(57)【要約】【課題】航空機に用いられ、複合材で形成された構成部材を備える翼のフラッタ特性向上と製造コスト低減の両立を図る。【解決手段】翼１０において、構成部材である上方外板１１は、表面に沿って複数の領域２０に区分される。複数の領域２０は、高強度タイプの複合材で形成された第１領域２０１と、高強度タイプより剛性が大きい高弾性タイプの複合材で形成された第２領域２０２とを含む。第１領域２０１は、複数の領域２０のうち最も翼端１０ｂ側の領域２１、２２を含み、第２領域２０２は、複数の領域２０のうち最も翼端１０ｂ側かつ後縁１０ｄ側の領域２３を含む。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機に用いられ、複合材で形成された構成部材を備える翼において、
前記構成部材は、表面に沿って複数の領域に区分され、
前記複数の領域は、高強度タイプの前記複合材で形成された第１領域と、前記高強度タイプより剛性が大きい高弾性タイプの前記複合材で形成された第２領域とを含み、
前記第１領域は、前記複数の領域のうち最も翼端側のいずれかの領域を含み、前記第２領域は、前記複数の領域のうち最も翼端側かつ後縁側の領域を含む、
ことを特徴とする翼。
【請求項２】
前記構成部材の前記表面は、翼上面であり、
前記複数の領域は、翼長方向および前記翼長方向に直交する翼弦方向で区分されることを特徴とする請求項１に記載の翼。
【請求項３】
前記複数の領域は、前記翼長方向および前記翼弦方向で格子状に区分されることを特徴とする請求項２に記載の翼。
【請求項４】
前記複数の領域は、面積が等分に区分されることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の翼。
【請求項５】
前記構成部材は、外板であることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の翼。
【請求項６】
航空機に用いられ、複合材で形成された構成部材を備える翼の設計方法であって、
前記構成部材の表面を複数の領域に区分する領域設定ステップと、
前記複数の領域を、高強度タイプの前記複合材で形成される第１領域と、前記高強度タイプよりも剛性が大きい高弾性タイプの前記複合材で形成される第２領域とに分けて、前記第１領域および前記第２領域のパターンを設定するパターン設定ステップと、
前記パターンごとに、前記翼にフラッタが生じるフラッタ速度を数値解析により算出するフラッタ速度算出ステップと、
算出した前記フラッタ速度が最大となる前記パターンを最適パターンとして決定する最適パターン決定ステップと、
を備えることを特徴とする翼の設計方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、翼および翼の設計方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、構成部材が複合材で形成される翼に関する技術が知られている。例えば、特許文献１には、航空機に用いられる翼の外板について、翼根側を高強度タイプの複合材で形成すると共に、翼端側を高弾性タイプの複合材で形成することが開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開昭５８−８１８９６号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
特許文献１に記載の翼は、高強度タイプに比べて剛性が大きい高弾性タイプの複合材を翼端側に用いることで、翼の翼端側の剛性を高め、翼の厚み（翼の重量）を増加させることなく、フラッタ特性を向上させている。しかしながら、高弾性タイプの複合材は、一般的に高強度タイプの複合材に比べて高価であることから、高弾性タイプの複合材を用いる範囲は、少ないほど好ましい。そのため、翼のフラッタ特性向上と製造コスト低減の両立を図るという観点から、複合材で形成される翼の構造には、なお改善の余地がある。
【０００５】
本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、航空機に用いられ、複合材で形成された構成部材を備える翼のフラッタ特性向上と製造コスト低減の両立を図ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明は、航空機に用いられ、複合材で形成された構成部材を備える翼において、前記構成部材は、表面に沿って複数の領域に区分され、前記複数の領域は、高強度タイプの前記複合材で形成された第１領域と、前記高強度タイプより剛性が大きい高弾性タイプの前記複合材で形成された第２領域とを含み、前記第１領域は、前記複数の領域のうち最も翼端側のいずれかの領域を含み、前記第２領域は、前記複数の領域のうち最も翼端側かつ後縁側の領域を含む、ことを特徴とする。
【０００７】
この構成によれば、構成部材の剛性が翼のフラッタ特性に与える影響が大きい最も翼端側かつ後縁側の領域が、高弾性タイプの複合材で形成されるため、フラッタ特性を向上させつつ、高弾性タイプの複合材を必要以上の範囲に用いることを抑制できる。また、構成部材の最も翼端側のいずれかの領域が、高強度タイプの複合材で形成されるため、最も翼端側の領域すべてを高弾性タイプの複合材で形成する場合に比べて、高弾性タイプの複合材を用いる範囲を削減することができる。従って、本発明によれば、航空機に用いられ、複合材で形成された構成部材を備える翼のフラッタ特性向上と製造コスト低減の両立を図ることが可能となる。
【０００８】
また、前記構成部材の前記表面は、翼上面であり、前記複数の領域は、翼長方向および前記翼長方向に直交する翼弦方向で区分されることが好ましい。
【０００９】
この構成によれば、翼長方向および翼弦方向で複数の領域を区分するため、第１領域が複数の領域のうち最も翼端側のいずれかの領域を含み、第２領域が複数の領域のうち最も翼端側かつ後縁側の領域を含むものと、容易にすることができる。
【００１０】
また、前記複数の領域は、前記翼長方向および前記翼弦方向で格子状に区分されることが好ましい。
【００１１】
この構成によれば、領域ごとに異なるタイプの複合材を用いて構成部材を形成しても、各領域が複雑な形状または配列である場合に比べて、容易に構成部材を製造することができる。
【００１２】
また、前記複数の領域は、面積が等分に区分されることが好ましい。
【００１３】
この構成によれば、領域ごとに異なるタイプの複合材を用いて構成部材を形成しても、各領域が異なる大きさである場合に比べて、容易に構成部材を製造することができる。
【００１４】
また、前記構成部材は、外板であることが好ましい。
【００１５】
この構成によれば、翼のフラッタ特性に対する影響が大きく、かつ、比較的に大きな構成部材である外板について、高強度タイプ、高弾性タイプの複合材を用いる領域をより適切にすることができる。そのため、フラッタ特性向上および製造コスト低減をより良好に図ることが可能となる。
【００１６】
上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明は、航空機に用いられ、複合材で形成された構成部材を備える翼の設計方法であって、前記構成部材の表面を複数の領域に区分する領域設定ステップと、前記複数の領域を、高強度タイプの前記複合材で形成される第１領域と、前記高強度タイプよりも剛性が大きい高弾性タイプの前記複合材で形成される第２領域とに分けて、前記第１領域および前記第２領域のパターンを設定するパターン設定ステップと、前記パターンごとに、前記翼にフラッタが生じるフラッタ速度を数値解析により算出するフラッタ速度算出ステップと、算出した前記フラッタ速度が最大となる前記パターンを最適パターンとして決定する最適パターン決定ステップと、を備えることを特徴とする。
【００１７】
この構成によれば、高強度タイプの複合材で形成される第１領域と、高弾性タイプの複合材で形成される第２領域とのパターンについて、翼にフラッタが生じるフラッタ速度が最大となるパターンを算出することができる。そのため、翼のフラッタ特性を向上させつつ、高弾性タイプの複合材を必要以上の範囲に用いることを抑制できる。従って、本発明によれば、航空機に用いられ、複合材で形成された構成部材を備える翼のフラッタ特性向上と製造コスト低減の両立を図ることが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】図１は、実施形態にかかる翼を模式的に示す斜視図である。
【図２】図２は、実施形態にかかる翼を模式的に示す分解斜視図である。
【図３】図３は、上方外板を模式的に示す平面図である。
【図４】図４は、本実施形態にかかる翼のフラッタ特性を示す説明図である。
【図５】図５は、第１比較例としての翼のフラッタ特性を示す説明図である。
【図６】図６は、実施形態に係る翼および第２比較例の翼において、ねじりモードの振動のノーダルラインの解析結果を示す説明図である。
【図７】図７は、図６における二点鎖線で示した翼弦方向の断面位置における、ねじりモードの振動変位量について、実施形態に係る翼および第２比較例の翼のそれぞれについて解析した結果を示す説明図である。
【図８】図８は、第２比較例としての翼において、ねじりモードのノードを中心として翼に作用するモーメントの関係を模式的に示す図である。
【図９】図９は、実施形態にかかる翼において、ねじりモードのノードを中心として翼に作用するモーメントの関係を模式的に示す図である。
【図１０】図１０は、実施形態にかかる翼の設計方法の手順を示すフローチャートである。
【図１１】図１１は、パターンごとに算出したフラッタ速度の一例を示す説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
以下に、本発明にかかる翼および翼の設計方法の実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。
【００２０】
図１は、実施形態にかかる翼を模式的に示す斜視図であり、図２は、実施形態にかかる翼を模式的に示す分解斜視図である。図示するように、翼１０は、構成部材として、上方外板１１と、ストリンガー１２と、リブ１３と、桁１４と、図示しない下方外板とを備える。翼１０の各構成部材は、複数の複合材を積層して形成される。
【００２１】
上方外板１１は、翼１０の上方の外板である。図示しない下方外板は、翼１０の下方の外板であり、上方外板１１と対向して配置される。ストリンガー１２は、上方外板１１及び下方外板の内側に複数設けられ、翼１０の翼根１０ａから翼端１０ｂにかけての翼長方向に沿って配置される縦通材である。リブ１３は、翼１０の翼長方向に所定の間隔を空けて並べて配置される骨材である。桁１４は、上方外板１１と下方外板との間に設けられる。桁１４は、翼１０の翼長方向に配置され、翼１０の前縁１０ｃ側と後縁１０ｄ側とに一つずつ配置される。
【００２２】
図３は、上方外板を模式的に示す平面図である。上方外板１１は、図３で破線により区切った範囲に示すように、表面すなわち翼上面に沿って、複数（本実施形態では９個）の領域２０に区分されている。本実施形態において、複数の領域２０は、翼長方向および翼長方向と直交する翼弦方向（図３の上下方向）で格子状に区分されている。本実施形態において、複数の領域２０は、上方外板１１の面積を等分に区分したものである。
【００２３】
複数の領域２０は、複数の第１領域２０１と、第２領域２０２とから構成される。第１領域２０１は、高強度タイプの複合材で形成された領域である。第２領域２０２は、第１領域２０１に用いられる高強度タイプの複合材よりも、剛性が大きい高弾性タイプの複合材で形成された領域である。第１領域２０１は、複数の領域２０のうち、第２領域２０２を除くすべての領域である。第１領域２０１は、複数の領域２０のうち、最も翼端１０ｂ側の領域２１、２２を含む。第２領域２０２は、図３において斜線を付した範囲に示すように、複数の領域２０のうち、最も翼端１０ｂ側かつ後縁１０ｄ側の領域２３である。
【００２４】
ここで、航空機の飛行中において、翼１０には、航空機の飛行速度の増加に伴い、自励振動、いわゆるフラッタが発生することがある。フラッタは、翼１０に生じるねじりモードの振動と、曲げモードの振動とが連成することにより発生する。本発明者らは、例えば有限要素法といった数値解析手法を用いて、翼１０のフラッタ特性を解析した。以下、実施形態にかかる翼１０のフラッタ特性について、比較例としての翼のフラッタ特性と比較しつつ説明する。
【００２５】
図４は、本実施形態にかかる翼のフラッタ特性を示す説明図であり、図５は、第１比較例としての翼のフラッタ特性を示す説明図である。第１比較例としての翼は、図３に示す複数の領域２０をすべて高強度タイプの複合材で形成した翼である。図４中の上側の図は、翼１０における対気速度とねじりモードの振動減衰率および曲げモードの振動減衰率との関係の解析結果を示した説明図であり、図４中の下側の図は、翼１０における対気速度とねじりモードの固有振動数および曲げモードの固有振動数との関係の解析結果を示した説明図である。また、図５中の上側の図は、第１比較例としての翼における対気速度とねじりモードの振動減衰率および曲げモードの振動減衰率との関係の解析結果を示した説明図であり、図５中の下側の図は、第１比較例としての翼における対気速度とねじりモードの固有振動数および曲げモードの固有振動数との関係の解析結果を示した説明図である。図４および図５では、対気速度として、ノット等価対気速度（KEAS:Knot Equivalent Air Speed）を適用している。なお、対気速度は、ノットである必要がないことから、ノット等価対気速度に限られず、航空機と対気との相対速度であればよいため、単に、等価対気速度としてもよい。図４および図５において、減衰率は、振動の減衰率であり、振動波形における隣り合う振幅の比の自然対数をとった値となっている。減衰率は、翼自身による構造減衰の効果分を考慮し、値０よりも若干大きな閾値αに至った時点で翼にフラッタが発生しているものとした。
【００２６】
図４の下図に示すように、翼１０では、対気速度を値０としたときのねじりモードの固有振動数が値Ａとなるのに対し、図５の下図に示すように、第１比較例の翼では、値Ａよりも小さい値Ｂとなる。これは、翼１０の第２領域２０２が高弾性タイプの複合材で形成されることで、翼１０の剛性が増加し、第１比較例としての翼に比べてねじりの動きが抑制されるためである。一方で、曲げモードは、図３における翼１０の前縁１０ｃ側と後縁１０ｄ側が概ね同じ変形となる動きであるため、領域２０２のみを高弾性タイプの複合材で形成すると、前縁１０ｃ側と後縁１０ｄ側のうち片側のみの剛性が増加することになり、固有振動数の増加はねじりモードより小さくなる。つまり、第２領域２０２が高弾性複合材で形成されることで、ねじりモードの固有振動数の増加を、曲げモードの固有振動数増加より大きくすることができるため、図４の翼１０は、対気速度が値０の場合において、第１比較例としての翼よりも、ねじりモードの固有振動数と曲げモードの固有振動数との差（振動数差）が大きくなる。また、図４および図５において、対気速度が大きくなると、ねじりモードの固有振動数は小さくなるが一方で、曲げモードの固有振動数は、対気速度が０の場合の固有振動数とほぼ同じような振動数となり、ほぼ一定となる。このため、ねじりモードの固有振動数と曲げモードの固有振動数とは、所定の対気速度において同じ振動数となり、ねじりモードの振動と曲げモードの振動とが連成し始める。つまり、ねじりモードの固有振動数と曲げモードの固有振動数とが接近する対気速度が、連成振動が生じる対気速度となる。このとき、図４の翼１０は、対気速度が値０となる点において、第１比較例に比して振動数差が大きいことから、図４および図５におけるねじりモードの変化がほぼ同様の変化となる場合、振動数差が大きい分だけ、図４における交点が、図５における交点に比して対気速度が大きい側に遷移する。その結果、図４および図５の上図に示すように、第１比較例としての翼では、対気速度が値Ｄに至ったときに減衰率が閾値αを超える一方、実施形態にかかる翼１０では、対気速度が値Ｄよりも大きな値Ｃに至ったときに減衰率が閾値αを超える。このように、実施形態にかかる翼１０は、第１比較例の翼よりも、減衰率が閾値αを超える対気速度、すなわちフラッタ速度の値が大きく、フラッタの発生を抑制することができる。
【００２７】
また、高弾性タイプの複合材で形成される第２領域２０２の位置に応じて、ねじりモードの振動のノード（節）の位置を繋いだノーダルラインが変化する。図６は、実施形態に係る翼および第２比較例の翼において、ねじりモードの振動のノーダルラインの解析結果を示す説明図である。図６の破線は、実施形態にかかる翼１０におけるノーダルラインを示し、図６の二点鎖線は、第２比較例としての翼１００（図８参照）におけるノード位置を示す際の翼１０での断面位置を示す。第２比較例としての翼は、最も翼端１０ｂ側かつ前縁１０ｃ側の領域２１（図３参照）のみを高弾性タイプの複合材で形成した第２領域２０２とし、残りの領域２０をすべて高強度タイプの複合材で形成した第１領域２０１とした翼である。また、図７は、図６における二点鎖線で示した翼弦方向の断面位置における、ねじりモードの振動変位量について、実施形態に係る翼１０および第２比較例の翼のそれぞれについて解析した結果を示す説明図である。図７において、黒丸を繋いだ線は、第２比較例としての翼１００の変位量を示し、白丸を繋いだ線は、実施形態にかかる翼１０の変位量を示す。また、図７において、変位量が値０の位置がねじりモードの振動のノードである。
【００２８】
図６および図７に示すように、実施形態にかかる翼１０は、第２比較例としての翼に比べて、翼端１０ｂ近傍のノーダルラインが前縁１０ｃ側に移動する。これは、後縁１０ｄ側を高弾性タイプの複合材で形成することで、後縁１０ｄ側の剛性が前縁１０ｃ側に比べて高まり、後縁１０ｄ側の変形が抑制されるためである。ここで、図８は、第２比較例としての翼において、ねじりモードのノードを中心として翼に作用するモーメントの関係を模式的に示す図であり、図９は、実施形態にかかる翼において、ねじりモードのノードを中心として翼に作用するモーメントの関係を模式的に示す図である。図示するように、翼１０および翼１００に対して揚力Ｌが作用しているものとする。このとき、翼１０および翼１００には、図中の時計回り方向の実線矢印に示すように、揚力Ｌの作用点から、ねじりモードのノード３０までの距離Ｄと、揚力Ｌとの積となるモーメント力Ｍａが作用する。また、翼１０および翼１００には、図中の反時計回り方向の実線矢印に示すように、自身の弾性復元力によるモーメント力Ｍｋが作用する。上述したように、実施形態にかかる翼１０は、翼１００よりもノード３０が前縁１０ｃ側に位置するため、上記距離Ｄが短くなり、モーメント力Ｍａが小さくなる。その結果、翼１０は、翼１００に比べて、ねじりモードの振動数の変化が抑制され、フラッタ速度が大きくなり、フラッタの発生が抑制される。
【００２９】
以上説明したように、実施形態にかかる翼１０によれば、上方外板１１の剛性が翼１０のフラッタ特性に与える影響が大きい最も翼端１０ｂ側かつ後縁１０ｄ側の領域２０が、高弾性タイプの複合材で形成されるため、フラッタ特性を向上させつつ、高弾性タイプの複合材を必要以上の範囲に用いることを抑制できる。また、上方外板１１の最も翼端１０ｂ側のいずれかの領域２０が、高強度タイプの複合材で形成されるため、最も翼端１０ｂ側の領域すべてを高弾性タイプの複合材で形成する場合に比べて、高弾性タイプの複合材を用いる範囲を削減することができる。従って、実施形態にかかる翼１０によれば、航空機に用いられ、複合材で形成された構成部材を備える翼１０のフラッタ特性向上と製造コスト低減の両立を図ることが可能となる。
【００３０】
また、本実施形態において、構成部材の表面は、翼上面であり、複数の領域２０は、翼長方向および翼長方向に直交する翼弦方向で区分される。
【００３１】
この構成によれば、翼長方向および翼弦方向で複数の領域２０を区分するため、第１領域２０１が複数の領域２０のうち最も翼端１０ｂ側のいずれかの領域２１、２２を含み、第２領域２０２が複数の領域２０のうち最も翼端１０ｂ側かつ後縁１０ｄ側の領域２３を含むものと、容易にすることができる。
【００３２】
また、複数の領域２０は、翼長方向および翼弦方向で格子状に区分される。
【００３３】
この構成によれば、領域２０ごとに異なるタイプの複合材を用いて構成部材を形成しても、各領域２０が複雑な形状または配列である場合に比べて、容易に構成部材を製造することができる。
【００３４】
また、複数の領域２０は、面積が等分に区分される。
【００３５】
この構成によれば、領域２０ごとに異なるタイプの複合材を用いて構成部材を形成しても、各領域２０が異なる大きさである場合に比べて、容易に構成部材を製造することができる。
【００３６】
また、構成部材は、上方外板１１である。
【００３７】
この構成によれば、翼１０のフラッタ特性に対する影響が大きく、かつ、比較的に大きな構成部材である上方外板１１について、高強度タイプ、高弾性タイプの複合材を用いる領域をより適切にすることができる。そのため、フラッタ特性向上および製造コスト低減をより良好に図ることが可能となる。
【００３８】
次に、実施形態にかかる翼の設計方法について説明する。図１０は、実施形態にかかる翼の設計方法の手順を示すフローチャートである。実施形態にかかる翼の設計方法は、領域設定ステップＳＴ１と、パターン設定ステップＳＴ２と、フラッタ速度算出ステップＳＴ３と、最適パターン決定ステップＳＴ４とを備える。
【００３９】
領域設定ステップＳＴ１は、上方外板１１を翼長方向および翼弦方向で区分した複数の領域２０を設定するステップである。本実施形態では、図３に示すように、翼長方向および翼弦方向で、格子状かつ表面積を等分に、９個の領域２０に区分する。
【００４０】
パターン設定ステップＳＴ２は、複数の領域２０を、高強度タイプの複合材で形成される第１領域２０１と、高強度タイプよりも剛性が大きい高弾性タイプの複合材で形成される第２領域２０２とに分けて、第１領域２０１および第２領域２０２のパターンを設定するステップである。本実施形態では、複数の領域２０のいずれか一つを第２領域２０２とし、残りの領域をすべて第１領域２０１とするパターンを９つ作成する。
【００４１】
フラッタ速度算出ステップＳＴ３は、パターン設定ステップＳＴ２で設定したパターンごとに、翼１０にフラッタが生じるフラッタ速度を数値解析により算出するステップである。より詳細には、例えば、有限要素法といった数値シミュレーションによる解析手法を用いて、パターンごとに翼１０のフラッタ速度を算出する。図１１は、パターンごとに算出したフラッタ速度の例を示す説明図である。図１１は、翼根１０ａ側から翼端１０ｂ側にかけての翼長方向および前縁１０ｃ側から後縁１０ｄ側にかけての翼弦方向で、９つに区分された各領域２０（図３参照）のいずれか一つを高弾性タイプの複合材で形成したときの、翼１０のフラッタ速度の値を示す。
【００４２】
最適パターン決定ステップＳＴ４は、フラッタ速度算出ステップＳＴ３で算出したフラッタ速度が最大となるパターンを最適解として決定するステップである。図１１に示すように、一例として、フラッタ速度算出ステップＳＴ３において、最も翼端１０ｂ側かつ後縁１０ｄ側の領域を高弾性タイプの複合材で形成した場合に、最もフラッタ速度が大きくなるという解析結果を得た。従って、最適パターン決定ステップＳＴ４では、最も翼端１０ｂ側かつ後縁１０ｄ側の領域２０を第２領域２０２とし、残りの領域２０を第１領域２０１とするパターンを、最適パターンとして決定する。
【００４３】
以上説明したように、実施形態にかかる翼の設計方法は、高強度タイプの複合材で形成された第１領域２０１と、高弾性タイプの複合材で形成される第２領域２０２とのパターンについて、翼にフラッタが生じるフラッタ速度が最大となるパターンを算出することができる。そのため、翼のフラッタ特性を向上させつつ、高弾性タイプの複合材を必要以上の範囲に用いることを抑制できる。従って、実施形態にかかる翼の設計方法によれば、構成部材の一部が複合材で形成される翼のフラッタ特性向上と製造コスト低減の両立を図ることが可能となる。
【００４４】
なお、本実施形態では、複数の領域２０は、９つに区分されるものとしたが、複数の領域２０は、翼長方向に少なくとも２つ、かつ、翼弦方向に少なくとも２つに区分されればよい。また、複数の領域２０は、格子状に限られず、いかなる形状・配列に区分されてもよい。また、複数の領域２０は、ひとつの領域ごとに面積が異なるものであってもよい。
【００４５】
また、本実施形態にかかる翼の設計方法において、パターン設定ステップＳＴ２では、複数の領域２０のいずれか一つを第２領域２０２とし、残りの領域をすべて第１領域２０１とするパターンを作成するものとした。ただし、パターン設定ステップＳＴ２では、複数の領域２０のいずれか２つ以上を第２領域２０２とし、残りの領域をすべて第１領域２０１とするパターンを作成してもよい。その結果、第２領域２０２を２つ以上含む場合の最適パターンを得ることが可能となる。実施形態にかかる翼１０は、最適パターンに従って２つ以上の第２領域２０２を含むものとして形成されてもよい。
【００４６】
また、本実施形態では、第１領域２０１および第２領域２０２に区分される翼１０の構成部材の一部は、上方外板１１としたが、第１領域２０１および第２領域２０２に区分される構成部材は、ストリンガー１２、リブ１３、桁１４、図示しない下方外板のいずれかを含んでもよい。例えば、桁１４を第１領域２０１および第２領域２０２に区分する場合、前縁１０ｃ側に配置される桁１４と後縁１０ｄ側に配置される桁１４とを、翼弦方向に区分された領域２０であると設定すればよい。また、桁１４を第１領域２０１および第２領域２０２に区分する場合、複数の領域２０を、翼厚方向に区分してもよい。
【符号の説明】
【００４７】
１０，１００  翼
１０ａ  翼根
１０ｂ  翼端
１０ｃ  前縁
１０ｄ  後縁
１１  上方外板
１２  ストリンガー
１３  リブ
１４  桁
２０  領域
２０１  第１領域
２０２  第２領域
３０  ノード
Ｄ  距離
Ｌ  揚力
Ｍａ，Ｍｋ  モーメント力
【図１】
2019069684.tif 000003
【図２】
2019069684.tif 000004
【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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