JP2003266184A

JP2003266184A - 中空の組立構造物及び航空機の動翼

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Publication number: JP2003266184A
Application number: JP2002072726A
Authority: JP
Inventors: Toru Ikuyama; 通生山; Takashi Shimizu; 隆史清水
Original assignee: Shin Meiva Industry Ltd
Current assignee: Shinmaywa Industries Ltd
Priority date: 2002-03-15
Filing date: 2002-03-15
Publication date: 2003-09-24
Anticipated expiration: 2022-03-15
Also published as: JP4199952B2

Abstract

(57)【要約】【課題】リベット結合が不要な結合強度の高い組立構
造物を提供する。【解決手段】航空機の動翼１は、箱状の本体部２と外
板３とからなる。本体部２は削り出し部材からなり、底
板部４と前端部７と翼端部５とリブ８とは一体的に形成
されている。本体部２の上側には複数の貫通孔１１が形
成された薄板状の結合部８，９，１０が設けられてい
る。外板３と本体部２とは、外板３の貫通孔１２と本体
部２の貫通孔１１との内部にスタッド１３が摩擦攪拌接
合されることにより結合されている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、中空の組立構造物
に係り、航空機の動翼やドア類等にも適用され得る中空
の組立構造物に関する。

【０００２】

【従来の技術】複数の部材を組み立ててなる中空の組立
構造物では、それら部材を結合する結合手段が必要であ
る。例えば、そのような結合手段として、接着剤やねじ
などが挙げられる。

【０００３】しかし、接着剤による結合やねじ止めで軽
量かつ十分な結合強度を確保することは、中空構造の場
合、製造的に困難である。そのため、ある程度の結合強
度が必要とされる用途では、接着剤やねじによる結合は
満足のいくものとは言い難かった。

【０００４】また、ねじ止めによる結合では、予め部材
に対してねじ孔を設けておく必要がある。ここで、部材
が薄肉部材である場合には、ねじ孔の深さが浅くなるた
め、ねじ孔の内部に十分な長さのねじ溝を設けることが
困難となる。そのため、特に、薄肉部材を組み立てる場
合に、十分な結合強度を確保することが困難であった。

【０００５】そこで従来より、薄肉部材同士を高強度に
結合する手段として、リベットが用いられている。ここ
で、図９及び図１０を参照しながら、リベット結合につ
いて説明する。リベット結合では、結合しようとする薄
肉部材１０１，１０２に予めリベット孔１０３，１０４
を設けておき（図９（ａ）又は図１０（ａ）参照）、こ
れらリベット孔１０３，１０４にリベット１０５を挿入
する。そして、リベット１０５の一端側に当て盤１０６
を配置した後、リベット１０５の他端をリベッタ１０７
で軸方向にたたきつける（図９（ｂ）又は図１０（ｂ）
参照）。これにより、図９（ｃ）又は図１０（ｃ）に示
すように、リベット１０５の中間部及び端部がそれぞれ
広がり、薄肉部材１０１と薄肉部材１０２とがリベット
１０５を介して互いに結合されることになる。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】しかし、上述のリベッ
ト結合では、リベット１０５における裏側、すなわち、
リベッタ１０７で打撃を行う側と反対の側を、当て盤１
０６で押さえておく必要があった。そのため、作業効率
が十分に高いとは言い難かった。

【０００７】また、特に組立構造物が密閉型の中空構造
物である場合には、リベット１０５を外側から挿入する
必要があるが、密閉されている中空部側には手を挿入す
ることができないため、当て盤１０６を配置することは
困難である。そのため、密閉型中空構造物に対して、リ
ベット結合をそのまま用いることは難しかった。また、
機械的挙動をするブラインドリベットを用いることしか
できなかった。したがって、薄肉部材の組み合わせによ
って密閉型の中空構造物を構成しようとする場合、十分
な結合強度を確保することは非常に困難であった。

【０００８】本発明は、かかる点に鑑みてなされたもの
であり、その目的とするところは、リベット結合が不要
な結合強度の高い中空組立構造物を提供することにあ
る。

【０００９】

【課題を解決するための手段】本発明に係る組立構造物
は、少なくとも第１及び第２の部材が組み立てられてな
る中空の組立構造物であって、前記第１部材には、貫通
孔が設けられ、前記第２部材には、前記第１部材の貫通
孔に対応した大きさの凹部又は貫通孔が設けられ、前記
第１部材と前記第２部材とは、柱状部材が前記第１部材
の貫通孔と前記第２部材の凹部又は貫通孔とに挿入され
且つ摩擦攪拌接合されることによって組み立てられてい
るものである。

【００１０】上記組立構造物では、第１部材は貫通孔内
において、柱状部材と摩擦攪拌接合される。また、第２
部材も、その貫通孔又は凹部において、上記柱状部材と
摩擦攪拌接合される。その結果、第１部材と第２部材と
は、上記柱状部材を介して、十分な結合強度で互いに結
合されることになる。

【００１１】柱状部材の摩擦攪拌接合に際しては、柱状
部材を第１部材の貫通孔と第２部材の貫通孔又は凹部と
に対して擦り合わせるように挿入するだけで足りるの
で、リベット結合のように第２部材の裏側に当て盤を設
けること等は不要である。したがって、簡易な作業によ
り第１部材と第２部材とを結合することができ、作業性
が向上する。

【００１２】前記組立構造物は、内側に中空部を有する
ように筒状、箱状、又は密閉型の箱状に構成され、第１
部材と第２部材とは、前記第１部材の貫通孔が前記第２
部材の凹部又は貫通孔よりも外側に位置するように組み
立てられていてもよい。

【００１３】なお、上記及び下記でいうところの「密閉
型」は、完全に密閉されているものに限らず、一部が開
放されているものも含む。

【００１４】筒状、箱状、又は密閉型の箱状の組立構造
物では、内側に当て盤を設けることが難しいため、リベ
ット結合の作業性が悪く、あるいはリベット結合自体が
困難であった。しかし、上記の組立構造物では、内側に
当て盤を設ける必要はないので、筒状、箱状又は密閉型
の箱状であるにも拘わらず、容易に製造することができ
る。また、ねじ止めや接着剤による結合に比べて、十分
な結合強度を有する。

【００１５】第１部材及び第２部材は、それぞれ薄板部
材からなっていてもよい。

【００１６】柱状部材は、第１部材と第２部材とに摩擦
攪拌接合されるので、両部材が薄肉の部材であっても、
両部材は十分な結合強度で結合されることになる。第１
部材及び第２部材が薄肉部材からなっていることによ
り、組立構造物は軽量化される。また、必要な部材量が
少なくなるので、構造物の低コスト化が図られる。

【００１７】第１部材及び第２部材のうちのいずれか一
方又は両方は、削り出し部材からなっていることが好ま
しい。

【００１８】近年の高速切削技術の発展に伴い、ある程
度複雑な構成を有する部材であっても、削り出し部材に
よって形成することが可能となった。本発明では、薄肉
部材であっても、十分な結合強度で結合することができ
るので、そのような削り出し部材を積極的に活用するこ
とができる。そして、削り出し部材を用いることによ
り、組立構造物の部品点数の低減、作業性の向上、組立
工数の低減などが図られる。

【００１９】第１部材と第２部材と柱状部材とは、同種
材料からなっていることが好ましい。

【００２０】このことにより、電食が抑制され、耐腐食
性が向上する。

【００２１】第１部材と第２部材との接触面同士は、接
着剤によって接着されていてもよい。

【００２２】このことにより、第１部材と第２部材との
間の隙間が接着剤によって塞がれるので、組立構造物の
内部に水等の異物が侵入することが防止される。また、
第１部材と第２部材との結合強度が更に向上する。

【００２３】前記組立構造物は、翼の一部又は全部を構
成していてもよい。

【００２４】なお、ここでいう翼は、航空機の翼、例え
ば、航空機の固定翼（主翼、尾翼等）、動翼（フラッ
プ、エルロン、エレベータ等）、回転翼（ヘリコプター
のブレード等）の他、潜水艦の翼、送風機の羽根車の羽
根、水車の羽根、風車の羽根等、様々な翼を含むもので
ある。

【００２５】このことにより、高強度且つ軽量の翼を形
成することができる。

【００２６】本発明に係る航空機の動翼は、表面が一方
の翼面をなすとともに裏面にリブが一体的に設けられた
削り出し部材からなり、裏面側に開口部を有する箱状に
形成される一方、前記開口の周辺に、複数の貫通孔が設
けられた板状の結合部を有する本体部と、前記本体部の
貫通孔に対応する貫通孔が設けられ、表面が他方の翼面
をなす外板とを備え、及び／又は、前記本体部と前記外
板とは、前記本体部の結合部と前記外板の裏面とが接着
剤で接着されるとともに、柱状部材が前記外板の貫通孔
と前記本体部の貫通孔とに挿入され且つ摩擦攪拌接合さ
れることによって結合されているものである。

【００２７】このことにより、高強度且つ軽量の動翼が
得られることになる。また、部品点数が少なく、組立工
数の少ない動翼が得られることになる。

【００２８】

【発明の効果】以上のように、本発明によれば、第１部
材と第２部材とに柱状部材を挿入し且つ摩擦攪拌接合す
ることとしたので、組立構造物の一方の側からの作業の
みにより、両部材を十分な結合強度で結合することがで
きる。したがって、結合強度の高い組立構造物を実現す
ることができる。

【００２９】部材間の結合強度の高い筒状、箱状、又は
密閉型の箱状の組立構造物を得ることができる。

【００３０】第１部材及び第２部材を薄肉部材で形成す
ることとすれば、組立構造物の低コスト化及び軽量化を
促進することができる。

【００３１】第１部材及び第２部材のうちの一方又は両
方を削り出し部材によって形成することにより、組立構
造物の部品点数の削減及び組立工数の低減を図ることが
できる。

【００３２】第１部材と第２部材と柱状部材とを同種材
料で形成することにより、耐腐食性能を向上させること
ができる。

【００３３】第１部材と第２部材との接触面同士を接着
剤で接着することにより、組立構造物の内部への異物の
侵入を防止することができるとともに、両部材の結合強
度を更に向上させることができる。

【００３４】前記組立構造物を翼として構成することに
より、高強度且つ軽量の翼を得ることができる。

【００３５】また、本発明によれば、高強度且つ軽量で
あり、部品点数及び組立工数の少ない航空機の動翼を得
ることができる。

【００３６】

【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を図面
に基づいて説明する。

【００３７】＜実施形態１＞図１に示すように、本実施
形態に係る組立構造物は、航空機の動翼１である。動翼
１は、本体部２と外板３とが組み立てられて構成されて
いる。

【００３８】本体部２は、薄板状の金属材料を削り出し
て形成された削り出し部材からなっている。本体部２の
各部の肉厚は薄く、本体部２はいわゆる薄肉部材によっ
て形成されている。本体部２には、一方の翼面を形成す
る底板部４と、底板部４のスパン方向（図示のＹ方向）
の両端においてそれぞれ上方に延びる翼端部５，５と、
両翼端部５，５の間において底板部４から上方に延びる
リブ６，６と、底板部４の前端から上方に延びる前端部
７とが一体的に形成されている。なお、ここでは説明の
便宜上、図１の左側を前側、右側を後側、上側を上側、
下側を下側と称することとするが、これらの向きは必ず
しも動翼１の使用状態における向きを意味するものでは
ない（後述の各実施形態においても同様である）。

【００３９】翼端部５とリブ６とは、それぞれ前後方向
（図示のＸ方向）に延びる細長い薄板形状に形成されて
おり、それらの側面は三角形状に形成されている。ま
た、翼端部５とリブ６とは、互いに平行に形成されてい
る。翼端部５及びリブ６の傾斜面は、前側から後側に向
かうにしたがって下方に傾斜するように形成されてい
る。

【００４０】このように翼端部５とリブ６と前端部７と
は、本体部２の裏面側に突出しており、それらの内側に
は開口部１５が形成されている。本実施形態では、本体
部２は３つの開口部１５を有する箱形状に形成されてい
る。なお、本体部２の表面（図１の下方の面）は、一方
の翼面を形成する。

【００４１】本体部２の上側部分（詳しくは、開口部１
５の周辺部分）には、薄板状の結合部８，９，１０が設
けられている。具体的には、翼端部５及びリブ６の上側
には、当該翼端部５及びリブ６から横方向にＬ字型に屈
曲した結合部８が設けられている。前端部７の上側に
は、当該前端部７から後方にＬ字型に屈曲した結合部９
が設けられている。本体部２の後端部には、スパン方向
に延びる結合部１０が設けられている。この結合部１０
は、底板部４の後端部から前方に向かうように屈曲して
いる。前端部７の結合部９と翼端部５及びリブ６の結合
部８とは、滑らかに連続している。また、後端部の結合
部１０と翼端部５及びリブ６の結合部８も、滑らかに連
続している。

【００４２】結合部８〜１０はそれぞれ一定幅の細長い
結合面を有しており、結合部８〜１０には、これら結合
面を貫く複数の貫通孔１１が形成されている。貫通孔１
１の個数、間隔、及び配列パターンは特に限定されるも
のではないが、本実施形態では、貫通孔１１は結合面８
〜１０の全体にわたって満遍なく形成され、一定の間隔
で配列されている。

【００４３】一方、外板３は、他方の翼面を形成する部
材であり、薄板の金属材料からなっている。したがっ
て、外板３も薄肉部材によって形成されている。外板３
は本体部２の外形に合った形状に形成され、外板３に
は、本体部２の貫通孔１１に対応した複数の貫通孔１２
が設けられている。貫通孔１２の数、大きさ、及び配置
パターンは、貫通孔１１と同様である。

【００４４】本体部２と外板３とは、円柱形状のスタッ
ド１３を貫通孔１１，１２内に摩擦攪拌接合（Friction
Stir Welding；ＦＳＷ）することによって結合されて
いる。次に、本体部２と外板３との結合方法について説
明する。

【００４５】図２（ａ）に示すように、結合に際して
は、まず、貫通孔１１と貫通孔１２とが連続するように
外板３を本体部２の各結合部８〜１０上に重ね合わせ
る。言い換えると、貫通孔１１と貫通孔１２とを重ねる
ように、外板３の裏面と本体部２の裏面とを接触させ
る。なお、この状態で、外板３と本体部２とは、内側に
中空部を有するような密閉型の箱状構造体を形成するこ
とになる。次に、スタッド１３を軸回りに回転させなが
ら、貫通孔１２，１１に対して外側から挿入する。これ
により、スタッド１３は貫通孔１２，１１の壁面と擦れ
合い、摩擦熱によって外周面が溶融し、最終的にそれら
壁面と接合される。その結果、外板３と本体部２とは、
スタッド１３を介して結合されることになる。

【００４６】外板３と本体部２とが結合された後、図２
（ｂ）に示すように、スタッド１３の一部１３ａが外板
３の表面上に突出している場合には、外板３の表面とス
タッド１３とが面一になるように、スタッド１３の突出
部分１３ａを除去する。

【００４７】以上のように、本実施形態の外板３と本体
部２とは、スタッド１３を用いた摩擦攪拌接合によっ
て、互いに強固に結合されている。

【００４８】なお、外板３と本体部２との接合強度を確
保できる限り、スタッド１３と外板３と本体部２との材
料は特に限定されるものではない。ただし、それらの材
料が同一種類（例えば、それらの材料がすべてアルミニ
ウムの場合）であれば、スタッド１３の外周面と外板３
及び本体部２の貫通孔１２，１１の壁面との電位差が低
くなるので、本実施形態では、耐腐食性能を向上させる
観点から、スタッド１３と外板３と本体部２との材料を
同種材料としている。

【００４９】以上のように、本実施形態によれば、外板
３及び本体部２の貫通孔１２，１１に対してスタッド１
３を回転させながら挿入することにより、スタッド１３
を外板３及び本体部２に摩擦攪拌接合させることがで
き、外板３と本体部２とを強固に結合することができ
る。外板３及び本体部２はそれぞれ薄肉の部材である
が、それら薄肉部材同士を堅固に固定することが可能と
なる。また、リベット結合と異なり、裏側に当て盤を設
ける必要はないので、密閉型の中空構造物であるにも拘
わらず、容易且つ迅速に組み立てることができる。

【００５０】本体部２を削り出し部材によって一体的に
形成したので、本体部を複数の部材で形成する場合に比
べて、結合手段が不要になる分、本体部２の軽量化及び
低コスト化を図ることができる。

【００５１】−変形例１− なお、航空機の動翼１は、翼表面において結露が生じた
り、雨にさらされることがある。そのため、動翼１の内
部に水分が侵入するおそれがある。しかし、動翼１の内
部に水分が侵入すると、腐食等の原因となり好ましくな
い。そこで、動翼１の内側空間部に水分が侵入しないよ
うに、本体部２と外板３との間にシール材を介在させる
ことが好ましい。

【００５２】例えば、図３（ａ）又は（ｂ）に示すよう
に、シール材として接着剤１４を介在させてもよい。こ
のように、外板３と本体部２の結合面８〜１０とを接着
剤で接着することとすれば、動翼１の内部への水分の混
入を防止することができるだけでなく、外板３と本体部
２との結合強度を更に向上させることができる。

【００５３】−変形例２− 航空機の動翼の形状は、上記実施形態の形状に限定され
るものではなく、他の様々な形状が可能である。例え
ば、図４に示すように、動翼は、断面形状が上下対称の
いわゆる対称翼であってもよい。また、非対称翼であっ
てもよい。外板３は平板形状に限らず、湾曲していても
よいことは勿論である。また、部品点数は２つに限ら
ず、３つ以上であってもよい。

【００５４】＜実施形態２＞図５に示すように、実施形
態２に係る組立構造物は、２以上の部材を組み合わせて
なる支柱２０である。この支柱２０は、第１支柱２１と
第２支柱２２とが継手２３によって結合されて構成され
ている。

【００５５】第１支柱２１及び第２支柱２２は、内部に
中空部が設けられた矩形型の筒状部材である。第１支柱
２１及び第２支柱２２の軸方向の一端部（詳しくは、第
１支柱２１の下端部及び第２支柱２２の上端部）には、
内外を貫く貫通孔（図示せず）が形成されている。これ
らの貫通孔は、支柱２１，２２の外周に沿って一定間隔
で並んでいる。

【００５６】継手２３は、第１支柱２１及び第２支柱２
２よりも一回り大きな矩形型の筒状部材からなってい
る。継手２３の上端部には、第１支柱２１の貫通孔に対
応した貫通孔２４が設けられており、継手２３の下端部
には、第２支柱２２の貫通孔に対応した貫通孔２５が設
けられている。

【００５７】継手２３の上側の貫通孔２４と第１支柱２
１の貫通孔との内部には、スタッド１３が摩擦攪拌接合
されている。同様に、継手２３の下側の貫通孔２５と第
２支柱２２の貫通孔との内部にも、スタッド１３が摩擦
攪拌接合されている。スタッド１３の摩擦攪拌接合につ
いては、実施形態１と同様であるので、ここではその説
明は省略する。

【００５８】本実施形態においても、実施形態１と同
様、薄肉部材同士を強固に結合することができる。ま
た、中空構造物であるにも拘わらず、容易且つ迅速に組
み立てることができる。

【００５９】＜実施形態３＞図６に示すように、実施形
態３に係る組立構造物は、列車の車両３０である。車両
３０は、骨組部材（図示せず）に対して複数の外板３１
が結合されて構成されている。上記骨組部材及び外板３
１には、それぞれ複数の貫通孔３２が設けられている。
外板３１の貫通孔３２と上記骨組部材の貫通孔との内部
には、前記実施形態と同様にして、スタッド１３が摩擦
攪拌接合されている。したがって、本実施形態によれ
ば、結合強度の高い車両３０を容易且つ迅速に組み立て
ることができる。

【００６０】＜実施形態４＞図７に示すように、実施形
態４に係る組立構造物は、航空機の主翼の骨格部材４０
である。この骨格部材４０は、前けた４１と後けた４２
と複数のリブ４３とが組み立てられて構成されている。
各リブ４３は、その前後の両端部において、断面Ｌ字型
のアングル継手４４を介して、前けた４１及び後けた４
２と結合されている。

【００６１】前けた４１及び後けた４２には、スパン方
向（図７の左右方向）に所定間隔毎に、図７の上下方向
に並んだ複数の貫通孔４５が設けられている。また、リ
ブ４３の両端部にも、上下方向に並んだ複数の貫通孔４
６が設けられている。アングル継手４４には、これらの
貫通孔４５，４６に対応した貫通孔４７が設けられてい
る。

【００６２】アングル継手４４の貫通孔４７と上記貫通
孔４５，４６との内部には、実施形態１，２と同様に、
スタッド１３が摩擦攪拌接合されている。これにより、
前けた４１、後けた４２及びリブ４３は、アングル継手
４４と強固に結合されている。したがって、前けた４１
とリブ４３と後けた４２とは、アングル継手４４を介し
て互いに堅固に組み立てられている。

【００６３】以上のように、本実施形態においても、前
記実施形態と同様、薄肉部材同士を容易、迅速且つ強固
に結合することができる。

【００６４】なお、上記の骨格部材４０を形成した後、
翼面を形成する外板等を当該骨格部材４０に対して組み
立てることになるが、そのような外板等と上記骨格部材
４０とを上記と同様にして結合してもよいことは勿論で
ある。つまり、外板等と骨格部材４０とを、スタッドを
用いた摩擦攪拌接合を利用して結合してもよい。

【００６５】＜実施形態５＞図８に示すように、実施形
態５に係る組立構造物は、複数の部材を組み合わせてな
る筐体５０である。この筐体５０は、天板５１と側板５
２，５３と底板５４とを組み合わせて構成されている。

【００６６】天板５１及び底板５４の各々の四隅部に
は、貫通孔５５が形成されている。一方、側板５２，５
３の上面及び下面には、天板５１及び底板５４の貫通孔
５５に対応する凹部５６が形成されている。つまり、側
板５２，５３には、天板５１及び底板５４の貫通孔５５
に対応する位置に、それら貫通孔５５に対応する大きさ
の凹部５６が設けられている。

【００６７】天板５１の貫通孔５５と両側板５２，５３
の上面の凹部５６との内部には、前記実施形態と同様に
して、スタッド１３が摩擦攪拌接合されている。また、
底板５４の貫通孔５５と両側板５２，５３の下面の凹部
５６との内部にも、スタッド１３が摩擦攪拌接合されて
いる。なお、スタッド１３は、外側から挿入されてい
る。すなわち、天板５１と両側板５２，５３との結合に
際しては、スタッド１３は上方から挿入され、底板５４
と両側板５２，５３との結合に際しては、スタッド１３
は下方から挿入される。

【００６８】したがって、本実施形態においても、複数
の部材を強固に結合することができ、筐体５０を容易且
つ迅速に組み立てることができる。

【００６９】なお、上記筐体５０に対して前板及び後板
（図示せず）を側板５２，５３と同様にして結合し、上
記筐体５０を完全密閉型の中空構造物としてもよい。

【００７０】本実施形態のように、一方の部材に貫通孔
を設け、他方の部材に上記貫通孔に対応する凹部を設け
ることとすれば、他方の部材は薄肉部材に限定されな
い。したがって、薄肉部材と厚肉部材とを結合すること
も可能となる。

【００７１】＜他の実施形態＞本発明の適用対象は、前
記各実施形態に限定されるものではなく、他の様々な実
施形態が可能である。例えば、航空機のドア類、ヘリコ
プターのブレード、風車の羽根、船舶のスクリュー、送
風機の羽根車、水車の羽根等のように、流体にさらされ
るような用途に用いられる他の組立構造物に対して本発
明を適用することも可能である。また、ラックや金属製
家具等の組立構造物に対して、本発明を適用することも
可能である。

【図面の簡単な説明】

【図１】実施形態１に係る動翼の分解斜視図である。

【図２】（ａ）及び（ｂ）は、スタッドを用いた摩擦攪
拌接合についての説明図である。

【図３】（ａ）及び（ｂ）は、実施形態１の変形例１に
係る動翼の部分断面図である。

【図４】実施形態１の変形例２に係る動翼の分解斜視図
である。

【図５】実施形態２に係る支柱の斜視図である。

【図６】実施形態３に係る車両の斜視図である。

【図７】実施形態４に係る主翼の骨格部材の斜視図であ
る。

【図８】実施形態５に係る筐体の分解斜視図である。

【図９】（ａ）〜（ｃ）は、リベット結合の説明図であ
る。

【図１０】（ａ）〜（ｃ）は、リベット結合の説明図で
ある。

【符号の説明】

１動翼（組立構造物）２本体部（第２部材）３外板（第１部材）４底板部５翼端部６リブ７前端部８〜１０結合部１１貫通孔１２貫通孔１３スタッド（柱状部材）１４接着剤２０支柱３０車両４０主翼の骨格部材５０筐体

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】少なくとも第１及び第２の部材が組み立
てられてなる中空の組立構造物であって、前記第１部材には、貫通孔が設けられ、前記第２部材には、前記第１部材の貫通孔に対応した大
きさの凹部又は貫通孔が設けられ、前記第１部材と前記第２部材とは、柱状部材が前記第１
部材の貫通孔と前記第２部材の凹部又は貫通孔とに挿入
され且つ摩擦攪拌接合されることによって組み立てられ
ている中空の組立構造物。
【請求項２】内側に中空部を有するように筒状、箱
状、又は密閉型の箱状に構成され、第１部材と第２部材とは、前記第１部材の貫通孔が前記
第２部材の凹部又は貫通孔よりも外側に位置するように
組み立てられている請求項１に記載の中空の組立構造
物。
【請求項３】第１部材及び第２部材は、それぞれ薄肉
部材からなっている請求項１又は２に記載の中空の組立
構造物。
【請求項４】第１部材及び第２部材のうちのいずれか
一方又は両方は、削り出し部材からなっている請求項１
〜３のいずれか一つに記載の中空の組立構造物。
【請求項５】第１部材と第２部材と柱状部材とは、同
種材料からなっている請求項１〜４のいずれか一つに記
載の中空の組立構造物。
【請求項６】第１部材と第２部材との接触面同士は、
接着剤によって接着されている請求項１〜５のいずれか
一つに記載の中空の組立構造物。
【請求項７】翼の一部又は全部を構成している請求項
１〜６のいずれか一つに記載の中空の組立構造物。
【請求項８】表面が一方の翼面をなすとともに裏面に
リブが一体的に設けられた削り出し部材からなり、裏面
側に開口部を有する箱状に形成される一方、前記開口の
周辺に、複数の貫通孔が設けられた板状の結合部を有す
る本体部と、前記本体部の貫通孔に対応する貫通孔が設けられ、表面
が他方の翼面をなす外板とを備え、前記本体部と前記外板とは、前記本体部の結合部と前記
外板の裏面とが接着剤で接着されるとともに、柱状部材
が前記外板の貫通孔と前記本体部の貫通孔とに挿入され
且つ摩擦攪拌接合されることによって結合されている航
空機の動翼。