JP2007521185A - 乗り物の内部断熱用断熱構造 - Google Patents

Abstract

【課題】乗り物の内部断熱用断熱構造を提供する。
【解決手段】乗り物外部から内部への火炎の侵入をできるだけ阻止し、断熱パッケージのフィルムによる断熱により、外面近傍の個別の内部領域の防火安全性を向上させるよう、断熱構造が改良される。断熱構造は、断熱心材（１）が埋め込まれている断熱パッケージ（３）と、フィルム（１１）とから構成される。断熱パッケージ（３）は、内部パネルと外面を包囲する中間領域内に位置し、フィルム（１１）によって完全に被覆される。フィルム（１１）は、耐バーンスルーフィルム材からなり、大火災時にフィルムがさらされる表面領域において、火炎に対する障壁となる。
【選択図】図３

Description

本発明は２００４年１月５日に出願されたＤＥ１０ ２００４ ００１ ０８３及び２００４年８月９日に出願されたＵＳ６０／６００，１０７を基礎とし、これらの参照により、開示に含まれる。

本発明は耐火および／または防火などの断熱技術に関する。より詳細には、本発明は乗り物の内部断熱に用いられる断熱構造に関する。この断熱構造は、乗り物周囲外部からの炎の侵入に対して乗り物内部を保護する際に有用である。

図１に示すような従来の断熱システムは、断熱パッケージに埋め込まれている心材と外層とから構成される。上記心材と断熱材には、特にガラス繊維（グラスウール）などの繊維製品が含まれている。上記材料は、断熱および防音に関する要件を満たしている。比較的非晶質の半製品を乗り物構造に取り付けるため、断熱パッケージ（上記半製品を含む）は、外層フィルムで被覆されている。断熱パッケージを乗り物構造面に取り付ける（完成品）際、ファスナーを使用するため、外層フィルムの両端部が強化されている。

上記断熱パッケージは、一般にプラスチック製（例えばポリアミド）のファスナーによって飛行機の機体フレームに取り付けられている。グラスウールやプラスチックフィルムなどから成る一般的な断熱システムのバーンスルーの時間は、概ね６０秒である。

地上停止状態での機体の火災、すなわち「衝突後の炎上」が想定される場合（図２）、灯油の燃焼により、航空機構造におけるアルミ領域や、機体の断熱構造（内部断熱）までもが溶け落ちる恐れがあるため、バーンスルー時間あるいは火炎に持ちこたえる時間を延ばすことが常に望まれている。

上記のように、断熱構造の一般的なファスナーは、炎上が長時間にわたるような大事故において、火炎に耐えることのできない非金属材料（プラスチック）から構成されている。このため、断熱構造（断熱パッケージ）の燃焼による崩壊が原因で、制御不能な障害物あるいは火炎による危険箇所が突然発生する恐れもある。

国際公開第００／７５０１２号パンフレットには、「火炎遮断」機能を有する飛行機の機体断熱構造が開示されている。上記技術は、機体の内板と機体外面との間の空間領域に施される主断熱材としての断熱パッケージに関するもので、上記断熱パッケージが火炎遮断材から成るフィルムによって保護されている。この火炎遮断フィルム領域は、（火炎防御シールドとして、）機体の外面に直接適用されている。断熱パッケージや火炎に対する機体内部の保護が不十分な状況では、大火災時に飛行機の機体外部から火炎が外面の損傷箇所を通り抜けて火炎遮断部を通過する。火炎による損傷のため、耐火フィルムは通過されず、火炎遮断フィルムが配されていても、機体内部領域に関する火災保護安全性を長期にわたり、確実に保証することは困難である。

本発明の態様によれば、乗り物の内板と外面との間の中間領域に設けられる乗り物の内部断熱用断熱構造が提供される。上記断熱構造において、断熱心材が前記断熱パッケージに埋め込まれ、フィルムは火災発生時に前記フィルムの表面領域に接する火炎に対する障害物として作用する耐バーンスルーフィルム材からなる。本発明によれば、前記断熱パッケージは、前記フィルムに実質的に被覆されている。

本発明の実施形態により、内部断熱向けに改良された乗り物の断熱構造が得られる。これにより、乗り物周囲外部から内部への炎の侵入を防ぎ、あるいはその侵入を遅らせることが可能となる。さらに、断熱パッケージのフィルム断熱により、外面近傍に配されている独立した内部領域に対する防火安全性が向上される。

図１に示すように、飛行機の機体の強度支持において、飛行機の機体構造のすべての外板を強化するストリンガー３１に加えて、このストリンガー３１に対して（概ね）間隔ｃをおいて配されている及び／またはこれに取り付けられた、機体長手方向の軸（図示せず）に垂直に位置する複数のフレーム３２が設けられている。機体長手方向の軸に平行に伸張するフレームガーダー４０は、上記フレーム３２の自由端部と一体化される。フレームガーダー４０の（自由）端は、機体長手方向の軸（本実施形態において）に対して垂直に曲げられている。

図１は飛行機の外部（近傍の）あるいは飛行機の外面３３の（通常数が定められている）断熱パッケージ３を示す図である。上記断熱パッケージ３は、（構造支持部として使用される領域内における）機体構造に（外面近傍領域に）それぞれ積層されているパネル断熱パッケージ１７とフレーム断熱パッケージ１６から形成されている。図１によれば、パネル断熱パッケージ１７は、外面３３の外板の内部領域に近接して間隔ｃをおいて配されている（二つの）フレーム３２の間に設けられている。フレーム断熱パッケージ１６は、フレームの長手方向側４１から横方向に伸張する（フレームの長手方向側４１の一方の側を押圧する）フレームガーダー４０に設けられている。上記二つの断熱パッケージは、フィルム２に被覆されており、機体の内板および外面３３の外板を被覆する中間領域（図１に図示せず）内に設けられている。

図２のように、本発明の実施形態では、中間領域と、外面３３と、これに平行かつ間隔をあけて配された客室用内板（機体の長手方向の軸に対して左右方向）とを含む遮断された空間領域の防火安全性を向上させるため、地上停止状態における飛行機での大火災を想定する必要がある。「衝突後の機体の炎上」７（図２）でのシミュレーションにおいて、外部の機械的要因により飛行機８（外面３３）が故障した場合および／または灯油の機体および／または客室内部への侵入および／または着火により、機体領域における火炎が同時に発生する場合、乗客や乗員にとって緊急事態となる。したがって、火炎に対する耐久時間を長くする、あるいは断熱部を長時間維持させる改良された断熱構造若しくは配置が常に必要となる。

飛行機などの構造外面近傍にある各内部領域の防火安全性を向上させる要件を満たすため、耐火フィルム材料からなる耐バーンスルーフィルム１１の使用が提案されている。図３のパターンに示すように、機体の内部断熱に従来使用されている断熱パッケージ３が上記フィルムにより完全に被覆される。断熱パッケージをフィルムで被覆することで、上述した欠点を克服するべく、何らかの原因で発生した飛行機（一般的に乗り物）の（予測不能かつ望まぬ）大火災に対する防火時に発生する危険に対抗することができる。断熱パッケージをフィルムで完全に被覆することが望ましい。

本実施形態には、断熱心材１が埋め込まれている繊維ガラス（グラスウール）からなる一般的な断熱パッケージ３が含まれる。この場合、心材は、断熱および防音に関する要件を満たしており、繊維製品、例えば繊維ガラス材料が主に使用されている。飛行機の機体内部断熱の全体構成の防火安全性条件の少なくとも一部を満たす、フィルムで被覆された断熱パッケージ３の取り付けおよび、これに対応するファスナーの使用の種類についての詳細な説明は省略する。

断熱パッケージ３の被覆材として提案されているフィルム１１は、（本来の目的のため）断熱パッケージ３を完全に被覆する。これは、耐バーンスルー材を使用して、すなわちフィルム１１の外面上および／またはフィルム材上に対する火炎７が持続的に作用するため、フィルム壁について、耐バーンスルーフィルム材料を使用して実施される。上記フィルム１１のフィルム面領域が、図２に示すように火炎にさらされる場合、上記フィルム材料は、火炎７に対する絶対的な障壁となる。

「耐バーンスルー」という記載は、「耐火性」という表現と非常に強い関連を有し、「耐火性」は、「炎に対する耐性」という意味で使用される。従って、フィルム１１は、十分に高くかつ持続的な耐火性を有する材料から生成される。この場合、火炎７に対する耐性レベルは、使用されるフィルム材料の種類とフィルム壁厚とに関連する。耐性の持続性は、フィルム１１の使用期間と関連し、フィルムの経年劣化や炎に対する耐性の低下などからフィルム材料が火炎７に対する耐性を失うまで、長時間の耐性および使用期間の延長（フィルム１１の試用期間から計算される）が実現される。

「非感受性」の記載は、フィルム材上の火炎７の影響を「受け難い」ことを意味する。フィルム材のその他の感受性、例えば断熱パッケージ３外部からのフィルム材に作用するフィルム１１の使用位置での環境条件に対する影響などが考えられる。「耐バーンスルー」の記載には、火炎７に対する「非感受性」という意味が主として含まれる。使用されるフィルム材は、（飛行機の構造において）他の影響、例えば空気中の汚れ、その他の化学物質、電気障害、気圧などの影響を受け難くなるよう構成されている。

フィルム１１は、火炎７に対する耐性および／または非感受性を有する、高くかつ持続的な耐火性のある材料により生成される。このため、火炎７によるフィルム面領域への持続効果によってもフィルム壁がバーンスルーせず、フィルム面領域での炎７の伝播が防止あるいは阻止される。

飛行機に取り付けられた内部断熱用断熱構造の別の実施形態を図４に示す。図３のパターンにより最初に単一の（第一）耐バーンスルーフィルム１１によって（のみ）完全に被覆された断熱パッケージ３は、次に第一フィルム１１上に積層されているさらに別の（第二）耐バーンスルーフィルム１１ａにより被覆される。この場合、両者のフィルム１１、１１ａが同じ材料からなるか否かを問わず開放状態に維持される。いずれの場合でも、耐バーンスルー（耐火）フィルム材料が使用されていることが大事である。

図５（矢印）で明らかに示されているように、強化フィルム領域Ａ（例えば、二層の耐バーンスルーフィルム１１、１１ａから構成される）は、第三の耐バーンスルーフィルム１１ｂ（第二フィルム１１ａ上に積層）により強化フィルムとして形成される。本発明において、第二あるいは第一フィルム１１、１１ａをそれぞれ半分だけ積層させることができる。フィルムアセンブリ３の完全な被覆は続けられ、および／または断熱パッケージ３上の第一および／または第二フィルム１１、１１ａにより完全に被覆される。例えば（図１のように）外面３３（付加された保護シールドとして）に適用されたフィルム表面領域での第三の耐バーンスルーフィルム１１ｂによるフィルム領域Ａのフィルム強化が重要である。これは、付加された第三のフィルム１１ｂによってさらに防火性が得られるためである。さらに、第二および第三のフィルム１１ａ，１１ｂの両端部３３ａ，３３ｂは、例えば第一フィルム１１の二つのフィルム端部により成形される（結合させるフィルム端部に圧力をかけると同時に熱を加える）。

図６において（図４および５のように）、耐バーンスルーフィルム１１、１１ａ（完全にフィルムアセンブリ３を被覆している）を上下に積層することで強化されたフィルムを示す。フィルムの強化は、複数の耐バーンスルーフィルム１１，１１ａ，１１ｂ，．．．１１ｚ_ｎを順に積層することでなされる。図５について記載したように、第三フィルム１１ｂにより第二フィルム１１ａの外周でフィルムの強化がなされる。

図５に示す構造に対し、以下の変更も可能である。すなわち第一フィルム１１（前のワークサイクルのフレームワーク）の例において、フィルム１１の端部は、フィルム被覆部および断熱パッケージ３の縁部にてホース状をなしている。ホース状のフィルム壁（第一フィルム１１のホース状端部）がホースの周の半分に相当する長方形の幅および第一フィルム１１のホース状（フィルムの被覆に使用されない）領域の長さに相当する長方形の長を有し、上下に積層される場合、上記ホース状端部は、長方形のフィルム１１（平面図）の取り付け部５０として形成される。

このように取り付け端部５０としての端部の形状の長さおよび幅は、平坦（側面図において）となるよう設計されている。

Ｚ状に曲げられた第一フィルム１１の取り付け部５０の最終状態を図６ａの詳細Ｂに示す。伸張した長さに沿った平坦な取り付け端部５０が少なくともＺ状に曲げられるため、端部を曲げた後、最終位置で上下に積層される図６ａのパターンによる三つの個々の平坦な部分取付端部Ｂ１１，Ｃ１１，Ｄ１１の長方形の接触面が得られる。第二および第三フィルム１１ａ，１１ｂのホース状端部も、対応する平坦な取り付け端部５０ａ，５０ｂを形成し、次にＺ形状へと曲げられる。上下に積層された（Ｚ形状のため）取付端部５０、５０ａ，５０ｂの平坦な部分取付端部に圧力をかけるとともに熱を加えることで（適切な道具を用いて）、フィルム１１、１１ａ，１１ｂの端部をコンパクトに形成することもできる。

その後、取り付け端部３３，３３ａ，３３ｂの部分取付端部および／または接触面に対して垂直なコンパクト端部ボディー部から、ねじ状の接続要素といったファスナーがガイドされるスルーホールを塞ぐことで、取り付け端部５０，５０ａ，５０ｂおよび／またはコンパクト端部ボディー部が機体に取り付けられる。

耐バーンスルーフィルム１１，１１ａ，１１ｂは防火バリケード、すなわち防火障壁として使用が可能である。

上記耐バーンスルーフィルム１１は、防火障壁の繊維が使用されたキャリヤフィルムにより生成される。防火障壁としての繊維は、セラミック繊維により生成される。したがって、耐バーンスルーフィルム１１あるいは強化フィルムをセラミック繊維から形成することも可能であり、上記強化フィルムは、フィルム１１の少なくとも一つの規定フィルム領域Ａを強化する。あるいは、複数のフィルム１１を互いに接合することで実施される。

飛行機における従来の機体断熱構成を示す図である。 地上停止状態の飛行機の衝突後炎上の想定図である。 本発明の実施形態において、断熱パッケージを耐バーンスルーフィルムで被覆した飛行機の内部断熱用断熱構造を示す図である。 本発明の実施形態において、耐バーンスルーフィルムを積層して強化されたフィルムを有する図３に示す断熱構造を示す図である。 本発明の実施形態において、耐バーンスルーフィルムによりフィルムが部分的に被覆されている、図４に示す断熱構造の変形例を示す図である。 本発明の実施形態において、単一の耐バーンスルーフィルムがＺ状に曲げられている図４に示す断熱構造の変形例を示す図である。 図６に示すＢを詳細に示す図である。

符号の説明

１ 心材
２ 被覆フィルム
３ 断熱パッケージ
４，１３ ファスナー
７ 衝突後炎上、火炎
８ 飛行機構造
１１，１１ａ，１１ｂ 耐バーンスルーフィルム
１７ パネル断熱パッケージ
１８ フレーム断熱パッケージ
２１ 穴
３１ ストリンガー
３２ フレーム
３３ 外面
４０ フレームガーダー
４１ フレーム長
５０ 取り付け端部（フィルム１１側）
５０ａ 取り付け端部（フィルム１１ａ側）
５０ｂ 取り付け端部（フィルム１１ｂ側）
Ａ 規定フィルム領域
Ｂ１１、Ｃ１１、Ｄ１１ 部分取り付け端部（フィルム１１）
ｃ 空間（フレーム３２）

Claims (10)

1. 断熱パッケージ（３）を含む、乗り物の内板と外面との中間領域に設けられる乗り物の内部断熱用断熱構造において、
   断熱心材（１）は、前記断熱パッケージに埋め込まれ、
   フィルム（１１）は、耐バーンスルーフィルム材であり、
   前記フィルム材は、火災発生時に前記フィルム（１１）の表面領域に接する火炎（７）に対する障害物となり、
   前記断熱パッケージ（３）は、前記フィルム（１１）に実質的に被覆されている断熱構造。
2. 前記フィルム（１１）は、前記火炎（７）に対する十分な耐性および／または非感受性を有し、耐火性が高くかつ持続的な材料から形成され、
   前記フィルム表面領域で持続的に作用する場合でも、前記火炎（７）の影響によるフィルム壁のバーンスルーは発生せず、前記フィルム表面領域に対する前記火炎（７）の伝播が防止される請求項１に記載の断熱構造。
3. 前記フィルム（１１）の外周上にフィルム強化領域（Ａ）が存在する請求項１に記載の断熱構造。
4. 複数の耐バーンスルーフィルム（１１，１１ａ，１１ｂ）を上下方向に積層することで、前記フィルム強化領域が形成される請求項３に記載の断熱構造。
5. 前記フィルム（１１）のホース状端部は、前記フィルム端部、前記フィルムの被覆部外部および前記断熱パッケージ（３）の縁に形成され、
   前記ホース状のフィルム（１１）の壁部が前記ホース周囲の半分に対向する位置に接触すると想定される場合において、前記フィルム（１１）は、平坦に設計された前記フィルム（１１）の取り付け部（５０）として形成される請求項１に記載の断熱構造。
6. 前記フィルム（１１）の取り付け端部（５０）は、Ｚ形状に曲げられ、
   この屈曲により得られる前記フィルム（１１）の前記取り付け部（５０）のフィルム曲げ領域（Ｂ１１，Ｃ１１，Ｄ１１）は、上下方向に積層される請求項５に記載の断熱構造。
7. 防火バリケードあるいは防火障壁として作用する前記耐バーンスルーフィルム（１１，１１ａ，１１ｂ）が使用される請求項１乃至４のいずれかに記載の断熱構造。
8. 前記フィルムは、防火障壁の繊維が適用されるキャリアフィルム（１１）によって形成される請求項１に記載の断熱構造。
9. 前記防火障壁の繊維は、セラミック繊維により形成される請求項８に記載の断熱構造。
10. 前記フィルムあるいは強化フィルムは、セラミック繊維により形成される請求項３、４または９に記載の断熱構造。

Images