(57)【要約】【課題】湾曲した供試体を用いて、安全かつ迅速に、しかも内圧を確実に印加して所望の応力を生じさせることができ、さらに、発生した損傷を確実に観察することができる航空機の強度試験装置を提供すること。【解決手段】航空機の胴体の試験対象部位に対応する湾曲した供試体１０に、試験対象部位の外側と内側との圧力差に相当する内圧を印加する試験装置１は、供試体１０との間にキャビティ２３を形成する圧力容器２２と、内圧に対して供試体１０を拘束するロッド２５とを備える。圧力容器２２は、供試体１０の外側に対向する。キャビティ２３内が減圧されることで供試体１０に内圧が印加される。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の機体の試験対象部位に対応する湾曲した供試体に、前記試験対象部位の外側と内側との圧力差に相当する内圧を印加する試験装置であって、
前記供試体との間にキャビティを形成する圧力容器と、
前記内圧に対して前記供試体を拘束する拘束部材と、を備え、
前記圧力容器は、前記供試体の外側に対向し、
前記キャビティ内が減圧されることで前記供試体に内圧が印加される、
ことを特徴とする航空機の強度試験装置。
【請求項２】
前記キャビティ内を吸引することで減圧させる減圧ポンプと、
前記減圧ポンプと前記キャビティとを結ぶ吸引経路に設けられるタンクと、
前記タンクと前記キャビティとの間に位置し、前記吸引経路を開閉するバルブと、を備える、
ことを特徴とする請求項１に記載の航空機の強度試験装置。
【請求項３】
前記供試体と前記圧力容器との間に、前記キャビティを封止するシール部材が配置され、
前記シール部材の内部には、所定の圧力で気体が封入される、
ことを特徴とする請求項１または２に記載の航空機の強度試験装置。
【請求項４】
前記拘束部材を支持する支持部材を備え、
前記拘束部材は、前記支持部材にピン結合される、
ことを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機の強度試験装置。
【請求項５】
前記拘束部材を支持する支持部材を備え、
前記拘束部材において前記支持部材に支持される側は、供試体の面外方向に変位可能である、
ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の航空機の強度試験装置。
【請求項６】
前記供試体は、スキンと、前記スキンを支持するフレームと、前記スキンを補強するストリンガと、を備え、
前記スキンの外側の周縁部には、前記キャビティを封止するシール部材が配置され、
前記フレームおよび前記ストリンガのうち少なくとも前記フレームは、
前記スキンの内側で前記シール部材に対応する位置に存在する、
ことを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載の航空機の強度試験装置。
【請求項７】
軸線の周りに断面円弧状に形成された前記供試体に、
前記軸線に沿って軸力を印加する装置を備える、
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航空機の強度試験装置。
【請求項８】
航空機の機体の試験対象部位に対応する湾曲した供試体に、前記試験対象部位の外側と内側との圧力差に相当する内圧の印加、および除圧を含む試験サイクルを繰り返す試験方法であって、
前記供試体の外側が臨むキャビティ内を吸引により減圧させることで前記供試体に内圧を印加するにあたり、
前記キャビティ内を減圧せずに、前記キャビティの前段に位置する圧力蓄積空間を減圧させる第１ステップと、
前記圧力蓄積空間に蓄えられた負圧により前記キャビティ内を減圧させる第２ステップと、を含み、
前記第２ステップを前記内圧の印加時に行い、
前記第１ステップを前記試験サイクルにおいて少なくとも前記除圧時に行う、
ことを特徴とする航空機の強度試験方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、湾曲した供試体を用いて航空機の機体の強度を試験する装置および方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の胴体等の供試体に、上空で生じる圧力差や曲げを入力する強度試験が行われる。
その強度試験の一つとして、円筒状をした胴体パネル構造の供試体（バレル）の内部を加圧する内圧試験が行われる。
円筒状をした胴体パネル構造は巨大な構造物であるため、供試体の製作費が高い上に、供試体がセットされる試験装置を設置するための広いスペースを必要とする。また、供試体の内部の円筒状の空間の圧力を必要な圧力にまで高めるのに時間が掛かるので、加圧、大気圧への開放を繰り返して疲労強度の試験結果を得るために膨大な時間が掛かる。
そこで、胴体パネル構造のうち、例えば開口部が存在する箇所など、試験が必要な周方向の一部に対応する部分供試体に対して試験を行うことがある（特許文献１）。
【０００３】
図１０は、湾曲した部分供試体９１に内圧を印加する内圧試験装置９を模式的に示す。
部分供試体９１は、胴体の表面を形成するスキン９２と、スキン９２を支持するフレーム９３と、スキン９２を補強するストリンガ９４とを有する。フレーム９３およびストリンガ９４は、スキン９２の内側に設けられる内構材である。
内圧試験装置９は、部分供試体９１の内側との間にキャビティ９５を形成する圧力容器９６と、印加される内圧に対して部分供試体９１を拘束するロッド９７とを備える。そして、キャビティ９５にエアを押し込んで加圧することで、飛行時の外気圧と機内与圧との圧力差に相当する内圧を部分供試体９１に作用させる。部分供試体９１と圧力容器９６との間には、キャビティ９５を封止するシール部材９８が環状に配置される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許７，２４６，５２７号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
内圧試験は、全体の供試体（バレル）を用いる場合でも、部分供試体を用いる場合でも、専ら、供試体の内側（キャビティ）を加圧することにより行われてきた。
しかしながら、内圧試験を実施するにあたり本発明者らが検討を進めていくと、以下に示すような課題にあたった。
第１に、キャビティ内の圧力が過大となって供試体が破裂する（バースト）おそれがある。
第２に、供試体の内側がキャビティ側に位置しているので、供試体に発生した損傷（クラック等）の進展を観察するのが難しい。損傷の起点となることの多い供試体の内側を観察するためには、キャビティ内にカメラを配置したり圧力容器に観察用の窓を設ける必要がある。
【０００６】
第３に、バレルを用いる場合は言うに及ばず、部分供試体を用いる場合であっても、キャビティの容積を一定以上に小さくすることができないため、必要な内圧を得るのにそれなりの時間を要する。部分供試体の内側に内構材（フレームやストリンガ）が存在するため、部分供試体と圧力容器との間には否応なく所定の間隔があくので、その間隔に相応の容積のキャビティが形成されることとなる。
【０００７】
第４に、部分供試体と圧力容器との間を確実にシールするために構造の大型化を招く。
キャビティ内が加圧されることでシールが崩壊するのを避けるため、圧力容器に対して供試体を押し付ける大型の治具（図１０の治具９９参照）が必要となる。
第５に、供試体の周縁部における内鋼材の欠損が、供試体の応力分布に影響を与えてしまう。
シール部材を平面に設置する必要があるため、シール部材が設置される供試体の周縁部には内構材を設けていない。そのため、キャビティ内の圧力上昇により、スキンの周縁部がスキンの面外方向に膨らむように変形すると、もはや周方向に均等な所望の応力を生じさせることができない。
【０００８】
以上に挙げた課題に基づいて、本発明は、湾曲した供試体を用いて、安全かつ迅速に、しかも内圧を確実に印加して所望の応力を生じさせることができ、さらに、発生した損傷を確実に観察することができる航空機の強度試験装置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】
【０００９】
本発明は、航空機の機体の試験対象部位に対応する湾曲した供試体に、試験対象部位の外側と内側との圧力差に相当する内圧を印加する試験装置であって、供試体との間にキャビティを形成する圧力容器と、内圧に対して供試体を拘束する拘束部材と、を備える。
そして、本発明は、圧力容器が、供試体の外側に対向し、キャビティ内が減圧されることで供試体に内圧が印加されることを特徴とする。
本発明において、供試体の外側は、試験対象部位における外側に相当し、供試体の内側は、試験対象部位における内側に相当する。
【００１０】
本発明ではキャビティ内を減圧させるので、可能な限り減圧させても最大で１ａｔｍの減圧に留まる。したがって、供試体を破裂させるほどの圧力がキャビティ内に生じないので、安全に試験を行うことができる。
また、供試体の外側が圧力容器に対向しており、圧力容器の外部に供試体の内側が露出するので、供試体の内側に発生した損傷の進展を目視で容易に観察することができる。
さらに、平滑な供試体の外側が圧力容器に対向するため、キャビティの容積を小さくする上で内構材が妨げとならないので、供試体と圧力容器とを近接させてキャビティの容積を小さくすることができる。それによって内圧印加に要する時間を短縮することができる。
【００１１】
その上、キャビティ内が減圧されると、供試体と圧力容器との間の間隔を狭める向きに力が働くので、キャビティを封止するシール部材が供試体および圧力容器に押し付けられる。そのため、キャビティ内を確実に封止することができる。
しかも、シール部材は供試体の外側に配置されるので、シール部材を設ける位置が供試体の内構材との干渉によって制約されない。
さらに、内圧を印加するためにキャビティ内を加圧する場合に用いられるコンプレッサよりも安価な減圧ポンプを用いることができるので、装置コストを低減することができる。
【００１２】
本発明の航空機の試験装置は、キャビティ内を吸引することで減圧させる減圧ポンプと、減圧ポンプとキャビティとを結ぶ吸引経路に設けられるタンクと、タンクとキャビティとの間に位置し、吸引経路を開閉するバルブと、を備えることが好ましい。
上記構成を採用し、キャビティ内を減圧しない間もバルブを閉じて減圧ポンプを作動させると、減圧された圧力がタンク内に蓄えられる。
そうしておいてバルブを開くと、タンク内の圧力によりキャビティ内が急速に減圧されるので、規定の圧力にまで減圧させるために要する時間を短縮することができる。
また、吸引能力がさほど大きくない普及品の減圧ポンプを用いることでコストを抑えながら、キャビティ内を所定時間内に減圧させるのに足りる吸引能力を確保することができる。
【００１３】
本発明の航空機の試験装置では、供試体と圧力容器との間に、キャビティを封止するシール部材が配置され、シール部材の内部には、所定の圧力で気体が封入されることが好ましい。
そうすると、気体の反発力により、供試体および圧力容器にシール部材を密着させることができるので、キャビティをより確実に封止することができる。
【００１４】
本発明の航空機の試験装置は、拘束部材を支持する支持部材を備え、拘束部材は、支持部材にピン結合されることが好ましい。
ロッドがピン結合されており、支持部材に対して回転可能であるため、供試体に面外方向の曲げ応力が発生し難い。そのため、キャビティに臨む供試体の領域の全体に亘り、所望の応力分布を再現することができる。
【００１５】
本発明の航空機の試験装置は、拘束部材を支持する支持部材を備え、拘束部材において支持部材に支持される側が供試体の面外方向（供試体の面に対して交差する方向）に変位可能であることが好ましい。
内圧印加時、ロッドが変位することで、供試体における面外方向への曲げ応力を解消することができるので、所望の応力分布を再現することができる。
【００１６】
本発明の航空機の試験装置において、供試体は、スキンと、スキンを支持するフレームと、スキンを補強するストリンガと、を備え、スキンの外側の周縁部には、キャビティを封止するシール部材が配置され、フレームおよびストリンガのうち少なくともフレームは、スキンの内側でシール部材に対応する位置に存在することが好ましい。
本発明においては供試体の外側にシール部材が配置されるため、フレームやストリンガを欠損させる必要はなく、供試体において内圧が印加される領域の全体にフレームやストリンガを設けることができる。そのため、スキンの周縁部が面外方向に膨らむことなく、供試体に所望の応力を生じさせることができる。
【００１７】
本発明の航空機の試験装置は、軸線の周りに断面円弧状に形成された供試体に、軸線に沿って軸力を印加する装置を備えることが好ましい。
そうすると、内圧および軸力の双方を印加することで、供試体に対して、実機に即した複合的な応力場を生じさせることが可能となる。
【００１８】
本発明の航空機の試験方法は、航空機の機体の試験対象部位に対応する湾曲した供試体に、試験対象部位の外側と内側との圧力差に相当する内圧の印加、および除圧を含む試験サイクルを繰り返す試験方法であって、供試体の外側が臨むキャビティ内を吸引により減圧させることで供試体に内圧を印加するにあたり、キャビティ内を減圧せずに、キャビティの前段に位置する圧力蓄積空間を減圧させる第１ステップと、圧力蓄積空間に蓄えられた負圧によりキャビティ内を減圧させる第２ステップと、を含み、第２ステップを内圧の印加時に行い、第１ステップを試験サイクルにおいて少なくとも除圧時に行うことを特徴とする。
【発明の効果】
【００１９】
本発明によれば、湾曲した供試体を用いて、安全かつ迅速に、しかも内圧を確実に印加して所望の応力を生じさせることができ、さらに、発生した損傷を確実に観察することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明の実施形態に係る複合負荷試験装置の平面図である。
【図２】図１のII−II線矢視図である。
【図３】図２の部分拡大図であり、併せて試験装置の補機類を示す図である。
【図４】（ａ）は供試体を示す斜視図であり、（ｂ）は、供試体の周方向の端部を示す断面図である。
【図５】内圧を印加する圧力系統を示す図である。
【図６】疲労強度試験の１サイクルを示す図である。
【図７】供試体に内圧が印加された状態を示す模式図である。
【図８】本発明の変形例に係るロッドを示す図である。
【図９】本発明の変形例に係るシール部材を示す図である。
【図１０】従来の加圧方式による内圧試験の構成を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
以下、添付図面を参照し、本発明の実施形態について説明する。
図１に示す複合負荷試験装置１は、湾曲した供試体１０を用いて航空機の胴体構造の静強度、疲労強度、損傷許容性を試験可能である。
複合負荷試験装置１は、供試体１０に内圧を印加する内圧試験装置２０と、供試体１０に引張方向の軸力を印加する軸力試験装置３０とを備えており、内圧および軸力の双方を印加することで供試体１０に複合的な応力場を生じさせることが可能である。
内圧試験装置２０と軸力試験装置３０とは、互いに力の受け渡しがない、独立した力の系を構成している。
【００２２】
内圧試験装置２０は、図１〜図３に示すように、枠体２１と、供試体１０の外表面１０Ａに対向する圧力容器２２と、供試体１０と圧力容器２２との間のキャビティ２３（空間）を封止するシール部材２４と、印加される内圧に対して供試体１０を拘束する多数のロッド２５と、キャビティ２３内を減圧させる減圧ポンプ２６と、リザーバタンク２７とを備える。
枠体２１、圧力容器２２、およびロッド２５は、互いに剛結合されている。
【００２３】
航空機の胴体には、上空において低下した外気圧と機内与圧との圧力差によって張力が作用する。
本実施形態は、かかる圧力差に相当する内圧を供試体１０に印加するにあたり、供試体１０の外表面１０Ａが臨むキャビティ２３内を減圧させることを最大の特徴とする。
【００２４】
供試体１０は、試験対象とする胴体の部位（試験対象部位）に対応する。試験対象部位は、窓枠や整備用の扉などの開口部が設けられる部位、部材同士をファスナで結合した部位、開口部やファスナ結合部がない一般部などから任意に選択することができる。
【００２５】
図４（ａ）に示す供試体１０は、胴体の一般部に対応しており、軸線の周りに断面円弧状に形成されている。
供試体１０は、スキン１１と、スキン１１を内側から支持する複数のフレーム１２と、スキン１１を内側から補強する複数のストリンガ１３とを備える。
スキン１１は、胴体の内側から外側に向けて凸となるように円弧状に湾曲している。
スキン１１の周方向の端縁は、いずれも軸線に対して平行であるが、それらの一方または両方が軸線に対して傾斜していることも許容される。
【００２６】
フレーム１２は、スキン１１の内側の面に、周方向に沿って設けられている。
ストリンガ１３は、スキン１１の内側の面に、軸線方向に沿って設けられている。
本実施形態の供試体１０のスキン１１、フレーム１２、およびストリンガ１３は、実機と同様にアルミニウム合金から形成されている。スキン１１、フレーム１２、およびストリンガ１３の材料として、その他の金属材料、あるいは、ガラス繊維や炭素繊維などの強化繊維を含有する繊維強化樹脂（ＦＲＰ；Fiber Reinforced Plastics）を用いることができる。
【００２７】
スキン１１の周方向の両端には、ロッド２５に結合される結合具２８がファスナで固定される。
結合具２８が設けられるスキン１１の端部は、図４（ｂ）に示すように、内側と外側からそれぞれ補剛板１１１が重ねられて固定されることで補強されている。補剛板１１１は、スキン１１の長手方向（軸線方向）に沿って帯状に形成することができる。
なお、補剛板１１１を設ける代わりに、あるいはそれと併用して、スキン１１の板厚を増してもよい。
【００２８】
複数のフレーム１２の各々の周方向の両端には、ロッド２５に結合される結合具２９がファスナで固定される。
フレーム１２およびストリンガと１３は、スキン１１に重ねられた補剛板１１１に干渉しない程度に、スキン１１の端縁に近いぎりぎりの位置にまで延びている。つまり、補剛板１１１が設けられることによるフレーム１２およびストリンガ１３の欠損部は、最小限に抑えられている。
【００２９】
枠体２１は、図２に示すように、下方に配置される下部枠体２１１と、上方に配置される上部枠体２１２とを備える。下部枠体２１１および上部枠体２１２はいずれも、鋼材を用いて平面視矩形状に組まれている。
下部枠体２１１は、図示しないスタンドにより床に設置される。下部枠体２１１上には、圧力容器２２が設けられる。下部枠体２１１において圧力容器２２を支持する部分には、上下方向に延びる補強用のリブ２１１Ａが形成されている。圧力容器２２の内側にも同様のリブ２２Ｒが形成されている。
下部枠体２１１の四隅からは支柱２１３が立ち上がっており、各支柱２１３の先端は上部枠体２１２の四隅に接続されている。
上部枠体２１２は、供試体１０を拘束するロッド２５を支持する。
【００３０】
圧力容器２２は、図３に示すように、供試体１０の外表面１０Ａの略全域に亘り対向する。
圧力容器２２の周縁には、圧力容器２２の側壁に対して内側に突出したシール部２２Ｂが形成されている。シール部２２Ｂは平面視矩形状に形成されており、シール部２２Ｂの上面にシール部材２４が配置される。
圧力容器２２と供試体１０の外表面１０Ａとの間にキャビティ２３が形成される。
ここで、圧力容器２２に対向する供試体１０の外表面１０Ａは平滑である。圧力容器２２に供試体１０の内側１０Ｂが対向するように供試体１０が配置される場合（図１０参照）とは違って、供試体１０と圧力容器２２との間にフレーム１２やストリンガ１３が存在しない。
そのため、本実施形態では、キャビティ２３内を減圧した際に供試体１０が圧力容器２２へと引き付けられても、圧力容器２２に干渉しない程度に、供試体１０と圧力容器２２との間の間隔を狭めている。そうすることで、キャビティ２３の容積を小さくしている。
【００３１】
圧力容器２２には、キャビティ２３内から圧力容器２２の外部へと通じる吸引経路４１および開放経路４２が設けられる。
【００３２】
シール部材２４は、圧力容器２２のシール部２２Ｂと供試体１０の外表面１０Ａの周縁部との間に配置されることでキャビティ２３を封止する。キャビティ２３内には、供試体１０の外表面１０Ａの略全域が臨む。
図３には、シール部材２４の好適な形状例が示されている（図９参照）。このΩ状の横断面形状を有するシール部材２４は、幅方向両側に押さえ板２４３を配置し、押さえ板２４３、シール部材２４、およびシール部２２Ｂを締結することによって圧力容器２２に固定されている。押さえ板２４３は、シール部材２４の長さ方向において多数が配置されている。
シール部材２４は、供試体１０の周縁に沿って平面視矩形の環状に配置される。
供試体１０の周方向の端部において、シール部材２４は、スキン１１の端縁に対して、スキン１１に重ねられた補剛板１１１（図４（ｂ））を超える位置まで退いて配置される。
【００３３】
本実施形態のシール部材２４は、ゴム、エラストマ等の弾性材料から押出成形されたホースである。シール部材２４の両端が互いに接続されることで、シール部材２４の内側には環状に連続した空間が形成される。その空間には所定の圧力でエアが封入される。そのため、しわができやすいシール部材２４の屈曲部においても、エアの反発力により、供試体１０およびシール部２２Ｂとの間に隙間を作らずにキャビティ２３を封止することができる。
内圧試験装置２０は、シール部材２４の内部を加圧するシール用ポンプ２４Ｐを備える。
【００３４】
ロッド２５は、キャビティ２３内の減圧により圧力容器２２に向けて引っ張られる供試体１０を支持する。
ロッド２５は、供試体１０の周方向の両端側にそれぞれ、供試体１０の端部における接線方向に沿って配置される。そうすると、実機においては供試体１０の周方向に連続する部位の存在がロッド２５により模擬されるので、供試体１０を周方向に拘束することができる。
【００３５】
キャビティ２３内の減圧時、供試体１０に面外方向の曲げ応力を生じさせずに供試体１０の曲率を維持するために、ロッド２５の長さや角度が可変であることが好ましい。
ロッド２５は、供試体１０の周方向の端部に結合具２８を介して固定される第１ロッド２５１と、上部枠体２１２にブラケット２５３を介して固定される第２ロッド２５２と、第１ロッド２５１および第２ロッド２５２を連結するターンバックル２５４とを有する。
【００３６】
ターンバックル２５４には、第１ロッド２５１の端部と第２ロッド２５２の端部とがねじ込まれる。第１ロッド２５１の端部と第２ロッド２５２の端部とは逆ねじである。ターンバックル２５４を軸周りに回すと、ロッド２５の長さを伸縮させることができる。
ブラケット２５３と、第２ロッド２５２とはピン結合されている。そのため、ロッド２５は、上端を支点として回転可能であり、上部枠体２１２に対する角度を自在に変える。
【００３７】
ロッド２５には、図４（ａ）に示すように、供試体１０において隣り合うフレーム１２，１２の間でスキン１１に結合具２８を介して結合されるもの（ロッド２５Ａ）と、フレーム１２に結合具２９を介して結合されるもの（ロッド２５Ｂ）とがある。
結合具２８は、スキン１１を厚み方向に掴むように断面Ｃ字状に形成されている。
また、結合具２８は、ロッド２５による拘束力を供試体１０の軸線方向に拡げるために、第１ロッド２５１の基端に結合される側からスキン１１に結合される側に向けて次第に拡がっている（概ね台形状）。そして、結合具２８は、軸線方向に間隔をおいて配置される複数のファスナによりスキン１１に結合される。
結合具２９は、フレーム１２を厚み方向に掴むように断面Ｃ字状に形成されている。
【００３８】
ロッド２５Ａにより、スキン１１や各フレーム１２が軸線方向において均一に拘束されることが望まれる。
そのため、各ロッド２５、供試体１０のスキン１１やフレーム１２のそれぞれの応力を歪ゲージなどで検出し、それらの応力に基づいて、ロッド２５の長さや角度を調整することが好ましい。
ここで、ロッド２５の長さや角度の振れが応力に与える影響を小さくするために、ロッド２５は長い方が好ましい。
【００３９】
図５に示すように、減圧ポンプ２６、リザーバタンク２７、およびキャビティ２３は、供試体１０に内圧を印加する圧力系統を構成する。その圧力系統の吸引経路４１を太い実線で示し、開放経路４２を太い破線で示す。
減圧ポンプ２６は、リザーバタンク２７を介してキャビティ２３内のエアを外部へと吸い出すことでキャビティ２３内の圧力を大気圧に対して例えば−０．５ａｔｍ程度の負圧にまで減少させる。
【００４０】
リザーバタンク２７は、吸引経路４１の途中に設けられ、内部に負圧のエアを貯留する。リザーバタンク２７の内部は圧力蓄積空間として機能する。
リザーバタンク２７とキャビティ２３との間には、吸引経路４１を開閉する減圧バルブ４１Ｖが設けられる。
本実施形態では、吸引経路４１を通じてキャビティ２３内を減圧させる間だけでなく、キャビティ２３内を大気圧に開放させる間にも、減圧ポンプ２６を作動させる。
減圧バルブ４１Ｖを閉じて減圧ポンプ２６を作動させると、リザーバタンク２７内のエアを減圧ポンプ２６により継続的に吸引して減圧させることができる。
そうしておいて減圧バルブ４１Ｖを開くと、十分に減圧されたリザーバタンク２７内へとキャビティ２３内のエアが一気に吸引されるので、キャビティ２３内を迅速に減圧させることが可能となる。
リザーバタンク２７とキャビティ２３とを接続する管路の径は、流路抵抗を下げるために大きく設定することが好ましい。
また、必要に応じて、リザーバタンク２７内の圧力を検出する圧力センサが設けられる。
リザーバタンク２７は、互いに連結された複数のタンクから構成することもできる。
【００４１】
開放経路４２には、キャビティ２３内を大気圧に開放させる際に開かれる開放バルブ４２Ｖが設けられる。
減圧バルブ４１Ｖおよび開放バルブ４２Ｖの各々を連系して開閉動作させることにより、キャビティ２３内の減圧、およびキャビティ２３内の大気圧開放を行うことができる。
【００４２】
キャビティ２３内の減圧および大気圧開放は、手動で行うこともできるが、本実施形態では、減圧バルブ４１Ｖおよび開放バルブ４２Ｖとして制御信号により自動的に開閉可能な自動弁を採用するとともに、減圧バルブ４１Ｖおよび開放バルブ４２Ｖの開閉動作を制御する制御装置１００を設けている。
制御装置１００は、キャビティ２３内の圧力を示す圧力信号を圧力センサ１０１から受け取り、減圧バルブ４１Ｖおよび開放バルブ４２Ｖのそれぞれに、開または閉を指示する制御信号を送る。
制御装置１００は、後述するように軸力印加も制御する。
制御装置１００として、シーケンサやコンピュータを用いることができる。
【００４３】
次に、軸力試験装置３０について説明する。
飛行中、航空機の胴体構造には、曲げが加えられることで張力が作用する。
軸力試験装置３０は、かかる曲げを模擬した引張方向の軸力を供試体１０に印加する。
軸力試験装置３０は、図１に示すように、供試体１０を四方から取り囲む平面視矩形状の枠体３１と、枠体３１に設けられる油圧式の荷重印加装置３２とを備える。
枠体３１、荷重印加装置３２、および供試体１０は互いに剛結合されている。
【００４４】
枠体３１内の一端側には供試体１０が配置され、枠体３１内の他端側には荷重印加装置３２が配置される。
枠体３１は、図示しないスタンドにより床に設置される。
【００４５】
枠体３１は、供試体１０の軸線方向に沿って延びる一対のビーム３１１，３１１と、ビーム３１１，３１１の一端同士を連結するエンド３１２と、ビーム３１１，３１１の他端同士を連結するエンド３１３とを備える。
ビーム３１１，３１１は、内圧試験装置２０の下部枠体２１１（図２）上に接合されている。
エンド３１２には、供試体１０の一端側でスキン１１に設けられた複数のワイヤ３３が設けられる。
複数のワイヤ３３は、供試体１０の軸線に沿って互いに平行に配置される。
エンド３１３には、荷重印加装置３２が設けられる。
【００４６】
荷重印加装置３２は、油圧により、供試体１０をエンド３１３に向けて引っ張る。荷重印加装置３２の内部には、冷却用の水が導入される。
上述の制御装置１００は、軸力負荷、除荷を指示する制御信号を荷重印加装置３２に送る。
【００４７】
荷重印加装置３２は、エンド３１３の中央に、供試体１０の軸線に沿って設けられる。荷重印加装置３２の先端には、治具３５および複数のワイヤ３４を介して供試体１０が結合される。
複数のワイヤ３４は、供試体１０のスキン１１と治具３５とを連結しており、供試体１０の軸線に沿って互いに平行に配置される。
ワイヤ３４、および上記のワイヤ３３は、長さの調整などによって張力が適切に設定されることが好ましい。
【００４８】
治具３５は、荷重印加装置３２により印加される軸力を供試体１０の周方向に均一に伝えるために、荷重印加装置３２の先端に結合される側からスキン１１に結合される側に向けて次第に拡がっている。
荷重印加装置３２として、公知の油圧式疲労試験機を用いることができる。
【００４９】
次に、図６および図７を参照し、複合負荷試験装置１を用いて内圧および軸力を負荷する疲労試験を行う場合について説明する。
まず、図７に示すように、圧力容器２２にシール部材２４を配置し、その上から、供試体１０を下方に向けて凸となるように配置する。すると、供試体１０の外側（外表面１０Ａ）が圧力容器２２に対向し、供試体１０の内側が露出する。
【００５０】
本実施形態では、図６に示すように、キャビティ２３内の減圧および除圧（大気圧開放）、軸力の負荷および除荷を含むサイクルを通じて減圧ポンプ２６を連続して作動させる。
サイクルを開始する際には、減圧バルブ４１Ｖを閉じた状態で減圧ポンプ２６を作動させることにより、リザーバタンク２７内が十分に減圧されているとする。
そして、サイクルの開始時に、制御装置１００により減圧バルブ４１Ｖを開く。すると、リザーバタンク２７内の圧力によりキャビティ２３内が急速に減圧される。
ここで、リザーバタンク２７内の圧力検出値が所定の値にまで達したら減圧バルブ４１Ｖを開くこともできるし、減圧ポンプ２６の作動開始時から事前の実験により定めた時間が経過したら減圧バルブ４１Ｖを開くこともできる。
【００５１】
制御装置１００は、キャビティ２３内の圧力が規定の負圧にまで達していることが確認されるまでキャビティ２３内の圧力検出値を監視する。
上述のようにキャビティ２３の容積が小さいので、リザーバタンク２７によりキャビティ２３内の圧力を規定値にまで一気に到達させることができる。
もし、リザーバタンク２７による吸引後にキャビティ２３内の圧力が規定の負圧にまで達していなくても、その後も、減圧ポンプ２６によりリザーバタンク２７を介してキャビティ２３内が吸引されるのでで、キャビティ２３内の圧力はすぐに規定値に達する。
サイクルの開始時から規定の負圧への減圧が完了するまでは（内圧印加ステップＳ１）、例えば数秒程度のごく短時間で行われる。
【００５２】
キャビティ２３内が減圧されると、供試体１０の外側の圧力（飛行中の外気圧に相当）が内側の圧力（飛行中の機内与圧に相当）に対して小さくなる。これは、飛行中の航空機の胴体の内外に生じる圧力差と同様である。そのため、本実施形態によれば、実機の環境と同様の試験が可能である。
キャビティ２３内の圧力は、大気圧に対して負圧であり、供試体１０には、図７に白抜きの矢印で示すように、径方向内側から外側に向けて圧力（内圧）が発生する。ここで、供試体１０において内圧が印加される領域の全体に亘りフレーム１２およびストリンガ１３が設けられているので、印加された内圧によって供試体１０の周縁部でスキン１１が局所的に面外方向に変形するようなことがない。そのため、供試体１０に対して周方向に均一な応力を生じさせることができる。
【００５３】
供試体１０は、ロッド２５により供試体１０の周方向に拘束される。ロッド２５には、図７に太い実線の矢印で示す反力が作用する。このときロッド２５が上端を支点として回転可能であるため、供試体１０に面外方向の曲げ応力が発生し難い。そのため、キャビティ２３に臨む供試体１０の領域全体に亘り、円筒状の供試体（バレル）を用いた場合と同様の応力分布を再現することができる。
供試体１０に印加された内圧により、供試体１０と圧力容器２２とにシール部材２４が押し付けられて密着する。シール部材２４が座屈しないように、シール部材２４の内部の圧力を調整することができる。
【００５４】
制御装置１００は、上記で述べた内圧印加と並行して、あるいは規定の負圧にまで減圧された後、軸力を負荷する。本実施形態では、試験時間を短縮するために、内圧印加と軸力負荷とを同時に行う。軸力負荷は、荷重印加装置３２に指令を出すことにより即座に（例えば数秒以内）実行される。軸力と上述の内圧とは、供試体１０に対して同時に、重畳して印加される。
なお、内圧印加と軸力負荷とを順次行うこともできる。内圧印加および軸力負荷のいずれを先に行ってもよい。
【００５５】
圧力および負荷を所定時間だけ保持した後、制御装置１００は、軸力を除荷し、開放バルブ４２Ｖを開いて除圧する（除圧ステップＳ２）。それぞれのタイミングは、適宜に定めることができる。
開放経路４２を通じてエアが抜けることでキャビティ２３内の圧力が大気圧あるいはその近傍の圧力にまで下がると、試験の１サイクルを終える。
引き続き、あるいは所定の時間間隔をおいて、制御装置１００により上述のサイクルが繰り返される。繰り返し数は、航空機の耐用年数、想定されるフライト数から算出することができ、例えば、数十万回である。
【００５６】
上述のサイクルが繰り返される間、供試体１０におけるクラックの発生、進展の状況を観察する。
ここで、供試体１０の内側が圧力容器２２の外部に露出しているので、カメラを用いることなく目視により、スキン１１の内側の面（裏面）、フレーム１２、およびストリンガ１３に生じうるクラックの観察を行うことができる。
また、供試体１０の外側（スキン１１の表面）に対向する窓を圧力容器２２に設けることにより、その窓を通じて供試体１０の外側を観察することが可能となる。供試体１０が圧力容器２２側に凸となる向きで配置されており、しかも、圧力容器２２の窓から供試体１０の外表面１０Ａまでが近いので、供試体１０の外側も良く観察することができる。
【００５７】
供試体１０において疲労強度の評価対象となる評価部位は、例えば、供試体１０の中央部を含む所定の範囲に設定される。この評価部位を観察することにより、疲労強度を評価することができる。
供試体１０の略全域に亘り、飛行中に胴体構造に生じる応力に相当する所望の応力分布が実現されるので、供試体１０の広い範囲に亘って評価部位を設定することができる。
【００５８】
静強度、損傷許容性の試験についても、以上で説明した内圧印加および軸力負荷の手順と同様にして行うことができる。
【００５９】
以上で説明したように、本実施形態では、キャビティ２３内を減圧させる。減圧させることができるのは、原理的に、最大１ａｔｍである。したがって、供試体１０がバーストするほどの圧力がキャビティ２３内に生じないので、安全に試験を行うことができる。
【００６０】
また、圧力容器２２の外部に供試体１０の内側が露出しているので、供試体１０の内側に発生したクラックの進展を目視で容易に観察することができる。
さらに、キャビティ２３の容積を小さくする上で障害物となるフレーム１２やストリンガ１３がキャビティ２３内にないので、供試体１０の外表面１０Ａと圧力容器２２の内壁とを近づけてキャビティ２３の容積を極力小さくすることができる。そうすると、内圧印加に要する時間を短縮することができるので、疲労試験を短期間で終えることができる。
【００６１】
その上、キャビティ２３内を減圧すると、供試体１０と圧力容器２２との間の間隔を狭める向きに力が働くので、シール部材２４が供試体１０および圧力容器２２に押し付けられる。そのため、キャビティ２３内を確実に封止することができる。
【００６２】
またさらに、平滑な供試体１０の外側にシール部材２４が配置されるため、シール部材を設ける位置がフレーム１２やストリンガ１３との干渉によって制約されない。シール部材２４を設置するためにフレーム１２やストリンガ１３を欠損させる必要はなく、供試体１０において内圧が印加される領域の全体にフレーム１２やストリンガ１３を設けることができる。そうすると、スキン１１の周縁部が面外方向に膨らむことなく、供試体１０に所望の応力を生じさせることができる。
【００６３】
加圧方式では、供試体１０の端部を強力に掴んで圧力容器２２に押し付ける、剛性の高い大型の治具（図１０の治具９９）が必要となるが、本実施形態ではそういった治具を必要としない。用いる結合具２８，２９は、供試体１０とロッド２５とを確実に結合させる剛性を有していればよい。
大型の治具を用いると、治具とシール部材２４とが干渉するために、供試体１０の周縁部から離れた位置でシールせざるを得ない。そうすると、供試体１０における受圧領域が減少し、評価部位も狭くなってしまう。
本実施形態によれば、治具によってシール部材２４が供試体１０の中央部に向けて追いやられることなく、供試体１０の周縁部の付近でシールすることができる。そして、シール部材２４の直上にフレーム１２およびストリンガ１３が存在するために、供試体１０に面外曲げ応力を極力生じさせないで所望の応力分布を実現することができる。
したがって、疲労強度、静強度、損傷許容性を精度良く評価することができる。
【００６４】
さらに、本実施形態によれば、加圧方式で用いるコンプレッサよりも減圧ポンプ（真空ポンプ）２６は安価であるため装置コストを低減することができる。
【００６５】
以上に加えて、本実施形態では、リザーバタンク２７を用いることでサイクルタイムの短縮、および装置コストの低減を図っている。
上述したように、キャビティ２３内を減圧しない間も減圧ポンプ２６を連続して作動させており、キャビティ２３内を減圧させていない余剰の時間において、リザーバタンク２７に負圧を蓄えている。
そうしておいて減圧バルブ４１Ｖを開くと、リザーバタンク２７が大きな吸引能力を発揮し、キャビティ２３内をより短時間で規定の圧力にまで減圧させることができる。そのため、サイクルタイムを短縮することができる。
あるいは、吸引能力がさほど大きくない減圧ポンプ２６を用いることでコストを抑えながら、キャビティ２３内を所定時間内に規定圧力にまで吸引するのに足りる吸引能力を確保することができる。
【００６６】
リザーバタンク２７を用いる上記の制御は、減圧ポンプ２６の能力と、試験サイクルとに見合ったリザーバタンク２７の容量を選定することによって十分な効果を得ることができる。減圧ポンプ２６の能力に対してリザーバタンク２７の容量が小さいと、減圧ポンプ２６による吸引により、減圧可能な圧力域（真空域）にすぐに到達してしまうので、それ以降は、減圧ポンプ２６を稼働させても、リザーバタンク２７内に負圧を蓄えることができない。一方、減圧ポンプ２６の能力に対してリザーバタンク２７の容量が大き過ぎると、キャビティ２３内を減圧させていない余剰の時間のうちにリザーバタンク２７内を十分に減圧させることができないので、余剰時間に減圧ポンプ２６を稼働させる意義が損なわれる。
【００６７】
また、加圧方式とは違ってロッド２５が圧力容器２２を貫通していないので、圧力容器２２の構造が簡略となる。しかも、ロッド２５と結合された供試体１０を圧力容器２２にセットする際の工数を低減することもできる。
さらに、複合負荷試験装置１は、力の系や電気系統が内部で完結しているスタンドアロンタイプなので、電源、水道を備えた場所に設置するだけで利用することができる。
【００６８】
内圧試験装置２０は、本実施形態では軸力試験装置３０と一体化されているが、単体の装置として構成することもできる。
【００６９】
図８は、上記実施形態の内圧試験装置２０の改良例を示す。
ロッド２５において上部枠体２１２に支持される側は、上部枠体２１２に設けられる図示しない昇降機構により、図８に白抜き矢印で示すように上下方向に沿って変位可能である。
内圧印加時、ロッド２５に拘束されていることで供試体１０に小さいながら生じる面外方向への曲げ応力が、ロッド２５の上または下への変位によって解消される。
それにより、バレルに内圧を印加する場合と同様の応力分布を再現することができる。
【００７０】
図９は、キャビティ２３を封止するシール部材の改良例を示す。
シール部材２４０は、圧力容器２２のシール部２２Ｂ（図３）に配置される帯板状の固定部２４１と、固定部２４１上に設けられた筒状部２４２とを有する。シール部材２４０は、Ωの文字に似た断面形状を呈する。固定部２４１および筒状部２４２は押出成形により一体に形成することができる。
固定部２４１を圧力容器２２のシール部２２Ｂに沿って配置すると、シール部材２４０は圧力容器２２に対して位置決めされる。
筒状部２４２の上端は、供試体１０の外表面１０Ａの周縁部に接触する。固定部２４１と筒状部２４２との間は括れているので、筒状部２４２は固定部２４１に対して搖動可能である。
筒状部２４２の内側には、所定の圧力でエアが封入される。
【００７１】
内圧印加時に、キャビティ２３内の圧力の状況により、圧力容器２２と供試体１０とが相対変位しうる。その場合に、シール部材２４０の長さ方向に交差する向きに筒状部２４２が揺動し、供試体１０の外表面１０Ａに密着した状態を保つ。したがって、キャビティ２３内を封止された状態に維持できる。
【００７２】
上記以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施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。
本発明における拘束部材としては、上記実施形態で例示したロッドの他、ワイヤやベルト等を用いることができる。また、拘束部材として、ガラス繊維や炭素繊維により形成されたロープを用いることもできる。繊維のロープは、繊維強化樹脂から形成されたスキンに熱硬化性あるいは熱可塑性の樹脂を用いて接着することができる。供試体の端縁に密に設けた繊維ロープによって供試体を拘束すれば、拘束力が分散されるので、繊維強化樹脂から形成された供試体を破損させることなく拘束することができる。
【００７３】
本発明におけるシール部材には、中空部が形成されていてもいなくてもよい。中空部があっても、必ずしも気体を封入する必要はない。
【００７４】
供試体は、円筒状の胴体の部位に対応するものに限らず、例えば、機内の与圧区画を他の区画に対して隔てる圧力隔壁に対応するものであってもよい。
その場合、ドーム状に形成される供試体の形状に、圧力容器２２の形状を対応させる。そして、供試体の中心に対して等しい角度に複数のロッドを設けることにより、全周に亘りバランスよく供試体を拘束することができる。
【符号の説明】
【００７５】
１        複合負荷試験装置
１０      供試体
１０Ａ    外表面
１１      スキン
１２      フレーム
１３      ストリンガ
２０      内圧試験装置
２１      枠体（支持部材）
２２      圧力容器
２２Ｂ    シール部
２２Ｒ    リブ
２３      キャビティ
２４，２４０      シール部材
２４Ｐ    シール用ポンプ
２５      ロッド（拘束部材）
２５Ａ    ロッド
２５Ｂ    ロッド
２６      減圧ポンプ
２７      リザーバタンク
２８      結合具
２９      結合具
３０      軸力試験装置
３１      枠体
３２      荷重印加装置
３３      ワイヤ
３４      ワイヤ
３５      治具
４１      吸引経路
４１Ｖ    減圧バルブ
４２      開放経路
４２Ｖ    大気圧開放バルブ
１００    制御装置
１０１    圧力センサ
１１１    補剛板
２１１    下部枠体
２１１Ａ  リブ
２１２    上部枠体（支持部材）
２１３    支柱
２４３    押さえ板
２５１    第１ロッド
２５２    第２ロッド
２５３    ブラケット
２５４    ターンバックル
３１１    ビーム
３１２    エンド
３１３    エンド
Ｓ１      内圧印加ステップ（第２ステップ）
Ｓ２      除圧ステップ（第１ステップ）
【図１】
2015175789.tif 000003
【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】
2015175789.tif 000009
【図８】
2015175789.tif 000010
【図９】
2015175789.tif 000011
【図１０】
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