ねじとの螺合により前記第２セレーションが前記第１セレーションに押圧される、請求項１～３のいずれか１項に記載の結合構造。
5. 　前記軸部材は、頭部を有するボルトを有し、
   　前記軸部は、前記ボルトの軸部であり、前記係止部は、前記ボルトの前記頭部であり、
   　前記当接部材は、前記ボルトの前記軸部に挿通されたプレートである、請求項４に記載の結合構造。
6. 　前記第１板材と前記第２板材との対向面が、共に平坦である、請求項１～５のいずれか１項に記載の結合構造。
7. 　前記当接部材は、前記第３挿通孔と、当接板と、前記当接板に重ねて配置された状態で前記当接板に固定され、前記第２セレーションを有する結合具側セレーション部材と、を含む、請求項１～６のいずれか１項に記載の結合構造。
8. 　前記第１板材は、前記第１挿通孔と、板本体と、前記板本体に重ねて固定され、前記第１セレーションを有する板材側セレーション部材と、を含む、請求項１～７のいずれか１項に記載の結合構造。
9. 　第１挿通孔、及び、一方の外表面における前記第１挿通孔の周囲に形成された第１セレーション、を有する第１板材と、前記第１挿通孔よりも小さい内径の第２挿通孔を有する第２板材とを、前記第１セレーションが外側を向くように重ねた状態で結合する、航空機部材用の結合具であって、
   　前記第１板材の前記外表面に当接すると共に前記第１板材の前記第１セレーションと噛合する第２セレーションと、第３挿通孔とを有する当接部材と、
   　前記第１挿通孔、前記第２挿通孔、及び前記第３挿通孔に対して挿通され、且つ、前記第２板材及び前記当接部材のうち一方の外表面に係止される係止部を有する軸部材と、
   　前記軸部材に係合すると共に、前記第２板材及び前記当接部材のうち他方の外表面を押圧する押圧部材と、を備える、航空機部材用の結合具。
10. 　前記軸部材は、前記第２板材の前記第２挿通孔及び前記当接部材の前記第３挿通孔の内径と同一の外径を有する、請求項９に記載の航空機部材用の結合具。
11. 　前記当接部材は、前記第３挿通孔と、当接板と、前記当接板に重ねて配置された状態で前記当接板に固定される前記第２セレーションとを有する結合具側セレーション部材と、を含む、請求項１０に記載の航空機部材用の結合具。

Images