特許 7451300 翼、飛翔体及び翼の製造方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】

(24)【登録日】2024-03-08

(45)【発行日】2024-03-18

(54)【発明の名称】翼、飛翔体及び翼の製造方法

(51)【国際特許分類】

   B64C 3/28 20060101AFI20240311BHJP

   B64F 5/10 20170101ALI20240311BHJP

   F42B 15/34 20060101ALI20240311BHJP

【ＦＩ】

B64C3/28

B64F5/10

F42B15/34

【請求項の数】 11

(21)【出願番号】P 2020090775

(22)【出願日】2020-05-25

(65)【公開番号】P2021187175

(43)【公開日】2021-12-13

【審査請求日】2023-01-16

【国等の委託研究の成果に係る記載事項】（出願人による申告）「平成２３年度、防衛省請負契約、産業技術強化法第１７条の適用を受ける特許出願」

(73)【特許権者】

【識別番号】000006208

【氏名又は名称】三菱重工業株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】100112737

【弁理士】

【氏名又は名称】藤田 考晴

(74)【代理人】

【識別番号】100140914

【弁理士】

【氏名又は名称】三苫 貴織

(74)【代理人】

【識別番号】100136168

【弁理士】

【氏名又は名称】川上 美紀

(74)【代理人】

【識別番号】100172524

【弁理士】

【氏名又は名称】長田 大輔

(74)【代理人】

【識別番号】100205350

【弁理士】

【氏名又は名称】狩野 芳正

(74)【代理人】

【識別番号】100117617

【弁理士】

【氏名又は名称】中尾 圭策

(72)【発明者】

【氏名】金澤 優

(72)【発明者】

【氏名】勝永 健太

(72)【発明者】

【氏名】荻村 晃示

【審査官】山本 賢明

(56)【参考文献】

【文献】特表２０１４－５１６８０５（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開２００６－１３５２５４（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開平０５－０９７０９９（ＪＰ，Ａ）

【文献】実開昭６３－０１２５００（ＪＰ，Ｕ）

【文献】米国特許出願公開第２０２０／０１１５０３０（ＵＳ，Ａ１）

【文献】特開２０１６－２１１５５０（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｂ６４Ｃ ３／２８

Ｂ６４Ｃ ３／３６

Ｂ６４Ｆ ５／１０

Ｆ４２Ｂ １０／０６

Ｆ４２Ｂ １５／３４

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

主構造部材と、
前記主構造部材の材料と異なる線熱膨張係数を有する材料で形成された前縁部材と、
円形の貫通穴が形成された、円柱状の偏心ブッシングと、
第１締結部材
とを備え、
前記前縁部材には、特定方向に長い形状を有する第１穴が形成され、
前記主構造部材には、第２穴が形成され、
前記偏心ブッシングの中心軸と前記貫通穴の中心軸とは、平行であり、且つ、ずれて位置しており、
前記偏心ブッシングは、前記第１穴に挿入されており、
前記第１締結部材は、前記貫通穴及び前記第２穴に挿入されて前記主構造部材と前記前縁部材とを結合し、
前記前縁部材は、
前記主構造部材に対向する対向面を有する本体部分と、
前記本体部分の前記対向面から突出するように設けられ、前記第１穴が形成された突出部分
とを備えており、
前記主構造部材と前記前縁部材とは、前記本体部分と前記主構造部材との間に隙間が設けられるように結合された
翼。

【請求項2】

請求項１に記載の翼であって、
前記主構造部材は、
前記第２穴が形成された第１フランジ部分と、
前記第１フランジ部分に対向して位置し、第３穴が形成された第２フランジ部分
とを含み、
前記前縁部材は、前記第１穴が形成された前記突出部分としての挿入部分を含み、
前記挿入部分が、前記第１フランジ部分と前記第２フランジ部分の間に形成された溝に挿入され、
前記第１締結部材が、前記第３穴に挿入されている
翼。

【請求項3】

請求項１に記載の翼であって、
更に、第２締結部材を備え、
前記前縁部材は、前記第１穴よりも当該翼の翼根に近い位置に円形の第４穴が形成され、
前記主構造部材には、前記第２穴よりも前記翼根に近い位置に円形の第５穴が形成され、
前記第２締結部材は、前記第４穴及び前記第５穴に挿入されて前記主構造部材と前記前縁部材とを結合する
翼。

【請求項4】

請求項３に記載の翼であって、
更に、第３締結部材を備え、
前記前縁部材には、前記第１穴と前記第４穴との間の位置に円形の第６穴が形成され、
前記主構造部材には、前記第２穴と前記第５穴との間の位置に円形の第７穴が形成され、
前記第３締結部材は、前記第６穴及び前記第７穴に挿入されて前記主構造部材と前記前縁部材とを結合する
翼。

【請求項5】

請求項１乃至４のいずれか１項に記載の翼であって、
前記前縁部材が、耐熱材料で形成された
翼。

【請求項6】

本体と、
翼
とを備え、
前記翼が、
主構造部材と、
前記主構造部材の材料と異なる線熱膨張係数を有する材料で形成された前縁部材と、
円形の貫通穴が形成された、円柱状の偏心ブッシングと、
第１締結部材
とを備え、
前記前縁部材には、特定方向に長い形状を有する第１穴が形成され、
前記主構造部材には、第２穴が形成され、
前記偏心ブッシングの中心軸と前記貫通穴の中心軸とは、平行にずれて位置しており、
前記偏心ブッシングは、前記第１穴に挿入されており、
前記第１締結部材は、前記貫通穴及び前記第２穴に挿入されて前記主構造部材と前記前縁部材とを結合し、
前記前縁部材は、
前記主構造部材に対向する対向面を有する本体部分と、
前記本体部分の前記対向面から突出するように設けられ、前記第１穴が形成された突出部分
とを備えており、
前記主構造部材と前記前縁部材とは、前記本体部分と前記主構造部材との間に隙間が設けられるように結合された
飛翔体。

【請求項7】

請求項６に記載の飛翔体であって、
前記主構造部材は、
前記第２穴が形成された第１フランジ部分と、
前記第１フランジ部分に対向して位置し、第３穴が形成された第２フランジ部分
とを含み、
前記前縁部材は、前記第１穴が形成された前記突出部分としての挿入部分を含み、
前記挿入部分が、前記第１フランジ部分と前記第２フランジ部分の間に形成された溝に挿入され、
前記第１締結部材が、前記第３穴に挿入されている
飛翔体。

【請求項8】

請求項６又は７に記載の飛翔体であって、
前記前縁部材が、耐熱材料で形成された
飛翔体。

【請求項9】

主構造部材と、前記主構造部材の材料と異なる線熱膨張係数を有する材料で形成された前縁部材と、円形の貫通穴が形成され、前記貫通穴の中心軸と平行であり、且つ、位置がずれた中心軸を有する円柱状の偏心ブッシングを用意する工程と、
前記前縁部材に、特定方向に長い形状を有する第１穴を形成する工程と、
前記主構造部材に、第２穴を形成する工程と、
前記偏心ブッシングを前記第１穴に挿入する工程と、
前記貫通穴及び前記第２穴に締結部材を挿入して前記主構造部材と前記前縁部材とを結合する工程
とを備え、
前記前縁部材は、
前記主構造部材に対向する対向面を有する本体部分と、
前記本体部分の前記対向面から突出するように設けられ、前記第１穴が形成された突出部分
とを備えており、
前記主構造部材と前記前縁部材とを結合する前記工程において、前記主構造部材と前記前縁部材とは、前記本体部分と前記主構造部材との間に隙間が設けられている
翼の製造方法。

【請求項10】

請求項９に記載の翼の製造方法であって、
前記第１穴及び前記第２穴は、前記主構造部材と前記前縁部材とが重なり合わせられない状態で形成される
翼の製造方法。

【請求項11】

請求項９又は１０に記載の翼の製造方法であって、
前記前縁部材が、耐熱材料で形成された
翼の製造方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、翼及びその製造方法に関し、特に、前縁に耐熱材料が用いられる翼及びその製造方法に関する。

【背景技術】

【0002】

空気中を高速で飛翔する飛翔体の翼（例えば操舵翼）の前縁は、空力加熱により高温環境下に晒される。この高温環境に対応するために、翼の前縁には、主構造部材の材料とは異なる耐熱材料で形成された前縁部材が取り付けられることがある。

【0003】

主構造部材と前縁部材との連結には、リベットのような締結部材が用いられ得る。例えば、主構造部材と前縁部材のそれぞれに穴を形成し、その穴にリベットを通すことで主構造部材と前縁部材とが結合される。

【0004】

このような構造では、主構造部材と前縁部材とに設けられた穴の位置が整合していることが望まれるが、現実には、穴の位置が不整合になる事態が生じ得る。

【0005】

一つの要因は、実使用時の空力加熱である。空力加熱により翼の温度が上昇すると、主構造部材と前縁部材に熱膨張が生じる。このとき、主構造部材と前縁部材とが、異なる線熱膨張係数を有する材料で形成されていると、主構造部材と前縁部材に形成された穴に位置ずれが生じ得る。熱膨張によって穴に位置ずれが生じると、好ましくない熱応力が発生する。

【0006】

他の要因の一つは、製造工程における加工誤差である。主構造部材と前縁部材とにそれぞれに穴を形成する穴あけ加工では、加工誤差が発生し得る。加工誤差は、主構造部材と前縁部材とに設けられた穴の位置の不整合を生じさせ得る。共穴加工(stack drilling)によって主構造部材と前縁部材とに穴を形成すれば、加工誤差による穴の位置の不整合性を低減し得るかもしれない。しかしながら、飛翔体の翼のような大型部材について共穴加工によって多くの穴を形成することは、工程管理に困難性を生じさせ得る。

【0007】

なお、特開２０１６－２１１５５０号公報は、ファスナーを用いて熱膨張係数が異なるタービン構成要素を接続するための技術を開示している。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0008】

【文献】特開２０１６－２１１５５０号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0009】

したがって、本発明の目的の一つは、主構造部材と前縁部材とに形成される穴の位置の不整合に対応するための技術を提供することにある。本発明の他の目的は、下記の開示から当業者は理解し得るであろう。

【課題を解決するための手段】

【0010】

以下に、「発明を実施するための形態」で使用される符号を付しながら、課題を解決するための手段を説明する。これらの符号は、「特許請求の範囲」の記載と「発明を実施するための形態」との対応関係の一例を示すために付加されたものである。

【0011】

本発明の一の観点では、翼（２）が、主構造部材（３）と、主構造部材（３）の材料と異なる線熱膨張係数を有する材料で形成された前縁部材（４）と、円形の貫通穴（１９）が形成された、円柱状の偏心ブッシング（１７）と、第１締結部材（１６）とを備えている。前縁部材（４）には、特定方向に長い形状を有する第１穴（１８）が形成され、主構造部材（３）には、第２穴（２０）が形成されている。偏心ブッシング（１７）の中心軸（１７ａ）と貫通穴（１９）の中心軸（１９ａ）とは、平行であり、且つ、ずれて位置している。偏心ブッシング（１７）は、第１穴（１８）に挿入されている。第１締結部材（１６）は、偏心ブッシング（１７）の貫通穴（１９）及び主構造部材（３）の第２穴（２０）に挿入されて主構造部材（３）と前縁部材（４）とを結合する。

【0012】

一実施形態では、主構造部材（３）は、該第２穴（２０）が形成された第１フランジ部分（１２）と、第１フランジ部分（１２）に対向して位置し、第３穴（２１）が形成された第２フランジ部分（１３）とを含み、前縁部材（４）は、第１穴（１８）が形成された挿入部分（１５）を含み、挿入部分（１５）が、第１フランジ部分（１２）と第２フランジ部分（１３）の間に形成された溝に挿入されてもよい。この場合、第１締結部材（１６）は、第３穴（２１）にも挿入される。

【0013】

一実施形態では、前縁部材（４）は、主構造部材（３）に対向する対向面（１４ａ）を有する本体部分（１４）と、本体部分（１４）の対向面（１４ａ）から突出するように設けられ、第１穴（１８）が形成された突出部分（１５）とを備えていてもよい。この場合、主構造部材（３）と前縁部材（４）とは、本体部分（１４）と主構造部材（３）との間に隙間（Ｄ）が設けられるように結合されることが好ましい。

【0014】

一実施形態では、当該翼（２）が、更に、第２締結部材（３４）を備えており、前縁部材（４）は、第１穴（１８）よりも当該翼（２）の翼根に近い位置に円形の第４穴（３３）が形成され、主構造部材（３）には、第２穴（２０）よりも翼根に近い位置に円形の第５穴（３１、３２）が形成されてもよい。この場合、第２締結部材（３４）は、第４穴（３３）及び第５穴（３１、３２）に挿入されて主構造部材（３）と前縁部材（４）とを結合する。

【0015】

この場合、一実施形態では、当該翼（２）が、更に、第３締結部材（３４）を備え、前縁部材（４）には、第１穴（１８）と第４穴（３３）との間の位置に円形の第６穴（３３）が形成され、主構造部材（３）には、第２穴（２０）と第５穴（３１、３２）との間の位置に円形の第７穴（３１、３２）が形成され、第３締結部材（３４）は、第６穴（３３）及び第７穴（３１、３２）に挿入されて主構造部材（３）と前縁部材（４）とを結合してもよい。

【0016】

このような翼（２）の構成は、前縁部材（４）が、耐熱材料で形成されている場合に特に有用である。

【0017】

本発明の他の観点では、飛翔体（１００）が、本体（１）と、翼（２）とを備えている。翼（２）は、主構造部材（３）と、主構造部材（３）の材料と異なる線熱膨張係数を有する材料で形成された前縁部材（４）と、円形の貫通穴（１９）が形成された、円柱状の偏心ブッシング（１７）と、締結部材（１６）とを備えている。前縁部材（４）には、特定方向に長い形状を有する第１穴（１８）が形成され、主構造部材（３）には、第２穴（２０）が形成されている。偏心ブッシング（１７）の中心軸と貫通穴（１９）の中心軸とは、平行にずれて位置している。偏心ブッシング（１７）は、前縁部材（４）の第１穴（１８）に挿入されている。締結部材（１６）は、貫通穴（１９）及び第２穴（２０）に挿入されて主構造部材（３）と前縁部材（４）とを結合する。

【0018】

本発明の更に他の観点では、主構造部材（３）と、主構造部材（３）の材料と異なる線熱膨張係数を有する材料で形成された前縁部材（４）と、円形の貫通穴（１９）が形成され、貫通穴（１９）の中心軸と平行であり、且つ、位置がずれた中心軸を有する円柱状の偏心ブッシング（１７）を用意する工程と、前縁部材（４）に、特定方向に長い形状を有する第１穴（１８）を形成する工程と、主構造部材（３）に、第２穴（２０）を形成する工程と、偏心ブッシング（１７）を第１穴（１８）に挿入する工程と、貫通穴（１９）及び第２穴（２０）を貫通する締結部材（１６）を打設して主構造部材（３）と前縁部材（４）とを結合する工程とを備えている。

【0019】

前縁部材（４）の第１穴（１８）及び主構造部材（３）の第２穴（２０）は、主構造部材（３）と前縁部材（４）とが重なり合わせられない状態で形成される。

【発明の効果】

【0020】

本発明によれば、主構造部材と前縁部材とに形成される穴の位置の不整合に対応するための技術を提供することができる。

【図面の簡単な説明】

【0021】

【図1】一実施形態における飛翔体の構成を概略的に示す側面図である。

【図2】一実施形態における翼の構成を示す側面図である。

【図3】一実施形態における主構造部材と前縁部材のＩＩＩ－ＩＩＩ断面における構造を示す断面図である。

【図4】一実施形態における、翼根から離れた領域にあるリベット結合機構のＩＶ－ＩＶ断面における構成を示す断面図である。

【図5】一実施形態における前縁部材の挿入部分及び偏心ブッシングの構造を示す側面図である。

【図6】一実施形態における前縁部材の挿入部分に設けられた長穴の構造を示す側面図である。

【図7】一実施形態における偏心ブッシングの構造を示す側面図及びＶＩＩ－ＶＩＩ断面における該偏心ブッシングの構造を示す断面図である。

【図8】一実施形態における主構造部材のフランジ部分の構成を示す切り欠き図である。

【図9】一実施形態におけるリベット結合機構の偏心ブッシングの位置及び向きの調節を示す側面図である。

【図10】一実施形態における、翼根に近い領域にあるリベット結合機構のＸ－Ｘ断面における構成を示す断面図である。

【図11】一実施形態の翼の製造方法を示すフローチャートである。

【発明を実施するための形態】

【0022】

以下に添付図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。添付図面では、実施形態に開示されている技術の理解を容易にするために、各構成要素の寸法が、実際の比率とは異なる比率で図示されていることがある。

【0023】

図１は、一実施形態における飛翔体１００の構造を概略的に示す側面図である。飛翔体１００は、推進力を発生するエンジンが搭載された本体１と、本体１に接合された翼２とを備えている。翼２は、飛翔体１００の飛翔方向を制御する操舵翼として構成されてもよい。

【0024】

図２は、翼２の構成を示す側面図である。翼２は、主構造部材３と前縁部材４とを備えている。主構造部材３は、翼根部３ａを有しており、翼根部３ａにおいて翼２が本体１に接合される。主構造部材３は、翼２の構造部材として機能する。

【0025】

前縁部材４は、翼２の前縁２ａを構成する部材であり、主構造部材３に接合されている。本実施形態では、翼２が空力加熱による温度上昇に耐えられるようにするために、前縁部材４が耐熱材料で形成される。例えば、前縁部材４は、タングステン、モリブデン、アルミナ（Ａｌ_２Ｏ_３）、ＴｉＡｌ合金、ＴＺＭ（titanium zirconium molybdenum）、ホウ化ジルコニウム（ＺｒＢ_２）、炭素、炭化ケイ素（ＳｉＣ）、窒化シリコン（Ｓｉ_３Ｎ_４）などの材料で形成されてもよい。耐熱材料は、耐熱性が高いものの脆いことが多く、主構造部材３として適さないことがある。このため、本実施形態では、主構造部材３と異なる材料で前縁部材４が形成されている。これに伴い、主構造部材３と前縁部材４が形成される材料の線熱膨張係数が、異なっている。

【0026】

以下、翼２の構成について詳細に説明する。以下の説明においては、方向を示すためにＸＹＺ直交座標系を用いることがある。Ｙ軸は、前縁部材４が延伸する方向に規定され、Ｘ軸は、Ｙ軸に垂直で翼２に含まれる方向に規定されている。また、Ｚ軸が、Ｘ軸及びＹ軸に垂直な方向に規定されている。

【0027】

図３は、主構造部材３と前縁部材４の構造を示す断面図である。主構造部材３は、本体部分１１と、本体部分１１から－Ｘ方向に突出する一対のフランジ部分１２、１３とを有している。前縁部材４は、本体部分１４と、挿入部分１５とを備えている。本体部分１４は、フランジ部分１２、１３に対向する対向面１４ａを有している。挿入部分１５は、対向面１４ａから突出するように生成された部分である。挿入部分１５は、主構造部材３のフランジ部分１２、１３の間に形成された溝３ｂに挿入されている。

【0028】

図２に戻り、前縁部材４は、リベット結合機構５、６によって主構造部材３に結合されている。ここで、リベット結合機構５は、翼２の翼根から離れた領域Ａに位置しており、リベット結合機構６は、翼根に近い領域Ｂに位置している。後述されるように、翼根から離れた領域Ａにあるリベット結合機構５の構成と翼根に近い領域Ｂにあるリベット結合機構６の構成とは相違し得る。図２には、７個のリベット結合機構５と、３個のリベット結合機構６とが図示されているが、リベット結合機構５の数は、７に限定されず、リベット結合機構６の数は３に限定されない。

【0029】

図４は、リベット結合機構５の構造を示す断面図である。リベット結合機構５は、リベット１６と、偏心ブッシング１７とを備えている。リベット１６は、主構造部材３のフランジ部分１２、１３と、前縁部材４の挿入部分１５とを締結する締結部材である。後に詳細に説明するように、偏心ブッシング１７は、リベット１６が挿入部分１５を貫通する位置を可変にする機能を有している。

【0030】

図５は、前縁部材４の挿入部分１５及び偏心ブッシング１７の構造を示す側面図である。挿入部分１５には、長穴１８が形成されている。本実施形態では、長穴１８は、特定の方向、本実施形態では前縁部材４が延伸する方向であるＹ軸方向に長い形状に形成されている。詳細には、図６に図示されているように、長穴１８の側壁は、互いに逆向きの半円筒の形状の半円筒部分１８ａ、１８ｂと、平坦な形状の平坦部分１８ｃ、１８ｄとを有しており、半円筒部分１８ａの両端は、平坦部分１８ｃ、１８ｄによって半円筒部分１８ｂの両端に接続されている。

【0031】

図４に図示されているように、偏心ブッシング１７は、挿入部分１５に対応する厚さ、本実施形態では同一の厚さを有しており、図５に図示されているように、偏心ブッシング１７は、長穴１８に挿入されている。図７に図示されているように、偏心ブッシング１７は、円形の貫通穴１９が形成された円柱状の形状に形成されている。偏心ブッシング１７は、その直径が、長穴１８の半円筒部分１８ａ、１８ｂの直径と実質的に同一であるように形成される。ここでいう「実質的」とは、製造工程において偏心ブッシング１７を長穴１８に挿入可能にするために、偏心ブッシング１７の直径が長穴１８の半円筒部分１８ａ、１８ｂの直径よりも僅かに小さくなるように長穴１８が形成される場合も含むことを意味している。偏心ブッシング１７の中心軸１７ａと貫通穴１９の中心軸１９ａとは、平行であるが、位置がずれている。

【0032】

図４に図示されているように、リベット１６は、フランジ部分１２、１３の穴２０、２１と、偏心ブッシング１７の貫通穴１９に挿入されて前縁部材４を主構造部材３に結合する。

【0033】

このような構造では、偏心ブッシング１７の貫通穴１９の位置は、Ｘ軸方向及びＹ軸方向の２方向に自由度を持っている。貫通穴１９のＸ軸方向の位置は、偏心ブッシング１７をＺ軸の周りに回転させることで調節可能である。一方、貫通穴１９のＹ軸方向の位置は、偏心ブッシング１７の位置をＹ軸方向に調節することで調節可能であり、更に、偏心ブッシング１７の向きを調節する、即ち、偏心ブッシング１７をＺ軸の周りに回転させることでも調節可能である。

【0034】

リベット１６が挿入される貫通穴１９の位置にＸ軸方向及びＹ軸方向の自由度を与えるという観点では、長穴１８が長く形成される方向は、ＸＹ平面内の任意の方向であってよい。ただし、主構造部材３と前縁部材４の線熱膨張係数の相違を吸収するという観点では、長穴１８が長く形成される方向は、前縁部材４が延伸する方向、即ち、Ｙ軸方向であることが好ましい。

【0035】

また、貫通穴１９の位置にＸ軸方向及びＹ軸方向の自由度を与えるという観点では、長穴１８の形状は、図６に図示されるような長円形には限られず、他の形状、例えば、特定方向に長く形成された楕円形であってもよい。ただし、図６に図示されるような長円形の長穴１８は、偏心ブッシング１７の貫通穴１９の位置に自由度を与える一方で、偏心ブッシング１７のガタツキを抑制できるという点で有利である。

【0036】

図８は、主構造部材３のフランジ部分１２の構成を、フランジ部分１３を除去して示す切り欠き図である。フランジ部分１２には、リベット１６を通すための穴２０が形成されている。穴２０は、前縁部材４の挿入部分１５に設けられた長穴１８に対応する位置に形成される。図８には、長穴１８及びそれに挿入される偏心ブッシング１７の位置が破線で示されている。フランジ部分１３もフランジ部分１２と同様の構造を有しており、フランジ部分１３には、穴２１が形成される。穴２１も、前縁部材４の挿入部分１５に設けられた長穴１８に対応する位置に形成される。

【0037】

このような構造のリベット結合機構５は、実使用時に空力加熱により翼２の温度が上昇したときにおける、主構造部材３と前縁部材４の線熱膨張係数の差異を吸収することができる。主構造部材３と前縁部材４の線熱膨張係数が異なっていると、主構造部材３と前縁部材４のＹ軸方向における熱伸びの大きさに差異が生じ得る。しかしながら、図５に示すように、本実施形態のリベット結合機構５では、長穴１８に、偏心ブッシング１７をＹ軸方向に移動可能にする遊び２２が存在しているため、熱伸びの大きさの差異があっても、リベット１６に熱応力が作用しにくい。

【0038】

前縁部材４の本体部分１４と主構造部材３のフランジ部分１２、１３の間に隙間Ｄが設けられる構造も、主構造部材３と前縁部材４の線熱膨張係数の差異を吸収することに寄与している。隙間Ｄが設けられていることにより、主構造部材３と前縁部材４のＸ軸方向の熱伸びの大きさに差が生じても、本体部分１４と主構造部材３のフランジ部分１２、１３とが接触しない。これは、リベット１６に熱応力が作用することを防ぐ。

【0039】

加えて、リベット結合機構５は、主構造部材３のフランジ部分１２、１３に穴２０、２１が形成される位置が加工誤差によってずれた場合に、そのずれを吸収することができる。例えば、図９に示すように、本来、主構造部材３のフランジ部分１２、１３に、破線２３で示す位置に穴２０、２１を形成すべきところ、破線２３からＸ軸方向、Ｙ軸方向のいずれについてもずれた位置に穴２０、２１が形成されたとする。この場合、偏心ブッシング１７のＹ軸方向の位置を調節し、更に、偏心ブッシング１７の向きを調節する（即ち、中心軸１７ａの周りに回転させる）ことにより、偏心ブッシング１７の貫通穴１９の位置を、穴２０、２１が実際に形成された位置に合わせることができる。したがって、リベット結合機構５は、フランジ部分１２、１３に形成される穴２０、２１の位置の加工誤差を吸収することができる。

【0040】

上述されたリベット結合機構５は、主構造部材３と前縁部材４の間のガタツキを生じさせ得る。このようなガタツキが、翼２の変形のような何らかの不都合を招く場合には、一実施形態では、翼２の翼根に近い複数個のリベット結合機構６として、共穴加工で形成された穴にリベットを通して主構造部材３と前縁部材４とを該リベットで結合する構造を採用してもよい。

【0041】

図１０は、このように構成されたリベット結合機構６の構成を示す断面図である。主構造部材３のフランジ部分１２、１３と前縁部材４の挿入部分１５には、共穴加工によって円形の穴３１、３２、３３がそれぞれに形成されている。主構造部材３と前縁部材４とは、穴３１、３２、３３に挿入されたリベット３４によって締結される。

【0042】

図２を参照して、翼根に最も近いリベット結合機構６は、他のリベット結合機構５、６の位置の基準として用いられる。残りのリベット結合機構６は、主構造部材３に対する前縁部材４の回転を止め、ガタツキを低減する役割を果たす。翼根に近い領域Ｂに設けられたリベット結合機構６については、熱伸びの大きさが小さい主構造部材３と前縁部材４の線熱膨張係数の差異に起因して生じる熱応力の問題は重大ではない。一方、リベット結合機構６よりも翼根から離れた領域Ａにおいては、線熱膨張係数の差異の問題は重大になり得る。このような領域Ａでは、リベット結合機構５が用いられ、これにより、線熱膨張係数の差異及び加工誤差が吸収される。

【0043】

図１１は、図４～図９に示された構成のリベット結合機構５と、図１０に示された構成のリベット結合機構６とを備える翼２の製造方法を示すフローチャートである。主構造部材３と前縁部材４と偏心ブッシング１７が用意された後、下記の一連のステップが行われる。

【0044】

ステップＳ０１～Ｓ０３は、翼根から離れた領域Ａにあるリベット結合機構５の形成のための加工工程である。

【0045】

ステップＳ０１では、主構造部材３のフランジ部分１２、１３に円形の穴２０、２１が形成され、ステップＳ０２では、前縁部材４の挿入部分１５に長円形の長穴１８が形成される。ステップＳ０１、Ｓ０２においては、共穴加工は行われず、フランジ部分１２、１３への穴２０、２１の形成及び、挿入部分１５への長円形の長穴１８の形成は、主構造部材３と前縁部材４とで個別に行われる。言い換えれば、フランジ部分１２、１３の穴２０、２１と挿入部分１５の長穴１８は、主構造部材３のフランジ部分１２、１３と前縁部材４の挿入部分１５とが重ね合されない状態で（即ち、挿入部分１５が主構造部材３の溝３ｂに挿入されない状態で）形成される。

【0046】

ステップＳ０３では、前縁部材４の挿入部分１５の長穴１８に、偏心ブッシング１７が挿入される。

【0047】

ステップＳ０４では、翼根に近い領域Ｂにあるリベット結合機構６の形成のために、主構造部材３のフランジ部分１２、１３に円形の穴３１、３２が形成され、前縁部材４の挿入部分１５に円形の穴３３が形成される。穴３１、３２、３３は、主構造部材３のフランジ部分１２、１３と前縁部材４の挿入部分１５とが重ね合された状態で（即ち、挿入部分１５が主構造部材３の溝３ｂに挿入された状態で）、共穴加工によって形成される。

【0048】

ステップＳ０５では、偏心ブッシング１７の位置及び向きが、ステップＳ０１においてフランジ部分１２、１３に形成された穴２０、２１に合わせて調節される。

【0049】

ステップＳ０６では、リベット結合機構５のリベット１６及びリベット結合機構６のリベット３４が打設される。これにより、主構造部材３のフランジ部分１２、１３と前縁部材４の挿入部分１５とが結合される。

【0050】

本実施形態の製造方法によれば、線熱膨張係数の差異や加工誤差に起因する主構造部材３と前縁部材４とに形成される穴の位置の不整合に対応可能な翼２を製造することができる。加えて、本実施形態の製造方法によれば、共穴加工により形成される穴の数を低減しながら、主構造部材３と前縁部材４の間のガタツキを低減することができる。

【0051】

なお、ステップＳ０１～Ｓ０６が行われる順序は、図１１に示されているものに限定されず、技術的に可能な範囲で変更され得る。

【0052】

以上には、本発明の実施形態が具体的に記述されているが、本発明は、上記の実施形態に限定されない。本発明が種々の変更と共に実施され得ることは、当業者には理解されよう。

【符号の説明】

【0053】

１００ ：飛翔体
１ ：本体
２ ：翼
２ａ ：前縁
３ ：主構造部材
３ａ ：翼根部
３ｂ ：溝
４ ：前縁部材
５、６ ：リベット結合機構
１１ ：本体部分
１２、１３：フランジ部分
１４ ：本体部分
１４ａ ：対向面
１５ ：挿入部分
１６ ：リベット
１７ ：偏心ブッシング
１７ａ ：中心軸
１８ ：長穴
１８ａ、１８ｂ：半円筒部分
１８ｃ、１８ｄ：平坦部分
１９ ：貫通穴
１９ａ ：中心軸
２０、２１：穴
２２： 遊び
２３ ：破線
３１、３２、３３：穴
３４ ：リベット
Ｄ：隙間

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】