(57)【要約】【課題】ストリンガ、リブを備えている航空機の機体用パネルにおいて、シム作業の負担を軽減する。【解決手段】下部スキン１３に連なり、翼長方向に沿って配置される複数のストリンガ１５と、翼幅方向に沿って配置される複数のリブ１７と、を備える。リブ１７が配置される部分では、隣接するストリンガ１５の間が平坦な支持面１５ｃで繋がれており、リブ１７が配置されない部分では、隣接するストリンガ１５の間が、薄肉な凹溝１６と、凹溝１６の両側にあってストリンガ１５に連なる厚肉なベース１５ａと、からなる段差面で繋がれていることを特徴とする。【選択図】図１
2014141205.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
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いる、
ことを特徴とする航空機の機体用パネル。
【請求項２】
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。
【請求項３】
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。
【請求項４】
前記ストリンガは、前記スキンと一体に成形されている、
ことを特徴とする請求項１〜請求項３のいずれか１項に記載の航空機の機体用パネル。
【請求項５】
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４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。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、主に航空機の翼に用いられる機体用パネルに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の主翼は、骨格をなすフレーム材に、主翼の外表面を形成する翼用パネルが取り付けられることで形成されている。そして、翼用パネルは、３次元形状に湾曲形成されている。具体的には、例えばエンジンが主翼の下に取り付けられるような機体において、主翼の上面を形成する翼用パネルは、主翼の外表面側が翼長方向に凸となるよう湾曲形成され、主翼の下面を形成する翼用パネルは、主翼の外表面側が翼長方向に凹となる（上方に凸となる）よう湾曲形成されている。
【０００３】
このような翼用パネルが組み合わされた主翼は、強度を確保するために、ストリンガとリブを備えている（特許文献１，２）。ストリンガは、主翼の内側の表面に主翼の翼長方向に沿って設けられ、また、リブは主翼の翼幅方向に沿って設けられる。図７にその一例を示す。この例では、複数のストリンガ１１５は、主翼１００の前側と後側（図７の紙面の左右方向）の間に、主翼１００の翼長方向（図７の紙面に垂直方向）に延びており、上部スキン１１１及び下部スキン１１３の内側表面に形成されている。ストリンガ１１５は、図示を省略する前後のスパー等とともに、主翼１００に作用する前後方向，翼長方向及び上下方向に働く曲げや捩れなどの力を主翼１００が取り付けられている航空機の胴体に伝達する。一方、リブ１１７は、主翼１００の翼幅方向に延びるとともに、上部スキン１１１と下部スキン１１３の間にわたって設置される。
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。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２０１１−５１５１７号公報
【特許文献２】特開２０１２−１７１４５３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
リブ１１７を下部スキン１１３に固定しようとすると、薄肉部１１３ａを挟んでその両側に厚肉部１１３ｂが存在する。したがって、詳しくは後述するが、下部スキン１１３とリブ１１７の間には、両側の厚肉部１１３ｂとの間で接触面ｃ１及び接触面ｃ３の２箇所、薄肉部１１３ａとの間で接触面ｃ２の１箇所、合わせて３つの面で接触する可能性を有している。ところが、下部スキン１１３、リブ１１７を製造する際の公差により、実際に接触するのは一つの面に過ぎない。そのため、接触できない他の領域には大きなギャップが生じると、シム（shim）をギャップに挿入する作業（以下、シム作業という）を行なうことになる。航空機の主翼は多数のストリンガ、リブを備えているため、このシム作業の負担は極めて大きい。
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。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
かかる目的のもと、本発明の航空機を構成する機体用パネルであって、スキンと、第１の方向に沿ってスキンに配置される複数のストリンガと、を備え、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スキンの第１の領域は、隣接するストリンガの間が平坦面で繋がれており、リブが配置されないスキンの第２の領域は、隣接するストリンガの間が段差面で繋がれている、ことを特徴とする。
【０００７】
本発明の機体用のパネルは、リブが配置される第１の領域が平坦な面で繋がれている。したがって、リブはこの平坦面のみと接触することになるので、公差を考慮したとしても、シム作業を省くことができる。
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。
また、ストリンガは、スキンと一体に形成することができる。
【０００８】
本発明の機体用のパネルは、第１の領域における隣接するストリンガの間の平坦面で繋がれる部分の厚みと、第２の領域における段差面の厚肉部の厚みを、等しくすることができる。
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。
【発明の効果】
【０００９】
本発明によれば、リブが配置される第１の領域が平坦な面で繋がれているので、シム作業を省くことができる。また、本発明によれば、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。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本実施の形態における翼用パネルを示す部分断面図であり、（ａ）は図２のＩａ−Ｉａ線矢視断面図、（ｂ）は図２のＩｂ−Ｉｂ線矢視断面図、（ｃ）は（ａ）のＩｃ−Ｉｃ線矢視断面図である。
【図２】本実施の形態における翼用パネルを示す部分平面図である。
【図３】（ａ）は図１（ａ）の部分拡大図、（ｂ）は従来の翼用パネルの部分拡大図である。
【図４】（ａ）は図１（ａ）の部分拡大図、（ｂ）は従来の翼用パネルの部分拡大図である。
【図５】本実施形態の変形例を示す図である。
【図６】本発明が適用される航空機の主翼を示す図である。
【図７】従来の主翼の断面を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
以下、添付図面に示す実施の形態に基づいてこの発明を詳細に説明する。
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。
【００１２】
ストリンガ１５は、主翼１に作用する前後方向、翼長方向および上下方向に働く曲げや捩れなどの力を主翼１が取り付けられている航空機の胴体に伝達する。ストリンガ１５は、上部スキン１１，下部スキン１３と一体的に形成されていてもよいし、別体として作製しておき、上部スキン１１及び下部スキン１３の所定位置に接合により形成してもよい。以下では、ストリンガ１５が、下部スキン１３と一体的に形成されている例について説明する。なお、ストリンガ１５が上部スキン１１，下部スキン１３と一体的に形成するには、スキン素材を削り出しすればよい。
【００１３】
ストリンガ１５は、図１（ｂ）、図２に示すように、Ｉ型の横断面を有し、根元が下部スキン１３の内表面と一体的に形成されている。ストリンガ１５は、下部スキン１３に繋がるベース１５ａと、ベース１５ａに立設するウェブ１５ｂとからなる。ベース１５ａは、ウェブ１５ｂよりも幅が広く形成されており、主として翼長方向の力に耐えられるよう、下部スキン１３の剛性を確保するために設けられている。複数のストリンガ１５は、翼幅方向ｙに所定の間隔を隔てて並んで配列されており、隣接するストリンガ１５のベース１５ａ，１５ａの間は、ベース１５ａの上面を基準にすると窪んでおり、翼長方向ｘ（図６）に沿う凹溝１６をなしている。したがって、隣接するストリンガ１５の間の中央部分には薄肉部が配置され、この薄肉部の両側にはストリンガ１５の根元に厚肉部が配置されることになる。ただし、図２に示すように、所定間隔ごとにこの凹溝１６が埋められているため、隣接するベース１５ａ，１５ａを含め平坦な支持面１５ｃをなしている部分（図１（ａ））がある。
【００１４】
なお、ここでは、理解を容易にするために、「凹溝１６が埋められている」と表現しているが、平坦な支持面１５ｃを形成するには、少なくとも２つの手段を選択できる。第１の手段は、支持面１５ｃが形成されている部分を含め、ストリンガ１５のベース１５ａ，１５ａの間の全域に凹溝１６を形成し、その後に平坦な支持面１５ｃを形成する領域に、別途用意した部材を挿入、固定する。これは、文字通り、凹溝を埋めるというものである。第２の手段は、支持面１５ｃをなす部分を除いて、凹溝１６を切削により形成するというものである。本実施形態は、何れの手段を採用してもよいが、支持面１５ｃをより精度よく形成するには、第２の手段を採用することが好ましい。
【００１５】
リブ１７は、上部スキン１１及び下部スキン１３の間に配置されることで、上部スキン１１及び下部スキン１３の両者の剛性を確保する。
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。
【００１６】
以上の構成を備える翼用パネル１０の効果について以下説明する。
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。
【００１７】
本実施形態の翼用パネルの場合、接触面がＣ１の一つだけであるから、仮に、下部スキン１３の支持面１５ｃとリブ１７のフランジ１７ｂの間に片当たりがあったとしても、両者の間に生ずるギャップは小さい。そこで、図３（ａ）において、一端において支持面１５ｃとフランジ１７ｂは接触するが、他端においては支持面１５ｃとフランジ１７ｂが接触できずにギャップが生じるとする。しかし、そのギャップは当該公差の範囲に収まる可能性が大きいため、本実施形態によると、生じたギャップにシムを挿入する必要がない。
【００１８】
これに対して、従来構造の翼用パネルの場合は、接触面がｃ１，ｃ２，ｃ３と三つあるため、本実施形態に比べてギャップが生じやすく、また、生じるギャップが大きくなる可能性が高い。すなわち、仮に、図３（ｂ）において、図中、左側の接触面ｃ１が実際に接触するものとし、中央の接触面ｃ２及び右側の接触面ｃ３においては接触できずにギャップが生じるとする。この場合、接触面ｃ１、接触面ｃ２及び接触面ｃ３の各々に公差ｔ１、ｔ２及びｔ３があるため、接触した接触面ｃ１を基準にすると、接触面ｃ２の部分では公差ｔ１に公差ｔ２が累積し、接触面ｃ３の部分では公差ｔ１＋公差ｔ２にさらに公差ｔ３が累積するので、接触面ｃ２の部分で生ずるギャップ及び接触面ｃ３の部分で生ずるギャップが大きくなってしまう。したがって、接触面ｃ２及び接触面ｃ３の部分について、シム作業が必須になる。
【００１９】
本実施形態によると、シム作業を排除できることに加えて、以下の効果を得ることができる。
（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。
【００２０】
（２）ファスナＦの長さを統一できる。
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。
【００２１】
（３）リブ１７の加工が容易である。
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。
【００２２】
以上、本発明の実施の形態を説明したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
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。
【符号の説明】
【００２３】
１      主翼
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
【図１】
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【図２】
2014141205.tif 000004
【図３】
2014141205.tif 000005
【図４】
2014141205.tif 000006
【図５】
2014141205.tif 000007
【図６】
2014141205.tif 000008
【図７】
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