JP2009520624A - 保護材料 - Google Patents

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Abstract

ＧＬＡＲＥ製のスキン（２）を含む航空機の構造（５）を保護するための材料（１）であって、このスキンは変形する力が作用する場合に変形し、航空機の構造への損傷を防ぐように力を吸収する。
【選択図】図２

Description

（関連出願の参照）
本出願は、２００５年１２月２０日付けドイツ特許出願第１０ ２００５ ０６０９８５．９号及び２００５年１２月２０日付米国特許仮出願第６０／７５１８９８号の優先権を主張し、これらの出願の開示は参照により本願明細書に取り入れられる。
（技術分野）
本発明は構造物を保護するための、特に航空機の構造物を鳥類の衝突等から保護するための材料に関する。
認証取得のため、市販の航空機はいわゆる鳥類衝突の試験又は「チキンテスト」に合格しなければならない。このテストにおいては、１７４．９ｍ／秒（３４０ノット）の速度で飛行する期間中に重量３．６ｋｇ（８ポンド）の鳥類に相当する衝撃を航空機構造物に加える。
とりわけ、航空機構造物の先端部は危険な領域であり、これに対しては鳥類衝突試験に合格するための特別な測定が用意されねばならない。
通常はこの領域はアルミニウムシート材、炭素繊維、グラスファイバ他を含む。
このような構造にもかかわらず、繰り返し鳥類が衝突すると構造物を衝撃で貫通し、特に先端領域において、航空機構造物に損傷を与える結果となる。
さらに、公知の構造は比較的重く、特に航空機の趣旨においては不利である。
本発明は、鳥類衝突等の結果としての航空機構造物への損傷を高信頼に防止し、さらに重量が軽い材料を創出することを目的とする。
この目的は請求項１の開示と一致しうる。本発明の利点を有する実施形態を従属請求項にて提示する。
本発明の例示的な実施形態に従った材料は、ＧＬＡＲＥ製のスキンを含んでなり、このスキンは保護される構造物（航空機構造物）にはり付けうる。当該スキンは、例えばリベット、スクリュー、結合等により、はり付け又は取り付けが可能である。航空機構造物とスキンとの間に空隙又は開口を生成するような航空機構造物に対しては、このスキンは上に力が加わると、航空機構造物に損傷を与えずにスキン上に作用する力を吸収するように、スキンが空隙内に変形する。
ＧＬＡＲＥ（グラスファイバ強化アルミニウム）材は、多数の層を含んでなり、それぞれは厚さが数分の１ミリメートル足らずである。これらの層は、交互にアルミニウム製及びグラスファイバ製のラミネート（グラスファイバ強化プラスチック）である。これらの層は圧力下で相互に結合される。
ＧＬＡＲＥ材は、破断することなく多くのエネルギーを吸収する点において、非常に顕著な利点を提供する。この過程においてエネルギーは永久的な変形を残して転換される。従って、例えば衝撃発生の状況に置かれた航空機構造物は、非常に大きな程度において無損傷のままである。すなわち、ＧＬＡＲＥ製スキンへの鳥類の衝撃は、航空機構造物を直ちには貫通しない。
別の例示的な実施形態においては、前記材料はスキン表面上に配置される多数のリブを含んでなり、当該表面は航空機構造物に向かい合う。
このリブは、この材料が航空力学的に要求される場合に材料を強化するために用いられる。リブは、必要な曲面特性が変動すると航空力学の不完全さを招くという理由により、航空機構造物の曲面特性の変更を避けるための航空力学的な理由から必要でありうる。
リブは、例えば、アルミニウム又はＧＬＡＲＥ又は材料を強化せしめる他の適切な材を含んでなる。
好適な例示的実施形態において、リブはアルミニウム製であり、２５％まで重量の削減をもたらす。
リブは、例えば結合、リベット、結合及びリベット、スクリュー等によりスキンに接続しうる。
図１に、例えば航空機の先端領域等、航空機構造物（図示せず）を保護するための材料１の斜視図を示す。
材料１は、ＧＬＡＲＥ材製のスキン２を含んでなる。好適な例示的実施形態において、スキン２の表面３の上においては、この表面は航空機構造物（図示せず）と向かい合い、航空力学的に必要な場合には材料１を強化するために多数のリブ４が配置される。別の例示的な実施形態において、リブ４は、航空力学的に必要な場合には材料１から外されうる。別の例示的な実施形態において、リブ４も外されうる。
図１に示す好適な例示的実施形態において、リブ４は三日月の形状であるが、任意の所望の形状でありうる。リブ４は、例えば、相互に等距離に配置されるが、それらは航空力学的な要求に従って互いに異なった間隔を空けるように配置しうる。
好適な例示的実施形態において、リブは、例えば、ＧＬＡＲＥ又はアルミニウムで作られ、スキン表面３に、例えば結合、接着、スクリュー、リベット又は他の方法で付けられる。
図２に、保護される航空機構造物５に取り付けた材料１の略上面斜視図を示す。
材料１は、例えば、領域６にスクリュー、結合、接着、リベット等、又は他の方法により航空機構造物５に強固に接続される。
図２に示すように、材料１のスキン２と航空機構造物５との間に、空隙又は間隔７が形成される。空隙７は、スキン２の外側表面８に作用する力Ｆを吸収するための緩衝領域を提供し、ここにおいてスキン２は航空機構造物５の方向、すなわち空隙７の中に変形する。この配置において空隙７のサイズは、航空機構造物５への損傷発生を防ぐように、航空力学的要求、航空機構造物の曲面特性、並びにＧＬＡＲＥ材の変形特性と調和する。
好適な例示的実施形態において、材料１に対してリブが備えられ、ＧＬＡＲＥ製のスキン２はそれ自体で形状（例えば先端部と調和した）を好適に維持する十分な剛性がある。
好適な例示的実施形態を参照して本発明を記載してきたが、本発明の範囲への遵守を逸脱することなく変形及び変更がなされうることは言うまでもない。
さらに、本発明は航空機工学だけでなく、例えば自動車工学等の他の分野においても、力の効果に対して構造物を保護するために用いることが可能である。
以下、本発明の好適な例示的実施形態を添付図面を参照して記載するが、図中で同一の参照符号は同一の構成部分のために用いる。
例示的な実施形態における材料の斜視図である。 図１における材料の装備状態の水平上方図である。
符号の説明
１ 材料
２ スキン
３ スキンの内側表面
４ リブ
５ 航空機構造物
６ 領域
７ 空隙
８ スキンの外側表面
Ｆ 力

Claims (8)

  1. 構造物（５）を保護するための、交互の多数の、それぞれが数分の１ミリメートルの厚さであるアルミニウム及びグラスファイバ強化プラスチック層を含む材で作られたスキン（２）を含んでなる材料であって、当該スキン（２）は前記構造物（５）と前記スキン（２）との間に空間（７）が創成されるように前記構造物（５）に取り付け可能であり、前記スキン（２）は上に力が作用するときに当該空間（７）内に変形し、これにより前記構造物（５）への損傷なく前記スキン上に作用する前記力を吸収する、材料。
  2. 前記スキン（２）の表面（３）に配置される複数のリブ（４）を含んでなり、当該表面は航空機構造物（５）に向かって面する、請求項１に記載の材料。
  3. 前記複数のリブ（４）は前記構造物（５）の曲面特性に調和するように適応される、請求項２に記載の材料
  4. 前記リブ（４）はアルミニウム及び／又はそれぞれが数分の１ミリメートルの厚さである交互の多数のアルミニウム及びグラスファイバ強化プラスチック層で作られる、請求項２又は請求項３に記載の材料。
  5. 前記スキン（２）上に力が作用する場合に、前記スキン（２）が永久変形する、請求項１から４のいずれかに記載の材料。
  6. 前記リブ（４）は、前記スキン（２）に対して接着、ねじ止め、リベット固定及び結合の少なくとも１をなされる、請求項２から５のいずれかに記載の材料。
  7. 前記スキン（２）は、前記スキン（２）に対して接着、ねじ止め、リベット固定及び結合の少なくとも１をなされる、請求項１から６のいずれかに記載の材料。
  8. 請求項１から７のいずれかに記載の材料の航空機先端部に対する使用。
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