(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部構造体が外板によって覆われる航空機の翼の外板の取付構造であって、
軸部と、軸部の一端部に形成され、軸部の外径よりも充分に大きい外径の頭部とを有するファスナ部材を備え、
内部構造体は、外板に沿う連結部と、連結部の中央部から翼内方に突出する凸部とを有して断面形状がＴ字状リブシアタイを有し、
ファスナ部材の頭部が外板の凹所に嵌まり込んで係止されるとともに、ファスナ部材の軸部がリブシアタイの連結部に係止されて、ファスナ部材によって外板とリブシアタイとが締結され、
外板には、ストリンガが接合され、ストリンガのリブシアタイに当接する部分は、リブシアタイの凸部に平行に延びる締結部が設けられ、
ファスナ部材の頭部が補強体の締結部の凹所に嵌まり込んで係止されるとともに、ファスナ部材の軸部がリブシアタイの凸部に係止されて、ファスナ部材によってストリンガとリブシアタイとが締結され、
外板とリブシアタイとを締結するファスナ部材と、ストリンガとリブシアタイとを締結するファスナ部材とは、軸線が互いに交差する方向に延びるように配置されて用いられることを特徴とする翼の外板取付構造。
【請求項２】
外板のリブシアタイに連結される連結領域部は、外板の残余の部分よりも厚み寸法が大きいことを特徴とする請求項１記載の翼の外板取付構造。
【請求項３】
ファスナ部材の頭部と外板との間には、頭部が嵌まり込む受部と、受部から半径方向外方に突出して、外板の外表面に係止される係止部とを有するワッシャ部材が介在されることを特徴とする請求項１または２記載の翼の外板取付構造。
【請求項４】
外板とリブシアタイとは接着されることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１つに記載の翼の外板取付構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の翼の構造、特に外板と内部構造体との取付構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機の主翼の先端部の主翼外翼は、飛行中は揚力を得て、機体を空中に支える働きをしている。航空機の後方に配置される尾翼は、水平尾翼と垂直尾翼とから構成され、水平尾翼は、機体に働く空気力を機体の重心まわりに釣り合わせて、上下方向の安定を保つ働きをしている。垂直尾翼は、機体の方向安定を保ち、機体の横滑りを制御する働きをしている。したがって、主翼外翼および尾翼は、航空機が安全に飛行するために欠くことのできない翼である。
【０００３】
従来の大型機の翼には、翼の長手方向に延びる桁ならびに桁に垂直に配置されるリブなどの内部構造体、外板、および外板に翼の内側から固定される多数のストリンガから構成されるマルチストリンガ構造が多く用いられている。マルチストリンガ構造において、外板およびストリンガには、桁と同様に、曲げモーメントおよびせん断力が作用し、外板と桁には、ねじりモーメントが作用する。
【０００４】
図１２は、対象物に炸裂弾２が衝突したときの状態を示す断面図である。図１２（１）に示されるように、対象物の外板１に炸裂弾２が着弾すると、炸裂弾２の炸薬３が爆発し、図１２（２）に示されるように、爆発によって生じる爆風とともに炸裂弾から小片４が放出され、対象物の内空間に飛散する。
【０００５】
図１３は、翼５に炸裂弾２が衝突したときの状態を示す断面図である。図１３（１）に示されるように、翼５の外板６に炸裂弾２が着弾すると、炸裂弾２の炸薬が爆発し、図１３（２）に示されるように、爆発によって生じる爆風とともに炸裂弾２から小片４が放出され、翼５の内空間に飛散する。爆風は、翼５の内空間に充満し、図１３（３）に示されるように、外板６、補強体である桁ならびにストリンガ、および薄肉部材に対して、過大な圧力を与えて、これらの部材を損傷させる。爆風は、前記部材が破壊されて、爆風が全て翼の外に出てしまうまで、前記部材に圧力を与え続ける。その結果、図１３（４）に示されるように、外板６をはじめとする部材が飛散する。このように炸裂弾２によって、翼５は致命的な損傷を受ける。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
上述のように、外板などの翼の形状を決定する主要な構造部材が損傷すると、翼が翼形を維持することができなくなり、航空機の安全な飛行を保証できなくなる。
【０００７】
航空機の翼に炸裂弾が着弾して爆発すると、図１３（３）に示されるように、爆風によって外板６などの構造部材が変形し、さらに小片４によって構造部材に貫通孔が形成される。特に大型航空機の主翼外翼および尾翼のような薄い外板を持つ翼の場合、爆風によって外板は内部構造体から剥離して、外板は広範囲にわたって破壊される。外板が広範囲にわたって破壊されると、桁およびリブなどにも、甚大な損傷がおきる。
【０００８】
翼内で発生した爆風によって、外板が桁およびリブなどの内部構造体から極力剥離しないようにするために、外板と内部構造体との連結部分が爆風によって損傷することを防止する翼の構造が求められている。
【０００９】
本発明の目的は、炸裂弾による爆風によって、外板が内部構造体から剥離することを防ぐことができる翼の外板取付構造を提供することである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
本発明は、内部構造体が外板によって覆われる航空機の翼の外板の取付構造であって、
軸部と、軸部の一端部に形成され、軸部の外径よりも充分に大きい外径の頭部とを有するファスナ部材を備え、
内部構造体は、外板に沿う連結部と、連結部の中央部から翼内方に突出する凸部とを有して断面形状がＴ字状リブシアタイを有し、
ファスナ部材の頭部が外板の凹所に嵌まり込んで係止されるとともに、ファスナ部材の軸部がリブシアタイの連結部に係止されて、ファスナ部材によって外板とリブシアタイとが締結され、
外板には、ストリンガが接合され、ストリンガのリブシアタイに当接する部分は、リブシアタイの凸部に平行に延びる締結部が設けられ、
ファスナ部材の頭部が補強体の締結部の凹所に嵌まり込んで係止されるとともに、ファスナ部材の軸部がリブシアタイの凸部に係止されて、ファスナ部材によってストリンガとリブシアタイとが締結され、
外板とリブシアタイとを締結するファスナ部材と、ストリンガとリブシアタイとを締結するファスナ部材とは、軸線が互いに交差する方向に延びるように配置されて用いられることを特徴とする翼の外板取付構造である。
【００１１】
本発明に従えば、外板は、ファスナ部材を用いて内部構造体を構成するリブシアタイに締結される。このファスナ部材は、頭部が外板の凹所に嵌まり込んでおり、揚力などの翼における空気力学的な特性に影響を与えることがない。さらにファスナ部材の頭部は、軸部に対して充分に大きい外径を有しており、外板に対するファスナ部材の引き抜き力を、外板の広い領域で受けることができ、外板に対するファスナ部材の引き抜き強度を高くすることができる。充分に大きいとは、２倍程度以上である。したがって外板の取付強度を高くし、たとえば翼の内外の圧力差などによって、外板をリブシアタイを有する内部構造体から剥離させる力が作用しても、この力に抗して外板の内部構造体への連結状態を確実に保持することができる。
また外板には、ストリンガが接合され、このストリンガとリブシアタイとがファスナ部材によって締結される。これによって外板を内部構造体から剥離させる力を、外板と内部構造体を直接締結するファスナ部材だけでなく、ストリンガを介して、ストリンガと内部構造体とを締結するファスナ部材でも分担し、外板と内部構造体を直接締結するファスナ部材と外板との間に作用する引き抜き力を小さくすることができる。これによって外板に対するファスナ部材の引き抜き強度をさらに高くすることができる。
またストリンガとリブシアタイとを締結するファスナ部材も、頭部は、軸部に対して充分に大きい外径を有しており、ストリンガに対するファスナ部材の引き抜き力を、補強体の広い領域で受けることができ、ストリンガに対するファスナ部材の引き抜き強度を高くすることができる。これによって外板の取付強度をさらに高くすることができる。
しかも外板とリブシアタイとを締結するファスナ部材と、ストリンガとリブシアタイとを締結するファスナ部材とは、軸線が互いに交差する方向に延びるように配置されて用いられる。したがって外板とリブシアタイとを締結するファスナの軸線方向に作用する力を、ストリンガとリブシアタイとを締結するファスナによって好適に受けて、外板とリブシアタイとを締結するファスナに作用する力を軽減することができる。
【００１２】
また本発明は、外板のリブシアタイに連結される連結領域部は、外板の残余の部分よりも厚み寸法が大きいことを特徴とする。
【００１３】
本発明に従えば、外板のリブシアタイに連結される連結領域部は、外板の残余の部分よりも厚み寸法が大きいので、この連結領域部の強度を高くし、外板に対するファスナ部材の引き抜き力に対して、確実に抗して外板とリブシアタイを有する内部構造体との締結が維持される。しかも外板全体の厚み寸法を大きくするのではなく、部分的に高い強度が必要な連結領域部だけ、厚み寸法を大きくするので、翼全体をできるだけ軽量にして、外板の取付強度を高くすることができる。
【００１４】
また本発明は、ファスナ部材の頭部と外板との間には、頭部が嵌まり込む受部と、受部から半径方向外方に突出して、外板の外表面に係止される係止部とを有するワッシャ部材が介在されることを特徴とする。
【００１５】
本発明に従えば、ファスナの頭部と外板との間には、ワッシャ部材が介在され、ワッシャによって、外板に対するファスナ部材の引き抜き力を、ワッシャによって外板のさらに広い領域に分散させることができる。したがって外板に対するファスナ部材の引き抜き強度をさらに高くすることができる。しかもワッシャ部材は、受部と係止部とを有する構成であり、ファスナ部材の頭部は、外板の凹所に嵌まり込んだ状態が保持され、空気力学的な特性に影響を与えることがない。
【００１９】
また本発明は、外板とリブシアタイとは接着されることを特徴とする。
本発明に従えば、外板とリブシアタイとは接着されるので、外板を内部構造体から剥離させる力を、外板とリブシアタイを直接締結するファスナ部材だけでなく、接着部によって分担し、外板とリブシアタイを直接締結するファスナ部材と外板との間に作用する引き抜き力を小さくすることができる。これによって外板に対するファスナ部材の引き抜き強度をさらに高くすることができる。
【００２０】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施の一形態の翼の外板取付構造を用いた航空機１１を示す斜視図である。本実施の形態の翼の外板取付構造は、尾翼１５および主翼外翼１３に用いられる。主翼外翼１３は、飛行中は揚力を得て、機体を空中に支える働きをする航空機１１の主翼１４の先端部である。航空機１１の後方に配置される尾翼１５は、水平尾翼１２と垂直尾翼１６とを含んで構成され、水平尾翼１２は、機体に働く空気力を機体の重心まわりに釣り合わせて、ピッチ方向の安定を保つ働きをする。垂直尾翼１６は、機体のヨー方向の安定を保ち、機体の横滑りを制御する働きをする。
【００２１】
図２は、航空機１１の水平尾翼１２を示す斜視図である。水平尾翼１２は、機体に固定される水平安定板２１と、変位自在な動翼２２を含んで構成される。水平安定板２１は、前縁部２３、後縁部２４、および前縁部２３と後縁部２４との間に配置される翼桁間構造部２５を含んで構成される。動翼２２は、後縁部２４に角変位自在に直結されている。
【００２２】
図３は、水平尾翼１２の水平安定板２１の内部構造体２１ａを示す斜視図である。内部構造体２１ａは、水平尾翼（以後「翼」ということがある）１２の長手方向に延びて配置される前桁２６、翼１２の長手方向に延び、前桁２６の翼弦方向後縁側に配置される後桁２７、翼弦方向に延び、翼１２の長手方向に所定の間隔をあけて並び、前桁２６と後桁２７とに連結される複数のリブ２８、翼１２の長手方向に延び、前桁２６の翼弦方向前縁側に配置される前縁補強部材２９ａ、翼１２の長手方向に延び、後桁２７の翼弦方向後縁側に配置される後縁補強部材２９ｂ、前縁補強部材２９ａと前桁２６とを連結する複数の第１連結部材３０ａ、および後縁補強部材２９ｂと後桁２７とを連結する複数の第２連結部材３０ｂを含んで構成される。前桁２６、後桁２７、リブ２８、前縁補強部材２９ａ、後縁補強部材２９ｂ、第１連結部材３０ａおよび第２連結部材３０ｂを総称して、内部構造部材と呼ぶ。これらの内部構造部材を外部から覆うように外皮体３１を連結して、水平尾翼１２が構成される。
【００２３】
図４は、図２のセクションＩＶを拡大して、前桁２６と後桁２７との間の水平尾翼１２の構造を示す斜視図である。外皮体３１は、外板３２、および前桁２６と後桁２７との間の外板３２に、翼１２の長手方向に延び、翼１２の翼弦方向に並んで、翼１２の内側から固定される補強体である複数のストリンガ３３を含んで構成される。外板３２とストリンガ３３とは、コキュア（ｃｏｃｕｒｅ）接着される。コキュア接着は、成形した外板３２およびストリンガ３３を硬化せずに、外板３２にストリンガ３３を密着させて、外板３２とストリンガ３３とを個々に硬化させると同時に、ストリンガ３３に含浸させる合成樹脂を接着剤として接着する接合方法である。
【００２４】
ストリンガ３３は、炭素繊維強化樹脂材料（略称：ＣＦＲＰ）から成り、軸直角断面における外形が一様に略台形状で、軸直角断面で見たときに、台形の平行な２つの辺のうち長い方の辺を成す側面が、外板３２に、翼の内方側から接着される。ＣＦＲＰは、繊維材料、たとえば炭素繊維に、合成樹脂、たとえばエポキシ樹脂を含浸した複合材料である。これによって翼内部で炸裂弾が爆発したときに、爆発による爆風がストリンガ３３の外周を滑らかに流れるので、その風圧によってストリンガ３３に作用する荷重を軽減することができる。
【００２５】
本実施の形態において、ストリンガ３３は、軸直角断面が略台形状としたが、爆発による爆風がストリンガ３３の外周を滑らかに流れるような三角形などの多角形および半円などの断面形状としてもよい。
【００２６】
翼桁間構造部２５は、前桁２６、後桁２７および複数のリブ２８を含み、さらに前桁２６と後桁２７との間の外板３２およびストリンガ３３を含んで構成される。外板３２の、前桁２６と後桁２７との間、かつリブ２８Ａとリブ２８Ａに隣り合って同方向に延びるリブ２８Ｂとの間の一部分（以後、「飛散板」ということがある。）３４は、外板３２の残余の部分３２ａとは別体になっている。飛散板３４は、前桁２６、後桁２７およびリブ２８に固定されない。飛散板３４とストリンガ３３とは、コキュア接着される。本発明の翼の外板取付構造は、リブ２８と外板３２との取付構造に用いられる。
【００２７】
図５は、図４の切断面線Ｓ５−Ｓ５から見た断面図である。飛散板３４は、外周部分３５が翼外方に向かうにつれて、外方に突出している。飛散板３４と外板３２の残余の部分３２ａとは、コキュア接着される。
【００２８】
図６は、図５のセクションＶＩを拡大した断面図である。外板３２の残余の部分３２ａは、炭素繊維にエポキシ樹脂を含浸した複合材料から成る複数の層部分が積層されて成形される。たとえば最外層部分３７は、繊維の延びる方向である繊維方向が翼１２の長手方向に対して±４５度を成す±４５度材から成り、最外層部分３７を除く層部分は、繊維方向が翼１２の長手方向に平行な０度材、および繊維方向が翼１２の長手方向に垂直な９０度材および±４５度材を複数に積層して成形される。
【００２９】
飛散板３４は、炭素繊維にエポキシ樹脂を含浸した複合材料から成る複数の層部分が積層されて成形される。この複数の層は、主として繊維方向が翼の長手方向に対して４５度を成す±４５度材から成る。炭素繊維を含む複合材料は、軽量かつ高強度であり、飛散板３４の成形にファスナおよび接着剤を必要としない。飛散板３４の厚さＴ１は、残余の部分３２ａの厚さＴ２よりも薄く成形される。
【００３０】
飛散板３４の外周部分４１の層部分は、翼１２の内方から外方に向かうにつれて階段状に外方に突出するように積層される。外板３２の残余の部分３２ａの少なくとも飛散板３４と接着される部分４３は、層部分が翼の外方から内方に向かうにつれて階段状に外方に突出するように積層される。飛散板３４の各層部分は、前記飛散板３４の層部分に対して翼の内方に向かって１段下がった残余の部分３２ａの層部分に接着される。
【００３１】
図７は、図４のセクションＶＩＩを拡大した斜視図である。図８は、図７の切断面線Ｓ８−Ｓ８から見た断面図である。リブ２８は、リブシアタイ５１とウェブ７１とを含んで構成される（図１０参照）。リブシアタイ５１は、翼１２の翼弦方向Ｃ１に延びる平板状の連結部５１ａと、前記連結部５１ａの翼１２の内方に臨む一方の面の中央部から翼１２の内方に向かって突出し、連結部５１ａの長手方向Ｃ１に延びる平板状の凸部５１ｂとを有する、軸直角断面の外形がＴ字状の部材である。リブシアタイ５１と外板３２とは、ファスナ５２によって締結される。リブシアタイ５１の凸部５１ｂとリブ２８とが連結される。ウェブ７１は、板状で、リブシアタイ５１の凸部５１ｂに接合される。外板３２はリブシアタイ５１に連結されることで、リブ２８に連結される。
【００３２】
ファスナ５２は、円柱形状の軸部５２ａと、軸部５２ａの一端側に設けられ、軸部５２ａから遠ざかるにつれて拡径する略円錐台形状の頭部５２ｂとを有する。ファスナ５２の頭部５２ｂは、その外径Ｄ１が軸部５２ａの外径Ｄ２の２倍程度以上の寸法となるように形成される。
【００３３】
外板３２のリブシアタイ５１が連結される連結領域部３２ｂは、翼１２の内方に突出し、その厚さＴ３は、外板３２の残余の部分３２ａよりも厚く、ファスナ５２の頭部５２ｂの軸線方向厚さＴ４の２倍以上になるように形成される。外板３２の連結領域部３２ｂに、外板３２を厚さ方向に貫通する複数の挿通孔３６が、翼弦方向Ｃ１に所定の間隔を空けて２列に並んで形成される。また外板３２の挿通孔３６の翼の外方側には、翼１２の外方に向かうにつれて拡径する略円錐台形状の凹所５４が形成される。リブシアタイ５１の連結部５１ａには、外板３２の連結領域部３２ｂの挿通孔３６に対応する挿通孔５３が形成される。外板３２の挿通孔３６とリブシアタイ５１の挿通孔５３とが同軸になるように、外板３２とリブシアタイ５１とが連結される。
【００３４】
ファスナ５２の軸部５２ａは、外板３２の挿通孔３６とリブシアタイ５１の挿通孔５３とに挿通され、頭部５２ｂは、電気による腐食を防止するのに用いられるディンプルワッシャ（「ワッシャ」ということがある）５５を介在して、連結領域部３２ｂの凹所５４に嵌まり込む。
【００３５】
詳細には、ワッシャ５５は、円錐台状の受部５５ａと前記受部から半径方向外方に突出する係止部５５ｂとを有し、ワッシャ５５の受部５５ａが連結領域部３２ｂの凹所５４に嵌まり込み、ファスナ５２の頭部５２ｂがワッシャ５５の受部５５ａに嵌まり込む。ワッシャ５５の係止部５５ｂは、外板３２の翼の外方側の表面に係止される。
【００３６】
このときファスナ５２の軸部５２ａの他端部は、リブシアタイ５１の連結部５１ａから翼１２の内方に向かって突出する。この突出した他端部に、ファスナ５２の軸線方向の変位を規制する規制部材５６を装着することによって、外板３２とリブシアタイ５１とが締結される。また、この突出した他端部を、リブシアタイ５１の挿通孔５３の内径よりも大きく変形させて、ファスナ５２の軸線方向の変位を規制するようにしてもよい。外板３２とリブシアタイ５１とが締結される状態では、ファスナ５２の頭部５２ｂの端面は、ワッシャ５５の係止部５５ｂと面一であり、さらに外板３２の翼１２の外方の表面とほぼ面一である。また外板３２とリブシアタイ５１とは、接着剤５７によって接着される。
【００３７】
本実施の形態の翼の外板取付構造によれば、外板３２は、ファスナ５２を用いてリブシアタイ５１に締結される。このファスナ５２は、頭部５２ｂが外板３２の凹所５４に嵌まり込んでおり、揚力などの翼における空気力学的な特性に影響を与えることがない。さらにファスナ５２の頭部５２ｂは、軸部５２ａに対して充分に大きい外径を有しており、外板３２に対するファスナ５２の引き抜き力を、外板３２の広い領域で受けることができ、外板３２に対するファスナ５２の引き抜き強度を高くすることができる。したがって外板３２の取付強度を高くし、たとえば翼の内外の圧力差などによって、外板３２をリブシアタイ５１から剥離させる力が作用しても、この力に抗して外板３２のリブシアタイ５１への連結状態を確実に保持することができる。
【００３８】
また本実施の形態の翼の取付構造によれば、外板３２のリブシアタイ５１に連結される連結領域部３２ｂは、外板３２の残余の部分３２ａよりも厚み寸法が大きいので、この連結領域部３２ｂの強度を高くし、外板３２に対するファスナ５２の引き抜き力に対して、確実に抗して外板３２とリブシアタイ５１との締結が維持される。しかも外板３２全体の厚み寸法を大きくするのではなく、部分的に高い強度が必要な連結領域部３２ｂだけ、厚み寸法を大きくするので、翼全体をできるだけ軽量にして、外板３２の取付強度を高くすることができる。
【００３９】
また本実施の形態の翼の外板取付構造によれば、ファスナ５２の頭部５２ｂと外板３２との間には、ワッシャ５５が介在され、ワッシャ５５によって、外板３２に対するファスナ５２の引き抜き力を、ワッシャ５５によって外板３２のさらに広い領域に分散させることができる。したがって外板３２に対するファスナ５２の引き抜き強度をさらに高くすることができる。しかもワッシャ５５は、受部５５ａと係止部５５ｂとを有する構成であり、ファスナ５２の頭部５２ｂは、外板３２の凹所５４に嵌まり込んだ状態が保持され、翼の空気力学的な特性に影響を与えることがない。
【００４０】
また本実施の形態の翼の外板取付構造によれば、外板３２とリブシアタイ５１とは接着されるので、外板３２をリブシアタイ５１から剥離させる力を、外板３２とリブシアタイ５１とを直接締結するファスナ５２だけでなく、接着剤５７によって分担し、外板３２とリブシアタイ５１とを直接締結するファスナ５２と外板３２との間に作用する引き抜き力を小さくすることができる。これによって外板３２に対するファスナ５２の引き抜き強度をさらに高くすることができる。
【００４１】
図９は、図４のセクションＩＸを拡大した斜視図である。ストリンガ３３の、リブシアタイ５１の凸部５１ｂに当接する端部には、前記凸部５１ｂに平行に延びる平板状の締結部６１が設けられる。締結部６１には、上述の外板３２に設けられる挿通孔５３と同様の、締結部６１の厚さ方向に貫通する挿通孔および凹所が設けられ（図示せず）、リブシアタイ５１の凸部５１ｂには、締結部６１の挿通孔に対応する、凸部５１ｂの厚さ方向に貫通する挿通孔が設けられる。上述の外板３２とリブシアタイ５１との締結と同様にして、ファスナ５２と同様のファスナ６２を用いて、リブシアタイ５１とストリンガ３３とを締結する。
【００４２】
このとき外板３２とリブシアタイ５１とを締結するファスナ５２の軸線と、ストリンガ３３とリブシアタイ５１とを締結するファスナ６２の軸線とは、交差する位置関係にあり、これによって外板３２がリブシアタイ５１から剥離しようとする方向に作用する力、換言すれば、外板３２とリブシアタイ５１とを締結するファスナ５２の軸線方向に作用する力が、ストリンガ３３とリブシアタイ５１とを締結するファスナ６２にも作用するので、ファスナ５２に作用する力を軽減することができる。
【００４３】
本実施の形態の翼の外板取付構造によれば、外板３２には、ストリンガ３３が接合され、このストリンガ３３とリブシアタイ５１とがファスナ６２によって締結される。これによって外板３２をリブシアタイ５１から剥離させる力を、外板３２とリブシアタイ５１とを直接締結するファスナ５２だけでなく、ストリンガ３３とを介して、ストリンガ３３とリブシアタイ５１とを締結するファスナ６２でも分担し、外板３２とリブシアタイ５１とを直接締結するファスナ５２と外板３２との間に作用する引き抜き力を小さくすることができる。これによって外板３２に対するファスナ５２の引き抜き強度をさらに高くすることができる。またストリンガ３３とリブシアタイ５１とを締結するファスナ６２も、頭部は、軸部に対して充分に大きい外径を有しており、さらにワッシャ５５も用いるので、ストリンガ３３に対するファスナ６２の引き抜き力を、ストリンガ３３の広い領域で受けることができ、ストリンガ３３に対するファスナ６２の引き抜き強度を高くすることができる。これによって外板３２の取付強度をさらに高くすることができる。
【００４４】
またストリンガ３３は、外板３２に接着されるとともに、ストリンガ３３の締結部６１を有する端部は、リブシアタイ５１の外板３２との連結部５１ａにも接着されており、これによってさらにファスナ５２に作用する力を軽減することができる。
【００４５】
図１０は、リブ２８を示す斜視図である。ウェブ７１には、複数の孔７２が形成される。翼内部で炸裂弾が爆発によって生じる爆風は、これらの孔７２を通過することができ、被弾したリブ２８間の翼内の圧力が上昇することを防ぐことができ、外板３２およびリブ２８などの局所的な損傷を防ぐことができる。
【００４６】
図１１は、炸裂弾８１が着弾した水平尾翼１２を示す模式図である。図１１（１）に示されるように、水平尾翼１２の外板３２に炸裂弾８１が着弾すると、炸裂弾８１の炸薬が爆発し、図１１（２）に示されるように、爆発によって生じる爆風が、水平尾翼１２の内部空間に拡がる。この爆発によって内部空間の圧力が上昇し、予め定める所定の圧力以上になると、図１１（３）に示されるように、飛散板３４が飛散して、外板３２の飛散板３４を除く部分が、各ファスナ５２，６２によってリブ２８などの内部構造体２１への締結が保持された状態で、水平尾翼１２の内部圧力を開放する。このようにして、図１１（４）に示されるように、少なくとも外板３２の残余の部分３２ａの破損を防ぐことができ、航空機１１は飛散板３４の飛散後も安全に飛行を続行することができる。
【００４７】
【発明の効果】
請求項１記載の本発明によれば、外板は、ファスナ部材を用いて内部構造体を構成するリブシアタイに締結される。このファスナ部材は、頭部が外板の凹所に嵌まり込んでおり、揚力などの翼における空気力学的な特性に影響を与えることがない。さらにファスナ部材の頭部は、軸部に対して充分に大きい外径を有しており、外板に対するファスナ部材の引き抜き力を、外板の広い領域で受けることができ、外板に対するファスナ部材の引き抜き強度を高くすることができる。充分に大きいとは、２倍程度以上である。したがって外板の取付強度を高くし、たとえば翼の内外の圧力差などによって、外板をリブシアタイを有する内部構造体から剥離させる力が作用しても、この力に抗して外板の内部構造体への連結状態を確実に保持することができる。
また外板には、ストリンガが接合され、このストリンガとリブシアタイとがファスナ部材によって締結される。これによって外板を内部構造体から剥離させる力を、外板と内部構造体を直接締結するファスナ部材だけでなく、ストリンガを介して、ストリンガと内部構造体とを締結するファスナ部材でも分担し、外板と内部構造体を直接締結するファスナ部材と外板との間に作用する引き抜き力を小さくすることができる。これによって外板に対するファスナ部材の引き抜き強度をさらに高くすることができる。
またストリンガとリブシアタイとを締結するファスナ部材も、頭部は、軸部に対して充分に大きい外径を有しており、ストリンガに対するファスナ部材の引き抜き力を、補強体の広い領域で受けることができ、ストリンガに対するファスナ部材の引き抜き強度を高くすることができる。これによって外板の取付強度をさらに高くすることができる。
しかも外板とリブシアタイとを締結するファスナ部材と、ストリンガとリブシアタイとを締結するファスナ部材とは、軸線が互いに交差する方向に延びるように配置されて用いられる。したがって外板とリブシアタイとを締結するファスナの軸線方向に作用する力を、ストリンガとリブシアタイとを締結するファスナによって好適に受けて、外板とリブシアタイとを締結するファスナに作用する力を軽減することができる。
【００４８】
請求項２記載の本発明によれば、外板のリブシアタイに連結される連結領域部は、外板の残余の部分よりも厚み寸法が大きいので、この連結領域部の強度を高くし、外板に対するファスナ部材の引き抜き力に対して、確実に抗して外板とリブシアタイを有する内部構造体との締結が維持される。しかも外板全体の厚み寸法を大きくするのではなく、部分的に高い強度が必要な連結領域部だけ、厚み寸法を大きくするので、翼全体をできるだけ軽量にして、外板の取付強度を高くすることができる。
【００４９】
請求項３記載の本発明によれば、ファスナの頭部と外板との間には、ワッシャ部材が介在され、ワッシャによって、外板に対するファスナ部材の引き抜き力を、ワッシャによって外板のさらに広い領域に分散させることができる。したがって外板に対するファスナ部材の引き抜き強度をさらに高くすることができる。しかもワッシャ部材は、受部と係止部とを有する構成であり、ファスナ部材の頭部は、外板の凹所に嵌まり込んだ状態が保持され、空気力学的な特性に影響を与えることがない。
【００５２】
請求項４記載の本発明によれば、外板とリブシアタイとは接着されるので、外板を内部構造体から剥離させる力を、外板とリブシアタイを直接締結するファスナ部材だけでなく、接着部によって分担し、外板とリブシアタイを直接締結するファスナ部材と外板との間に作用する引き抜き力を小さくすることができる。これによって外板に対するファスナ部材の引き抜き強度をさらに高くすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態の翼の外板取付構造を用いた航空機１１を示す斜視図である。
【図２】航空機１１の水平尾翼１２を示す斜視図である。
【図３】水平尾翼１２の水平安定板２１の内部構造体２１ａを示す斜視図である。
【図４】図２のセクションＩＶを拡大して、前桁２６と後桁２７との間の水平尾翼１２の構造を示す斜視図である。
【図５】図４の切断面線Ｓ５−Ｓ５から見た断面図である。
【図６】図５のセクションＶＩを拡大した断面図である。
【図７】図４のセクションＶＩＩを拡大した斜視図である。
【図８】図７の切断面線Ｓ８−Ｓ８から見た断面図である。
【図９】図４のセクションＩＸを拡大した斜視図である。
【図１０】図１０は、リブ２８を示す斜視図である。
【図１１】炸裂弾８１が着弾した水平尾翼１２を示す模式図である。
【図１２】対象物に炸裂弾２が衝突したときの状態を示す断面図である。
【図１３】翼５に炸裂弾２が衝突したときの状態を示す断面図である。
【符号の説明】
１２  水平尾翼
２６  前桁
２７  後桁
２８  リブ
３２  外板
３２ｂ  連結領域部
３３  ストリンガ
３４  飛散板
５１  リブシアタイ
５２，６２  ファスナ
５２ａ  軸部
５２ｂ  頭部
５４  凹所
５５  ディンプルワッシャ
５７  接着剤
６１  締結部
【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】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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