JP2014015085A - Rib for wing - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は翼用リブに関する。 The present invention relates to a wing rib.
航空機の燃料タンクは主翼内に設けられている。主翼には翼型保持用のリブが内蔵されている。主翼が受ける外力に対する抗力は、例えば前記リブの強度に依存する。従って、主翼用リブには、軽量性の他にも、高強度が強く求められる。更には、低コストであることも求められる。例えば、主翼用リブの構造はシンプルなことが求められる。 Aircraft fuel tanks are installed in the main wing. The main wing has a built-in rib for holding the wing shape. The resistance against the external force received by the main wing depends on, for example, the strength of the rib. Therefore, the main wing rib is strongly required to have high strength in addition to lightness. Furthermore, it is also required to be low cost. For example, the structure of the main wing rib is required to be simple.
従来の金属製主翼用リブの一例が図４に示される。図４中、１１はウェブ、１２はフランジ（シアタイ）である。１３は、ウェブ１１とフランジ１２との境界部に設けられたコード（強化用コード）である。１４はスティフナである。フランジ１２やスティフナ１４は、例えばファスナ（図示せず）により、ウェブ１１に取り付けられている。すなわち、従来の主翼用リブは、別々に作製された各部（ウェブ１１、フランジ１２、コード１３、スティフナ１４）がファスナで連結されたものである。この為、コストが高い。ファスナによる連結個所の強度も懸念される。
An example of a conventional metal main wing rib is shown in FIG. In FIG. 4, 11 is a web and 12 is a flange (shear tie).
本発明が解決しようとする課題は、軽量性・高強度・低コスト（構造シンプル性）に優れた翼用リブを提供することである。 The problem to be solved by the present invention is to provide a blade rib excellent in lightness, high strength, and low cost (structural simplicity).
前記の課題は、
ウェブと、前記ウェブの端部に設けられたフランジとを具備する翼用リブであって、
前記ウェブと前記フランジとは一体構成されてなり、
前記ウェブはコアを内蔵してなり、
（前記内蔵コア端部位置における該内蔵コアを覆う表層部の厚さ）＞（前記内蔵コア中央部位置における該内蔵コアを覆う表層部の厚さ）である
ことを特徴とする翼用リブによって解決される。
The above issues are
A wing rib comprising a web and a flange provided at an end of the web,
The web and the flange are integrally formed,
The web has a built-in core,
(The thickness of the surface layer covering the internal core at the internal core end position)> (the thickness of the surface layer covering the internal core at the central core position) Solved.
好ましくは、前記翼用リブであって、（前記コア端部位置におけるコア厚）≒（前記コア中央部位置におけるコア厚）であり、（前記コア端部位置における前記表層部の厚さ）＞（前記コア中央部位置における前記表層部の厚さ）であることを特徴とする翼用リブによって解決される。好ましくは、前記翼用リブであって、（前記コア端部位置における前記ウェブの厚さ）＞（前記コア中央部位置における前記ウェブの厚さ）であることを特徴とする翼用リブによって解決される。 Preferably, the rib for the blade is (core thickness at the core end position) ≈ (core thickness at the core center position), and (thickness of the surface layer portion at the core end position)> (The thickness of the surface layer portion at the core center position) is solved by the blade rib. Preferably, the blade rib is characterized in that (the thickness of the web at the core end position)> (the thickness of the web at the core center position). Is done.
好ましくは、前記翼用リブであって、（前記コア端部位置におけるコア厚）＜（前記コア中央部位置におけるコア厚）であり、（前記コア端部位置における前記表層部の厚さ）＞（前記コア中央部位置における前記表層部の厚さ）であることを特徴とする翼用リブによって解決される。好ましくは、前記翼用リブであって、前記コア端部位置におけるコア厚は両側から略均等に薄くなることを特徴とする翼用リブによって解決される。好ましくは、前記翼用リブであって、（前記コア端部位置における前記ウェブの厚さ）≧（前記コア中央部位置における前記ウェブの厚さ）であることを特徴とする翼用リブによって解決される。 Preferably, the rib for the blade is (core thickness at the core end position) <(core thickness at the core center position); (thickness of the surface layer portion at the core end position)> (The thickness of the surface layer portion at the core center position) is solved by the blade rib. Preferably, the wing rib is solved by the wing rib characterized in that the core thickness at the end portion of the core is substantially evenly reduced from both sides. Preferably, the wing rib is characterized in that (the thickness of the web at the core end position) ≧ (the thickness of the web at the core center position). Is done.
好ましくは、前記翼用リブであって、前記コア表層部が繊維強化複合材料で構成されてなることを特徴とする翼用リブによって解決される。好ましくは、前記翼用リブであって、前記コア表層部および前記フランジ部が繊維強化複合材料で構成されてなることを特徴とする翼用リブによって解決される。好ましくは、前記翼用リブであって、前記繊維強化複合材料が、炭素繊維強化複合材料、ガラス繊維強化複合材料、セラミックス繊維強化複合材料、有機繊維強化複合材料、金属繊維強化複合材料の群の中から選ばれる一つ以上であることを特徴とする翼用リブによって解決される。 Preferably, the wing rib is solved by the wing rib, wherein the core surface layer portion is made of a fiber-reinforced composite material. Preferably, the blade rib is solved by the blade rib, wherein the core surface layer portion and the flange portion are made of a fiber reinforced composite material. Preferably, the rib for the wing, wherein the fiber reinforced composite material is a carbon fiber reinforced composite material, a glass fiber reinforced composite material, a ceramic fiber reinforced composite material, an organic fiber reinforced composite material, or a metal fiber reinforced composite material. It is solved by a wing rib characterized by being one or more selected from the inside.
好ましくは、前記翼用リブであって、前記コアがハニカムコア又は発泡コアで構成されてなることを特徴とする翼用リブによって解決される。 Preferably, the wing rib is solved by the wing rib, wherein the core is formed of a honeycomb core or a foam core.
好ましくは、前記翼用リブであって、前記コアは前記ウェブ端部近傍位置まで存することを特徴とする翼用リブによって解決される。 Preferably, the blade rib is solved by the blade rib, wherein the core exists up to a position near the web end.
好ましくは、前記翼用リブであって、スティフナを具備しないことを特徴とする翼用リブによって解決される。 Preferably, the above-mentioned wing rib is solved by a wing rib characterized by not having a stiffener.
好ましくは、前記翼用リブであって、コードを具備しないことを特徴とする翼用リブによって解決される。 Preferably, the wing rib is solved by the wing rib characterized by not having a cord.
前記の課題は、
前記翼用リブの製造方法であって、
繊維およびコアが型にセットされた後、真空吸引又はポンプによる加圧により樹脂を含浸・硬化させる
ことを特徴とする翼用リブ製造方法によって解決される。
The above issues are
A method of manufacturing the wing rib,
After the fibers and the core are set in the mold, the resin is impregnated and cured by vacuum suction or pressurization by a pump.
軽量性および機械的強度に富む翼用リブが低廉なコストで得られる。 A wing rib with high lightness and mechanical strength can be obtained at low cost.
第１の本発明は翼用リブである。特に主翼用リブ（インスパーリブ）である。前記リブはウェブを具備する。前記リブはフランジ（シアタイ）を具備する。前記フランジは前記ウェブの端部（特に、両端部）に設けられている。前記ウェブと前記フランジとは一体構成である。前記リブは、所謂、スティフナを具備しない。前記リブは、所謂、コードを具備しない。前記ウェブはコアを内蔵する。前記コアは前記リブの強度向上を目的として設けられたものである。前記コアは、例えば発泡コアで構成されている。或いは、ハニカムコアで構成されている。前記コアは、前記ウェブ端部近傍位置まで設けられている。前記リブは、条件Ａ［（前記内蔵コア端部位置における該内蔵コアを覆う表層部の厚さ）＞（前記内蔵コア中央部位置における該内蔵コアを覆う表層部の厚さ）］を満足する。 The first aspect of the present invention is a wing rib. In particular, it is a main wing rib (insper rib). The rib comprises a web. The rib includes a flange (shear tie). The said flange is provided in the edge part (especially both ends) of the said web. The web and the flange are integrally formed. The rib does not have a so-called stiffener. The rib does not include a so-called cord. The web contains a core. The core is provided for the purpose of improving the strength of the rib. The core is made of, for example, a foam core. Alternatively, it is composed of a honeycomb core. The core is provided up to a position near the web end. The rib satisfies the condition A [(thickness of the surface layer portion covering the internal core at the internal core end position)> (thickness of the surface layer portion covering the internal core at the internal core central position)]. .
前記条件Ａの満足は、条件Ｂ１［（前記コア端部位置におけるコア厚）≒（前記コア中央部位置におけるコア厚）］と、条件Ｂ２［（前記コア端部位置における前記表層部の厚さ）＞（前記コア中央部位置における前記表層部の厚さ）］とが満足される場合である。更に好ましくは、条件Ｂ３［（前記コア端部位置における前記ウェブの厚さ）＞（前記コア中央部位置における前記ウェブの厚さ）］が満足される場合である。 Satisfaction of the condition A is that the condition B1 [(core thickness at the core end position) ≈ (core thickness at the core center position)] and condition B2 [(thickness of the surface layer at the core end position). )> (Thickness of the surface layer portion at the central position of the core)] is satisfied. More preferably, the condition B3 [(the thickness of the web at the core end position)> (the thickness of the web at the core center position)] is satisfied.
更に好ましくは下記の条件を具備する場合である。
ｆ／ｅ＝１．０１〜２
ｇ／ｅ＝１．０２〜３
ｇ＞ｆ
ｅはコアの厚さである。ｆはコア中央部位置におけるウェブの厚さである。ｇはコア端部位置におけるウェブの厚さである。
More preferably, the following conditions are satisfied.
f / e = 1.1-2
g / e = 1.02-3
g> f
e is the thickness of the core. f is the thickness of the web at the core center position. g is the thickness of the web at the core end position.
更に好ましくは下記の条件を具備する場合である。
ｂ／ａ＝１．０２〜２
ｃ／ａ＝１．０１〜１．９
ａはコアの長さである。ｂはフランジとフランジとの間の距離である。ｃは膨出部（コア端部位置における膨出部）と膨出部との間の距離である。
More preferably, the following conditions are satisfied.
b / a = 1.02-2
c / a = 1.01-1.9
a is the length of the core. b is the distance between the flanges. c is the distance between the bulging portion (the bulging portion at the core end position) and the bulging portion.
更に好ましくは下記の条件を具備する場合である。
ｆ／ｈ＝１．０１〜５
ｈはフランジ手前位置の薄肉部の厚さである。
More preferably, the following conditions are satisfied.
f / h = 1.01-5
h is the thickness of the thin portion at the flange front side.
前記条件Ａの満足は、条件Ｃ１［（前記コア端部位置におけるコア厚）＜（前記コア中央部位置におけるコア厚）］と、条件Ｃ２［（前記コア端部位置における前記表層部の厚さ）＞（前記コア中央部位置における前記表層部の厚さ）］とが満足される場合である。更に好ましくは、条件Ｃ３［（前記コア端部位置における前記ウェブの厚さ）≧（前記コア中央部位置における前記ウェブの厚さ）］が満足される場合である。前記コア端部位置におけるコア厚は、好ましくは、両側から略均等に薄くなる場合である。 Satisfaction of the condition A is that the condition C1 [(core thickness at the core end position) <(core thickness at the core center position)] and condition C2 [(thickness of the surface layer portion at the core end position). )> (Thickness of the surface layer portion at the central position of the core)] is satisfied. More preferably, the condition C3 [(the thickness of the web at the core end position) ≧ (the thickness of the web at the core center position)] is satisfied. The core thickness at the end position of the core is preferably a case where the core thickness is reduced substantially uniformly from both sides.
前記コア表層部は、好ましくは、繊維強化複合材料で構成される。更に好ましくは、前記フランジも繊維強化複合材料で構成される。特に、好ましくは、前記コア表層部および前記フランジが、共に、同種の繊維強化複合材料で構成される。これは、前記ウェブ（コア表層部）と前記フランジとが一体構成であることから容易に理解される。前記繊維強化複合材料は、例えば炭素繊維強化複合材料、ガラス繊維強化複合材料、セラミックス繊維強化複合材料、有機繊維強化複合材料、金属繊維強化複合材料の群の中から選ばれる一つ以上である。特に好ましい繊維強化複合材料は、軽量性や強度の観点から、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）、又はアラミド繊維強化プラスチック（ＡＦＲＰ）等の有機繊維強化プラスチックである。 The core surface layer portion is preferably made of a fiber reinforced composite material. More preferably, the flange is also made of a fiber reinforced composite material. Particularly preferably, both the core surface layer portion and the flange are made of the same kind of fiber-reinforced composite material. This can be easily understood from the fact that the web (core surface layer portion) and the flange are integrally formed. The fiber reinforced composite material is, for example, one or more selected from the group of carbon fiber reinforced composite materials, glass fiber reinforced composite materials, ceramic fiber reinforced composite materials, organic fiber reinforced composite materials, and metal fiber reinforced composite materials. Particularly preferred fiber reinforced composite materials are organic fiber reinforced plastics such as carbon fiber reinforced plastic (CFRP) or aramid fiber reinforced plastic (AFRP) from the viewpoint of lightness and strength.
第２の本発明は前記翼用リブの製造方法である。本製造方法は、前記繊維および前記コアを型にセットする工程を具備する。本製造方法は、前記工程後、真空吸引又はポンプによる加圧により樹脂を含浸・硬化させる工程を具備する。 2nd this invention is a manufacturing method of the said rib for blades. The manufacturing method includes a step of setting the fiber and the core in a mold. The manufacturing method includes a step of impregnating and curing the resin by vacuum suction or pressurization with a pump after the above step.
以下、本発明が具体的に説明される。但し、以下の説明は、本発明の一実施形態に過ぎず、本発明はこれに限定されるものでは無い。すなわち、本発明の特長が大きく損なわれない変形・応用例も本発明に含まれる。 Hereinafter, the present invention will be specifically described. However, the following description is only one embodiment of the present invention, and the present invention is not limited to this. That is, the present invention includes modifications and applications that do not greatly impair the features of the present invention.
図１，２は本発明になる主翼用リブの説明図である。図１は主翼用リブの概略平面図である。図２は図１のＩ−Ｉ線での概略断面図である。 1 and 2 are explanatory views of a main wing rib according to the present invention. FIG. 1 is a schematic plan view of a main wing rib. FIG. 2 is a schematic cross-sectional view taken along the line II of FIG.
各図中、Ｒはリブである。リブＲは、大別して、ウェブ１と、フランジ（シアタイ）２とからなる。リブＲは、従来のリブが具備するコードやスティフナを持たない。
In each figure, R is a rib. The rib R is roughly composed of a
ウェブ１は発泡樹脂製のコア３を内蔵する。コア３は平板状である。コア３を覆う表層部４は炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）で構成されている。ウェブ１はサンドイッチ構造である。
The
５はコア端部である。６はコア中央部である。コア端部５の位置における表層部４の厚さは、コア中央部６の位置における表層部４の厚さより、厚い。すなわち、コア端部５位置においては、ウェブ１は、膨出した形である。７は、コア端部５位置における膨出部８からフランジ２に至る途中において形成された薄肉部である。
リブＲの断面形状は、図２からも判る通り、少なくとも、ウェブ１の個所では、左右対称である。本実施形態では、フランジ２の個所も含めて、左右対称である。場合によっては、フランジ２は片側にしかない場合もある。全体形状は、図１，２から判る通り、非常にシンプルである。
As can be seen from FIG. 2, the cross-sectional shape of the rib R is symmetrical at least at the location of the
リブＲは、コア３の周囲に、図１，２の形状となるように炭素繊維が配置された後、前記炭素繊維に樹脂が含浸させられたものである。すなわち、前記炭素繊維および前記コアが型にセットされた後、真空吸引（又は、ポンプによる加圧）により樹脂が炭素繊維に含浸させられた。前記含浸樹脂が硬化させられた。従って、各部が一体構成されてなる。各部が一体構成されてなるから、ファスナ等による各部の連結は不要である。一体構成であることから、フランジ２もＣＦＲＰで出来ている。本発明のリブＲは、従来のリブの如く、別々に製造された各パーツがファスナで連結されると言った形態では無い。簡単に得られることから、コストは低廉である。
The rib R is obtained by placing carbon fibers around the
ウェブ１（表層部４）及びコア３は次の条件を満たす。
ｂ／ａ＝１．０２〜２．００
ｃ／ａ＝１．０１〜１．９０
ｄ＝５０ｍｍ〜５００ｍｍ
ｆ／ｅ＝１．０１〜２．００
ｇ／ｅ＝１．０２〜３．００
ｇ＞ｆ
ｇ＝５ｍｍ〜１００ｍｍ
ｆ／ｈ＝１．０１〜５
ａ＝コア３の長さ
ｂ＝フランジ２とフランジ２との間の距離
ｃ＝膨出部８と膨出部８との間の距離
ｄ＝膨出部８の長さ
ｅ＝コア３の厚さ
ｆ＝コア中央部６位置におけるウェブ１の厚さ
ｇ＝膨出部８におけるウェブ１の厚さ
ｈ＝薄肉部７の厚さ
The web 1 (surface layer part 4) and the
b / a = 1.02-2.00
c / a = 1.01-1.90
d = 50 mm to 500 mm
f / e = 1.01-2.00
g / e = 1.02 to 3.00
g> f
g = 5mm-100mm
f / h = 1.01-5
a = the length of the core 3 b = the distance between the
上記実施形態の主翼用リブの重さと、従来（図４タイプ）の主翼用リブの重さとが比べられた。上記実施形態の主翼用リブの方が格段に軽量であった。 The weight of the main wing rib in the above embodiment was compared with the weight of the conventional (FIG. 4 type) main wing rib. The main wing rib of the above embodiment was much lighter.
上記実施形態の主翼用リブが主翼内に配置された。比較の為に、従来（図４タイプ）の主翼用リブが主翼内に配置された。各々の主翼に力が加えられた。各々の主翼用リブの耐久性が調べられた。その結果、本実施形態の主翼用リブは、図４の主翼用リブに比べて、勝るものであっても、劣るものではなかった。 The main wing rib of the above embodiment is disposed in the main wing. For comparison, a conventional (FIG. 4 type) main wing rib was disposed in the main wing. Power was applied to each wing. The durability of each wing rib was examined. As a result, the main wing rib of the present embodiment was superior or inferior to the main wing rib of FIG.
比較の為に、図４タイプの形状の主翼用リブがＣＦＲＰで作製された。しかしながら、この主翼用リブは機械的強度に劣るものであった。このことは、構成材料が単に置換されたのみでは、満足できる主翼用リブが得られないことを示している。 For comparison, a rib for a main wing having the shape of FIG. 4 was made of CFRP. However, the main wing ribs were inferior in mechanical strength. This indicates that satisfactory wing ribs cannot be obtained simply by replacing the constituent materials.
図３は、本発明になる第２実施形態の主翼用リブの概略断面図である。 FIG. 3 is a schematic cross-sectional view of a main wing rib according to a second embodiment of the present invention.
第１実施形態の主翼用リブのコア３は断面が四角形であった。
The
これに対して、第２実施形態の主翼用リブのコア３は、図３から判る通り、コア端部５の断面形状が、二等辺三角形状である。すなわち、コア３の厚さは、フランジ２に近い先端部側の方が、薄い。かつ、コア端部（二等辺三角形状部）５位置のウェブ１の厚さと、コア中央部６位置におけるウェブ１の厚さとは、略同じである。本実施形態の場合、コア端部５位置の表層部４の厚さは、コア中央部６位置の表層部４の厚さより厚い。第２実施形態においては、コア端部５位置における膨出形態はないものの、機械的強度は確保されていた。第２実施形態の主翼用リブの他の基本的構成と第１実施形態の主翼用リブの他の基本的構成とは同様である。従って、詳細は省略される。
In contrast, in the
Ｒ リブ（翼用リブ）
１ ウェブ
２ フランジ（シアタイ）
３ コア
４ 表層部
５ コア端部
６ コア中央部
７ 薄肉部
８ 膨出部
R-rib (wing rib)
1
3
Claims (14)
前記ウェブと前記フランジとは一体構成されてなり、
前記ウェブはコアを内蔵してなり、
（前記内蔵コア端部位置における該内蔵コアを覆う表層部の厚さ）＞（前記内蔵コア中央部位置における該内蔵コアを覆う表層部の厚さ）である
ことを特徴とする翼用リブ。 A wing rib comprising a web and a flange provided at an end of the web,
The web and the flange are integrally formed,
The web has a built-in core,
The thickness of the surface layer covering the internal core at the internal core end position> the thickness of the surface layer covering the internal core at the internal core central position.
（前記コア端部位置における前記表層部の厚さ）＞（前記コア中央部位置における前記表層部の厚さ）である
ことを特徴とする請求項１の翼用リブ。 (Core thickness at the core end position) ≈ (core thickness at the core center position),
2. The blade rib according to claim 1, wherein: (thickness of the surface layer portion at the core end portion position)> (thickness of the surface layer portion at the core center portion position).
ことを特徴とする請求項２の翼用リブ。 3. The blade rib according to claim 2, wherein (the thickness of the web at the core end position)> (the thickness of the web at the core center position).
（前記コア端部位置における前記表層部の厚さ）＞（前記コア中央部位置における前記表層部の厚さ）である
ことを特徴とする請求項１の翼用リブ。 (Core thickness at the core end position) <(core thickness at the core center position),
2. The blade rib according to claim 1, wherein: (thickness of the surface layer portion at the core end portion position)> (thickness of the surface layer portion at the core center portion position).
ことを特徴とする請求項４の翼用リブ。 The wing rib according to claim 4, wherein the core thickness at the core end portion is substantially evenly reduced from both sides.
ことを特徴とする請求項５の翼用リブ。 The blade rib according to claim 5, wherein (the thickness of the web at the core end position) ≧ (the thickness of the web at the core center position).
ことを特徴とする請求項１〜請求項６いずれかの翼用リブ。 The wing rib according to any one of claims 1 to 6, wherein the core surface layer portion is made of a fiber-reinforced composite material.
ことを特徴とする請求項７の翼用リブ。 The fiber reinforced composite material is at least one selected from the group consisting of a carbon fiber reinforced composite material, a glass fiber reinforced composite material, a ceramic fiber reinforced composite material, an organic fiber reinforced composite material, and a metal fiber reinforced composite material. The wing rib according to claim 7.
ことを特徴とする請求項１〜請求項７いずれかの翼用リブ。 The wing rib according to any one of claims 1 to 7, wherein the core surface layer portion and the flange portion are made of a fiber reinforced composite material.
ことを特徴とする請求項１〜請求項９いずれかの翼用リブ。 The wing rib according to any one of claims 1 to 9, wherein the core comprises a honeycomb core or a foam core.
ことを特徴とする請求項１〜請求項８いずれかの翼用リブ。 The wing rib according to any one of claims 1 to 8, wherein the core exists up to a position near the end of the web.
ことを特徴とする請求項１〜請求項１１いずれかの翼用リブ。 The wing rib according to any one of claims 1 to 11, wherein the rib is not provided with a stiffener.
ことを特徴とする請求項１〜請求項１２いずれかの翼用リブ。 The wing rib according to any one of claims 1 to 12, wherein the rib is not provided with a cord.
繊維およびコアが型にセットされた後、真空吸引又はポンプによる加圧により樹脂を含浸・硬化させる
ことを特徴とする翼用リブ製造方法。
A method for producing a blade rib according to any one of claims 1 to 13,
A rib manufacturing method for a blade, characterized in that after the fibers and the core are set in a mold, the resin is impregnated and cured by vacuum suction or pressurization by a pump.
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