JP2009539690A - 航空機又は宇宙船の尾部構造体 - Google Patents

Abstract

【課題】空気力学的特性の点で、航空機のより優れた設計を実現する。
【解決手段】本発明は、航空機又は宇宙船の胴体部（２）に隣接する尾部構造体（１）を提供するものであり、尾部構造体（１）は、少なくとも１つの飛行装置（４０，４１）を支持する支持構造体（３）と、胴体部（２）を耐圧密封すると共に、支持構造体（３）及び胴体部（２）の双方に連結されて、上記少なくとも１つの飛行装置（４０，４１）と胴体部（２）との間の力伝達経路を形成しうる隔壁ユニット（５）とを備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機又は宇宙船の尾部構造に関し、特に航空機又は宇宙船の胴体部に直接的に隣接する尾部構造体に関する。また本発明は、本発明による尾部構造体を備えた航空機又は宇宙船に関する。なお本発明は、モノコック構造の胴体を有した航空機に基づいて説明されているが、本発明はこれに限定されるものではない。

商用航空機の胴体は、いわゆるモノコック構造を適用して製造される。この場合、胴体の外殻は力に耐えうる構造を形成する。前後方向に作用する力、及び前後方向に直交して周方向に作用するねじり力は、特に翼、エンジン及び安定装置から外殻へと伝達される。このように作用する力に対する外殻の高い機械的剛性は、胴体の実質的に管状の構造、即ち円形断面又は長円形断面を有した構造によって達成される。モノコック構造内には、前後方向に延設されるストリンガ（縦材）と、このストリンガを横切るように配設されて胴体の断面に類似したフレーム（枠材）とが設けられている。これらストリンガ及びフレームは、外殻に形成されると前後方向、横方向或いはねじり方向の力に対して外殻の機械的耐荷重能力を低下させるおそれのある、ふくらみやへこみの発生を防止する。

モノコックの胴体の構造は主としてその機械的剛性に基づいたものとなっており、このことは、胴体の空気力学的特性がある程度まで不都合な影響を受ける、或いは空気力学的特性に常に妥協が生じることを意味する。
尾部には１基又は複数のエンジンが配置されうる。これらのエンジンについては、最適な運転を行うため、特定の空気流入条件が要求される。原則として、外殻に空気力学的な設計を施すことにより、所望の状態で空気を流入させることが可能である。しかし、空気力学的な設計と、外殻の機械的剛性の点での設計とは、一般的に限られた範囲でのみ両立しうるものである。

本発明の目的は、空気力学的特性の点で、航空機のより優れた設計を実現することにある。

このような目的は、請求項１の特徴を有した発明による尾部構造体によって達成され、請求項１６に明らかにされた発明による尾部構造体を備えた航空機又は宇宙船によって達成される。
本発明による航空機又は宇宙船の尾部構造体は、航空機又は宇宙船の胴体部に隣接した尾部構造体であって、少なくとも１つの飛行装置を支持する支持構造体と、胴体部を耐圧密封するために設けられ、支持構造体と胴体部との双方に連結されて上記少なくとも１つの飛行装置と胴体部との間の力伝達経路を形成する隔壁ユニットとを備える。

本発明の前提となる技術思想には、胴体部から独立した支持構造体が含まれる。飛行装置から支持構造体に伝達された力は、胴体部に連結される隔壁ユニットに伝達される。このため隔壁ユニットは、この力を胴体部に伝達することができる。従って、本発明による隔壁ユニットは２つの機能を有している。隔壁ユニットは、客室や貨物室などの内部圧力を外部圧力より高く維持するため、胴体部を耐圧密封しなければならない一方で、胴体部と尾部構造体との間の機械的連結部材としても機能する。尾部構造体に作用する力は、支持構造体によって緩和されると共に支えられるので、尾部構造体の外殻、即ち流線型構造体は、適切な空気流動状態の点で最適化することが可能である。

有用な展開及び改良は、従属請求項及び実施形態に明記されている。
隔壁ユニットは、平面状の隔壁ユニットであってもよい。隔壁ユニットを形成する２つの主要面は実質的に互いに平行となっている。但し、このことは、この主要面から突設される隔壁ユニットの更なる部材の適用の可能性を排除するものではない。
１つの改良においては、胴体部が、応力外殻構造体と、前後方向に延設されたストリンガと、周方向で上記ストリンガに直交して配置されたフレームとを有したモノコック構造を備える。このような胴体部は、高い機械的剛性を兼ね備えながら軽量となる点で有利である。隔壁ユニットは、胴体部との間で力伝達経路を形成するべく、連結部材を介してストリンガに連結されてもよい。

更なる改良によれば、支持構造体は、上記力伝達経路を形成する支持バー構造体を備えている。この場合、支持構造体は、二重管の支持バーを備えていてもよい。支持バー構造体は飛行装置からの力、及び胴体部の方に加わる力を伝達するので、尾部構造体の外殻、即ち流線型構造体を空気力学的特性の点で最適化することが可能となる。このため、尾部構造体における外殻の機械的な耐荷重能力を考慮する必要がなくなる。

更なる改良によれば、支持構造体は、それぞれエンジンを支持するための１つ又は２つのパイロンを備える。このパイロンは、平行六面体を形作る支持バー構造体と上記平行六面体内の対角線に延設された少なくとも１つの支持バーとによって形成されるようにしてもよい。パイロンは、それ自体の遮蔽体を有していてもよい。これによって得られる封鎖空間内には、エンジンへの供給ラインを配置し、及び／又はエンジンからの廃熱を排出することが可能となる。この廃熱は、客室の暖房に利用することが可能である。

飛行装置は、安定装置及び／又は推進装置からなっていてもよい。ここで安定装置は、水平安定板、垂直安定板、並びに水平安定板及び／又は垂直安定板の調整軸の少なくともいずれか１つからなるものであってもよい。
１つの変形例において、安定装置及び隔壁ユニットは、安定装置の接続領域における第１懸架点と、隔壁ユニットの垂直対称軸に沿って設けられた第２懸架点とをそれぞれが備える少なくとも２つの筋交いを介して互いに連結されている。

１つの改良においては、隔壁ユニットが平面状の隔壁ユニットとなっている。また、この隔壁ユニットは圧力ドームを備えていてもよい。更に、この隔壁ユニットは、尾部構造体の前後方向周りに放射状に作用するねじり力を吸収するための内部ブレーシングを備えていてもよい。
更に、好ましい代表的態様によれば、支持構造体は、圧入、嵌合、及び／又は材料の溶融により、隔壁ユニットに連結可能である。穿孔部材が隔壁ユニットに配設され、支持構造体が、この穿孔部材に挿入されて嵌合による連結を行うピンを備えていてもよい。

１つの展開によれば、遮蔽体が尾部構造体の全体を取り囲む。この遮蔽体は、空気力学的原理に基づき形成されるのが好ましい。遮蔽体には、尾部構造体内の飛行装置に容易に到達できるような大面積の煽り戸を設けることが可能である。

本発明について、好適な代表的実施形態及び添付の図面により、以下に更に詳細に説明する。
なお、別の説明を行わない限り、図中の同じ参照符号は、同じ部材もしくは機能的に均等な部材を示す。
以下、図１乃至３を用い、尾部構造体１の好適な実施形態について詳細に説明する。図１は尾部構造体を外側から見た側面図であり、図２は同様の側面図であるが外殻が取り除かれたもの、図３は外殻がない状態の尾部構造体の平面図である。尾部構造体１は直接的に胴体部２に隣接している。胴体部２は、商用航空機に従来から用いられているようにモノコック構造で具現化されている。このため胴体部２は、実質的に円形或いは長円形の断面を有した応力外殻構造体２０を備えている。応力外殻構造体２０は、その内部に前後方向に延設されたストリンガ２１と、ストリンガ２１に直交して配設されたフレーム２２とによって支持されている。フレーム２２は、外殻２０の断面に類似した形状を有するのが好ましい。ストリンガ２１とフレーム２２とによって形成される骨格は、それ自体で機械的耐荷重能力を有したとしても、それは低いものでしかない。耐荷重能力は、例えば外殻２０のみによって胴体部２に与えられる。

本実施形態では、尾部、即ち尾部構造体１は、同様に外殻８によって覆われており、以下では流線型構造体８として示される。胴体部２における外殻２０とは異なり、流線型構造体８は耐荷重機能を有しておらず、単に遮蔽体として機能するものである。流線型構造体８は力を受けるものではないので、十分な自由度をもって設計することができる。この結果、流線型構造体８は、空気力学的要求に適合するように最適に作成することが可能である。また、大型の煽り戸９を尾部構造体１に配設することが可能であり、この煽り戸９は、尾部構造の内部への進入を容易にする。また煽り戸９は、万一急激に開いて減圧が生じるような場合には、圧力調整手段として機能するようにしてもよい。

例えば、尾部構造体における２つのパイロン７が、それぞれのエンジン４１を支持している。本実施形態では、パイロン７はエンジン４１に向かう端部までが流線型構造体８によって覆われている。エンジン４１との接続面において、耐火性或いは耐熱性のスリーブが流線型構造体８を塞ぐようにするのが好ましい。また、更なる実施形態では、尾部構造体にはエンジンを有さず、或いは１基のエンジンのみを有する。このような場合には、パイロンの数も減少する。

尾部構造体１は、安定装置４０を備えているのが好ましい。本実施形態において安定装置は、昇降舵のみからなる。横方向の操縦は、２つのエンジン４１からの異なる推進力によって達成される。但し、尾部構造体１は垂直安定板も備えたものであってもよい。
図２の側面図及び図３の平面図には、支持構造体３及び隔壁ユニット５を備えた尾部構造体１の実現可能な構成が示されている。図３は図２中のＡ−Ａ平面に沿う断面を示しており、図２は図３中のＢ−Ｂ平面に沿う断面を示している。

隔壁ユニット５は、圧力の加わる胴体部２の内部を耐圧密封している。隔壁ユニット５は、連結部材６を介し胴体部に組み合わされて機械的に接続されている。この連結部材６は、応力外殻２０にそれぞれ組み付けられて前後方向に延設されたストリンガ２１に接続されているのが好ましい。
隔壁ユニット５、即ち圧力隔壁５は、平面状の形状であるのが好ましい。これにより、例えば圧力隔壁５へのドアの設置などの設計の自由度を増すことができる。

胴体部２の内部と尾部構造体１との間の圧力差のため、圧力隔壁５には前後方向に力が作用する。このような力に対して圧力隔壁５に十分な機械的安定性を確保するため、圧力隔壁５内に延設されるブレーシング及び／又は圧力隔壁５の外側に延設されるブレーシング５２，５３を備えるのが好ましい。また、圧力隔壁５には圧力ドーム５１が一体的に設けられても良い。

尾部構造体１の支持構造体３は、圧力隔壁に連結されているのが好ましい。この結果、支持構造体３に作用する力は、圧力隔壁５を介して胴体部２の外殻２０に直接的に伝達される。また、同様の力の伝達は逆方向にも生じる。
図２及び図３によって示される支持構造３は、支持バー構造体として構成されるのが好ましい。この代表的な実施形態では、４つの支持バー７４，７５，７６（４つめの支持バーは透視した場合にのみ見える）によってピラミッド状のベース構造体が形成される。このような配置において、このピラミッド状ベース構造体の仮想基底部における支持バーの端部は、圧力隔壁５に連結されている。このようなピラミッド状の支持バー構造体は、特に安定装置４０の支持のために用いられる。安定装置４０は、このピラミッド状ベース構造体の後部側領域に配設されている。

安定装置４０の昇降舵を用いて操縦が行われた場合、或いは垂直安定板が存在する場合に垂直安定板の方向舵を用いて操縦が行われた場合には、ピラミッド状ベース構造体にねじり力が作用する。ベース構造体の後部側領域、即ち頂点の近傍では、このようなねじり力に対してベース構造体が十分な剛性を有していない。安定装置の懸架点８２は、筋交い８０によって圧力隔壁５における懸架点８４に接続されている。安定装置４０の懸架点８２は、尾部の前後方向中心軸から側方に離間した位置にある。第２筋交いが、尾部の前後方向中心軸線を挟んで、第１筋交い８０と対称に延設され、第２懸架点８３に連結されている。これら２つの補助的な筋交い８０、或いは必要であれば更なる筋交いは、ベース構造体のねじり剛性を増大させる。圧力隔壁５における懸架点８４は、尾部構造体１の前後方向中心軸に直交する平面に配置されるのが好ましい。

例えば、エンジン４１の支持に用いられるパイロン７は、ベース構造体に固定することが可能である。２基のエンジン４１が用いられる場合、特定の状況においては垂直安定板の使用を省略することが可能である。パイロンは実質的に立方体或いは平行六面体のベース構造体を有している。このような形状は、支持バー７０，７１及び７２によって形成される。エンジン４１からの推進力が確実に支持構造体３のベース構造体に伝達されるようにするため、少なくとも１つの対角支持バー７３が、パイロン内に付加的に配設されている。パイロンは、それ自身が内側遮蔽体（図示せず）によって取り囲まれるようにしてもよく、この遮蔽体内には、エンジン４１への供給ラインが延設され、及び／又はエンジンからの廃熱が客室の暖房のために有効に取り出されるようにしてもよい。

１基のエンジンのみが尾部領域に用いられる場合、パイロンは垂直に指向される。２基のエンジンが用いられる場合には、パイロンが垂直方向に対して傾斜しているのが好ましい。
図４及び図５には、上述した代表的な尾部構造体の２つの３次元的な図面が示されている。バー、支持体、及び隔壁５は、図面の簡略化のため線又は面に変えている。また、個々の支持バーと部材との連結は点によって示されている。

図４には２つのパイロン７が示されている。剛性を増大させるため、横方向の支持部材８５を用いて、両パイロンが横方向に相互に連結されている。図４及び図５における他の部材については、図１乃至３に基づき既に説明されている。
図６は、圧力隔壁への支持バーの連結について実現可能な改良を示している。複数の孔５５を有する穿孔部材５４が圧力隔壁に固定されている。穿孔部材５４は、高い強度及び耐食性を備えたチタンからなるのが好ましい。これにより、少なくとも圧力隔壁５の一部を構成する複合繊維材料より優れた耐食性を得ることができる。ここでは支持バー７６及び７７を例とするバーは、孔５５に挿入可能なピン３０を備えており、これによって嵌合による接続が行われる。ピンは、直交する補助ボルトを用い、孔５５内に固定される。なお、このような方法は、圧力隔壁５に支持バーを接続するための実現可能な様々な方法の１つに過ぎない。

図７は、内管と外管とからなる二重管８６を概略的に示している。例えば、このような管は、折損に対するより高い安全性の確保、及び／又は異常時の安全性確保のためにパイロン７内に用いられてもよい。
以上、好ましい代表的な実施形態に基づき本発明を説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、様々に変形することが可能である。

特に、支持構造体の幾何学的配置については多様な変形が可能である。

本発明の代表的実施形態に係る尾部構造体の側面図である。 図１の尾部構造体から外殻を除去した尾部構造体の内部構成図である。 図２の尾部構造体の平面図である。 上記各図に示された尾部構造体の３次元的概略図である。 上記各図に示された尾部構造体の更なる３次元的概略図である。 上記各図に示された実施形態における連結部分の詳細図である。 二重管の概略図である。

Claims (7)

1. 特に航空機又は宇宙船の胴体部（２）に隣接する尾部構造体（１）であって、
   少なくとも１つの飛行装置（４０，４１）を支持する支持構造体（３）と、
   上記胴体部（２）を耐圧密封すると共に、上記支持構造体（３）及び上記胴体部（２）の双方に連結されて上記少なくとも１つの飛行装置（４０，４１）と上記胴体部（２）との間の力伝達経路を形成しうる隔壁ユニット（５）とを備え、
   上記支持構造体（３）は、上記力伝達経路を形成してそれぞれがエンジン（４１）を支持する２つのパイロン（７）を備えており、
   上記パイロン（７）は、平行六面体を形作る支持バー構造体（７０，７１，７２）と、上記平行六面体内の対角線に延設された少なくとも１つの支持バー（７３）とによって形成される
   ことを特徴とする尾部構造体。
2. 上記支持構造体（３）は、ピラミッド状に配置されて安定装置（４０）を支持する４つの支持バー（７４，７５，７６）と、上記安定装置（４０）の接続領域における第１懸架点（８２，８３）及び上記隔壁ユニット（５）における第２懸架点（８４）をそれぞれが接続する２つの筋交い（８０，８１）とを備え、
   上記第１懸架点（８２，８３）は、上記尾部構造体の垂直対称面に対して水平方向にずれて配置され、
   上記第２懸架点（８４）は、上記垂直対称面に配置される
   ことを特徴とする請求項１に記載の尾部構造体。
3. 上記支持構造体（３）を覆う遮蔽体（８）を備え、上記遮蔽体（８）は、支持機能を有していないことを特徴とする請求項１又は２に記載の尾部構造体。
4. 上記遮蔽体（８）は、上記尾部構造体（１）の全体を取り囲むことを特徴とする請求項３に記載の尾部構造体。
5. 上記遮蔽体（８）には、上記飛行装置（４０，４１）に到達するための大面積の煽り戸（９）が設けられていることを特徴とする請求項３又は４に記載の尾部構造体。
6. 上記支持構造体（３）は、二重管の支持バーを備えることを特徴とする請求項１に記載の尾部構造体。
7. 請求項１乃至６のいずれかに記載の尾部構造体（１）を備えることを特徴とする航空機又は宇宙船。

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