JP2010516537A - 断熱材としてのフォーム層を有する、航空機又は宇宙船の胴体構造要素 - Google Patents

Abstract

本発明は、非耐力外部スキン（２）及び耐力内部枠組構造（３）を有する、航空機又は宇宙船の胴体構造要素（１）を創造するものであり、断熱及び／又は衝撃保護効果を有するフォーム層（４）が外部スキン（２）と内部枠組構造（３）との間に配設される。
（図１）

Description

本発明は、断熱材を形成する少なくとも一層のフォーム層を備えた、航空機又は宇宙船用の胴体構造要素に関する。

通常、巡航飛行では、周囲の温度が約−５０℃となる。従来の胴体構造用の構造材料は、時間が経てばこの温度を吸収し、胴体の内側の表面温度がこれと一致するようになる。したがって、乗客を保護するために、内側に断熱材を設ける必要がある。しかしながら、これは空気の循環にさらされている。その結果、暖められたキャビンの空気は、胴体構造の内側の冷たい表面によって常に冷却されることになる。このため、多量の結露水が生じるのを防止することができない。このメカニズムは、４００ｋｇまでの水蒸気を保持する断熱材の周期的な再乾燥を強いる。更に、腐食からの保護ための保護手段が必要であり、また、保護手段を定期的に検査しなければならない。これに関し、胴体構造の腐食による損傷は保護手段を講じたとしても起こり得るものであり、避けなければならない。

これらの相当重要な結論を制限するために、一般に、キャビンの空気の相対湿度は約１５％に下げられている。それは、生理的に最適な範囲ではない。したがって、キャビン空間内の非常に乾燥した空気は、長い飛行中に、乗員、乗客に不快感を与える。

このように、現時点の先行技術は、多量の水の結露を防止することができない。この場合に、ＣＦＫ胴体構造は、金属と同様にふるまうが、腐食に対して敏感である。しかしながら、ＣＦＫ要素が金属要素と結合される複合構造物はもっとも不利に作用し、これらの構成要素の組合せの結果として、結露水などの電解質との相互作用により、ガルバニック腐食を生じる。したがって、ＣＦＫ要素と金属要素とが直接相互に接触しないように、これらを相互に分離するための相応の保護手段が用いられるべきである。この目的のため、例えば、ガラス繊維マットなどの分離層がＣＦＫ要素と金属要素との間に設けられ、更に、相応の、例えば、ＧＦＫ材料で被覆された連結手段が用いられる。更に、保護の予防策として、定期的なチェックが行われる。

また、従来技術に係るＣＦＫ構造物については、これらを衝撃応力から保護しなければならないということがある。これは、一般には、壁厚をより厚くすることによってなされるが、純粋な構造，機構的な観点からすると全く必要なものではない。更に、これは重量の増加をもたらすが、このことは金属材料に匹敵するＣＦＫ要素の使用によって取り除かれる。これは、胴体における公知のＣＦＫ構造物の実用的な重量上の利点が大きく減少するという結果をもたらす。全体的な状態は個々の要素の相互依存関係によって特徴付けられ、したがって、改良はこのような依存関係の無い新たな基本概念によってのみ達成される。

よって、本発明は、航空機又は宇宙船用の胴体構造要素を提供することを目的とし、一つは、断熱材を形成すること、他の一つは、衝撃保護層を設けることを目的とする。

本発明によれば、この目的は、請求項１に従った特徴を有する航空機又は宇宙船用の胴体構造要素、又は請求項１５に従った胴体、並びに、請求項１６に従った航空機又は宇宙船によって達成される。

本発明の第１の態様は、航空機又は宇宙船用の胴体構造要素に関し、断熱及び／又は衝撃保護効果のある少なくとも一層のフォーム層を、非耐力外部スキン又は外部スキンパネルと耐力内部枠組構造との間に配設する。フォーム層は、当該フォーム層が基本的に空気循環に曝されないように、外部スキンと内部スキン又は内部枠組構造との間の空間内に満たされている。本態様は、フォーム層が、一方では熱絶縁体又は温度絶縁体として作用し、他方では付加的な衝撃保護を形成し、その結果として、外部スキンの厚さを相応に減少させることができるという利点を有する。したがって、重量が抑えられ、また、生産コストも低減される。更に、腐食の発生が防止され、同時に、キャビン内の相対湿度が生理的に最適なものとなることによって、乗客の快適さが改善される。

フォーム層によって効果的な断熱が実現され、今日の結露工程が創り出されない。その結果、胴体内壁の表面を乾燥した状態に置くことができる。更に、結露水が基本的に形成されず、したがって、フォーム層は乾燥した状態に維持されるので、断熱材の周期的な再乾燥が不要である。この結果、従来技術における現在までのような、キャビン内の空気を独立して乾燥した状態に保つ必要はない。このように、本発明に従った胴体構造要素は、ＣＦＫ−金属複合型構造材を用いた胴体構造物として特に適している。しかしながら、本発明に従った胴体構造要素は、概ね、純粋なＣＦＫ又は金属胴体構造物に用いることができる。

更に、フォーム層は、断熱に加えて、ＣＦＫタイプの構造材を用いた胴体構造物において、付加的に衝撃保護を保証する。

断熱材がより簡単な要素からなり、容易に、また、従来技術に比べて自動化された方法で適用することができることは、更に有利な点である。本発明に係るフォーム層は、従来技術と同様に、システムの要素又はシステム制御の実行に支障を与えない。このように、容易に評価できる簡易化及びコストの抑制が、航空機の組立及び航空機のメンテナンスの範囲内で達成される。

本発明に従った実施形態において、フレームは、航空機の内部に面している内部枠組構造又は内部スキンの内側に固定される。一方、ストリンガは内部スキンの外側に固定される。本実施形態では、ストリンガもフレームも外部スキンには固定されていない。このことは、内部スキンが耐力構造要素として形成され、一方、外部スキンは耐力構造として形成されず、例えば、予備の構成要素として、フォーム層を用いて製造し得るという利点を有する。

他の好ましい実施形態では、外部スキン及び／又は内部スキン又は内部枠組構造はＣＦＫタイプの構造材を用いて構成される。このことは、ＣＦＫ材料により、特に、付加的な衝撃保護として作用するフォームにより、重量抑制が図られるという利点を有する。したがって、例えば、ＣＦＫ材料からなる外部スキンの厚さを不必要に増やす必要はない。更に、仮に、例えば、金属又は合金からなるストリンガ及び／又はフレームが、ＣＦＫ材料からなる外部スキン及び／又は内部スキンに固定されている場合には、ガルバニック腐食を基本的に防止することができるという利点がある。この結果、結露水の生成が基本的に防止されるので、ＣＦＫ−金属複合型構造材の利点は、先行技術における従前のケース以上に利用可能である。

本発明の他の実施形態では、外部スキン及び／又は内部スキン、又は内部枠組構造が金属の構造材を有する。この場合、結露水の生成はフォーム層によって防止され、断熱性の備えられたフォーム層は、先行技術に従った金属胴体に係る従前のような再乾燥については、これを省くことができる。

本発明に従った更に他の実施形態によれば、フレーム及び／又はストリンガはＣＦＫ材料から形成され、又はこれを主体とし、或いは金属若しくは合金から選択的に形成され、又はこれらを主体とする。このようなフレーム及びストリンガは、例えば、ＣＦＫ−金属複合型構造材の場合に用いることができ、ＣＦＫ又は金属からなるスキンパネルに固定される。既に述べたように、胴体構造要素は、ガルバニック腐食が防止されるので、ＣＦＫ−金属複合型構造材を用いると特に有利である。

本発明の他の実施形態では、フォーム層は、航空機の内部に向けられた状態で、外部スキンの内側に取り付けられる。この場合、フォーム層は接着剤によって外部スキンに固定される。このようにすれば、特に、フォーム層が構造要素として形成されず、それ故、連続した平滑な表面を有する場合には、当該フォーム層を非常に簡単に外部スキンに固定することができるという利点が得られる。

更に好ましい実施形態では、フォーム層は不燃性の材料から生産される。例えば、このフォーム層は、フェノールフォーム又はＰＭＩフォームから生産することができる。この場合、フォーム層が防火材として作用し、更に、断熱材及び衝撃保護材として作用するという利点を有する。

本発明の更に他の実施形態では、フォーム層とは反対側に設けられるストリンガ又はフレームを、圧縮したり潰したりすることなく容易にフォーム層内に収容することができるように、当該フォーム層は切り抜き部を有する。このようにすれば、外部スキンと内部スキン又は内部枠組構造との間の空間内に、それらの間に大きな空気層を形成することなく、基本的に、フォーム層を充満させることができるという利点が得られる。

原則として、胴体構造要素は、胴要素又は胴体バレルという形式で形成することができる。その結果、それは円周方向に組み付けられるシェル要素が用いられる胴体、又は長手方向に胴体バレルが組み付けられる胴体に用いることができる。

本発明の他の態様は、本発明に従った胴体構造要素を備えた胴体、及び本発明に従った胴体構造要素から形成される胴体を備えた航空機又は宇宙船に関する。

図１は、本発明に係る胴体構造要素の詳細を示した斜視図である。 図２は、本発明に係る胴体構造要素の内部スキンの内側の詳細を示した斜視図である。

以下、添付した図面に関する典型的な実施例に基づいて、本発明をより詳細に説明する。

図１には、本発明に係る胴体構造要素の詳細が示されている。胴体構造要素１は、例えば、胴要素又は胴体バレルとして形成され、外部スキン又は外部スキンパネル２及び内部枠組構造３、特に内部スキン又は内部スキンパネル３を有する。従来から知られているように、胴体構造要素１は、後に、例えば、リベット若しくは他の適当な固定手段を介して航空機の胴体に連結される。この場合、少なくとも一層のフォーム層４が外部スキン２と内部スキン３との間に配設される。この場合、フォーム層４は、例えば固着用の接着剤によって外部スキン２及び／又は内部スキン３に固定される。

図１に示すように、胴体構造要素１は枠組５を形成する内部スキン３を有する。この場合、内部スキン３はモノリシックライニングとして形成され、例えば、モノリシックＣＦＫプリプレグからなる。また、この代わりに、内部スキン３は、ＣＦＫサンドイッチ構造又は他の適当なＣＦＫ型の構造を備えていても良い。また、内部スキン３は、ＣＦＫ材料に代えて、鋼鉄、アルミニウム及び／又はチタン、又はこれらの合金などの金属から構成することができる。更に、内部スキン３は、例えば、ＧＦＫ材料及び／又はＡＦＫ材料を主体とすることができる。特に、金属又は合金が用いられるＣＦＫ−金属複合型構造材の場合には、金属又は合金がＣＦＫ材料及び電解質に接触している間に腐食されるので、相応の保護手段が設けられる。この目的のため、ＣＦＫ要素と金属要素との間に、例えば、ＧＦＫ若しくはＡＦＫ材料又はテドラーフィルムからなる分離槽（図示せず）を設けても良い。

図２に示すように、胴体を強化するように、及び／又は力導入要素として働くように、航空機の内部に面している内部スキン３側にフレーム６が固定される。

更に、図１に示すように、内部スキン３の外側にストリンガ７が取り付けられる。この場合、ストリンガ７は、例えば、内部スキン３に、接着固定、及び／又はリベットにより固定される。これにより、より少ない部品でストリンガ７を固定することができ、更に、取り付けコストを軽減することができるという利点が得られる。また、ストリンガ７の固定に、クリップ及び／又は所謂クリートを適宜用いることができる。この場合、図１に示すように、ストリンガ７は、例えば、６００ｍｍ間隔（６００ピッチ）で固定される。しかしながら、目的が達成されるならば、他の間隔でも良い。

ストリンガ７は、例えば、量産品として生産される通常の外形が使用される。図１に示すように、この場合、ストリンガ７は、基本的に、枠組５の平坦な表面上に直立して延在しており、フレーム６は内部スキン３の内側に取り付けられているので、ストリンガ７は製造過程でフレーム６と交差することはない。

図１によれば、内部スキン３は枠組５を形成する。それ故、構造要素として外部スキン２を形成する必要は全くない。したがって、ストリンガ７もフレーム６も外部スキン２に固定されていない。しかしながら、構造要素として外部スキンを２を形成し、これにストリンガ７及び／又はフレーム６を固定することは、原則的には考え得ることである。内部スキン３と同様に外部スキン２は、例えば、ＣＦＫプリプレグとして、又はＣＦＫサンドイッチ型構造で形成されたＣＦＫ型の構造を採ることができる。これに代えて、外部スキン２は、従来公知のように、鋼鉄、アルミニウム及び／又はチタン、又はこれらの合金などの金属から構成することもできる。

むしろ、外部スキン２は外部からの衝撃を最適化する。即ち、外部スキン２は、外部からのインパクト又はショックを緩和するために、適切な寸法取り及びタイプで形成されている。更に、内部枠組が外部スキン２の外側に再生されるというツェッペリン効果が生じないように、外側の外部スキン２は、なるべく平滑な表面に形成されている。

図１に更に示されるように、フォーム層４は外部スキン２に固定される。この場合、フォーム層４は、航空機の内部、特に航空機のキャビンを航空機の外部環境から絶縁するのに役立つ。この場合、フォーム層４は、基本的に空気の循環に曝されないように、外部スキン２と内部スキン３との間の空間内に充満される。

外部スキン２と内部スキン３との間、又は外部スキン２と内部枠組構造又は枠組５との間の空間内へのフォーム層４の提供によって、外部との断熱が図られる。

この場合に、断熱材として配設されるフォーム層４は、外部スキン２に接着剤によって固定され、この結果、前もって製造された要素として配設することができる。後の組立工程において、引き続き、外部スキン２は断熱材４と一緒に枠組５に固定される。フォーム層４は、基本的に、耐火性又は難燃性を備えているのが好ましい。例えば、フォーム層４はフェノールフォーム又はＰＭＩフォームからなる。これは、一般的に独立気泡を有する補強された又は非補強のフォームである。この場合、更に、フォーム層４は防火に加えて防音機能を果たす。更に、フォーム層４は一以上のフォームラミネートからなり、複数のフォームラミネートの場合には、様々なフォームが結合される。更に、図１に示すように、フォーム層４には、ストリンガ７のための切り抜き部８が設けられる。このようにすれば、フォーム層４を圧縮することなく、ストリンガ７を非常に簡単に当該フォーム層４内に収容することができるという利点が得られる。しかしながら、原則的には、フォーム層４は、このような切り抜き部８を設けることなく、配設することができる。

本発明に係る断熱材は、既に述べたように、航空機胴体の外側に適当な方法で取り付けられる。航空力学上の特性及び自然頑健性を満たすためには、表面は、むしろ、航空機の荷重という意味において、構造的に耐力機能を備えていない薄い外部スキン２を備えているのが好ましい。この結果、耐力胴体構造は、もはや周囲温度（−５０℃）を感じることはない。冷たい内部表面上でキャビンの空気の蒸気が結露するという今日のメカニズムは、もはや起こり得ない。この結果、既に述べたように、空気の相対湿度を下げる必要ない。これは、生理的に有益で一層快適な範囲に維持される。更に、この場合、電解液はもはやその源から供給されることはないので、予備的な構造につながる腐食保護及び検査処置を省くことができる。したがって、フォーム層４によって、結露、及びその結果としての腐食の発生を効果的に防止することができる。

日常の運転において、絶縁体への蒸気の蓄積はもはや生じない。例えば、４００ｋｇまでの相応の重量の増加、及び絶縁体の再乾燥という費用の高い工程を省くことができる。

更に、ＣＦＫ胴体構造においては、外部スキン２と枠組５と間のフォーム層４は、付加的な衝撃保護を提供する。このことは、衝撃保護を達成するために、胴体スキンの厚さを追加的に増加させる必要がないので、胴体スキンの厚さ設計の最適化を可能にし、この点で、重量の抑制に適している。

加えて、外部スキン２が、航空機構造の耐力部でない構造要素又は外部シェルとして形成されていない場合には、胴体の外部シェルに対する損傷は容易に修理することができる。同時に、これよりも前に取り付けられた絶縁要素は、先行技術における従前の場合のように、構造への必要なアクセス及び内側のシステム制御の実行をもはや妨害しない。これは、設備の簡素化に通じる。

好ましい典型的な実施形態に基づいて本発明を説明したが、本発明はこれらに限定されるものではなく、多様な方法で改変することができる。

１ 胴体構造要素
２ 外部スキン
３ 内部枠組構造／内部スキン
４ フォーム層
５ 枠組構造
６ フレーム
７ ストリンガ
８ 切り抜き部

Claims (16)

1. 非耐力外部スキン（２）及び耐力内部枠組構造（３）を備え、前記外部スキン（２）はＣＦＫ型の構造を有し、断熱材及び衝撃保護材として作用するフォーム層（４）が前記外部スキン（２）と内部枠組構造（３）との間に配設され、前記フォーム層（４）は、該フォーム層（４）が基本的に空気循環に曝されないように前記外部スキン（２）と内部構造（３）との間の空間に満たされ、ストリンガ及び／又はフレームが前記内部枠組構造（３）の外側に配設された航空機又は宇宙船の胴体構造要素（１）。
2. 前記フレーム（６）及び／又はストリンガ（７）を、航空機の内部に向けられた内部枠組構造の内側に配設したことを特徴とする請求項１記載の胴体構造要素（１）。
3. 前記フォーム層（４）は、一以上のフォームラミネートからなり、複数のフォームラミネートの場合には、様々なフォームが結合されることを特徴とする請求項１又は２記載の胴体構造要素（１）。
4. 前記外部スキン（２）及び内部枠組構造（３）がＣＦＫ型構造を有することを特徴とする請求項１乃至３記載のいずれかの胴体構造要素（１）。
5. 前記内部枠組構造（３）は金属型構造を有し、当該内部枠組構造（３）は、例えば、アルミニウム、鋼鉄及び／又はチタンの合金からなることを特徴とする請求項１乃至４記載のいずれかの胴体構造要素（１）。
6. 前記フレーム（６）及び／又はストリンガ（７）は、ＣＦＫ材料又はＣＦＫを主体とする材料から生産されることを特徴とする請求項２乃至５記載のいずれかの胴体構造要素（１）。
7. 前記フレーム（６）及び／又はストリンガ（７）は、金属又は合金又は金属若しくは合金を主体とする材料から生産されることを特徴とする請求項２乃至６記載のいずれかの胴体構造要素（１）。
8. フォーム層（４）は、航空機の内部に向けられた外部スキン（２）の内側に取り付けられ、及び／又は内部枠組構造（３）の外側に取り付けられ、基本的に外部スキン（２）と内部枠組構造（３）との間の空間に満たされることを特徴とする請求項１乃至７記載のいずれかの胴体構造要素（１）。
9. 前記フォーム層（４）は、例えば、接着剤によって外部スキン（２）及び／又は内部枠組構造（３）に固定されていることを特徴とする請求項８記載の胴体構造要素（１）。
10. 前記フォーム層（４）は、不燃材料から形成されていることを特徴とする請求項１乃至９記載のいずれかの胴体構造要素（１）。
11. 前記フォーム層（４）は、フェノールフォーム又はＰＭＩフォームから形成されることを特徴とする請求項１乃至１０記載のいずれかの胴体構造要素（１）。
12. 前記フォーム層（４）は、基本的に空気の循環に曝されないように、外部スキン（２）と内部枠組構造（３）との間に配設されることを特徴とする請求項１乃至１１記載のいずれかの胴体構造要素（１）。
13. 前記フォーム（４）は、ストリンガ（７）及び／又はフレーム（６）を収容できる切り抜き部（８）を備えていることを特徴とする請求項１乃至１２記載のいずれかの胴体構造要素（１）。
14. 前記胴体構造要素（１）は、シェル要素又は胴体バレルという形式で形成されていることを特徴とする請求項１乃至１３記載のいずれかの胴体構造要素（１）。
15. 上記請求項１乃至１４に記載のいずれかの胴体構造要素（１）を備えた航空機又は宇宙船の胴体。
16. 請求項１５に記載の胴体を備えた航空機又は宇宙船。

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