JP2009541131A - 航空宇宙機体用圧力隔壁 - Google Patents

Abstract

本発明は、航空宇宙機体のための圧力隔壁（１，１’）であって、無負荷時において略平坦な形状を有する隔壁本体部（３）と、前記隔壁本体部（３）を前記機体（１０）に支持結合するフレーム（２）とを備え、前記隔壁本体部（３）が、網状体（５，５’，５’’）を有する気密構造を備えた圧力隔壁（１，１’）を開示する。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空宇宙機体用圧力隔壁に関する。

圧力隔壁は、航空機体の内部構造に属し、例えば、航空機の尾部において、耐圧内部空間を確保する為に用いられる。前記隔壁は、一般的に、剛性の外郭構造を有しており、例えば、単一又は２つの曲率を有し、金属又は複合材料からなり、場合によっていわゆる補強材によって補強される。

圧力隔壁の既存の構成の主な欠点は以下の通りである。即ち、固定の不安定さを防止する為に必要な構造体の重量が増大すること、金属及び複合材料のいずれを用いる場合でも製造工程が困難となること、高価な材料及び／又は工程を使用すること、並びに、前記圧力隔壁に隣接する構造体のメンテナンスが困難となることである。

前記重量が増大することに関して、主な構造上の問題は、剪断力及び圧縮力によって生じる固定の不安定さである。
これらの不安定性は、高いねじりモーメント（高い剪断応力）を伴う側方旋回のような負荷状態や、航空機の高度が結果として急激に低下するような負圧傾度（高い圧縮応力）に応じて生じる。
これらの理由のために、剛性の圧力隔壁の外郭構造の厚みを増加させる必要があり、重量増を避けるためには、径方向及び場合によっては周方向に補強材を適用することが必須となる。

前記隔壁の剛性及び２つの曲率に起因する製造困難性によって、製造工程は、非常に複雑且つ高価な作業となる。

高価な材料及び／又は工程を使用する場合には、金属材料を用いた際に必要とされる多数のリベットを使用することなく、軽量化を図り且つ２つの曲率を有する形状に適合できるという性能の為に、複合材料がしばしば好まれる。
前記複合材料は材料自身に加えて製造工程も高価になり、特に複合材に補強材を挟み込んだ場合にはより高価となる。

前記メンテナンスの困難性に関しては、採用される曲率及び関連する空間占拠のために、前記圧力隔壁の裏側の構造体へのアクセス、及び、前記隔壁の対応するフレームへの取付位置近傍領域の洗浄が困難となる。

ＥＰ０２１７１１７Ａ１公報には、ベルト網状体からなる安全支持アッセンブリを備えた単一の曲率を有する圧力隔壁が記載されている。前記ベルトは、互いに結び付けられた上で隔壁に結び付けられている。

重量、製造時間、製造コストを減らし、圧力隔壁のより容易なメンテナンスを提供する必要がある。

以上の点に鑑み、本発明の目的は、前述したような不利益を排除または低減し得る航空宇宙機体用の圧力隔壁を提供することである。

本発明によれば、前記目的は、無負荷状態において略平坦な形状を有する隔壁本体部と、前記隔壁本体部を支持し且つ前記機体に連結するフレームとを備え、前記隔壁本体部が網状体を備えた気密構造を有している航空宇宙機体用の圧力隔壁によって達成される。

前記圧力隔壁の重量は低減され、且つ、前記圧力隔壁は無負荷状態において平坦であるため、後部機体における構造体及びシステムのメンテナンスが容易となる。重量を約１４〜１８％削減することが可能である。さらに、部品点数の減少及び補強材が必要とされないことにより、製造時間も削減される。又、使用材料が従来技術のものより安価である為、さらには、複合材料と比較すると硬化工程を必要としないため為、コストも低減される。

本発明に係る前記圧力隔壁は弾性を有している為、正圧及び負圧の双方の圧力傾度において引張応力のみが作用し、その結果、構造的な不安定性が生じないという特有の効果をもたらす。

さらなる本発明の有利な特徴及び構成が従属請求項の主題となっている。

本発明の第１の実施形態においては、好ましくは、前記網状体は紐状部材を有し、前記紐状部材は、より好ましくは、織物を形成する編み込まれた紐状部材とされる。

前記第１の実施形態は、前記織物が気密性を有するのに適している為、特に有効である。斯かる観点から、前記編み込まれた紐状部材は、好ましくは、芳香族ポリイミドによって形成される。前記紐状部材の編み込みは、気密性を有するのに適しており、樹脂等を含浸させることや前記樹脂の硬化工程を必要としない為、製造時間及びコストを削減させることができる。

本発明の第２の実施形態においては、前記紐状部材は、少なくとも１つの第１層及び１つの第２層においてそれぞれ放射状に延び、且つ、シール部材４がそれらの間に配置される少なくとも２つ保持層を形成するベルト状の紐体とされ、前記シール部材は熱可塑性膜とされる。この構成は、無負荷状態において平坦である。

さらに好ましい実施形態において、前記ベルト状の紐状部材の内端部は、少なくとも１つの中央ベルトに連結され、且つ、他端部は、少なくとも１つの外周ベルトに連結され、前記シール部材は、前記少なくとも１つの外周ベルトに連結される。これによれば、構造的な不安定性を招くことなく弾性を有する圧力隔壁を得ることができる。また、補強材を必要としない為、製造時間及びコストを低減できる。

前記フレームは、金属及び／又は複合材料、好ましくは、例えば、タイプ７１５０とされ得るアルミニウムによって形成され得る。

本発明は、以下に示す概略図面によって参照される例によって説明される。
これらの図面において、同一又は類似する機能を有する全ての構成は、注記がない限り同じ参照符号が付されている。

図１は、本発明の第１実施形態の分解斜視図である。図１は、長手軸１７を有する圧力隔壁１を示している。本実施形態において、前記隔壁１は、円形又は楕円形状を有しており、フレーム２及び隔壁本体部３を備えている。前記隔壁本体部３は、外周リム１２付きの編み織物１１によって形成された網状体５を備えている。

参照符号Ａで示される前記フレーム２の左側は、図略の航空機の内側である。参照符号Ｂは、図略の前記航空機の尾部の後部等の航空機の外側を示している。

前記フレーム２は、図２及び図３における拡大断面図に示されるように、前記フレーム２に固定される前記隔壁本体部３を支持する。
図２（上側）は、組み付けられた前記隔壁１を前記内側Ａから視た平面図であり、（下側）は前記外側Ｂから平面図である。
図２に示される通り、前記織物１１は、図３に示される前記外側Ｂから前記フレーム２に取り付けられている。

図３は、図１に示す第１実施形態に係る前記隔壁の前記航空機の機体への好ましい一取付例を示す拡大模式断面図である。
本例においては、前記フレーム２は矩形断面を有しているが、他の断面形状を有することも可能であるし、アルミニウム、好ましくはアルミニウム７１５０、から形成される中空形状を有することも可能である。
前記織物１１は、前記フレーム２における前記外側Ｂと対向する表面及び前記機体１０と対向する外周面に取り付けられている。
前記フレーム２は、例えばリベット等の第１固定部材１５によって前記機体１０に固定されている。例えば、これらのリベット１５は、取り付けられた前記織物１１も固定し得る。適切な接着剤等の前記織物１１を固定する為のさらなる及び／又は他の方法を用いることも可能である。。

図３から明らかなように、前記圧力隔壁１は、無負荷状態において平坦な部材である。このことは、前記隔壁１に隣接する空間がアクセス及びメンテナンス容易になる為、極めて有効である。

前記織物１１は、好ましくは、拡大図である図４に示されるように、編み込まれた紐状部材６によって形成される。前記紐状部材６は、気密構造を得られるような特定の方法で織られる。従って、前記織物１１は、例えば、前記内側Ａ（図３参照）が室内圧力下におかれる場合等の負荷状況下において引張応力のみに耐えればよいことになる。つまり、正圧又は負圧の何れの気圧傾度が生じた場合であっても、前記織物１１には引張張力だけが生じる。

さらに、図４は、前記織物１１内に、いわゆる極織り部(polar weaves)１３によって画された開口１４を示している。この開口のタイプは、必要に応じ配管等の気密通路として利用され得る。このような構成の最適な位置は、前記隔壁に対する有限要素法分析によって求められ得る。

図５は、円形とされた標準的な織物１１を示している。他の実施形態においては、前記織物１１は、編み込まれた紐状部材６の層を２層以上有し得る。これらの層は、略垂直向性を有するように積層された標準繊維体とされ得る。気密構造を有している為、樹脂等を必要としない。この結果、部品点数及び製造時間が大幅に削減される。

前記織物１１は、アラミド繊維としても知られる芳香族ポリアミド繊維から製造され得る。この材料は、強い難燃性を有し、毒性のない材料である。この材料は、（例えば、撃ち込まれた弾丸等の）小片によって穿孔されたとしても気密性を確保する機能を有している。図１から５に示された形態は、約４ｍの直径を有している。

図６は、本発明の第２実施形態の分解斜視図である。

図６は、長手軸１７を有する圧力隔壁１’を示している。本形態において、前記隔壁１’は、円形又は楕円形状を有しており、且つ、フレーム２及び隔壁本体部３を備えている。前記隔壁本体部３は、ベルト状の紐状部材６’，６’’によって形成されている２つの網状体５’及び５’’を備えている。

参照符号Ａで示される前記フレーム２の左側は、図略の航空機の内側である。参照符号Ｂは、図略の前記航空機の尾部の後部等の航空機の外側を示している。

前記フレーム２は、図３に示されるのと同様に図９に示されるように、前記フレーム２に固定される前記隔壁本体部３を支持している。

前記網状体５’の前記紐状部材６’は、少なくとも１つの第１層及び１つの第２層においてそれぞれ放射状に延びるように配置されており、シール部材４に対する少なくとも２つ保持層を形成しており、前記シール部材４は前記保持層の間に配置される。

外側Ｂに位置する前記第１保持層の前記紐状部材６’は、図７ｂに示されるように、円形の中央ベルト８に内端部７が連結されている。前記紐状部材６’の外端部は、外周ベルト９に連結されている。これらの連結は、縫い付けあるいはそれと同等の方法で行われ得る。

図８に示されるように、前記内側Ａに位置する前記第２保持層の前記紐状部材６’’は、好ましくは、耐えるべき可能性のある負荷のために前記第１層の前記紐状部材６’よりも少なくされる。前記紐状部材６’’は、中央領域で互いに連結され、且つ、外端部が前記シール部材４と共に前記外周ベルト９に連結されている。

この好ましい実施形態においては、前記シール部材４は、無負荷状態において平坦で、且つ、負荷状態の場合には前記保持層の前記紐状部材６’，６’’によって保持される熱可塑性膜によって形成されている。前記紐状部材６’，６’’は、気圧傾度が正圧及び負圧の何れの場合であっても引張応力の負荷のみを受ける。

互いに連結された前記外周ベルト９、前記紐状部材６’，６’’及び前記シール部材４は、図９に示されるように、例えば、前記フレーム２を介して前記機体１０に固定される。図９に示されるように、前記シール部材４及び前記紐状部材６’，６’’は、リベット等の第２固定部材１６によって前記フレーム２に固定される。さらなる及び／又は多の固定方法を用いることも可能である。

本発明の前記第２実施形態においては、２５０の紐状部材６’と４つの紐状部材６’’が例示的に用いられている。それらは、平坦な隔壁を形成している。

図示の形態のサイズに関し、下記点に留意されたい。それぞれの部材の大きさは、約４ｍの直径を有する円形の機体に対して得られている。カテナリー方程式に基づく前記紐状部材６，６’，６’’の分析モデルは、前記隔壁の安定性を評価するのに用いられている。考慮される負荷状況は、最も危機的な状況となる最高レベルの最大の正圧傾度（２ΔＰ＝１．２３４気圧）である。得られる全ての結果は、圧縮及び引張の観点において、選択された材料の力学的性質に適合しており、フレームにおける最初の２つのモードが高い周波数を有する結果から最高レベルにおける安定性が保証される。

このテストの結果は、前記隔壁本体部３の最大変位が、前記第１実施形態においては約１９６ｍｍであり、前記第２実施形態においては約４５３ｍｍであることを示している。

本発明は、以下に示すように、上述した従来技術の欠点を解消する。
前記圧力隔壁１，１’は、平坦な部材であり、且つ、単一又は２つの曲率を有する隔壁に比して表面積が小さい。前記圧力隔壁１，１’は、厚みが薄く且つ補強材を必要としない。引張応力のみを受ける膜であるため、曲がらない。これらの理由により、重量は減少し、製造の困難さも低減する。

さらに、前記圧力隔壁１，１’は、高価な硬化工程を必要とせず、従って、製造時間を短縮できる。又、従来技術に比して材料の削減を図ることができる。本実施形態における利点は、厚みを減らることができ、補強材を必要とせず、コストを低廉化でき且つ製造時間の短縮化を図れることである。

前述した実施形態に変更を加えることが可能であることは明らかである。

例えば、前記織物１１は、特定の高いレベルの気密性を獲得するために適切な材料が含浸され得る。

前記圧力隔壁１，１’は、円形又は楕円形状とは異なる形状を有し得る。
前記紐状部材６，６’，６’’は、前述したものと同等の又はよりよい特性を有する材料から作られてもよい。

図１は、本発明の第１実施形態の分解斜視図である。 図２は、図１に示す形態の組立状態を内側（図２ａ）及び外側（図２ｂ）から視た図である。 図３は、図１に示す第１実施形態に係る隔壁の航空機の機体への好ましい取付例を示す拡大模式断面図である。 図４は、開口を有する織物の拡大図である。 図５は、標準的な織物を示す図である。 図６は、本発明の第２実施形態の分解斜視図である。 図７は、図６に示す形態の正面図（図７ａ）及び背面図（図７ｂ）である。 図８は、図６に示す第２実施形態における隔壁本体部を示す図である。 図９は、図６に示す第２実施形態に係る隔壁の航空機の機体への好ましい取付例を示す拡大模式断面図である。

符号の説明

１ 圧力隔壁
２ フレーム
３ 隔壁本体部
４ シール部材
５，５’，５’’ 網状体
６，６’，６’’ 紐状部材
７ 内端部
８ 中央ベルト
９ 外周ベルト
１０ 機体
１１ 織物
１２ リム
１３ 極織り部
１４ 開口
１５ 第１固定部材
１６ 第２固定部材
１７ 長手軸
Ａ 内側
Ｂ 外側

Claims (9)

1. 無負荷状態において略平坦な形状を有する隔壁本体部（３）と、前記隔壁本体部（３）を支持し且つ前記機体（１０）に連結するフレーム（２）とを備えた航空宇宙機体用の圧力隔壁（１，１’）であって、前記隔壁本体部（３）が、気密性を有するように構成された織物（１１）を形成する編み込られた紐体である紐状部材（６，６’，６’’）を有する網状体（５，５’，５’’）を備えた気密構造を有し、前記織物（１１）が、略垂直向性を有するように積層された１又はそれより多い標準繊維の層を有している圧力隔壁において、
   前記織物（１１）は、導管の気密通路のための開口（１４）を形成する少なくとも一つの極織り部（１３）を有していることを特徴とする圧力隔壁。
2. 無負荷状態において略平坦な形状を有する隔壁本体部（３）と、前記隔壁本体部（３）を支持し且つ前記機体（１０）に連結するフレーム（２）とを備えた航空宇宙機体用の圧力隔壁（１，１’）であって、前記隔壁本体部（３）が、紐状部材（６，６’，６’’）を有する網状体（５，５’，５’’）を備えた気密構造を備えている圧力隔壁において、
   前記紐状部材（６’，６’’）は、少なくとも１つの第１層及び１つの第２層内においてそれぞれ径方向に延びるベルト状の紐体であり、且つ、シール部材（４）のための少なくとも２つの保持層であって、前記シール部材（４）がそれらの間に配置される少なくとも２つの保持層を形成していることを特徴とする圧力隔壁。
3. 前記シール部材（４）は、熱可塑性膜であることを特徴とする請求項２に記載の圧力隔壁（１’）。
4. 前記ベルト状の紐体（６’，６’’）の内端部（７）は少なくとも１つの中央ベルト（８）に連結され、且つ、他端部は少なくとも１つの外周ベルト（９）に連結されていることを特徴とする請求項２又は３に記載の圧力隔壁（１’）。
5. 前記シール部材（４）は、前記少なくとも１つの外周ベルト（９）に連結されていることを特徴とする請求項４に記載の圧力隔壁（１’）。
6. 前記少なくとも１つの外周ベルト（９）は、前記シール部材（４）と網状体（５’，５’’）を有する前記気密構造とを前記フレーム（２）に固定すべく前記フレーム（２）に取り付けられることを特徴とする請求項４又は５に記載の圧力隔壁（１’）。
7. 前記フレーム（２）は、金属及び／又は複合材料によって形成されていることを特徴とする請求項１から６の何れかに記載の圧力隔壁（１，１’）。
8. 前記フレーム（２）は、アルミニウム７１５０によって形成されていることを特徴とする請求項７に記載の圧力隔壁（１，１’）。
9. 前記網状体（６，６’，６’’）は、芳香族ポリアミド繊維によって形成されていることを特徴とする請求項１から８の何れかに記載の圧力隔壁（１，１’）。

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