(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
直線移動時および回転時の剛性が軸方向（Ｘ）、垂直方向（Ｚ）および横方向（Ｙ）にパラメータ化可能である弾性ジョイント（１）を含む、揚力部材（９）を胴体（８）に固定する少なくとも１つの装置を具備すること、および
前記弾性ジョイント（１）が積層ジョイントであり、前記弾性ジョイント（１）の長手方向軸（Ａ）が飛行機の長手方向軸（Ｘ）に対して横方向（Ｙ）へ延びるように前記弾性ジョイント（１）の向きが決められ、
前記弾性ジョイント（１）により前記胴体（８）の右サイドおよび左サイドが翼構造（９）のうちの右翼および左翼（１０、１１）にそれぞれ結合されることを特徴とする飛行機。
【請求項２】
前記揚力部材（９）が翼構造（９）であることを特徴とする請求項１に記載の飛行機。
【請求項３】
前記翼構造（９）が前記胴体（８）上で低位置にあることを特徴とする請求項２に記載の飛行機。
【請求項４】
前記弾性ジョイント（１）により前記胴体（８）の中央長手方向ビーム（１６）が前記翼構造（９）のセンター・ボックスに結合されることを特徴とする請求項３に記載の飛行機。
【請求項５】
翼が前記胴体（８）上で高位置にあることを特徴とする請求項２に記載の飛行機。
【請求項６】
前記翼構造（９）が一体構造であることを特徴とする請求項２から５のいずれか一項に記載の飛行機。
【請求項７】
前記揚力部材（９）が前記飛行機の水平尾翼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飛行機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は少なくとも飛行機の揚力部材と胴体の間の結合部に関する。揚力部材とは、飛行機の翼構造または水平尾翼などの揚力面構成部を意味する。より正確には、本発明は、そのような揚力部材を飛行機の胴体構造に固定する装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機は、飛行時に、翼構造、胴体、およびこれら２つの要素の結合部に影響を与えるような種々の空力応力を受ける。たとえば、翼構造は飛行時に、垂直方向の負荷によりたわむ傾向があり、それにより胴体の側面が圧縮される。同様に、翼構造に圧縮応力および推進応力が加えられ、前記翼構造の下面の伸張および上面の短縮が発生し、胴体の下部に含まれる翼構造のセンター・ボックスにも同様の変形が生じる。飛行機の翼構造と胴体との結合部もまた、翼構造のたわみ、翼構造のたわみ時のエンジンの側面負荷、翼構造のたわみモーメント、空力的負荷、および翼構造のせん断力に由来する力による応力に耐えなければならない。同様に、飛行機の翼構造と胴体との結合部は、胴体の体積全体を変形させる胴体の側壁の圧力および圧縮力による変形に耐えなければならない。
【０００３】
現状、飛行機の機械的制約および製造時の制約を考慮して翼構造を胴体に結合することができる種々の固定装置が知られている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
たとえば、胴体の中央部分の下部に位置する翼構造の場合、十字およびＴ字形の結合を使用することが知られている。そのために、胴体はその内部体積内に翼構造のセンター・ボックスを組み込み、それぞれの半翼構造が翼構造のセンター・ボックスの右または左隔壁の側面に付加され、そこで固定される。水平十字形によりセンター・ボックスの上面パネルと翼構造とを結合することが可能である一方、水平Ｔ字形により下面パネルと翼構造とを結合することが可能である。胴体は水平十字形およびフレームにより翼構造のセンター・ボックスに主に結合される。そのような固定装置のため、胴体の特に中央部分における製造は著しく複雑になる。実際、いくつかの操作時の胴体と翼構造部分との間の変位に前記胴体が追従できるように、胴体構造を適合させることが必要である。また、半翼構造はきわめて複雑であり、全ての下面／上面パネル同士を結合するには多数の固定を必要とする。
【０００５】
また「ヨーク・ジョイント」タイプの結合を介して胴体の上部に翼構造を固定する方法も知られている。そのような翼構造は一続きで作製され、作製が終了すると、同じく作製が終了した胴体の上部に付加される。負荷の取り込みが局在していること、および部品点数が多いという２つの理由から、そのようなアセンブリの質量は最適化されていない。またそのような装置は、構造に合わせて寸法推定した飛行の場合に、場合によっては翼構造の後部ロンジュロンに応力が集中するような矢印形低位置翼を有する飛行機に質量上の犠牲を払わずに適用するのは困難である。
【０００６】
また、引っ張りボルトによる結合を使用する方法も知られている。しかしながら、そのような結合では翼構造のねじれ応力の胴体への最適化された伝達ができないため、これらの結合では充分ではない。
【０００７】
本発明においては、現在使用されている結合と比較して簡略化された、飛行機の胴体と揚力面構成部との結合を作製して胴体と揚力面構成部の間の組み立てを簡易化することがねらいとなっている。本発明による組み立て方法は先行技術のアセンブリよりも短時間かつ簡単であり、それにより特に飛行機の製造コストを低減することが可能である。
【０００８】
この目的で、本発明においては、Ｙ方向において機械的に柔軟であるがＸおよびＺ方向においては剛性の固定具を介して揚力面構成部を胴体のボディに固定する。Ｘ、ＹおよびＺ方向とは飛行機座標点を基準とする方向で、Ｘは飛行機の胴体の長手方向軸であり、Ｙは幅方向（すなわち横方向軸）であり、Ｚは垂直軸である。より正確には、飛行機の胴体に翼構造を結合するのにきわめて適したＨＵＴＣＨＩＮＳＯＮ社の製造による弾性ジョイントなどを使用するが、これは得られる結合が小振幅の振動および回転運動を抑制するからである。従来、弾性結合は、予備圧縮されたエラストマー・リングが間に挿入された２つの同心チューブで構成される。弾性結合は、特にエラストマー層の厚さを変えることによりおよび／または同心チューブ間に中間リーフを付加することにより、作製を所望する結合が有すべき機械特性に回転時および直線移動時の剛性を適合させるように、パラメータ化が可能であることが有利である。弾性ジョイントの積層化もまた、半径方向の大きな負荷を受けるエラストマーの仕事率を軽減するのに寄与する。たとえば、前記弾性ジョイントの長手軸がＹ軸に沿って延び、Ｙ軸において直線移動運動が可能になるように、弾性ジョイントを配置することができる。ジョイントのＸＺ面内での剛性を高め、ひねり時においてはほぼ同じ柔軟性を維持しつつ、半径方向面における変位を制限するように、積層型の、すなわちエラストマー塊内に少なくとも１つの中間リーフを含む弾性ジョイントを優先的に使用する。こうして、翼構造と胴体との間の結合の場合、ファスナすなわち弾性ジョイントをパラメータ化し、Ｘにおいて若干の回転、およびＺにおいてさらに若干の回転ができるようにする。このようにして翼構造はたわむことができるため、Ｙにおけるファスナの圧縮が可能になり、翼構造と胴体部分との間で運動を別々にすることができる。本発明の固定装置を使用することにより、翼構造は、それが胴体の上部に固定されるようになっている場合であれ下部に固定されるようになっている場合であれ、有利には一続きで作製することができる。一続きとは、アセンブリを胴体に固定する前に翼が翼構造のセンター・ボックスに固定されることを意味する。胴体と垂直尾翼との間の結合の場合、Ｙ軸を中心とする回転を可能にし、Ｘ軸およびＺ軸を中心とする回転を制限するように弾性結合をパラメータ化する。また、ファスナが弾性を有しているため、組み立てがより簡単でより容易であり、そのことが飛行機の寿命の向上に寄与する。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
したがって本発明は、直線移動時および回転時の剛性が軸方向、垂直方向および横方向にパラメータ化可能である弾性ジョイントを含む、揚力部材を胴体に固定する少なくとも１つの装置を具備することを特徴とする飛行機を対象とする。
【００１０】
本発明の実施形態の例によれば、以下の追加的特徴の全てまたは一部を実現することが可能である。
−  弾性ジョイントが積層ジョイントである
−  前記ジョイントの長手軸が飛行機の長手方向軸に対して横方向に延びるように前記ジョイントの向きが決められる
−  揚力部材が飛行機の翼構造である
−  弾性ジョイントにより胴体の右サイドおよび左サイドが翼構造のうちの右翼および左翼にそれぞれ結合される
−  翼構造が胴体上で低位置にある
−  弾性ジョイントにより胴体の中央長手方向ビームが翼構造のセンター・ボックスに結合される
−  翼が胴体上で高位置にある
−  翼構造が一体構造である、すなわち翼および翼構造のセンター・ボックスが一続きで作製された後に胴体に固定される
−揚力部材が前記飛行機の水平尾翼である
【００１１】
本発明は、以下に続く説明を読み添付の図面を参照することにより、よりよく理解されよう。図面は本発明の非限定的例として示したものである。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明の固定装置内で使用することができる積層弾性ジョイントの等角図である。
【図２】低位置にある翼構造を備える胴体の中央断面の等角図である。
【図３−４】翼構造と胴体の中央断面との間における本発明による固定の第１の例を示す図である。
【図５】翼構造と胴体の中央断面との間における本発明による固定の第２の例を示す図である。
【図６−７】本発明による飛行機の翼構造と胴体の接続部における弾性ジョイントの拡大図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
図１には本発明の固定装置内で使用することができる弾性ジョイント１の例が示されている。
【００１４】
弾性ジョイント１は、アウター・リング２、インナー・リング３、および２つのリング２、３の間に挿入されたリーフ４を含み、３つの同心チューブを形成している。第１のエラストマー層５はアウター・リング２とリーフ４との間に展開し、第２のエラストマー層６は中間リーフ４とインナー・リング３との間に展開する。もちろん、必要に応じて、リーフ４のない弾性ジョイント１、あるいはアウター・リング２とインナー・リング３との間に挿入された複数のリーフ４を含む弾性ジョイント１を使用することも可能である。
【００１５】
有利には、図６および図７に示すように、弾性ジョイント１の長手軸Ａが飛行機基準の軸Ｙ方向に延びるように固定装置内で弾性ジョイント１の向きが決められ、その結果、揚力部材と胴体との間で得られるジョイント結合ジョイントにより、Ｙにおける若干の直線移動、Ｘにおける若干の回転が可能になるとともに、Ｚにおいてはほぼ不動となることができる（図７）。
【００１６】
図２には翼構造９の結合部における胴体８の部分を示したが、前記翼構造９は胴体８の部分の下部に固定される。翼構造９は２つの翼１０および１１とセンター・ボックス１２（図３および図４に図示）を含む。以下に詳細に説明するが、本発明による固定装置により翼部９が部分８に固定される場合には、この翼部は一続きで作製した後、部分９に固定することができる。
【００１７】
図３および図４では、見やすくする配慮から、翼１０および１１は図示しなかった。図３は、横から見た胴体８の中央部分および翼構造のセンター・ボックス１２を示し、図４は下方の図である。
【００１８】
有利には翼構造９全体を作製する、すなわち、翼１０および１１を翼構造のセンター・ボックス１２の側面壁に固定した後、胴体８の中央部分を前記翼構造９に設置し、それにより、翼構造のセンター・ボックス１２を、胴体８の中央部分の下部に設けられた凹部１３に格納する。次に、複数の弾性ジョイント１を使用して、翼構造のセンター・ボックス１２のアッパー・サイド・レッジ１４を胴体の中央部分８の対応する側面壁１５に固定する。弾性ジョイント１は単一の長手方向列に配置され、各弾性ジョイントはその長手軸が胴体の長手方向軸に対して横（横断）方向に延びるように配置される。もちろん弾性ジョイント１の縦列を複数用意し重ねるように配置することも可能である。同様に、弾性ジョイント１の列を連続的なものにすること、すなわち翼構造のセンター・ボックス１２のアッパー・サイド・レッジ１４の長さ全体にわたり弾性ジョイントが一定の間隔で配置されるようにすることが可能である。長さとは、胴体の長手方向軸に対して平行に延びる翼構造のセンター・ボックス１２の寸法を意味する。反対に、図５に示すように、弾性ジョイント１の列を断続的なものにすることもできる。この第２の実施形態の例においては、弾性ジョイント１は翼構造のセンター・ボックス１２のアッパー・サイド・レッジ１４の前部および後部に集中される。前部および後部とは飛行機の進行方向を基準とする方向を意味する。こうすることにより弾性ジョイント１の合計数が減少し、それにより固定装置の総重量が減り、前記弾性ジョイント１が翼構造／胴体結合部の作用ゾーンのレベルに集中する。
【００１９】
翼構造のセンター・ボックス１２のアッパー・サイド・レッジ１４が胴体８の側面隔壁１５に固定されると、ベントラル・ビーム１６は翼構造のセンター・ボックス１２の下側に位置するようになり、その結果、格納部１３が閉じられる。ベントラル・ビーム１６は、胴体８の長手方向軸に対して平行に延びる長手方向ビームである。翼構造のセンター・ボックス１２のローワー・サイド・レッジ１７は２つの弾性ジョイント１を介してベントラル・ビーム１６に固定される。もちろん、より多数の弾性ジョイント１を使用することができる。胴体８のレベルにおける翼構造の応力の伝達は３つの転移ゾーンを介して行われ、うち２つは胴体８の側面上に位置し、最後の１つはセンター・ベントラル・ビーム１６上のレベルに位置する。
【００２０】
別の実施形態においては、センター・ビーム１６により格納部１３を閉じることはしない。同様に、翼構造９が胴体８の中央部分の高位置にある場合には、センター・ビーム１６により格納部１３を閉じる必要はない。
【００２１】
本発明による固定装置内で弾性ジョイント１を使用することにより、一続きの翼構造９を作製することができ、その結果、１回だけで翼構造を胴体８に固定することができるようになる。もちろんこれを３回で行うこと、すなわち翼構造のセンター・ボックス１２を胴体８に組み込んだ後、２つの翼１０、１１のそれぞれを固定するようにすることも可能である。また、エラストマー層５、６が存在することにより弾性ジョイント１が柔軟であるため、胴体８の隔壁１５と翼構造９との間が万一若干ずれていてもこれを補正することができる組み立て公差をもつことができる。
【００２２】
本発明による固定装置の弾性ジョイント１によりシステムを超静圧的かつ等圧的なものにすることができる。
【００２３】
翼構造結合の一環としてのこれらの弾性ジョイント１により、単純かつ位置決めに対して許容性をもつ組み立てを実現しつつ、胴体８と翼１０、１１との間における変形の適合性を確保することができる。またこれらの弾性ジョイント１は、特にエンジン、システム、トレインの振動を受けて、胴体と翼構造との間で高周波振動をろ過する役割を持つこともできる。
【００２４】
図６および図７に示すように、弾性ジョイント１の長手方向軸は飛行機基準の軸Ｙ方向に延びるように弾性ジョイント１の向きが決められ、その結果、Ｙにおいては低い剛性、ＸおよびＺにおいては高い剛性が得られ、Ｙにおいて１０ｍｍ程度の若干の直線移動、Ｘにおいて１°程度の若干の回転が可能になる。
【００２５】
もちろん、固定装置の用途に応じて、回転時および直線移動時における剛性を軸方向、半径方向および横方向において適合させなければならない。弾性ジョイント１の数量および寸法はこれらのジョイントを通過する負荷に応じて変えるのが有利であり、これらの負荷は翼構造毎または水平尾翼毎に変化することがある。特に水平尾翼の場合、Ｙにおける回転が可能でなければならずＸにおいてはほとんど０でなければならない限りにおいて、弾性ジョイントの直線移動および回転における剛性を別々にパラメータ化する。当業者であればそのような適合化は容易に行うことができる。
【符号の説明】
【００２６】
１  弾性ジョイント；  ２  アウター・リング；  ３  インナー・リング；  
４  リーフ；  ５  第１のエラストマー層；  ６  第２のエラストマー層；  
８  胴体；  ９  翼構造；  １０，１１  翼；  １２  センター・ボックス；  
１３  凹部；  １４  アッパー・サイド・レッジ；  １５  側面壁。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
0005427771.tif 000008