JP2009534251A - 機体部用の床構造体 - Google Patents
機体部用の床構造体 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2009534251A JP2009534251A JP2009507068A JP2009507068A JP2009534251A JP 2009534251 A JP2009534251 A JP 2009534251A JP 2009507068 A JP2009507068 A JP 2009507068A JP 2009507068 A JP2009507068 A JP 2009507068A JP 2009534251 A JP2009534251 A JP 2009534251A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- floor structure
- column
- cross beam
- fuselage
- airframe
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims abstract description 38
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 10
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 3
- 238000009751 slip forming Methods 0.000 claims description 3
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 5
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 4
- 238000011161 development Methods 0.000 description 3
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 2
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000009972 noncorrosive effect Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
- 230000007480 spreading Effects 0.000 description 1
- 238000003892 spreading Methods 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/18—Floors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Load-Bearing And Curtain Walls (AREA)
- Buildings Adapted To Withstand Abnormal External Influences (AREA)
- Projection Apparatus (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Invalid Beds And Related Equipment (AREA)
- Shafts, Cranks, Connecting Bars, And Related Bearings (AREA)
- Conveying And Assembling Of Building Elements In Situ (AREA)
Abstract
本発明は、機体部、特に航空機の機体部に用いられる床構造体である。床構造体は、複数のクロスビーム(6)を備え、クロスビーム(6)それぞれには、少なくとも1つの第1支柱(11)と少なくとも1つの第2支柱(12)が、クロスビーム(6)それぞれを機体部に接続するために連結されている。床構造体はさらに、第1方向ベクトル(111)と平行に配される少なくとも1つの第1支柱(11)と、第2方向ベクトル(112)と平行に配される少なくとも1つの第2支柱(12)とを備える。第1方向ベクトル(111)と第2方向ベクトル(112)の機体部(x)長手方向における射影が異なることにより、床構造体上において機体部(x)長手方向に作用する力が、第1支柱(11)及び第2支柱(22)を介して吸収される。
【選択図】図1及び図2
【選択図】図1及び図2
Description
本発明は床構造体に関し、特に航空機の機体部に用いられる床構造体に関する。
本発明は各種の床に使用可能であるが、以下、航空機の機体部における床構造体に関する詳細について、発明の根底にある課題とともに記述することとする。
旅客機において、航空機の機体部の内部は複数のデッキや領域に分かれている。一般的には、航空貨物(積荷)や手荷物用の空間は、最下部のデッキに設けられている。乗客用の座席列や居住可能な空間は、最下部のデッキより上方に位置する1つ以上のデッキに設けられている。
発明者らの既知技術において、上方のデッキに用いられる床部は複数のクロスビーム上に配置される。これらクロスビームは垂直方向に配列した支柱によって支持される。機体部横方向及び機体部長手方向に作用する力は、クロスビームにより航空機の機体部のフレームまで側面方向に伝えられる。これらの力、特に機体部長手方向に生じた力をフレームに伝えるために、クロスビームはフレームの位置まで延設するとともに直接的にフレームに接続される。
クロスビーム、垂直方向に配された支柱及びフレームは、航空機の機体部のスキンとともに縁領域を囲んで形成する。縁領域内には、一般的に供給ラインや信号線等が配置される。クロスビームと床部を組み立てた後は、この縁領域へ接近することはかなり難しくなる。この理由は、航空機製造中において、供給ライン等を後工程で導入することは多大な費用がかかるからである。
本発明の目的は、縁領域に容易に接近可能な床用の支持構造体を提供することである。
本発明によると、上記目的は請求項1の特徴を有する床構造体によって達成される。
本発明の床構造体は機体部に用いられ、複数のクロスビームを備える。複数のクロスビームそれぞれには、少なくとも1つの第1支柱と少なくとも1つの第2支柱が連結される。これにより、前記クロスビームそれぞれが機体部に接続される。本発明の床構造体はさらに、第1方向ベクトルに対応して配列される少なくとも1つの第1支柱と、第2方向ベクトルに対応して配列される少なくとも1つの第2支柱とを備える。本発明の床構造体において、第1方向ベクトルと第2方向ベクトルの機体部長手方向における射影は異なる。これは、床構造体上において機体部長手方向に作用する力を第1及び第2支柱を介して吸収するためである。
本発明の1つの目的は、上方から(即ち乗客領域から)縁領域への接近を可能とすることである。本発明の1つの特徴は、力を吸収する構造体の大きさを縮小すること、または縁領域の上部を終結させている部分である、力を吸収する構造体を除去することである。本発明の1つの特徴は、機体部長手方向に作用する力が第1及び第2支柱を介して機体部まで伝わることである。
第1及び第2支柱が機体部長手方向に作用する力を伝えるには、複数の支柱は締結部の周りを一緒に回転するという自由度を持たない。言い換えると、第1支柱と第2支柱との間の角度は、建造時に予め固定して決定される必要がある。この角度は、機体部垂直方向及び機体部長手方向によって定義される面上で決定することが可能である。
上記を確実に行うために、第1支柱と第2支柱は異なる第1方向と第2方向、即ち異なる方向ベクトルの方向に配列される。したがって、第1及び第2方向ベクトルの機体部長手方向における方向ベクトルの成分は異なることが重要である。床構造体に関連する場合では、成分が機体部長手方向において異なるか否かは、第1及び第2方向ベクトルを機体部長手方向に射影することにより検知可能である。方向ベクトルの射影を機体部長手方向と機体部垂直方向に広がる平面上で行うと、2つの方向ベクトルが機体部長手方向に対して異なる傾斜として現れることになる。
上述の意味において、方向ベクトルは標準長さに統一されたベクトルであってもよく、例えば、機体部長手方向、機体部横方向及び機体部垂直方向に応じた3つの方向成分を有するベクトルであってもよい。機体部長手方向軸における2つの方向ベクトルの射影は、量(即ち射影長さ)が異なる及び/または射影が逆平行である場合には、上述の意味において異なることになる。
機体部長手方向に作用する力を吸収するには、第1方向ベクトルの成分と第2方向ベクトルの成分が機体部横方向において異なるか否かは無関係である。
さらに、本発明の上述の態様には、必ずしも必要ではないが、床構造体の全てのクロスビームに第1及び第2支柱が備わっている。
本発明の第2の態様によると、機体部用の床構造体は複数のクロスビームを備え、その複数のクロスビームは、機体部からある距離を隔てた位置に、機体部横方向に配される。この結果、上方から縁領域に接近することが可能となる。さらに、短いクロスビームを使用することにより軽量化が達成される。
請求項1で明らかにされた本装置の有利な実施形態及び発展形態は、本発明の幾つかの態様とともに、従属請求項に含まれている。
好適な発展形態によると、複数のクロスビームは、機体部からある距離を隔てた位置に、機体部横方向に配される。複数のクロスビームは互いに平行に配されなければならない。
ある実施形態によると、第1及び第2支柱は機体部長手方向に並ぶ少なくとも1つの列に配される。そして、同数の第1支柱と同数の第2支柱が列のうちの1列に配されてもよい。さらに、1列に配される支柱は同一平面上に配されてもよい。
ある実施形態においては、第1支柱は機体部垂直方向に平行に配列される。この結果、垂直方向(即ち重力方向)に作用する力において最適な力のフラックスが確保される。
ある実施形態によると、機体部は複数のフレームを備え、クロスビームそれぞれの上に、少なくとも1つの第1支柱と少なくとも1つの第2支柱が配されている。そして、配された第1の支柱と配された第2の支柱が2つの異なるフレームに固定される。この結果、異なる第1及び第2の方向並びに第1及び第2の方向ベクトルがもたらされる。この異なる第1及び第2の方向並びに第1及び第2の方向ベクトルは、本発明のある態様では必須事項である。さらに、多量の機械構成部品を支持フレームに挿入することなく、直接的な力のフラックスが達成される。したがって、好ましくは、クロスビームはフレームに平行に配され、またフレームによって予め決定されている平面上に配されてもよい。
ある発展形態によると、外側床板がクロスビームと機体部とに固定されている。この外側床板は乗客空間用の床として機能する一方、さらに機体部横方向に広がる力のフラックスを可能とする。その床の縁部は、クロスビーム及び/または機体部に解放可能に固定されていてもよい。これにより、組立中に床縁部を取り除くこと、または任意で支持体を用いて床縁部を片側に折り畳んでしまっておくことが、有利に可能となる。このようにして、縁部領域への接近が可能となる。
ある実施形態においては、外側床板は、複合材料及び/または複数層から製造されるとともに単一部品で形成されるスリーブを備える。このスリーブは、外側底板の上面から下面まで連続して形成されており、外側底板をクロスビーム及び/または機体部にねじ、ボルトまたはくぎ等を用いて締結する役割を有する。外側床板は、機体部横方向に高い剛性を有するとともに軽量な複合材料を用いることにより、有利に製造されてもよい。同様に、このような外側床板は、多数重なった層、例えば2層間に封入されたハニカム構造体により製造されてもよい。単一部品で形成されるスリーブは十分な機械的安定性を備える。これにより、締結手段(例えばねじ、ボルトまたはくぎ)を繰り返し挿入及び取外しを行うことが可能となる。単一部品で形成されるスリーブはガラス材料、例えばシリカガラスから形成されてもよい。
連続的に形成されるスリーブの代わりとして、上部が密閉されたスリーブを用いてもよい。外側床板の締結は、クロスビーム及び/または機体部においてピンを用いることにより達成されてもよい。
ある実施形態においては、支柱はヒンジ継手を用いてクロスビーム及び/または機体部に接続されてもよい。結果として、このような支持構造体は、飛行中、航空機の機体部に僅かにゆがみが生じる場合には有利となる。
以下、本発明に係る実施形態の詳細を、付随する図面を参照し説明する。
図面において、同一の参照符号は、同一の構成要素または同一の機能を有する構成要素を示し、何ら矛盾を示すものではない。
以下に続く実施形態の記述において、方向は、完成した航空機を正しい位置に配した場合の方向が用いられる。機体部長手方向または長手方向xとは、航空機の先端部から後方部まで伸びる線に平行な方向である。機体部横方向または横方向yとは、左翼先端部から右翼先端部までを結ぶ線に平行な方向である。機体部垂直方向または垂直方向zとは、静止した航空機における重力方向に平行な方向である。
以下記述される実施形態は、図1、図2及び図3を参照する。図1、図2及び図3は実施形態の正面図、側面図及び/または平面図を示す。図1において、平面Aは図2の側面図の位置を示し、さらに平面Bは図3の平面図の位置を示す。図2において、表示されている平面Cは図1の正面図の位置を示し、表示されている平面Eは図3の平面図の位置を示す。図3において、図1の正面図は表示されている平面D内に位置付けられる。
航空機の機体部の形状は、互いに平行に配された複数のフレーム(7)によって定められている。これらフレームは、特に幅が広い航空機においては、円状、楕円形状または長円形状である。小型の航空機ではこれらフレームは多角形状である場合もある。
旅客機において、航空機内部の空間は様々な目的に応じて分けられている。乗客は第1領域に収容される。この第1領域は一般的に上方の領域である。積荷物品空間(100)(例えば手荷物用)は、下方の領域に配される。積荷物品空間(100)の側面には、フレームと乗客空間の床部まで続く上部によって定義される縁領域(400)が配されている。この縁領域(400)は、バーミューダ三角地帯(Bermuda triangle)としても知られており、従来、供給ラインや信号線等が配置されている。
乗客領域用の床部は、中央部(300)に配される中央板(1)と、外側部(200)に配される外側板(2)によって形成される。床部は、複数のクロスビーム(6)と複数の支柱(11)(12)とで構成される構造体によって支持されている。複数のクロスビーム(6)は一般的には互いに平行に配されている(図3参照)。これら細長い形状をなすクロスビーム(6)の長手方向軸における配列は、機体部(y)横方向に対して略平行である。好適な配置において、クロスビーム(6)は、スパー(5)とともに格子形状の支持構造体を形成する。この構造体は航空機の機体部の外で予め組み立てて、その後、組立済ユニットとして支柱(11)(12)上に配されてもよい。
クロスビーム(6)は、横方向yにおいて、フレーム(7)から間隔を空けて配されている。この結果、長手方向におけるクロスビーム(6)の両端部(60)とフレーム(7)との間に、自由空間が形成される。このようにして、外側床板(2)が取り除かれた時には、上方から縁領域(400)へ接近することが可能となる。
以下、特に支柱の配置についてさらなる詳細を説明する。この配置により、垂直方向zの力と長手方向xの力の両方が主要機体部構造体に伝わる。この主要機体部構造体は、フレーム(7)、本体部のスキン及びいわゆるストリンガ(即ち、本体部のスキンに接して配される長手方向の支持構造体)を備える。
クロスビーム(6)は支柱(11)(12)によって支持されている。重力の力、即ち垂直方向に作用する力は、支柱(11)(12)によって主要機体部構造体に伝えられる。個別の支柱にかかる力分布は、既知の関係(例えば力の平行四辺形の法則)にしたがって決定される。支柱(11)(12)は、特に支柱が圧迫される力に従い、特定の寸法とされてもよい。
長手方向xに作用する力は、異なる位置に配列された支柱を使用することによって得られる。図2では、異なる位置に配列される2つの支柱(11)(12)が使用される。1の支柱は以下垂直支柱(11)として示され、方向ベクトル(111)または方向(111)に沿って配列される。方向ベクトル(111)または方向(111)は、垂直方向に対して平行である。この垂直方向ベクトル(111)は、長手方向xにおける成分を有していない。他の支柱は、以下傾斜支柱(12)として示され、方向ベクトル(112)または方向(112)に沿って配列される。この方向ベクトル(112)または方向(112)は、長手方向xにおける成分を有している。これにより、垂直支柱(11)と傾斜支柱(12)の方向ベクトル(111)(112)は、長手方向xにおいてそれらの成分が異なることとなる。
クロスビーム(6)上における傾斜支柱(12)から垂直支柱(11)の締結部の距離と、フレーム上における傾斜支柱(12)から垂直支柱(11)の締結部の距離は、固定されている。同様に、2つの支柱(11)(12)の長さは予め決定されている。この結果、平行四辺形が実質的に定義される。形状及び形状の内角は、互いに平行ではない2つの支柱(11)(12)によって規定される。このようにして、長手方向xにおいて構造体は剛性を有するとともに、この長手方向xの方向に作用する力を伝えることが可能である。
垂直支柱(11)は上側支柱端部(13)と下側支柱端部(15)を備える。これら端部(13)(15)には、好適な締結装置が備わっている。同様に、傾斜支柱(12)は、上側支柱端部(14)と下側支柱端部(16)とを備え、また好適な締結装置も備えている。それぞれの上側支柱端部(13)(14)は、1つのクロスビーム(6)に接続されている。好ましくは、上側支柱端部(13)(14)の連結部は、互いに近接した位置に配されている。垂直支柱(11)と傾斜支柱(12)の下側支柱端部(15)(16)は、主要機体部構造体に接続されている(図1及び2参照)。垂直支柱(11)と傾斜支柱(12)は、クロスビーム(6)に関連して接続されており、2つの異なるフレーム(7)に関連して接続されている。この結果、垂直支柱(11)の方向ベクトル(11)と傾斜支柱(12)の方向ベクトル(112)は、長手方向xにおいて異なる成分が得られる。
クロスビーム(6)と支柱(11)(12)を介した支持構造体の安定性をさらに向上させることは、スパー(5)によって達成されてもよい。スパー(5)はクロスビームに接続し、格子状の構造体を形成する(図3参照)。
積荷空間(100)用の床部(3)は、補強材(8)によって設けられてもよい。これにより、フレーム左側面と右側面間の横方向における追加的な力のフラックスが可能となる。
図4は、外側部(200)と外側床板(2)のさらなる実施形態を示す詳細図である。第1の実施形態に関連して記載された部品は、本実施形態で採用してもよい。外側板(2)は実質的には板部材(35)からなる。板部材(35)は、複合材料によって製造される。変更実施形態においては、ハニカム構造を備える中間層が複合材料に挿入されている。外側板をクロスビーム(6)及び/またはフレーム(7)に締結するためには、連続的に形成されるスリーブ(32)が外側板(2)に挿入される。これらスリーブ(32)を用いて、好適な締結材料、例えばリベット、ねじ、ボルト等を通過させてもよい。スリーブ(32)は、締結手段が挿入または除去された際に、複合材料で作られた本体部(35)を損傷から保護する。関連して、作用力または圧力がスリーブ(32)によって吸収される。この結果、外側床板(2)を繰り返し固定したり取り外したりすることが可能となる。このような取り外しは、例えば、組立時における後工程で、追加のシステムを縁領域(400)に組み入れることを予定している場合には、目的に適ったものとなる。
スリーブ(32)は、単一部品で製造されることが好ましく、例えばガラス等の非腐食性材料から作られることが好ましい。
外側板(2)は、角度付ブラケット(33)またはその他の種類の締結装置を用いてフレーム(7)に固定されてもよい。
有利な実施形態においては、外側板(2)は、その片側のみにおいてリベットまたは類似の締結手段により締結されている。即ち、外側板(2)はクロスビーム(6)またはフレーム(7)のうちどちらかに固定される。他方側では、外側板(2)は継手によって締結されている。この結果、外側床板(2)はその後、有利なことに、折り畳んでしまっておくことが可能である。
同時に、スパー(5)は、一体型座席用レール(31)を備えてもよい。この端部において、スパー(5)は、先端部に向かって先細となる溝を備える。
図5は、本発明の第2実施形態の側面図を示す。正面図及び平面図は図1及び図2に一致している。垂直支柱と傾斜支柱の代わりに、本実施形態では2つの傾斜支柱(21)(22)を用いる。1の支柱(21)は、前方傾斜方向(121)または対応する方向ベクトル(121)を有する。他の支柱(22)は後方傾斜方向(122)または対応する方向ベクトル(122)を有する。この用語「前方傾斜」は、支柱を底部から上部に見たときに支柱の先端部が航空機の先端部に向かっている(負の長手方向x)と理解される。そして、用語「後方傾斜」は、支柱(22)を底部から上部に見たときに支柱の先端部が航空機の終端部に向かっている(正の長手方向x)と理解される。このように前方傾斜支柱(21)と後方傾斜支柱(22)を配置することにより、フレーム(7)長手方向に作用する力における力のフラックスもまた、得ることができる。個別の支柱(21)(22)の傾斜は、図示する如く同じであってもよく、また異なってもよい。
第3の実施形態は、図6及び図7を用いて説明する。図7の側面図は図6で示された平面Fに基づいて作られたものである。上述した実施形態においては、支柱は複数の列に配置されており、これら列内で1つの平面上に配置されている。この第3実施形態においては、さらに支柱は長手方向xの向きに一列に配されている。しかしながら、個別の支柱(71)(72)は、1つの平面には配されていない。支柱(72)の締結部(272)は、第2支柱(71)の締結部(271)よりも高い位置に配されている。さらに、クロスビーム(6)においては、2つの支柱(71)は1つの締結部、または互いに近接して配されている2つの締結部分(270)に接続されてもよい。しかしながら、図7の側面図に示すような射影において、1の支柱(71)の方向(171)が他の支柱(72)の方向(172)とは異なることは、建造上、必要不可欠である。言い換えると、対応する方向ベクトル(71)(72)の成分は、長手方向xにおいて異なるということである。
図8、図9及び図10は、クロスビーム(61)(62)(63)を正面図と側面図で示す。これらは、上述の実施形態において使用されてもよい。図8に示す如く、クロスビーム(61)の高さは個別に低い部分を有する。この結果、軽量化が達成されてもよい。また、スパー(5)が、高さが低くなった領域に挿入されてもよい。図9においては、さらにクロスビーム(62)が示されている。クロスビーム(62)の高さは、全体の中心領域において低い。有利なものとするには、クロスビームは、断面図において2つのT字が重複した形状をなしてもよく、例えば図10のクロスビーム(63)が示される。
図11及び図12は、本発明の第4実施形態を示す。この実施形態は、支柱をフレーム(7)に締結するための一例を記載している。航空機の機体部の個別のフレーム(7)は互いに平行に配され、スパー(51)を介して接続されている。スパー(51)は長手方向xの方向に延設している。締結装置(53)はこのようなスパー(51)上に配されてもよい。締結装置は、好適な締結つまみ、穴部(54)または突出部を有する。支柱(73)(74)の支柱端部は、締結つまみ、穴部(54)または突出部に締結されてもよい。支柱端部は、例えば、継手の形状であってもよく、好適にはヒンジ継手である。機械的安定性及び向上した力伝達性を達成するためには、スパー(51)を、補強装置(52)により補強することが有利である。スパー(51)の上には取付装置(53)が配されている。この補強により、力伝達性を向上させることが確実となる。
前述の実施形態で使用されたクロスビームは、最小の長さを有するため、既に軽量化という有利な点を有する。さらなる軽量化は、クロスビームに複合材料を使用することによって達成される。代替としてクロスビームは金属から製造されてもよい。支柱はアルミニウムから、または特に好適には複合材料から製造されてもよい。座席用レールを含むスパー(5)は、その上に座席により圧力が及ぶため、金属から製造される。特に、チタニウムは、低腐食性を有するため好ましい。中央部と外側部両方の床板は、複合材料から製造される。また床板は、好ましくは多層構造を有し、この多層構造とはハニカム構造を含む。フレーム(7)と補強材(8)は好ましくは複合材料、または代替として金属からなる単一部品から製造される。
本発明は好適な実施形態を参照して説明したが、これらに制限されない。
特に、当業者であれば、記載された実施形態の提案物から派生して、支柱を異なる幾何学的配置とすることが可能である。関連して、異なる実施形態に記載された幾何学的配置を組み合わせることも可能である。特に、横方向yにおいて間隔を空けて配されるクロスビーム上の締結部で、支柱を締め付けることも可能である。
1 外側床板
2 中央部床板
3 積荷床部
5 スパー
6、61、62、63 クロスビーム
7 フレーム
8 補強材
11、21、71、73 第1支柱
12、22、72、74 第2支柱
13、14、23、24 上側支柱端部
15、16、25、26 下側支柱端部
31 座席用レール
32 スリーブ
33 取付装置
35 中心部品
51 長手方向支柱
52 支柱支持材
53 支柱締結部
54 ヒンジ継手
60 クロスビーム端部
100 積荷領域
200 縁部
300 中央部
400 縁領域
111、112、121
122、171、172 方向、方向ベクトル
270、271、272 締結部
x 長手方向(機体部長手方向)
y 横方向(機体部横方向)
z 垂直方向(機体部垂直方向)
2 中央部床板
3 積荷床部
5 スパー
6、61、62、63 クロスビーム
7 フレーム
8 補強材
11、21、71、73 第1支柱
12、22、72、74 第2支柱
13、14、23、24 上側支柱端部
15、16、25、26 下側支柱端部
31 座席用レール
32 スリーブ
33 取付装置
35 中心部品
51 長手方向支柱
52 支柱支持材
53 支柱締結部
54 ヒンジ継手
60 クロスビーム端部
100 積荷領域
200 縁部
300 中央部
400 縁領域
111、112、121
122、171、172 方向、方向ベクトル
270、271、272 締結部
x 長手方向(機体部長手方向)
y 横方向(機体部横方向)
z 垂直方向(機体部垂直方向)
Claims (14)
- 機体部、特に航空機の機体部に用いられる床構造体であって、
前記床構造体は、複数のクロスビーム(6、61、62、63)を備え、
前記クロスビーム(6、61、62、63)それぞれには、少なくとも1つの第1支柱(11、21)と少なくとも1つの第2支柱(12、22)が、前記クロスビーム(6、61、62、63)それぞれを前記機体部に接続するために連結されており、
前記床構造体はさらに、
第1方向ベクトル(111、121)と平行に配される前記少なくとも1つの第1支柱(11、21)と、第2方向ベクトル(112、122)と平行に配される前記少なくとも1つの第2支柱(12、22)とを備え、
前記第1方向ベクトル(111、121)と前記第2方向ベクトル(112、122)の前記機体部(x)長手方向における射影が異なることにより、前記床構造体上において前記機体部(x)長手方向に作用する力が、前記第1及び第2支柱(11、12;21、22)を介して吸収されることを特徴とする床構造体。 - 前記複数のクロスビーム(6、61、62、63)が、前記機体部からある距離を隔てた位置に、前記機体部(y)横方向に配されることを特徴とする請求項1記載の床構造体。
- 前記複数のクロスビーム(6、61、62、63)が、互いに平行に配されることを特徴とする請求項1または2記載の床構造体。
- 前記第1及び第2支柱(11、12、21、22)が、前記機体部(x)長手方向に並ぶ少なくとも1つの列に配されることを特徴とする請求項1乃至3いずれかに記載の床構造体。
- 同数の前記第1支柱(11、21)と同数の前記第2支柱(12、22)が、前記列のうちの1列に配されることを特徴とする請求項4に記載の床構造体。
- 1列に配される前記支柱(11、12、21、22)が、同一平面上に配されることを特徴とする請求項3または4記載の床構造体。
- 前記第1支柱(11、21)が前記機体部(z)垂直方向に平行に配列されることを特徴とする請求項1乃至6いずれかに記載の床構造体。
- 前記機体部が複数のフレーム(7)を備え、
複数のクロスビーム(6、61、62、63)それぞれの上に、少なくとも1つの第1支柱(11、21)と少なくとも1つの第2支柱(12、22)が配され、
前記配された第1の支柱(11、21)と前記配された第2の支柱(12、22)が2つの異なるフレーム(7)に締結されることを特徴とする請求項1乃至7いずれかに記載の床構造体。 - 前記クロスビーム(6、61、62、63)が、前記フレームに平行に配されることを特徴とする請求項7記載の床構造体。
- 外側底板(2)が、前記クロスビーム(6、61、62、63)と機体部とに締結されていることを特徴とする少なくとも請求項2または請求項1及び3乃至9のいずれかに記載の床構造体。
- 前記床の縁部が、前記クロスビーム(6、61、62、63)及び/または機体部に解放可能に固定されていることを特徴とする請求項10記載の床構造体。
- 前記外側底板(2)が、複合材料及び/または複数層から製造されるとともに、単一部品で形成されるスリーブ(32)を備え、
前記スリーブ(32)が、前記外側底板(2)の上面(36)から下面(37)まで連続して形成されるとともに、前記外側底板(2)を前記クロスビーム(6、61、62、63)及び/または前記機体部にねじ、ボルトまたはくぎ等を用いて締結する役割を有することを特徴とする請求項10または11記載の床構造体。 - 前記単一部品で形成されるスリーブ(32)が、ガラス材料から形成されることを特徴とする請求項12に記載の床構造体。
- 前記支柱(11、12、21、22)が、ヒンジ継手を用いて、前記クロスビーム(6、61、62、63)及び/または前記機体部に接続されることを特徴とする請求項1乃至13いずれかに記載の床構造体。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US79476606P | 2006-04-25 | 2006-04-25 | |
DE102006019123A DE102006019123B4 (de) | 2006-04-25 | 2006-04-25 | Bodenstruktur für einen Rumpf |
PCT/EP2007/054040 WO2007122246A1 (en) | 2006-04-25 | 2007-04-25 | Floor structure for a fuselage |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2009534251A true JP2009534251A (ja) | 2009-09-24 |
Family
ID=38542226
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2009507068A Pending JP2009534251A (ja) | 2006-04-25 | 2007-04-25 | 機体部用の床構造体 |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8205832B2 (ja) |
EP (1) | EP2018316B1 (ja) |
JP (1) | JP2009534251A (ja) |
CN (1) | CN101432190B (ja) |
AT (1) | ATE555982T1 (ja) |
BR (1) | BRPI0712832A2 (ja) |
CA (1) | CA2646005A1 (ja) |
DE (1) | DE102006019123B4 (ja) |
RU (1) | RU2438922C2 (ja) |
WO (1) | WO2007122246A1 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10625844B2 (en) | 2014-11-10 | 2020-04-21 | The Boeing Company | Fuselage with structural and non-structural stanchions |
Families Citing this family (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102006026168A1 (de) * | 2006-06-06 | 2008-01-31 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung |
DE102006026170B4 (de) * | 2006-06-06 | 2012-06-21 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung |
DE102006026169B4 (de) * | 2006-06-06 | 2012-06-21 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung |
DE102007011613B4 (de) * | 2007-01-22 | 2011-07-28 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Beschlag zur Einleitung von hohen Kräften in eine Rumpfzelle eines Flugzeugs |
DE102007028098B4 (de) * | 2007-06-19 | 2014-09-25 | Airbus Defence and Space GmbH | Flugzeug mit Rumpfschale und Fußbodenstruktur |
DE102008007838B4 (de) * | 2008-02-07 | 2013-07-18 | Airbus Operations Gmbh | Fußbodensystem für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs |
DE102008022377B4 (de) * | 2008-05-06 | 2014-02-13 | Eurocopter Deutschland Gmbh | Stützstrebe zur Abstützung eines in einem Flugzeugrumpf angeordneten Zwischendecks sowie Verfahren zur Herstellung eines Stangenkörpers für eine solche Stützstrebe |
FR2933065B1 (fr) * | 2008-06-30 | 2011-08-26 | Airbus France | Procede d'assemblage d'un plancher dans une structure de coque prealablement constituee d'un troncon de fuselage d'aeronef |
DE102008042036A1 (de) | 2008-09-12 | 2010-03-25 | Airbus Deutschland Gmbh | Stange zur Abstützung von Bauteilen innerhalb einer Rumpfzellenstruktur eines Flugzeugs |
DE102009002745B4 (de) * | 2009-04-30 | 2013-10-31 | Airbus Operations Gmbh | Befestigungsanordnung für einen Frachtraumboden eines Flugzeuges und Flugzeug mit einer solchen Befestigungsanordnung |
DE102009020891B4 (de) | 2009-05-08 | 2015-02-05 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Flugkörper |
FR2947527B1 (fr) * | 2009-07-02 | 2011-12-09 | Airbus Operations Sas | Aeronef comprenant des rangees de sieges de passagers |
FR2947524B1 (fr) * | 2009-07-02 | 2011-12-30 | Airbus Operations Sas | Procede de fabrication d'un aeronef comprenant un plancher |
FR2947525B1 (fr) * | 2009-07-02 | 2011-09-02 | Airbus Operations Sas | Plancher d'aeronef a encombrement optimise |
FR2957050B1 (fr) * | 2010-03-04 | 2016-09-16 | European Aeronautic Defence & Space Co Eads France | Plancher d'aeronef |
DE102010035787A1 (de) * | 2010-08-30 | 2012-03-01 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugstrukturbaugruppe |
EP2599711B1 (en) * | 2011-12-01 | 2017-07-26 | Airbus Operations S.L. | Highly loaded frame of an aircraft fuselage with a lattice structured web |
CN102582821A (zh) * | 2012-03-09 | 2012-07-18 | 北京航空航天大学 | 民用飞机客舱地板下部方管撑杆结构的能量吸收方案及其布局方式 |
FR3021624B1 (fr) * | 2014-05-30 | 2017-12-22 | Airbus Operations Sas | Liaison coulissante entre la structure plancher et la structure de coque d'un aeronef. |
FR3035070B1 (fr) * | 2015-04-20 | 2017-05-05 | Airbus Operations Sas | Aeronef a section courante simplifiee |
DE102015116591A1 (de) | 2015-09-30 | 2017-03-30 | Airbus Operations Gmbh | Profil zum Verbinden einer Fußbodenstruktur und Dichtungssystem für eine Fußbodenstruktur |
DE102015121018B4 (de) * | 2015-12-03 | 2018-11-29 | Airbus Operations Gmbh | Längenverstellbare Samerstange |
CN108860563B (zh) * | 2018-04-04 | 2021-10-08 | 上海交通大学 | 一种飞机地板下抗坠撞吸能支柱 |
CN111017188A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-04-17 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机地板纵梁航向传载结构 |
FR3128938A1 (fr) * | 2021-11-10 | 2023-05-12 | Airbus Operations | Ensemble structurel pour un aéronef |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5878895A (ja) * | 1981-10-22 | 1983-05-12 | メツセルシユミツト−ベルコウ−ブロ−ム・ゲゼルシヤフト・ミト・ベシユレンクテル・ハフツング | 飛行機の上部搭載室の床構造 |
JPH01145261A (ja) * | 1987-07-27 | 1989-06-07 | Hitachi Ltd | 車両の台枠構造および車体構造 |
JPH06298186A (ja) * | 1993-04-20 | 1994-10-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の床板取付け装置 |
JPH07165191A (ja) * | 1991-05-21 | 1995-06-27 | Deutsche Aerospace Airbus Gmbh | 主翼と胴体を備えた航空機 |
DE10145276A1 (de) * | 2001-09-14 | 2003-07-10 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Flugzeug, insbesondere Passagierflugzeug, mit einem Rumpf, der eine tragende Primärstruktur und einen Frachtraum umfasst |
JP2003312471A (ja) * | 2002-04-18 | 2003-11-06 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 鉄道車両用構体 |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1538962A (en) * | 1922-01-20 | 1925-05-26 | Lowell C Weinberg | Airplane-fuselage construction |
US2236482A (en) * | 1938-09-24 | 1941-03-25 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Airplane cabin |
US5876023A (en) * | 1996-09-18 | 1999-03-02 | Lord Corporation | Vibration isolation insert for aircraft floor planels and the like |
US5871178A (en) * | 1996-09-27 | 1999-02-16 | Mcdonnell Douglas Corporation | Decompression panel for aircraft partition |
AU2001245982A1 (en) * | 2000-03-29 | 2001-10-08 | The Research Foundation Of State University Of New York At Buffalo | Highly effective seismic energy dissipation apparatus |
DE10155925C1 (de) * | 2001-11-14 | 2003-03-20 | Fraunhofer Ges Forschung | Isolierpaket und seine Verwendung |
US6554225B1 (en) * | 2002-06-14 | 2003-04-29 | The Boeing Company | Commercial aircraft low cost, lightweight floor design |
US6837010B2 (en) * | 2002-12-05 | 2005-01-04 | Star Seismic, Llc | Pin and collar connection apparatus for use with seismic braces, seismic braces including the pin and collar connection, and methods |
EP1646556B1 (de) | 2003-07-18 | 2007-06-27 | Telair International GmbH | Frachtdeck zur aufnahme von ladung im frachtraum eines flugzeugs |
FR2877916B1 (fr) * | 2004-11-15 | 2008-04-25 | Airbus France Sas | Cadre de structure de fuselage d'aeronef |
DE102008007838B4 (de) * | 2008-02-07 | 2013-07-18 | Airbus Operations Gmbh | Fußbodensystem für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs |
-
2006
- 2006-04-25 DE DE102006019123A patent/DE102006019123B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-04-25 US US12/226,701 patent/US8205832B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-04-25 JP JP2009507068A patent/JP2009534251A/ja active Pending
- 2007-04-25 RU RU2008145086/11A patent/RU2438922C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-04-25 AT AT07728496T patent/ATE555982T1/de active
- 2007-04-25 CN CN2007800152322A patent/CN101432190B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-04-25 WO PCT/EP2007/054040 patent/WO2007122246A1/en active Application Filing
- 2007-04-25 CA CA002646005A patent/CA2646005A1/en not_active Abandoned
- 2007-04-25 BR BRPI0712832-0A patent/BRPI0712832A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-04-25 EP EP07728496A patent/EP2018316B1/en not_active Not-in-force
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5878895A (ja) * | 1981-10-22 | 1983-05-12 | メツセルシユミツト−ベルコウ−ブロ−ム・ゲゼルシヤフト・ミト・ベシユレンクテル・ハフツング | 飛行機の上部搭載室の床構造 |
JPH01145261A (ja) * | 1987-07-27 | 1989-06-07 | Hitachi Ltd | 車両の台枠構造および車体構造 |
JPH07165191A (ja) * | 1991-05-21 | 1995-06-27 | Deutsche Aerospace Airbus Gmbh | 主翼と胴体を備えた航空機 |
JPH06298186A (ja) * | 1993-04-20 | 1994-10-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の床板取付け装置 |
DE10145276A1 (de) * | 2001-09-14 | 2003-07-10 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Flugzeug, insbesondere Passagierflugzeug, mit einem Rumpf, der eine tragende Primärstruktur und einen Frachtraum umfasst |
JP2003312471A (ja) * | 2002-04-18 | 2003-11-06 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 鉄道車両用構体 |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10625844B2 (en) | 2014-11-10 | 2020-04-21 | The Boeing Company | Fuselage with structural and non-structural stanchions |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2008145086A (ru) | 2010-05-27 |
DE102006019123B4 (de) | 2012-08-02 |
EP2018316B1 (en) | 2012-05-02 |
CN101432190B (zh) | 2013-05-08 |
BRPI0712832A2 (pt) | 2012-07-24 |
CA2646005A1 (en) | 2007-11-01 |
ATE555982T1 (de) | 2012-05-15 |
CN101432190A (zh) | 2009-05-13 |
US20100044510A1 (en) | 2010-02-25 |
DE102006019123A1 (de) | 2007-10-31 |
RU2438922C2 (ru) | 2012-01-10 |
EP2018316A1 (en) | 2009-01-28 |
US8205832B2 (en) | 2012-06-26 |
WO2007122246A1 (en) | 2007-11-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2009534251A (ja) | 機体部用の床構造体 | |
CN107010125B (zh) | 车辆地板结构 | |
JP6421225B2 (ja) | 乗客席のための基部フレームアセンブリ | |
US7874516B2 (en) | Structural frame for an aircraft fuselage | |
ES2281057T3 (es) | Plataforma para aeronave. | |
US10343768B2 (en) | Landing gear well roof | |
JP4954283B2 (ja) | 航空機胴体の組立構造 | |
JP6159409B2 (ja) | 航空機胴体フレームをウィングボックスに取り付ける方法及び装置 | |
WO2008109711A1 (en) | Aircraft floor to fuselage attachment | |
JP2019137400A (ja) | 骨格構造体 | |
CN105102294B (zh) | 轨道车辆和车体结构及制造车体结构的方法 | |
CN102442356B (zh) | 车辆地板骨架结构 | |
CN105818869A (zh) | 一种后轮罩搭接结构及汽车白车身 | |
WO2016129065A1 (ja) | 車体後部構造 | |
KR20170096623A (ko) | 회전익기용 일체형 선체를 지닌 서브플로어 구조물 | |
EP2825450B1 (en) | Aircraft fuselage structure | |
WO2023066031A1 (zh) | 一种中后地板架构 | |
JPH0971290A (ja) | 縦式波形鋼板隔壁構造 | |
JP2018030452A (ja) | バス | |
JP4686573B2 (ja) | 航空コンテナ | |
KR200147147Y1 (ko) | 화물차의 차체구조 | |
CN110155174A (zh) | 车身构造 | |
JP2018162012A (ja) | 車両後部構造 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20100422 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20120404 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20120416 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20120926 |