JP2009508081A - 航空機胴体 - Google Patents

Abstract

【課題】
本発明は、少なくとも部分的な領域において防弾層を備える航空機胴体を提供する。
【解決手段】
航空機胴体は、航空機の主要な胴体構造（すなわち板金および関連するフレームおよび縦桁（５１９））、航空機胴体絶縁（５０４）、更にはキャビン内部パネル（５０９）として理解される。キャビン内部パネルは、主要な胴体構造に向かう外部に対して与圧キャビンを囲む。
このようにして、航空機胴体の防弾セキュリティ（５１１、５１２）を保証し、従って航空機の乗客（５１０）および／または飛行関連システムに対する脅威を防止することが可能である。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機胴体、特に防弾の航空機胴体を提供する。

旅客機構造における従来の絶縁システムは、コア材料および被覆を基本的に備える。
コア材料は、断熱および音響絶縁に関する必要条件を満たす。
これらは、主に繊維産業からの材料である。
とりわけ、ガラス繊維材料が使用される。
これらの比較的に無定形の半完成品は、取り付け可能にするために、被覆フィルムによって囲まれる。
締着具を用いて航空機胴体構造に絶縁パッケージを取り付けるために、被覆フィルムの末端に補強材を取り付ける。
締着具は、プラスチック（例えばポリアミド）を一般に含む。

代表的な胴体絶縁は、例えば独国特許第１０ ２００４ ００１ ０４９号明細書により公知であり、これを図１１に概略的に示す。
そのような胴体絶縁は、絶縁材料１１０２を含み、被覆１１０８によって囲まれる。
絶縁材料１１０２は、第１締着具１１０５および第２締着具１１０６を使用して、航空機胴体のフレーム１１１９に取り付ける。

独国特許第１０２ ５２ ８８６号明細書により、航空機用のスキンパネル装着が公知であり、これは弾丸（あるいは射出体）に抵抗するために機体に取り付ける装甲パネルを有する。
モジュール式のパネルは、少なくとも２つの貫通孔を有する溝を有する。
装着レールは、溝に配置され、取付ボルトを受け止める貫通孔によって位置合わせ可能な切り抜きを有する。

米国特許第６，２８６，７８５号明細書により、航空機の機械的構造システムが公知であり、これは既存の構造要素をまったく交換することなく、胴体フレームアルミニウムスキンおよび胴体フレームを補強することによって、既存の航空機構造を改善する。
この改善は、高性能で固体のファブリック胴体区画ジャケット、胴体フレーム金属外部パネル、および熱や低温に抵抗する接着剤から成る。

米国特許第５，１０２，７２３号明細書により、軽量ハイブリッド構造エネルギー吸収パネルが公知であり、これは表面板の間に配置されるソフトエネルギー吸収材料（例えばケブラー）の複数の層を有し、複数の強固なロッド部材がエネルギー吸収材料の層を通して表面板の間に延びることによって、表面板を構造的に結合し、そのようなパネルは弾丸のエネルギーを吸収する。

米国特許第２，９２５，０９８号明細書により、改善した防弾布、より具体的には飛行断片およびミサイルなどの貫通に抵抗する改善した防弾布が公知である。

米国特許第５，６５４，５１８号明細書により、二重トラス構造装甲部品が公知であり、これは、第１表面板と、第１表面板に対抗する中間シートと、第１表面板および中間シートの間にはさまれる第１トラス芯部材と、中間シートに対抗する第２表面板と、第２表面板および中間シートの間にはさまれる第２トラス芯部材と、第１および第２トラス芯部材の内部溝の中に配置されるラミネート材とを含む。

米国特許第３，５７５，７８６号明細書により、二重層コンポジット積層板が公知であり、これは、周辺シールコートおよびウレタンエラストマを有する弾道ナイロンフェルトからなり、壁の内部表面または車両構造の他の部分に結合する。

本発明の目的は、現代の必要条件を満たす航空機胴体を提供することにある。

本発明の１つの例示的実施形態によると、上記目的は、少なくとも部分的な領域において防弾層を有する航空機胴体を使用して達成される。

本発明の例示的実施形態についての基本的考えは、少なくとも部分的な領域において、航空機胴体に防弾層を備えるものとして理解してもよい。
本出願において、航空機胴体は、航空機の主要な胴体構造（すなわち板金およびそれに関連するフレームおよび縦桁）、航空機胴体絶縁、更にはキャビン内部パネルとして理解され、キャビン内部パネルは、主要な胴体構造に向かう外部に対して与圧キャビンを囲む。
しかしながら、与圧キャビンの内部構造（例えばコックピットのドア）は、航空機胴体の一部として理解されない。なぜなら、これは外部に対して与圧キャビンを囲まないからである。

本発明の例示的実施形態による航空機胴体を使用すると、防弾であることに関して特別な特性を有しない標準的な航空機胴体とは対照的に、民間航空機および軍用機の両方において、航空機胴体を確実に防弾にすることが可能である。
防弾に関する特別な特性がないということは、特に民間旅客機に危険をもたらすことがある。民間旅客機においては、ハイジャックまたは暗殺による脅威が何度も生じる場合があり、発砲される危険性がたいへん高い場合がある。
この場合、航空機は、内部から外部に向かって、更には外部から内部に向かって発砲されることがある。
いずれの場合も、乗客は危険にさらされることがある。
本発明による胴体構造は、場合によっては弾丸が航空機胴体を貫通することを防止するという点で、乗客を保護することに貢献することがある。
従って、場合によっては乗員が致命的な損傷から保護されることがある。

本発明による航空機胴体は、場合によっては航空機の飛行関連システムが損傷を受けることをも防止することがある。こうした損傷は、民間航空機または軍用機の飛行機能を損ない得るし、更には乗客にとって大きな不利となる。
本発明の例示的実施形態によると、外部スキン、航空機絶縁、および内部パネルが、発砲に耐えられないように設計されることを防止する。こうした防止は、場合によっては、銃を使用したテロ攻撃の場合でさえ、乗客の安全性を向上させるために将来ますます重要になる。

従って、本発明の例示的実施形態によると、一般的な航空機胴体よりも、現代の必要条件をよく満たす航空機胴体を提供することが可能である。

本発明の更なる目的、実施形態、および利点は、独立請求項および従属請求項から生じる。

以下に、本発明の例示的実施形態を更に詳細に記載する。

１つの例示的実施形態によると、防弾層は、複数のウェブ（細長い帯）を備え、複数のウェブは、好ましくは部分的に重複した状態にある。

個々のウェブのそのような少なくとも部分的な重複によって、隣接するウェブの領域においては、場合によっては弾丸が貫通することを確実に防止でき、ウェブはフィルムまたはブランケットの形で実現してもよい。

更なる例示的実施形態によると、防弾層は、繊維材料を含み、繊維材料は、好ましくは芳香族ポリアミドおよび／またはガラス繊維材料である。

従って、例えば防弾チョッキにおける他の分野において公知の防弾繊維材料を、防弾層として使用してもよい。
そのような繊維材料は、芳香族ポリアミドでもよく、例えばケブラーという商品名によって公知である。
芳香族ポリアミド（アラミドとも呼ぶ）は、特に耐燃性であるという利点を有してもよい。
従って、例えばＦＡＲ§２５．８５６（ｂ）においてアメリカの航空当局によって要求される新しい溶け落ち必要条件もまた、場合によってはこれらの材料を使用することによって満たすことができる。
さらに、アラミドは、軽い建設材料であり、高い強度、高い延性収率、および酸や塩基などの媒質に対する大きな抵抗力によって特に特徴づけられ、したがって場合によっては航空業界にとって特に適切な材料を代表するものである。

防弾層は、いわゆるＳガラス、すなわちガラス繊維材料を用いて、ガラス繊維材料の特定の厚さにおいて実現してもよい。

別の例示的実施形態によると、防弾層は、サンドイッチ構造および／またはハニカム構造を備える。

特にガラス繊維材料と関連して、ハニカムサンドイッチ構造は、場合によっては防弾層を実現するために使用してもよい。
そのような構造は、例えば、ＦＡＲ§２５．７７２に従って防弾のコックピットのドアにおいて使用される。
アラミド繊維（例えばダイニーマという商品名によって公知の繊維）とフォーム材との他の組合せは、サンドイッチ構造の形で防弾として実現してもよい。

例示的実施形態によると、航空機胴体は、絶縁構造をさらに備える。絶縁構造は、コア材料と被覆とを備える。被覆は防弾層を有し、および／または防弾層はコア材料で実現する。
特に、コア材料自体は、防弾層として実現してもよく、更なる防弾層は、コア材料で実現してもよい。
しかしながら、コア材料以外の別の部品（例えば被覆）は、防弾層として実現してもよく、すなわち絶縁構造の一部が防弾であるように構成される。

絶縁構造（絶縁パッケージとも呼ぶ）のコア材料は、場合によっては防弾として実現してもよい。
コア材料は、場合によっては、弾丸トラップの機能のみならず、典型的な断熱特性および遮音特性をも呈する。すなわち、断熱や遮音のための更なる層がもはや必要ではなくなる。
弾丸トラップは、場合によってはＦＡＲ§２５．８５６（ｂ）によって最近要求されている絶縁の溶け落ち安全性をも呈する。
そのような防弾航空機胴体絶縁が場合によって有する利点は、すでに運用中の航空機、すなわちすでに使用している航空機において、既存の胴体絶縁を交換するだけで、そのような防弾絶縁を事後装着ができる、ということであり、こうした交換は、いずれにしても定期的に運行中の航空機において実行される。

弾丸トラップとして絶縁構造の絶縁材料を使用する代わりに、またはそれに加えて、代表的なコア材料を有する絶縁パッケージを使用してもよく、絶縁パッケージが、更なる弾丸トラップすなわち防弾層を実現する。
絶縁において防弾および他の全ての航空機関連の必要条件（例えば重量、音響および熱の特性）を満たすコア材料を使用できない場合には、このことは特に有利である。
更なる弾丸トラップを絶縁パッケージに統合する場合、代表的な絶縁パッケージは比較的効果的に適合することがある。

更なる例示的実施形態によると、被覆は、防弾層として実現される。

コア材料に加えて、絶縁パッケージは、被覆をさらに備え、被覆は、防弾フィルムを使用するプラスチック被覆として実現してもよい。
このフィルムは、場合によっては、航空機の乗客が負傷しないほど充分に、対応する発砲弾丸を捕らえるかまたは少なくとも制動する。
絶縁構造は、航空機の胴体構造と航空機のシステム設備との間に基本的に位置しており、外部から発砲され場合に、航空機のシステム設備は、この絶縁構造を通して保護される。

別の例示的実施形態によると、航空機胴体は客室パネルをさらに備え、防弾層は客室パネルの一部として実現する。

キャビンパネルを変更することによって防弾キャビンを実現することは、防弾航空機胴体を実現する更なる可能性である。
キャビンパネルは、航空機キャビンを基本的に完全に囲むので、防弾材料をパネル部品に使用した場合には、航空機において発砲された場合でさえ、そこにいる乗客を更に保護することが確実にできる。
防弾胴体絶縁（例えばアラミド繊維）に関して、キャビンパネル用に同じ防弾材料が考慮される。
キャビンパネル部品は、二次的パネル、すなわち、パネルの背後に直接に取り付ける絶縁をさらに備えてもよい。
この二次的パネルは、上記の防弾胴体絶縁と同様に実現してもよい。
例えば、二次的パネルは、サンドイッチ構造で実現してもよく、サンドイッチ構造は、場合によっては防弾材料（例えばアラミド繊維）にとってかなり適切な構造である。
例えば、一般に使用するガラス繊維ファブリックは、例えば防弾自動車において使用するようなアラミドファブリックと交換してもよい。
類似の技術は、防弾コックピットドアにおいてもすでに適用されており、それはアメリカの認可条件ＦＡＲ§２５．７７２によって旅客機構造に使用しなければならないものである。
しかしながら、現時点までの応用は、コックピットドアのみに限定されており、コックピットドアは、本出願による航空機胴体の一部ではない。
防弾パネルは、防弾隔離構造と組み合わせてもよい。

防弾キャビンパネルは、場合によっては、基本的に閉じた防弾表面を実現するという利点を有する。
従って、弾丸貫通の可能性が最小限になり、防弾に関する効果が増大する。
特に、防弾胴体絶縁を用いた一定の状況下でも生じ得るいかなる通過もなくし、真の防弾をもたらし得る。なお、胴体絶縁は、システム設備のために、複数の開口部を有することがあるから、通過は生じうる。
このことは、たとえ特別な予防措置をとっても、一定の状況下において、弾丸貫通がまだ可能であることを意味する。

内部から外部に向けて発砲された場合には、防弾キャビンパネルは、キャビンパネルの背後、すなわちキャビンパネルと胴体構造との間に配置される航空機システムをも保護することがある。

別の例示的実施形態によると、航空機胴体は、主要な胴体構造をさらに備え、主要な胴体構造は、防弾層を備える。
好ましくは、胴体構造は、防弾層を有する板金を含む。

防弾胴体構造のそのような実施形態は、外部から内部に貫通する弾丸に対する効果的な保護を意味する。
板金は、例えば、航空機の主要な胴体構造の外部スキンに取り付けてもよく、乗客を保護するために特に有効である。なぜなら、板金は、乗客から最も遠くに配置されており、貫通が生じる場合に貫通を防止する。
主要な胴体構造が防弾材料から製造される場合、あるいはアラミドファブリックなどの層としてこれらの防弾材料を含む場合、外部から発砲された場合に、航空機の乗員、更には外部スキンの内部に配置する飛行関連システムが保護されることがある。

例示的な改良によると、防弾層は、炭素繊維および／またはガラス繊維および樹脂から製造される複合材料を使用して実現する。

航空機構造の一部の領域に使用するハイブリッド構造を最適化することも可能であり、ハイブリッド構造は、防弾に関して、樹脂系に接着したアルミニウムおよび炭素繊維および／またはガラス繊維を含む。
このことは、防弾の航空機胴体を提供する目的を特に効率的に達成することを意味する場合がある。
ここでアラミドファブリックを使用してもよい。なぜなら、アラミドファブリックは、特に軽い構造に実装することができ、航空機構造にとって特に適切だからである。
この目的のために、できるだけ少量の材料によって管理し、従って重量を節約するために、この材料を用いて航空機の外部スキンのみを被覆することは有利である。
換言すれば、防弾層は、航空機胴体の外部に適用される。
航空機胴体の構造的完全性を担う補強手段（縦桁およびフレームと呼ぶ）もまた、代表的な材料から製造してもよい。なぜなら、それらは航空機の外部スキンの内部にすでに位置しており、防弾板金によって発砲から保護されているからである。

更なる部品が必要でないということは、航空機胴体の防弾の実施形態を用いて特に有利であり、それは特に費用効果的であり重量的に中立であり得る。
また、他の解決策と比較すると、乗客はキャビンにおいて外部からの発砲から最適に保護される。
航空機胴体に収容される飛行関連システムもまた、最適に保護され、そのことによって、外部からのテロリストの攻撃に関して、航空機の高い運用信頼度が確保される。

なお、上記の例示的実施形態の１つを参照して説明した特徴またはステップは、上記の他の例示的実施形態の他の特徴またはステップと組み合わせて使用してよい。

図１は、本発明の例示的実施形態による絶縁パッケージの防弾被覆の概略図を示す。
防弾絶縁パッケージ１００は、防弾被覆１０１とコア材料１０２とを備える。コア材料１０２は、防弾の被覆１０１によって囲まれる。

防弾コア材料を備える絶縁パッケージの２つの例示的実施形態を、図２に概略的に例示する。
図２ａは、被覆２０１を備え、その中に防弾コア材料２０２がある、絶縁パッケージ２００を示す。
図２ａにおいて、この防弾コア材料２０２は、絶縁パッケージ２００を完全に充填する。その一方で、対照的に、図２ｂにおいて、防弾コア材料２０２は、絶縁パッケージ２００を部分的にのみ充填する。
図２ｂの絶縁パッケージ２００の部分的な領域は、代表的なコア材料２０３を使用して充填される。
この結果、絶縁パッケージが簡略化され、より費用効果的になる。なぜなら、代表的なコア材料が部分的に使用されるからである。
しかしながら、この目的のために、防弾コア材料が充分な防弾セキュリティを確実にすることが保証される。

図３は、更なる弾丸トラップを備える絶縁パッケージの概略図を明記する。絶縁パッケージ３００もまた、被覆３０１を有し、その中にコア材料３０２がある。
このコア材料３０２は、図３の例示的実施形態においては防弾でない。
被覆３０１もまた、防弾としては実現されない。
防弾セキュリティを達成するために、絶縁パッケージ３００は、更なる弾丸トラップ３０４を備える。弾丸トラップ３０４は、例えば、コア材料３０２のフィルムまたはフォイルとして実現してもよい。

図１〜３に関連して説明する例示的実施形態は、本発明によって互いに組み合わせてもよい。

図４は、防弾絶縁およびその取付け原理の概略図を示す。
図４は、絶縁コア材料４０２を示し、防弾層４０４がそれに取り付けられる。
絶縁は、第１締着具４０５（例えば固定ピンまたは絶縁ピン）を使用し、さらに第２締着具４０６（例えば円すい台の形）を使用し、フレーム４０８に取り付けられる。
さらにまた、重複領域は、図４の参照番号４０７によって識別する。２つの隣接する絶縁パッケージの防弾層４０４は、重複領域において重複する。

図５は、防弾航空機胴体絶縁の概略図を示す。
図５は、本発明の例示的実施形態による航空機胴体絶縁５０４を有する航空機本体の断面の一部を概略的に示すものであり、その胴体絶縁は、図１〜３の例示的実施形態のうちの１つによる防弾として実現する。
さらにまた、航空機胴体に向かう外部に対して客室を囲むキャビンパネル５０９を示す。
さらにまた、航空機胴体の外側被覆は、図５の５１９によって識別する。
図５はさらに、乗客５１０、内部から外部に向かう第１発砲方向５１２、および外部から内部に向かう第２発砲方向５１１を概略的に示す。

図６は、防弾航空機キャビンの配置の概略図を示す。
図６は、図５と同様に、航空機本体の断面の一部を概略的に示し、乗客６１０および防弾航空機キャビンパネル６０４を概略的に図示する。
防弾の航空機キャビンパネル６０４は、客室を完全に囲み、防弾材料から製造され、あるいは防弾材料（例えばアラミドファブリック）から製造される層を含む。
防弾航空機キャビンパネル６０４は、図６においていくらかより太い線６０４によって示し、客室全体を囲む。客室は、例えば、概略的に示す荷物棚を含む。
さらにまた、航空機胴体の外側被覆は、図６の６１９によって識別する。

図７は、防弾航空機胴体の概略図を示す。
図７は、図５および図６と同様に、航空機本体の断面の一部を示し、概略的に図示する航空機乗客７１０を有する。
しかしながら、図７の例示的実施形態において、航空機キャビンの胴体絶縁または内部パネル７０９は、防弾としては実現せず、むしろ航空機胴体が防弾板金７０４を有する。
防弾板金７０４は、図７においていくらか太めの線７０４によって示し、図８に更に詳細に図示する。

図６は、防弾航空機胴体構造の配置の概略図を示す。
防弾板金８０４は、航空機胴体の縦桁８１４に固定する。この縦桁は、フレーム８１３を使用して取り付け可能である。

図９は、外部９１１から発砲される航空機９００の概略図を示す。それとは対照的に、図１０は、防弾セキュリティのための基準系の概略図を示す。
図１０において、弾丸の飛行経路は１０１５によって、弾丸の衝撃角度は１０１６によって、物体の表面の表面法線は１０１７によって（この物体を防弾テストによって検査する）、この物体の表面は１０１８によって識別する。
防弾セキュリティテストにおいて、防弾セキュリティに関する必要条件は、ＦＡＡ ＡＣ２５．７９５―２において定められるものと同様に検査してもよい。
本発明によって使用可能な材料は、例えば、タイプ．４４マグナムＩＨＰの弾丸に対応する防弾抵抗を提供することができる。

なお、「備える（含む）」は、他の部材またはステップを除外せず、「１つの」は、複数を除外しない。
さらにまた、上記の例示的実施形態の１つを参照して説明した特徴またはステップは、上記の他の例示的実施形態の他の特徴またはステップと組み合わせて使用してよい。
特許請求の範囲における参照符号は、限定として見るべきではない。

以下に、図を参照して、例示的実施形態に基づき、本発明をより詳細に記載する。同一または類似の構成要素は、同一または類似の参照符号によって提供する。
本発明の例示的実施形態による絶縁パッケージの防弾被覆を示す概略図である。 本発明の別の例示的実施形態による防弾コア材料を有する絶縁パッケージを示す概略図である。 本発明の別の例示的実施形態による更なる弾丸トラップを有する絶縁パッケージを示す概略図である。 本発明の例示的実施形態による防弾絶縁を示す概略図である。 本発明の例示的実施形態による防弾航空機胴体絶縁を示す概略図である。 本発明の例示的実施形態による防弾航空機キャビンを示す概略図である。 本発明の例示的実施形態による防弾航空機胴体を示す概略図である。 本発明の例示的実施形態による防弾航空機胴体構造の配置を示す概略図である。 外部から発砲される航空機を示す概略図である。 防弾セキュリティ試験のための基準系を示す概略図である。 従来技術による胴体絶縁を示す概略図である。

Claims (11)

1. 航空機胴体であって、少なくとも部分的な領域における防弾層と、絶縁構造とを備え、前記絶縁構造は、コア材料と、被覆とを備え、前記コア材料は、防弾層を備え、前記防弾層は、ハニカム構造を備える、ことを特徴とする航空機胴体。
2. 前記防弾層が複数のウェブを備える、ことを特徴とする請求項１に記載の航空機胴体。
3. 前記複数のウェブが重複した状態にある、ことを特徴とする請求項２に記載の航空機胴体。
4. 前記防弾層が繊維材料を備える、ことを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１つの請求項に記載の航空機胴体。
5. 前記繊維材料が、芳香族ポリアミドおよび／またはガラス繊維材料である、ことを特徴とする請求項４に記載の航空機胴体。
6. 前記防弾層が、サンドイッチ構造を備える、ことを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１つの請求項に記載の航空機胴体。
7. 前記防弾層が、フィルムとして実現される、ことを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１つの請求項に記載の航空機胴体。
8. 前記防弾層が、コア材料で構成される、ことを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１つの請求項に記載の航空機胴体。
9. 前記コア材料が、防弾層として構成される、ことを特徴とする請求項１乃至８のいずれか１つの請求項に記載の航空機胴体。
10. 前記被覆が、防弾層として構成される、ことを特徴とする請求項１乃至９のいずれか１つの請求項に記載の航空機胴体。
11. 客室パネルをさらに備え、前記防弾層が、前記客室パネルの一部として実現される、ことを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１つの請求項に記載の航空機胴体。

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