JPH07172395A - 航空機のインテグラルタンク - Google Patents
航空機のインテグラルタンクInfo
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- JPH07172395A JPH07172395A JP31958093A JP31958093A JPH07172395A JP H07172395 A JPH07172395 A JP H07172395A JP 31958093 A JP31958093 A JP 31958093A JP 31958093 A JP31958093 A JP 31958093A JP H07172395 A JPH07172395 A JP H07172395A
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Landscapes
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 製造コストが低く、かつ、ボイドやラミネー
ションの発生を防止した樹脂系複合材製の仕切板（桁又
はリブ）をもつ航空機のインテグラルタンクを提供す
る。 【構成】 航空機の上下の外板１０，１０に接して配置
されて仕切板を形成する樹脂系複合材製の桁又はリブ３
の外板１０，１０それぞれ接する上と下の位置に、補強
フランジのない通気孔１と燃料移送用孔２とをそれぞれ
設け、桁又はリブ３の形状を単純化すると共に製作に当
ってのボイドやラミネーションの発生を防止するように
した。
ションの発生を防止した樹脂系複合材製の仕切板（桁又
はリブ）をもつ航空機のインテグラルタンクを提供す
る。 【構成】 航空機の上下の外板１０，１０に接して配置
されて仕切板を形成する樹脂系複合材製の桁又はリブ３
の外板１０，１０それぞれ接する上と下の位置に、補強
フランジのない通気孔１と燃料移送用孔２とをそれぞれ
設け、桁又はリブ３の形状を単純化すると共に製作に当
ってのボイドやラミネーションの発生を防止するように
した。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、マトリックスとしての
樹脂と強化材としての繊維よりなる樹脂系複合材製の桁
を仕切板として用いた航空機のインテグラルタンクに関
する。
樹脂と強化材としての繊維よりなる樹脂系複合材製の桁
を仕切板として用いた航空機のインテグラルタンクに関
する。
【０００２】
【従来の技術】図４に示すように、航空機の樹脂系複合
材を適用した主翼101 等の構造体自体を燃料用タンクと
して用いられるインテグラルタンク100 では、対向する
上下の外板010, 010の間の図４（ｂ）で斜線で示す部分
の空間がタンクとして利用され、外板010, 010の間に仕
切板として桁又はリブ０３′が設けられている。
材を適用した主翼101 等の構造体自体を燃料用タンクと
して用いられるインテグラルタンク100 では、対向する
上下の外板010, 010の間の図４（ｂ）で斜線で示す部分
の空間がタンクとして利用され、外板010, 010の間に仕
切板として桁又はリブ０３′が設けられている。
【０００３】この桁又０３又はリブ０３′としては、通
常強化材としての繊維に樹脂を含浸させたプリプレグを
積層した上成形硬化させた樹脂系複合材が用いられてい
る。
常強化材としての繊維に樹脂を含浸させたプリプレグを
積層した上成形硬化させた樹脂系複合材が用いられてい
る。
【０００４】桁０３リブ０３′には、図５に示すように
（図５では代表して桁の場合を示す）、上部に断面が三
角形の通気孔０１，下部に断面が三角形の燃料移送用孔
０２が設けられているが、樹脂系複合材を用いた桁０３
においては、前記孔０１，０２を設けることによって生
ずる応中応力による強度低下を避けるために、これらの
孔のまわりに補強フランジ０６が設けられている。
（図５では代表して桁の場合を示す）、上部に断面が三
角形の通気孔０１，下部に断面が三角形の燃料移送用孔
０２が設けられているが、樹脂系複合材を用いた桁０３
においては、前記孔０１，０２を設けることによって生
ずる応中応力による強度低下を避けるために、これらの
孔のまわりに補強フランジ０６が設けられている。
【０００５】樹脂系複合材の桁０３又はリブ０３′を製
造する場合には、図６（ａ）に示すように、通気孔０１
と燃料移送用孔０２の部分を三角形に切落したプリプレ
グを積層した上、型020 で成形して桁０３又はリブ０
３′の半分に相当する断面コ字状の同形の２個の素材03
ａを作成する。この２個の素材03a, 03aを、図６（ｂ）
に示すように、背中合せの状態にして、上下の治具021,
022の間に配置し、素材03a, 03aの間にフィラー０４を
入れた上、治具021, 022と桁素材03a, 03aを成形用バグ
で覆い、オートクレーブ内で圧力をかけて加圧・硬化さ
せて、桁０３又はリブ０３′を作成している。
造する場合には、図６（ａ）に示すように、通気孔０１
と燃料移送用孔０２の部分を三角形に切落したプリプレ
グを積層した上、型020 で成形して桁０３又はリブ０
３′の半分に相当する断面コ字状の同形の２個の素材03
ａを作成する。この２個の素材03a, 03aを、図６（ｂ）
に示すように、背中合せの状態にして、上下の治具021,
022の間に配置し、素材03a, 03aの間にフィラー０４を
入れた上、治具021, 022と桁素材03a, 03aを成形用バグ
で覆い、オートクレーブ内で圧力をかけて加圧・硬化さ
せて、桁０３又はリブ０３′を作成している。
【０００６】この際、前記通気孔０１と燃料移送用孔０
２の周りの部分は補強フランジ０６を設ける必要がある
ために、図６（ｂ）に示すように、２個の素材03a, 03a
のこの部分に、補強フランジ０６を形成するフランジ素
材０７と同フランジ素材０７を支持するブロック０８が
挿入され、これらが素材03a と治具021, 022と共に成形
用バグ内に収容された上、オートクレーブ内で加圧され
て補強フランジ０６が形成される。
２の周りの部分は補強フランジ０６を設ける必要がある
ために、図６（ｂ）に示すように、２個の素材03a, 03a
のこの部分に、補強フランジ０６を形成するフランジ素
材０７と同フランジ素材０７を支持するブロック０８が
挿入され、これらが素材03a と治具021, 022と共に成形
用バグ内に収容された上、オートクレーブ内で加圧され
て補強フランジ０６が形成される。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】前記従来のインテグラ
ルタンクの桁又はリブの製造に当っては、２個の桁やリ
ブの素材に加えて補強フランジを形成するフランジ素材
を上下の治具に入れ込み、更にこれらを成形用バグに入
れているために、作業が複雑かつ困難で大きい工数を必
要とすると共に、通気孔と燃料移送用孔にフランジを設
けることによって構造が複雑となり、かつ、成形も困難
となってボイドやデラミネーション等の欠陥が生じやす
いという問題点があった。
ルタンクの桁又はリブの製造に当っては、２個の桁やリ
ブの素材に加えて補強フランジを形成するフランジ素材
を上下の治具に入れ込み、更にこれらを成形用バグに入
れているために、作業が複雑かつ困難で大きい工数を必
要とすると共に、通気孔と燃料移送用孔にフランジを設
けることによって構造が複雑となり、かつ、成形も困難
となってボイドやデラミネーション等の欠陥が生じやす
いという問題点があった。
【０００８】本発明は、以上の問題点を解決することが
できる航空機のインテグラルタンクを提供しようとする
ものである。
できる航空機のインテグラルタンクを提供しようとする
ものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明の航空機のインテ
グラルタンクは、航空機の対向する上下の外板に接して
配置されて仕切板を形成する樹脂系複合材製の桁又はリ
ブ、及び同桁又はリブの外板に接する上下の位置にそれ
ぞれ設けられた補強フランジを有しない通気孔と燃料移
送用孔を備えたことを特徴とする。
グラルタンクは、航空機の対向する上下の外板に接して
配置されて仕切板を形成する樹脂系複合材製の桁又はリ
ブ、及び同桁又はリブの外板に接する上下の位置にそれ
ぞれ設けられた補強フランジを有しない通気孔と燃料移
送用孔を備えたことを特徴とする。
【００１０】
【作用】本発明においては、樹脂系複合材製の桁又はリ
ブの航空機の外板に接する上下の位置に、フランジを有
しない単純な形状の通気孔と燃料移送用孔を設けている
ために、製作用の型、治具等が単純になり、プリプレグ
の形状も単純となってその積層が容易となり、かつ、加
工に要する工数も低減して、コストを低減させることが
できる。
ブの航空機の外板に接する上下の位置に、フランジを有
しない単純な形状の通気孔と燃料移送用孔を設けている
ために、製作用の型、治具等が単純になり、プリプレグ
の形状も単純となってその積層が容易となり、かつ、加
工に要する工数も低減して、コストを低減させることが
できる。
【００１１】また、前記のように、単純な形状を採用し
ているために、通気孔と燃料移送用孔を有する樹脂系複
合材製の桁又はリブの製造に当って、ボイドやデラミネ
ーションが発生することが防止される。
ているために、通気孔と燃料移送用孔を有する樹脂系複
合材製の桁又はリブの製造に当って、ボイドやデラミネ
ーションが発生することが防止される。
【００１２】更に、通気孔と燃料移送用孔は補強フラン
ジを有していないために、孔の形状を適宜選定し、か
つ、その大きさを小さくして、応力集中の影響を軽減す
ることが可能であり、また、補強フランジを有しないこ
とによって通気孔と燃料移送用孔の部分の補強を必要と
する場合には、桁又はリブのウエブ面を補強する簡単な
方法によってこれに対応することができる。
ジを有していないために、孔の形状を適宜選定し、か
つ、その大きさを小さくして、応力集中の影響を軽減す
ることが可能であり、また、補強フランジを有しないこ
とによって通気孔と燃料移送用孔の部分の補強を必要と
する場合には、桁又はリブのウエブ面を補強する簡単な
方法によってこれに対応することができる。
【００１３】
【実施例】本発明の一実施例を、図１ないし図３によっ
て説明する。本実施例は、図４に示すものと同様に、主
翼の構造体自体を燃料用タンクとしたインテグラルタン
クに係る。
て説明する。本実施例は、図４に示すものと同様に、主
翼の構造体自体を燃料用タンクとしたインテグラルタン
クに係る。
【００１４】インテグラルタンクの仕切板を形成する桁
又はリブ３は、樹脂系複合材で構成されており、図１に
示すように主翼の上下の外板１０，１０にその両端が取
付けられており、桁又はリブ３が上方の外板１０に接す
る上部には通気孔１が設けられ、桁又はリブ３が下方の
外板１０に接する下部には燃料移送用孔２が設けられ、
また、桁又はリブ３の上下方向の中間には燃料移送用孔
２ａが設けられている。図１に示すように、前記通気孔
１と燃料移送用孔２はほぼ上下方向に長い半楕円形断面
を有し、燃料移送用孔２ａは円形断面を有しており、か
つ、これらの孔１，２，２ａには補強フランジが設けら
れていない。
又はリブ３は、樹脂系複合材で構成されており、図１に
示すように主翼の上下の外板１０，１０にその両端が取
付けられており、桁又はリブ３が上方の外板１０に接す
る上部には通気孔１が設けられ、桁又はリブ３が下方の
外板１０に接する下部には燃料移送用孔２が設けられ、
また、桁又はリブ３の上下方向の中間には燃料移送用孔
２ａが設けられている。図１に示すように、前記通気孔
１と燃料移送用孔２はほぼ上下方向に長い半楕円形断面
を有し、燃料移送用孔２ａは円形断面を有しており、か
つ、これらの孔１，２，２ａには補強フランジが設けら
れていない。
【００１５】以下この桁又はリブ３の製造工程について
説明する。図２（ａ）に示すように、通気孔１と燃料移
送用孔２，２ａを設けたプリプレグの積層体を型２０で
成形して、桁又はリブ３の半分に相当する断面コ字状の
同形の２個の素材３ａを作成する。この２個の素材３
ａ，３ａを、図１（ｂ）に示すように、背中合せにして
上下の治具２１，２２の間に配置し、かつ、その間にフ
ィラー４を入れた上、圧力を加えて桁材又はリブ材を成
形する。なお、この際、通気孔１と燃料移送用孔２，２
ａを素材３ａに形成するのには、孔の部分が切落された
プリプレグを積層してもよく、プリプレグの積層体に孔
をカットするようにしてもよい。
説明する。図２（ａ）に示すように、通気孔１と燃料移
送用孔２，２ａを設けたプリプレグの積層体を型２０で
成形して、桁又はリブ３の半分に相当する断面コ字状の
同形の２個の素材３ａを作成する。この２個の素材３
ａ，３ａを、図１（ｂ）に示すように、背中合せにして
上下の治具２１，２２の間に配置し、かつ、その間にフ
ィラー４を入れた上、圧力を加えて桁材又はリブ材を成
形する。なお、この際、通気孔１と燃料移送用孔２，２
ａを素材３ａに形成するのには、孔の部分が切落された
プリプレグを積層してもよく、プリプレグの積層体に孔
をカットするようにしてもよい。
【００１６】以上のようにして成形された桁材又はリブ
材の通気孔１と燃料移送用孔２，２ａに樹脂の侵入を防
止する成形用フィラーを充填し、図３に示すように、下
方の外板１０上に載置し、この桁材又はリブ材と外板１
０を上型２４と下型２５の間に配置し、これらを成型用
バグ２３で覆った上、オートクレーブ内でオートクレー
ブ圧ｐをかけて硬化させて桁又はリブ３とすると共に桁
又はリブ３を下方の外板１０に固着させた一体成形が行
われる。
材の通気孔１と燃料移送用孔２，２ａに樹脂の侵入を防
止する成形用フィラーを充填し、図３に示すように、下
方の外板１０上に載置し、この桁材又はリブ材と外板１
０を上型２４と下型２５の間に配置し、これらを成型用
バグ２３で覆った上、オートクレーブ内でオートクレー
ブ圧ｐをかけて硬化させて桁又はリブ３とすると共に桁
又はリブ３を下方の外板１０に固着させた一体成形が行
われる。
【００１７】以上のように、桁又はリブ３は、単純な形
状を有する２個の素材３ａより製作されるために、その
硬化成形に当ってボイドやデラミネーションが発生する
ことがなく、充分な強度も有することになる。
状を有する２個の素材３ａより製作されるために、その
硬化成形に当ってボイドやデラミネーションが発生する
ことがなく、充分な強度も有することになる。
【００１８】また、桁又はリブ３の通気孔１と燃料移送
用孔２，２ａは補強フランジを有していないために、前
記のように、ほぼ楕円形又は丸形の単純な形状とし、か
つ、その大きさも小さくすることができ、応力集中の影
響を軽減することができる。
用孔２，２ａは補強フランジを有していないために、前
記のように、ほぼ楕円形又は丸形の単純な形状とし、か
つ、その大きさも小さくすることができ、応力集中の影
響を軽減することができる。
【００１９】また、桁又はリブ３は補強フランジを有し
ない単純な形状となるために、桁又はリブ３の製作に用
いられる型、治具等が単純となり、プリプレグの形状も
単純となってその積層を容易にすることができると共
に、型、治具、成形用バブ等に補強フランジを作るため
の部材等を入れ込む必要がなく、工数を著しく低減させ
ることができる。
ない単純な形状となるために、桁又はリブ３の製作に用
いられる型、治具等が単純となり、プリプレグの形状も
単純となってその積層を容易にすることができると共
に、型、治具、成形用バブ等に補強フランジを作るため
の部材等を入れ込む必要がなく、工数を著しく低減させ
ることができる。
【００２０】
【発明の効果】以上説明したように、本発明は、特許請
求の範囲に記載した構成を有することによって、インテ
グラルタンクの仕切板を形成する樹脂系複合材製の桁又
はリブを単純な形状とすることができ、これによって、
応力集中の影響を軽減して強度要求を満足し、製造コス
トを低減させ、かつ、その製造に当ってボイドやデラミ
ネーションの発生を抑えて品質を向上させることができ
る。
求の範囲に記載した構成を有することによって、インテ
グラルタンクの仕切板を形成する樹脂系複合材製の桁又
はリブを単純な形状とすることができ、これによって、
応力集中の影響を軽減して強度要求を満足し、製造コス
トを低減させ、かつ、その製造に当ってボイドやデラミ
ネーションの発生を抑えて品質を向上させることができ
る。
【図１】本発明の一実施例を示し、図１（ａ）はその斜
視図、図１（ｂ）は図１（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図であ
る。
視図、図１（ｂ）は図１（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図であ
る。
【図２】図２（ａ）は同実施例における桁又はリブの素
材の成形状態を示す斜視図、図２（ｂ）は同素材より桁
材又はリブ材を成形する状態を示す断面図である。
材の成形状態を示す斜視図、図２（ｂ）は同素材より桁
材又はリブ材を成形する状態を示す断面図である。
【図３】同実施例の成形用バッグによる桁又はリブと外
板の一体成形の状態を示す斜視図である。
板の一体成形の状態を示す斜視図である。
【図４】従来の航空機のインテグラルタンクを示し、図
４（ａ）は主翼の部分の斜視図、図４（ｂ）は図４
（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面図である。
４（ａ）は主翼の部分の斜視図、図４（ｂ）は図４
（ａ）のＢ−Ｂ矢視断面図である。
【図５】従来の航空機のインテグラルタンクの桁の部分
を示し、図５（ａ）はその斜視図、図５（ｂ）はその断
面図である。
を示し、図５（ａ）はその斜視図、図５（ｂ）はその断
面図である。
【図６】図６（ａ）は従来の航空機のインテグラルタン
クの桁又はリブの素材の成形状態を示す斜視図、図６
（ｂ）は同桁又はリブの素材より桁又はリブを成形する
状態を示す断面図である。
クの桁又はリブの素材の成形状態を示す斜視図、図６
（ｂ）は同桁又はリブの素材より桁又はリブを成形する
状態を示す断面図である。
１ 通気孔 ２，２ａ 燃料移送用孔 ３ 桁又はリブ ３ａ 桁又はリブの素材 ４ フィラー １０ 外板 ２０ 型 ２１，２２ 治具 ２３ 成形用バグ ２４ 上型 ２５ 下型 100 インテグラルタンク 101 主翼
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機に対向する上下の外板に接して配
置されて仕切板を形成する樹脂系複合材製の桁又はリ
ブ、及び同桁又はリブの外板に接する上下の位置にそれ
ぞれ設けられた補強フランジを有しない通気孔と燃料移
送用孔を備えたことを特徴とする航空機のインテグラル
タンク。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31958093A JPH07172395A (ja) | 1993-12-20 | 1993-12-20 | 航空機のインテグラルタンク |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31958093A JPH07172395A (ja) | 1993-12-20 | 1993-12-20 | 航空機のインテグラルタンク |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07172395A true JPH07172395A (ja) | 1995-07-11 |
Family
ID=18111857
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP31958093A Withdrawn JPH07172395A (ja) | 1993-12-20 | 1993-12-20 | 航空機のインテグラルタンク |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07172395A (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007246015A (ja) * | 2006-03-17 | 2007-09-27 | Ihi Aerospace Co Ltd | 推進薬タンク一体型構造パネル |
| JP2009190574A (ja) * | 2008-02-14 | 2009-08-27 | Honda Motor Co Ltd | 飛行機の翼構造 |
| JP2010531777A (ja) * | 2007-06-29 | 2010-09-30 | エアバス・ユ―ケ―・リミテッド | 長尺複合構造メンバの改良 |
| WO2010113640A1 (ja) | 2009-03-30 | 2010-10-07 | 三菱重工業株式会社 | 複合材タンク、翼、および、複合材タンクの製造方法 |
| CN102361791A (zh) * | 2009-03-30 | 2012-02-22 | 三菱重工业株式会社 | 航空器的燃料罐 |
| JP2012523348A (ja) * | 2009-04-09 | 2012-10-04 | エアバス オペレーションズ リミテッド | 改良型ウイング構造体 |
| WO2015119023A1 (ja) * | 2014-02-04 | 2015-08-13 | 三菱重工業株式会社 | 複合材構造 |
| CN110920913A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-03-27 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种大展弦比复合材料加筋壁板双油箱结构 |
| EP4227211A1 (en) * | 2022-02-15 | 2023-08-16 | Airbus Operations Limited | Fuel tank stringer with flow passage |
-
1993
- 1993-12-20 JP JP31958093A patent/JPH07172395A/ja not_active Withdrawn
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