(57)【要約】【課題】  飛行機の翼に作用する剪断荷重に対するリブの座屈強度を高める。【解決手段】  メインスパー１３およびフロントスパー１４間を接続するリブ２１の上縁および下縁に、上下のスキン１９，２０のストリンガー１９ａ，２０ａが通過するストリンガー貫通孔２１ｃ，２１ｄを形成すると、それらのストリンガー貫通孔２１ｃ，２１ｄにより翼の揚力や抗力に起因する剪断荷重に対するリブ２１の座屈強度が低下し、翼のスパー１３，１４、スキン１９，２０およびリブ２１よりなるボックス構造に撓みが生じ、ひいては翼形状が変化する可能性がある。しかしながら、リブ２１に上下のストリンガー貫通孔２１ｃ，２１ｄを接続する方向に延びるビード２３を形成し、そのビード２３の上下端部を上下のストリンガー貫通孔２１ｃ，２１ｄを囲むように円弧状に形成したことで、前記剪断荷重に対するリブ２１の座屈強度を効果的に高め、翼の変形を抑制することができる。【選択図】        図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
スパン方向に延びる複数のスパー（１３，１４）と、
前記スパー（１３，１４）間に配置されてスパン方向に延びる複数のストリンガー（１９ａ，２０ａ）と、
コード方向に延びて前記スパー（１３，１４）間を接続するリブ（２１）と、
前記スパー（１３，１４）、ストリンガー（１９ａ，２０ａ）およびリブ（２１）の上面および下面を覆うスキン（１９，２０）と、
を備えた飛行機の翼構造において、
前記リブ（２１）の上縁および下縁には前記ストリンガー（１９ａ，２０ａ）が貫通するストリンガー貫通孔（２１ｃ，２１ｄ）が形成され、前記リブ（２１）には上下に対向する二つの前記ストリンガー貫通孔（２１ｃ，２１ｄ）を接続する方向に延びるビード（２３）が形成され、前記ビード（２３）の上下端部は前記ストリンガー貫通孔（２１ｃ，２１ｄ）を囲むように円弧状に形成されることを特徴とする飛行機の翼構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、スパン方向に延びる複数のスパーと、前記スパー間に配置されてスパン方向に延びる複数のストリンガーと、コード方向に延びて前記スパー間を接続するリブと、前記スパー、ストリンガーおよびリブの上面および下面を覆うスキンとを備えた飛行機の翼構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
かかる飛行機の翼構造は、下記特許文献１や下記特許文献２により公知である。
【０００３】
一般に、飛行機の翼の翼型を規定するリブは軽量化のために薄い板材をプレス成形して構成され、しかもリブの上縁および下縁にはストリンガー貫通孔が形成されており、そこを翼のスキンの内面に固定されたストリンガーが隙間を介して貫通している。翼はスパー、ストリンガー、リブおよびスキンを結合した曲げや捩じれに強いボックス構造を構成しているが、翼に揚力や抗力が作用すると薄い板材よりなるリブが剪断荷重によって座屈してしまう可能性がある。そこで上記特許文献１、２に記載されたものは、リブをプレス成形する際に上下方向（翼厚方向）に延びるビードを一体に形成することで、剪断荷重に対するリブの座屈強度を高めている。
【特許文献１】特開２００２−３０２０９７号公報
【特許文献２】特表２０００−５０６８１６号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、リブに上下方向（翼厚方向）に延びるビードを形成するだけでは、ストリンガー貫通孔を形成したことによるリブの強度低下を補うことが困難であり、充分な強度を確保するには重量の増加を受容してリブの板厚を増加させる必要があった。
【０００５】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、飛行機の翼に作用する剪断荷重に対するリブの座屈強度を高めることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、スパン方向に延びる複数のスパーと、前記スパー間に配置されてスパン方向に延びる複数のストリンガーと、コード方向に延びて前記スパー間を接続するリブと、前記スパー、ストリンガーおよびリブの上面および下面を覆うスキンとを備えた飛行機の翼構造において、前記リブの上縁および下縁には前記ストリンガーが貫通するストリンガー貫通孔が形成され、前記リブには上下に対向する二つの前記ストリンガー貫通孔を接続する方向に延びるビードが形成され、前記ビードの上下端部は前記ストリンガー貫通孔を囲むように円弧状に形成されることを特徴とする飛行機の翼構造が提案される。
【０００７】
尚、実施の形態のメインスパー１３およびフロントスパー１４は本発明のスパーに対応し、実施の形態のアッパースキン１９およびロアスキン２０は本発明のスキンに対応し、実施の形態の前部リブ２１は本発明のリブに対応する。
【発明の効果】
【０００８】
請求項１の構成によれば、複数のスパー間を接続するリブの上縁および下縁に上下のスキンのストリンガーが通過するストリンガー貫通孔を形成すると、それらのストリンガー貫通孔により翼の揚力や抗力に起因する剪断荷重に対するリブの座屈強度が低下し、翼のスパー、スキンおよびリブよりなるボックス構造に撓みが生じ、ひいては翼形状が変化する可能性がある。しかしながら、リブに上下のストリンガー貫通孔を接続する方向に延びるビードを形成し、そのビードの上下端部を上下のストリンガー貫通孔を囲むように円弧状に形成したことで、前記剪断荷重に対するリブの座屈強度を効果的に高め、翼の変形を抑制することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
以下、本発明の実施の形態を添付の図面に基づいて説明する。
【００１０】
図１〜図５は本発明の実施の形態を示すもので、図１は飛行機の左主翼の上面図、図２は図１の２−２線拡大断面図、図３は図２の３−３線断面図、図４は主翼の一部破断斜視図、図５は実施の形態の効果を説明する図である。
【００１１】
図１および図２に示すように、飛行機の胴体１１に支持された主翼１２は、概ねスパン方向に延びるメインスパー１３と、メインスパー１３の前方に配置されたフロントスパー１４と、メインスパー１３の後方に配置されたリヤスパー１５とを備える。メインスパー１３の前方に前縁部材１６が固定され、主翼１２の後縁部のスパン方向内側にフラップ１７が揺動自在に支持され、フラップ１７のスパン方向外側にエルロン１８が揺動自在に支持される。
【００１２】
主翼の上表面を区画するアッパースキン１９は、その下面に沿ってスパン方向に一体に形成された複数のストリンガー１９ａ…を備えるとともに、主翼の下表面を区画するロアスキン２０は、その上面に沿ってスパン方向に一体に形成された複数のストリンガー２０ａ…を備える。
【００１３】
メインスパー１３はウエブ１３ａおよび上下一対のフランジ１３ｂ，１３ｃを備えたＩ型断面を有する部材で構成され、フロントスパー１４はウエブ１４ａおよび上下一対のフランジ１４ｂ，１４ｃを備えた溝型断面を有する部材で構成される。尚。図示はされていないが、リヤスパー１５もメインスパー１３と同様のＩ型断面を有する部材で構成される。
【００１４】
メインスパー１３およびフロントスパー１４がコード方向に配置された複数の前部リブ２１…によって連結され、メインスパー１３およびリヤスパー１５がコード方向に配置された複数の後部リブ２２…によって連結される。前部リブ２１および後部リブ２２は金属板をプレス成形した部材であって、主翼１２の翼型を規定する形状を有している。前部リブ２１および後部リブ２２は、その形状が若干異なるだけで実質的な構造は同一であるため、以下前部リブ２１を代表として構造を説明する。
【００１５】
前部リブ２１は前縁側の高さが若干低くなった概ね四角形の板状部材であって、その前部および後部に軽量化のための二つの肉抜き孔２１ａ，２１ｂが形成されるとともに、二つの肉抜き孔２１ａ，２１ｂの間に上下方向に延びるビード２３が一体にプレス成形される。ビード２３は，上下方向に延びる直線部２３ａと、直線部２３ａの上下両端に形成された一対の円弧部２３ｂ，２３ｃとを一体に備えており、前部リブ２１をプレス成形する際にスパン方向の内側に膨出するように形成される。
【００１６】
また前部リブ２１の上縁の中央部には、アッパースキン１９の下面に形成したストリンガー１９ａが通過するストリンガー貫通孔２１ｃが形成されるとともに，前部リブ２１の下縁の中央部には、ロアスキン２０の上面に形成したストリンガー２０ａが通過するストリンガー貫通孔２１ｄが形成される。更に前部リブ２１の下縁のストリンガー貫通孔２１ｄを挟む前後両側には、スパン方向内側に折り曲げられた前後一対のフランジ２１ｅ，２１ｆが形成される。
【００１７】
前部リブ２１の前端の取付部２１ｇ、はフロントスパー１４のウエブ１４ａおよび上下一対のフランジ１４ｂ，１４ｃを接続する板状の取付部１４ｄにリベット２４…で固定され、前部リブ２１の上縁の前後一対の取付部２１ｈ，２１ｉは、アッパースキン１９の下面に形成した取付部１９ｂ，１９ｃにリベット２５…で固定される。
【００１８】
また前部リブ２１の後端の取付部２１ｊはメインスパー１３のウエブ１３ａおよび上下一対のフランジ１３ｂ，１３ｃを接続する板状の取付部１３ｄにリベット２６…で固定され、前部リブ２１の下縁の前後一対の前記フランジ２１ｅ，２１ｆは、ロアスキン２０にリベット２７…で固定される。更にロアスキン２０のストリンガー２０ａに一体に設けたブラケット２０ｂがリベット２８，２８で前部リブ２１に固定される。
【００１９】
しかして、飛行中の主翼１２に作用する上下方向の揚力や前後方向の抗力が、メインスパー１３、フロントスパー１４、アッパースキン１９およびロアスキン２０に外周を接続された前部リブ２１を座屈させようとしても、前部リブ２１に形成したビード２３により剪断荷重に対する座屈剛性が高められて主翼１２の変形が防止される。特に、前部リブ２１にはアッパースキン１９およびロアスキン２０のストリンガー１９ａ，２０ａが貫通するストリンガー貫通孔２１ｃ，２１ｄが形成されているために座屈強度が低下するが、前記ビード２３の直線部２３ａの上下両端に前記ストリンガー貫通孔２１ｃ，２１ｄを囲むように円弧部２３ｂ，２３ｃを形成したことで、前記剪断荷重に対する前部リブ２１の座屈強度を効果的に高めることができる。
【００２０】
図５は、前部リブ２１の板厚の変化に対する許容剪断荷重の変化特性を、実施の形態と三つの比較例とについて示すものである。比較例（１）は前部リブ２１がビード２３を全く有していないもの、比較例（２）は前部リブ２１がビード２３が直線部２３ａのみを有していて円弧部２３ｂ，２３ｃを有していないもの、比較例（３）は前部リブ２１のビード２３が円弧部２３ｂ，２３ｃのみを有していて直線部２３ａを有していないものに相当する。
【００２１】
図５のグラフから明らかなように、全ての板厚において、前部リブ２１に加わる剪断応力は、小さい方から大きい方に順番に、実施の形態→比較例（３）→比較例（２）→比較例（１）の順番となり、実施の形態の許容剪断荷重が最も大きくなって強度が向上することが分かる。
【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。
【００２３】
例えば、実施の形態では前部リブ２１について詳細に説明したが、本発明は後部リブ２２に対しても同様に適用することができる。また本発明のリブは前縁部から後縁部まで、分割されずに一体に連続しているものであっても良い。
【００２４】
また実施の形態ではアッパースキン１９およびロアスキン２０にストリンガー１９ａ…，２０ａ…を一体に形成しているが、それらのストリンガー１９ａ…，２０ａ…をアッパースキン１９およびロアスキン２０と別部材で構成してリベット等で結合しても良い。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】飛行機の左主翼の上面図
【図２】図１の２−２線拡大断面図
【図３】図２の３−３線断面図
【図４】主翼の一部破断斜視図
【図５】実施の形態の効果を説明する図
【符号の説明】
【００２６】
１３      メインスパー（スパー）
１４      フロントスパー（スパー）
１９      アッパースキン（スキン）
１９ａ    ストリンガー
２０      ロアスキン（スキン）
２０ａ    ストリンガー
２１      リブ
２１ｃ    ストリンガー貫通孔
２１ｄ    ストリンガー貫通孔
２３      ビード
【図１】
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【図２】
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【図３】
2008114693.tif 000005
【図４】
2008114693.tif 000006
【図５】
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