JP2010501390A - フレーム素子、航空機空調システムおよび航空機へのフレーム素子の取り付け方法 - Google Patents

Abstract

航空機空調システムにおいて使用するフレーム素子（１０；１０′）は、航空機構体（３６）に取り付け可能とし、縦また、少なくとも一部を中空シリンダとして形成した少なくとも１個の支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４，１６′′）を有し、フレーム素子（１０；１００）の少なくとも一部を中空シリンダとして形成した少なくとも１個の縦支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４′，１６′）の空気流入接続部（１２ａ，１４ａ；１２ａ′，１４ａ′）を、航空機空調ユニットの空気出口ダクトに接続可能にし、またフレーム素子（１０；１００）の少なくとも一部を中空シリンダとして形成した少なくとも１個の支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４′，１６′）の空気流出接続部（１２ｂ，１４ｂ；１２ｂ′，１４ｂ′）を、航空機のキャビン領域に終端する空気出口開口に接続可能にする。

Description

本発明は、航空機の空調システムに使用するフレーム素子、航空機の空調システムおよび航空機へのフレーム素子の取り付け方法に関する。

航空機に空調システムを取り付ける場合、現在は慣行として空調システムの空気出口ダクトを、いわゆるライザーダクトと称されるパイプラインに接続する。ライザーダクトは、航空機構体の領域で、客室の下側に配置した航空機空調システムの空気出口ダクトから、航空機の内部構造コンポーネントに設け、かつ航空機の客室領域で終端する空気出口開口に延びて存在する（延在する）。ライザーダクトを配置した後に、航空機の内部構造コンポーネントを航空機構体に固定し、ライザーダクトを内部構造コンポーネントに設けた空気出口開口に接続する。通常、空気出口開口は航空機における乗客の座席位置の上方に位置し、したがって、例えば、航空機の客室の天井パネルなどに形成する。ライザーダクトならびに内部構造部分は、個々に配置し取り付けなくてはならないため、これらのコンポーネントの設置には時間を要し、ゆえに極めてコストがかかる。

航空機のライザーダクトの設置を簡素化するために、特許文献１（欧州特許出願公開第１５１０４５４号）は、ライザーダクトを、例えばサイドパネルなどの航空機の内部構造コンポーネント内に統合することを提案している。とくに、特許文献１（欧州特許出願公開第１５１０４５４号）は、航空機空調システムに接続可能なパイプラインを形成する射出形成サイドパネルについて記載している。しかし、このようなサイドパネルの製造は比較的複雑である。さらに、ライザーダクトをサイドパネルに統合することは、構造上のパラメータ、例えばサイドパネルの断面積に対応する整合性が必要となる。

欧州特許出願公開第１５１０４５４号明細書

本発明の目的は、航空機にライザーダクトを簡単かつ迅速に取り付けることができるようにする、航空機空調システムのフレーム素子、航空機空調システムおよびフレーム素子の航空機への取り付け方法を提供することである。

この目的を達成するために、本発明による航空機空調システム用のフレーム素子は、航空機構体に取り付け可能であり、また少なくとも部分的に中空円筒形状である少なくとも１個の支柱を有する。フレーム素子の中空円筒形状に形成した支柱の部分または中空円筒形状の支柱は、空気入口接続部を有するパイプラインを形成し、この空気入口接続部を航空機空調システムの空気出口ダクトに接続することができる。フレーム素子の中空円筒形状に形成した支柱の空気出口接続部は、航空機の客室領域で終端する空気出口開口に接続することができる。本発明によるフレーム素子を用いることにより、航空機のライザーダクトの設置を、航空機の内部構造コンポーネントの複雑な再整形を必要とせず、大幅に簡素化することができる。

好適には、フレーム素子は航空機構体にねじ留めするように設計する。例えば、フレーム素子は、４個のねじ接続によって航空機構体に固定することができる。この目的のために、必要であれば、ねじ付きの孔を航空機構体および／またはフレーム素子に設けることができる。
航空機構体におけるフレーム素子の特別に簡単な設置を可能にするために、フレーム素子は、一方の端部をソケット連結によって、他方の端部をねじ連結または係止連結によって航空機構体に固定できる設計にすることができる。このように設計したフレーム素子は、航空機構体からとくに簡単に取り外すことができる。ソケット連結を形成しているフレーム素子または航空機構体の構造部分を関節連結として設計する場合、とくに容易な設置が可能になる。

フレーム素子は、好適には、例えばアルミニウム、アルミニウム合金、ＧＲＰ、ＣＲＰまたは他の炭素繊維材料などの軽量で剛性の高い材料で構成する。

好適には、フレーム素子の中空円筒形状に形成した支柱は、閉じた断面形状にする。この断面は、好適には、円形または楕円形とし、これにより簡単かつコスト的に有利なフレーム素子の製造が可能になる。

本発明の好適な実施形態において、フレーム素子は、少なくとも１個の縦支柱を有し、この支柱は少なくとも部分的に中空円筒形状に形成する。フレーム素子は、さらに、２個の縦支柱を有するものとすることができ、これら支柱を両方とも、少なくとも部分的に中空円筒形状に形成し、したがって、フレーム素子の両縦支柱を航空機空調システムの空気出口ダクトに接続可能なライザーダクトとして使用することができる。フレーム素子の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱をライザーダクトとして適用することに代えて、または付加的に、フレーム素子の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱をケーブルダクトとして使用することも考えられる。例えば、本発明によるフレーム素子の中空円筒形状に形成した縦支柱の一方をライザーダクトとして適用し、フレーム素子の中空円筒形状に形成した他方の縦支柱をケーブルダクトとして使用することが考えられる。しかし、断面のサイズが十分である場合には、フレーム素子の中空円筒形状に形成した縦支柱を同時にライザーダクトおよびケーブルダクトとして使用することもできる。さらに支柱の外側に沿うようにケーブルを這わせることも可能である。

フレーム素子の縦支柱の長さは、必要に応じて変更することができる。同様に必要に応じてフレーム素子の形状も変更することができる。例えば、フレーム素子を航空機の客室の床を形成する面から客室の天井の中心線まで延在させることができる。代案として、フレーム素子を、客室の床を形成する面の一方の側から他方の側まで延在させる、すなわち客室の両側側面ならびに客室の天井にわたって延在させることも考えられる。少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した縦支柱の空気入口接続部および空気出口接続部は、それぞれ、縦支柱の端部に設けることができる。しかし、空気入口接続部および／または空気出口接続部は、少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した縦支柱の全長に沿う任意の位置に設けることができる。少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した縦支柱の全長に沿って、複数個の空気入口接続部および／または空気出口接続部を設けることができることは明らかである。

フレーム素子を設置した状態において、フレーム素子の縦支柱は航空機構体のリブに平行に延在するものとすることができる。したがって、縦支柱は、好適には、少なくとも部分的に航空機構体のリブの曲率に適合する曲率を有する。

本発明の好適な実施形態によれば、フレーム素子は、さらに、２個の縦支柱間に延在する少なくとも１つの連結支柱を有する。縦支柱の長さに応じて、フレーム素子が十分な剛性を得ることを保証するのに適当な数の連結支柱をフレーム素子に設ける。フレーム素子の少なくとも１個の連結支柱は、少なくとも部分的に中区円筒形状に設計することができ、これにより、中空円筒形状に形成した連結支柱の一部もしくは中空円筒形状に形成した連結支柱は、航空機空調システムの空気出口ダクトおよび航空機の客室領域で終端する空気出口開口に接続することができる。

例えば、設置状態にあるフレーム素子の縦支柱を航空機構体の互いに隣接するリブにほぼ平行に延在する寸法に、フレーム素子を構成することができる。しかし、これに代えて、フレーム素子を、縦支柱間の距離が航空機構体の互いに隣接するリブ間の距離よりも大きくなるような寸法とすることもできる。この場合、フレーム素子の連結支柱には少なくとも１個の窪みを設け、航空機構体にフレーム素子を取り付けた後に連結支柱に設けた窪みにリブを収容するように、連携させる。これにより、フレーム素子を取り付けた状態でフレーム素子の縦支柱間に配置されるリブが航空機構体に対するフレーム素子の固定に干渉することが容易に回避できる。フレーム素子が複数個の連結支柱を有する場合、好適には各連結支柱に少なくとも１個の窪みを設け、この窪みによりフレーム素子の取り付け状態で、航空機のリブを収容する。本発明によるフレーム素子の特に好適な実施形態においては、フレーム素子の全ての連結支柱に、２個の隣接するリブを収容する２個の窪みを設ける。

好適には、フレーム素子を航空機構体に取り付けるために、クリップの形状として設計した、少なくとも１個の力印加装置をフレーム素子に形成する。例えば、少なくとも１個の力印加装置を、フレーム素子の各縦支柱に設けることができ、フレーム素子を航空機構体に簡単かつ取り外し可能に取り付けるためにねじまたはボルトを案内することができる。フレーム素子のサイズおよび縦支柱の長さに基づいて、フレーム素子を航空機構体に取り付けるために複数個の力印加装置をフレーム素子に形成することもできる。

例えば、フレーム素子の航空機構体に対する信頼性の高い連結を保証するために、複数個の力印加装置をフレーム素子の縦支柱の全長に沿って分布させることができる。重要な点としては、単純に力印加装置が、フレーム素子の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した縦支柱の空気入口接続部および空気出口接続部を、航空機空調システムの空気出口ダクトおよび航空機の客室領域で終端する空気出口開口に対するそれぞれの接続に干渉しないことである。

本発明の好適な実施形態において、フレーム素子は衝撃吸収取付部を介して航空機に取り付けることができる。衝撃吸収取付部は、ここでは、例えばゴム弾性材料などの振動減衰材料で形成した支持体を意味し、フレーム素子の衝撃を受けない固定を保証し、結果としてフレーム素子および航空機構体に取り付ける内部構造部分の衝撃を受けない固定を保証する。航空機構体からのフレーム素子の音響的分離は、衝撃吸収取付部を介したフレーム素子の固定に影響される。衝撃吸収取付部は、例えば、フレーム素子に形成した力印加装置と、フレーム素子の締結のために設けたリブなどの航空機構体における構造コンポーネントとの間に配置することができる。しかし、航空機構体にフレーム素子を固定するための上述した全ての力印加装置に、航空機構体からフレーム素子を音響的に分離するために、対応する衝撃吸収取付部を設けることもできる。

好適に貫通開口を衝撃吸収取付部に設け、これによりフレーム素子を航空機構体に固定するためにねじまたはボルトを衝撃吸収取付部に案内することができるようにするとよい。これに代えて、適切な弾性支持体を衝撃吸収取付部に設け、この衝撃吸収取付部をフレーム素子に連結することもできる。

航空機の内部構造コンポーネントの取り付けにおいて、例えばダドパネル、サイドパネル、照明細条などの様々なコンポーネントを個々に航空機構体に連結することが現時点での慣行である。各構造部分は別個に航空機構体に配置および固定しなくてはならないため、内部構造コンポーネントの設置はしばしば極めて時間のかかるものとなる。さらに、個々の内部構造コンポーネントの配置変更もしくは内部構造部分の設計変更は、これらの変更が概して航空機構体側の保持具との適切な適合性および／または少なくとも内部構造コンポーネントの設置のために航空機構体に設けた固定点の適合性を必要とするため、大きな困難が伴う。

一次断熱体を航空機の外郭（スキン）の内面に直接固定するとともに、航空機の二次断熱体を形成する断熱パッケージは通常内部構造部分に結合してから航空機構体に固定する。内部構造コンポーネントにおける段差部分等を設けた湾曲した輪郭に倣うようにするために、複数の様々な形状の断熱パッケージがしばしば必要となる。それゆえ二次断熱体の取り付けは時間とコストがかかる。

したがって、本発明によるフレーム素子は、好適にはさらに、少なくとも１個の航空機内部構造コンポーネントまたは少なくとも１個の断熱パッケージをフレーム素子に固定するための、少なくとも１個の固定装置を設ける。本発明によるフレーム素子を使用して、内部構造コンポーネントを航空機構体に連結する場合には、内部構造部分はまずフレーム素子に固定することができる。この場合、内部構造部分に形成し、構造部分を取り付けた状態において航空機の客室領域で終端するよう形成するのが好ましい空気出口開口を、フレーム素子の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した縦支柱の対応する空気出口接続部に接続する。所要に応じて、複数個の内部構造コンポーネントを、フレーム素子に取り付けることができることもちろんである。フレーム素子に固定する内部構造部分とともにフレーム素子を構成する予め組み立てた組立体は、このとき、航空機構体に簡単かつ迅速に連結することができる。

したがって、本発明によるフレーム素子の特別な利点は、２つの機能を満足することができ、また航空機空調システムのライザーダクトをもたらすだけでなく、様々な形状、サイズの内部構造コンポーネントなどの様々な内部構造コンポーネントのキャリヤ素子として機能することができる点にある。したがって、内部構造コンポーネント用に航空機構体に設ける固定点の数および配置は、様々な内部構造コンポーネントに適合させる必要はなく、単に様々な構造部分を保持するフレーム素子にさえ適合しさえすればよい。したがって、本発明によるフレーム素子によれば、内部構造部分に設けた固定点を航空機構体に設けた固定点と分離することができるようになる。この結果、本発明によるフレーム素子を用いることで、内部構造コンポーネントのために航空機構体に設ける固定点の数を大幅に低減することができる。さらに、航空機構体における内部構造コンポーネント用の固定点の配置を標準化することが可能になる。

本発明によるフレーム素子を使用することにより、内部構造コンポーネント側と航空機構体側における固定点を適合させることは不要になるため、内部構造コンポーネントと航空機構体の双方でより自由度の高い設計を行うことが可能になる。設計の自由度が増すことで、内部構造コンポーネントおよび／または航空機構体の重量を最適化することが可能になる。

本発明によるフレーム素子を使用して、例えば、航空機の二次断熱体の一部を形成する少なくとも１個の断熱パッケージを航空機構体に連結する場合、同様に断熱パッケージをまずフレーム素子に取り付けることができる。所要に応じて、複数個の断熱パッケージをフレーム素子に取り付けてもよいこと勿論である。フレーム素子に取り付ける断熱パッケージとともにフレーム素子により構成する予め組み立てた組立体は、簡単にかつ迅速に航空機構体に連結することができる。本発明によるフレーム素子は、やはり、航空機空調システムのライザーダクトをなす機能と、少なくとも１つの断熱パッケージのキャリヤ素子としての２つの機能を満足することができる。

例えば航空機の二次断熱体を形成する断熱パッケージの設置に本発明によるフレーム素子を用いることで、複雑かつコストのかかる断熱パッケージの内部構造部分への結合作業を不要にすることができる。とくに、多くの航空機内部構造コンポーネントに比べて、本発明によるフレーム素子は、段差部分などを持たない大幅に簡単な形状の輪郭を有している。これは断熱パッケージを個々に設計する必要がないことを意味する。ゆえに大幅なコストダウンが可能になる。

ホルダ、クランプまたは留め金装置を、少なくとも１つの内部構造コンポーネントをフレーム素子に固定する固定装置としてフレーム素子に設けてもよく、このことはフレーム素子に統合する設計にすることができる。しかし、代案としてねじ連結またはリベット連結を用いて、内部構造コンポーネントをフレーム素子に連結することもでき、この場合、必要に応じてねじ山を設けた対応する孔を、内部構造コンポーネントおよび／またはフレーム素子に設けることができる。

少なくとも１個の断熱パッケージをフレーム素子に固定するための固定装置は、好適には断熱パッケージをフレーム素子に対して機械的に着脱可能に固定できるよう設計する。

例えば、固定装置は、キャッチタイプ閉止具、ベルクロ（登録商標）タイプの細条、マッシュルーム型細条またはクリスマスツリー型固定装置とすることができる。代案として、ねじ、リベット、クリップ、クランプ装置、磁気ホルダ、ばね付加の圧力閉止具、拡張型の固定装置、または球状固定装置を用いて、断熱パッケージをフレーム素子に固定することもできる。さらに、断熱パッケージをフレーム素子に設けた固定点に懸垂する、または断熱パッケージをフレーム素子の周りに曲げて、ゴム細条を用いてフレーム素子に固定することができるように断熱パッケージをフレーム素子より幾分大きく設計することもできる。最後に、本発明によるフレーム素子を航空機構体に固定するための装置は、同時に断熱パッケージをフレーム素子に固定することができるように設計することもできる。

本発明によるフレーム素子は、好適には固定モジュールを有し、この固定モジュールには、少なくとも１個の航空機内部構造コンポーネントを固定するための少なくとも１つの固定装置を形成する、または配置する。上述したように、内部構造コンポーネントは、ホルダ、クランプまたは留め金装置を用いて固定することができるが、ねじまたはリベットを用いてフレーム素子に固定することもできる。ホルダ、クランプまたは留め金装置は、固定モジュールに取り付けることができ、もしくは固定モジュールに統合させて設計することができる。内部構造コンポーネントをフレーム素子にねじ連結またはリベット連結する場合、所要に応じてねじ山付きの対応する孔を固定モジュールに形成してもよい。

フレーム素子に一体的に形成するが、フレーム素子に着脱可能に連結することもできる固定モジュールは、形状およびサイズ、ならびに特に固定装置、フレーム素子に取り付けるべき内部構造部分に関して適合している。様々な内部構造コンポーネントを航空機構体に固定するのにフレーム素子を使用できるようにするために、フレーム素子は、単に、様々な内部構造コンポーネントに適合した様々な固定モジュールを設けるようにするだけでよい。このようにして、例えば比較的小さい内部構造コンポーネントをフレーム素子に固定することができ、結果として本発明によるフレーム素子はとくに融通性が高く使用することができる。

本発明の特に好適な実施形態によれば、フレーム素子は、さらに、少なくとも１個の断熱パッケージまたは少なくとも１個の内部構造コンポーネントをフレーム素子に固定するための少なくとも１個の他の固定装置を有する。換言すると、フレーム素子は、少なくとも１個の内部構造コンポーネントならびに例えば、航空機の二次断熱体の一部を形成する少なくとも１個の断熱パッケージとともに予め組み立てて、独立して操作可能な組立体を形成することができるように設計する。この組立体は、このとき、上述したように簡単に航空機構体に取り付けることができる。これに関連して、好適には、フレーム素子、内部構造コンポーネントおよび断熱パッケージよりなる組立体を設置した状態において、フレーム素子における航空機構体側とは反対側に、フレーム要素に固定する内部構造コンポーネントを配置するようにフレーム素子を設計する。他方、断熱パッケージは、組立体を取り付けた状態において、フレーム素子における航空機構体に対面する側で、フレーム素子と航空機構体との間に配置する、または少なくとも１個の内部構造コンポーネントとフレーム素子との間で、フレーム素子にとける航空機構体側とは反対側の側面に固定することができる。フレーム素子の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した縦支柱の対応する空気入口接続部および空気出口接続部は、この場合、組立体を取り付けた状態において航空機の客室領域で終端する内部構造部分に形成した空気出口開口に接続する。

本発明によるフレーム素子を、内部構造部分および断熱パッケージに連結して組立体を形成することを意図する場合、上述の固定装置を、内部構造部分および断熱パッケージを固定するための固定装置として使用することができる。とくに、内部構造部分は、随意的に固定モジュールに取り付けた、または形成したホルダ、クランプもしくは留め金装置を用いてフレーム素子に固定することができ、また断熱パッケージは、例えばベルクロタイプの閉止具または接着細条などの機械的に着脱可能な固定装置を用いてフレーム素子に固定することができる。

本発明による航空機空調システムは、空気出口ダクト、航空機の客室領域で終端する空気出口開口、および上述した少なくとも１個のフレーム素子を有する航空機空調ユニットを備える。フレーム素子の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱の空気入口接続部を、航空機空調ユニットの空気出口ダクトに接続し、またフレーム素子の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱の空気出口接続部を、航空機の客室領域で終端する空気出口開口に接続する。

好適には、本発明による航空機空調システムは、複数個のフレーム素子を有する。好適には、ギャップカバーを航空機コンポーネント設置システムの互いに隣接するフレーム素子間に設ける。

本発明による航空機にフレーム素子の取り付け方法は、上述のようなフレーム素子を設けるステップと、このフレーム素子を航空機構体に取り付けるステップと、フレーム素子の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱の空気入口接続部を航空機空調システムの空気出口ダクトに接続するステップと、フレーム素子の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱の空気出口接続部を航空機の客室領域で終端する空気出口開口に接続するステップとを有する。

フレーム素子の連結支柱に設けた窪みが航空機構体のリブを収容するように、フレーム素子を航空機構体に取り付けることができる。

好適にはフレーム素子を、フレーム素子に形成した力印加装置によって航空機構体に取り付ける。このような力印加装置をフレーム素子の各縦支柱に設けてもよい。

フレーム素子は衝撃吸収取付部を介して航空機構体に取り付けてもよい。

本発明による方法の好適な実施形態において、好適にはフレーム素子を航空機構体に取り付ける前に、少なくとも１個の内部構造コンポーネントまたは少なくとも１個の断熱パッケージをフレーム素子に固定する。本発明方法により内部構造コンポーネントをフレーム素子に固定することを想定すれば、この場合、内部構造コンポーネントに形成され、コンポーネントを設置した状態において航空機の客室領域で終端する空気出口開口を、フレーム素子の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した縦支柱の対応する空気出口接続部に接続する。

少なくとも１つの内部構造コンポーネントを、ホルダ、クランプまたは係止装置の形式として設計した固定装置によってフレーム素子に固定することができる。好適には、フレーム素子に設けた固定モジュールに形成または配置した固定装置によって、少なくとも１つの内部構造コンポーネントをフレーム素子に固定する。

他方、少なくとも１個の断熱パッケージは、好適には、機械的に着脱可能に断熱パッケージをフレーム素子に固定するよう設計した固定装置によってフレーム素子に固定する。フレーム素子および断熱パッケージよりなる組立体を航空機構体に取り付けるとき、フレーム素子と航空機構体との間に配置した断熱パッケージは、組立体を設置した状態において、断熱パッケージと航空機構体におけるリブとの接触面の領域で、航空機構体により圧縮を受ける可能性がある。しかし断熱材料は、断熱パッケージが損傷しないに十分なだけの弾性を有する。所要に応じて、断熱パッケージに、リブまたは航空機構体の他のコンポーネントを収容するような対応した窪みを設けることができる。

最後に、本発明による方法は、フレーム素子を航空機構体に取り付ける前に、少なくとも１つの内部構造コンポーネントならびに少なくとも１個の断熱パッケージをフレーム素子に固定してもよいことが考えられる。
本発明の好適な実施形態を添付図面につきより詳細に説明する。

本発明によるフレーム素子の第１実施形態を示す。 図１に示した２個のフレーム素子を有する組立体を示す。 図２に示した本発明による２個のフレーム素子の縦支柱における断面の詳細図を示す。 本発明によるフレーム素子の第１実施形態における内部構造コンポーネントを固定した取り付け状態を示す。 フレーム素子に内部構造コンポーネントを取り付けるための固定モジュールを有する本発明によるフレーム素子の第１実施形態を示す。 本発明によるフレーム素子の第１実施形態における断熱パッケージを固定した状態を示す。 本発明によるフレーム素子の第２実施形態を示す。 フレーム素子に断熱パッケージを固定するための固定装置における第１実施例を示す。 フレーム素子に断熱パッケージを固定するための固定装置における第２実施例を示す。 フレーム素子に断熱パッケージを固定するための固定装置における第３実施例を示す。

図１は、アルミニウムで形成したフレーム素子１０を示し、このフレーム素子１０は、互いに平行に配置した２個の湾曲した中空円筒形状に形成した縦支柱１２，１４、ならびに縦支柱１２，１４間で互いに平行に延在する２個の連結支柱１６，１８を有する。縦支柱１２，１４を形成する中空円筒形状の空気入口接続部１２ａ，１４ａは、航空機空調ユニット（図示せず）の出口ダクトに接続可能であるとともに、フレーム素子１０における中空円筒形状の縦支柱１２，１４の出口接続部１２ｂ，１４ｂは航空機客室領域で終端する出口開口（図示せず）に接続可能である。

クリップタイプの力印加装置２０，２２をフレーム素子１０の各縦支柱１２，１４に設けるが、これらクランプ装置２０，２２は、縦支柱１２，１４の出口接続部１２ｂ、１４ｂの航空機客室領域で終端する出口開口に対する接続に干渉しないようにフレーム素子１０の縦支柱１２，１４上に形成する。さらに、フレーム素子１０の各連結支柱１６，１８には、２個の窪み２６，２８，３０，３２を設ける。
複数個のフレーム素子は組立体を形成でき、このような構造体は、図２に示す２個のフレーム素子１０により構成する。ギャップカバー３３を航空機コンポーネント設置システム４６の隣接するフレーム素子１０間に設ける。

図３は、図２に示した２個のフレーム素子１０よりなる組立体の詳細図を示し、ここではフレーム素子１０の縦支柱１２，１４における中空円筒形状の断面を再度示す。図３から分かるように、フレーム素子１０の縦支柱１２，１４は、閉じた円形の断面を有する。

フレーム素子１０はさらに固定装置（図示せず）を有するが、この固定装置は、図４から認識できる航空機内部構造コンポーネント３４をフレーム素子１０に連結する。ホルダ、クランプまたは係止装置は、内部構造コンポーネント３４をフレーム素子１０に連結する固定装置として作用することができる。代案として、を用いて内部構造コンポーネント３４をフレーム素子１０にねじ連結またはリベット連結することもでき、この場合、必要であれば、ねじ山を設けた対応する孔を内部構造コンポーネント３４および／またはフレーム素子１０に形成する。図４に示す実施形態において、フレーム素子１０に固定した内部構造コンポーネント３４は、側面パネルである。しかし、他の航空機の内部構造コンポーネント、例えばダドパネル、天井パネル、ドアフレーム構造部分、照明細条等を、フレーム素子１０に取り付けることもできる。

フレーム素子１０の縦支柱１２，１４に形成した力印加装置２０，２２によって、フレーム素子１０を航空機の内部空間に対面する航空機構体３６の側面に固定することができる。この固定のために、フレーム素子１０の縦支柱１２，１４に形成した各力印加装置２０，２２にねじを案内し、航空機構体３６のリブ３８，４０に形成したねじ山付きの孔にねじ連結する。

フレーム素子１０の航空機構体３６に対する固定は、図４には示さない衝撃吸収取付部、すなわち振動減衰材料の支持体により行い、フレーム素子１０の航空機構体３６に対する衝撃のない固定を確実にする。この衝撃吸収取付部をゴム弾性材料により構成し、各衝撃吸収取付部に貫通孔を設け、この貫通孔に、フレーム素子１０および内部構造コンポーネント３４よりなる組立体を航空機構体３６に固定する作用を行うねじを挿通することができる。ショックマウントによって、フレーム素子１０、ひいては内部構造コンポーネント３４の航空機構体３６からの音響的分離は、衝撃吸収取付部により達成できる。

図４より分かるように、フレーム素子１０の縦支柱１２，１４の曲率は、少なくとも部分的に航空機構体３６のリブ３８，４０の曲率に適合し、したがって、フレーム素子１０に対する設置状態でフレーム素子１０の縦支柱１２，１４は部分的にリブ３８，４０にほぼ平行に延在する。航空機構体３６のリブ３８，４０の間に存在するリブ４２，４４は、フレーム素子１０の連結支柱１６，１８に設けた窪み２６，２８，３０，３２に収容し、したがって、リブ４２，４４は、航空機構体３６に対するフレーム素子１０の固定に干渉しない。

図５は、湾曲した支柱の形式として設計し、またフレーム素子１０に取り付ける固定モジュール５０を有するフレーム素子１０を示す。図５には示さない、航空機内部構造コンポーネントを固定モジュール５０、ひいてはフレーム素子１０に固定するための固定装置を固定モジュール５０に形成する。図４につき説明したように、固定装置は、ホルダ、クランプまたは係止装置の形式として設計することができる。しかし、代案として、内部構造部分は、ネジ留めやリベットを用いて固定モジュール５０、ひいてはフレーム素子１０にねじ連結またはリベット連結することもできる。

固定モジュール５０は、その形状および寸法に関して、および固定モジュールに設けた固定装置の形状および構成に関して、フレーム素子１０に取り付けるべき内部構造部分に適合させる。さらに固定モジュール１０の曲率は、航空機構体のリブの曲率に適合させ、これにより、フレーム素子１０は問題なく航空機の内部空間に対面する航空機構体の側面に固定することができる。

図６に示したフレーム素子１０は、航空機内部構造部分を固定するための固定装置に加えて、さらに、図６には示さないが、航空機の二次的断熱部分を形成する断熱パッケージ５２をフレーム１０に機械的に着脱可能に連結するための他の固定装置を設ける。フレーム素子１０、航空機内部構造部分を固定するための固定装置、および断熱パッケージ５２を固定するための他の固定装置は、フレーム素子１０の設置状態において航空機の内部空間に対面するフレーム素子１０の第１側面に内部構造コンポーネントを固定できるとともに、フレーム素子１０の設置状態において航空機の内部空間から背反する側のフレーム素子１０の第２側面に断熱パッケージ５２を取り付けることができるように設計および構成する。

フレーム素子１０、内部構造コンポーネントおよび断熱パッケージ５２よりなる組立体の設置状態において、断熱パッケージ５２はフレーム素子１０と航空機構体３６との間に配置し、これにより、断熱パッケージ５２を、断熱パッケージ５２の航空機構造におけるリブまたは他のコンポーネントに対する接触面の領域で圧縮することができる。しかし、断熱パッケージ５２の材料は十分な弾性を有し、これにより断熱パッケージ５２は損傷を受けない。代案として、断熱パッケージ５２には、さらに、航空機構体のリブまたは他のコンポーネントに適合する対応の窪みを設けることもできる。

図７は、アルミニウムで形成したフレーム素子１０′の第２実施形態を示す。このフレーム素子１０′は、２個の中空円筒形状に形成した縦支柱１２′，１４′を有し、これら縦支柱１２′、１４′は第１部分Ａ１において互いにほぼ平行に延在する。図１〜図６に示したフレーム素子１０に類似して、縦支柱１２′、１４′の第１部分Ａ１における曲率は、航空機構体のリブの曲率に適合する。しかし、図１〜図６に示したフレーム素子１０とは異なり、図７のフレーム素子１０′の中空円筒形状に形成した縦支柱１２′，１４′は、それぞれ約９０°の角度で外側に湾曲した末端部分ＥＡ１，ＥＡ２を有し、これにより、各中空円筒形状に形成した縦支柱１２′，１４′はほぼＬ字状の形状をしている。

中空円筒形状に形成した縦支柱１２′，１４′の空気入口接続部１２ａ′，１４ａ′は、航空機空調ユニット（図示せず）の出口ダクトに接続可能にするとともに、フレーム素子１０′の中空円筒形状に形成した縦支柱１２′、１４′の空気出口接続部１２ｂ′、１４ｂ′を、航空機の客室領域に終端する出口開口（図示せず）に接続可能にする。

さらに、フレーム素子１０′は、連結支柱１６′を有する。連結支柱１６′の中央部分ＭＡは中空円筒形状に形成した縦支柱１２′，１４′間に延在する。さらに、連結支柱１６′は、２個の外側部分ＡＡ１，ＡＡ２を有し、各外側部分ＡＡ１，ＡＡ２は中空円筒形状に形成した縦支柱１２′，１４′から外方に突出し、外側部分は、まず縦支柱１２′，１４′に隣接して連結支柱１６′の中央部分ＭＡの延長部を形成し、つぎに約９０°の角度で曲がり、中空円筒形状に形成した縦支柱１２′、１４′にほぼ平行に延在する。したがって、フレーム素子１０′の連結支柱１６′はほぼＣ字状の形状をしている。

フレーム素子１０と同様に、フレーム素子１０′は図７には図示しない固定装置を有し、この固定装置によって航空機内部構造コンポーネントをフレーム素子１０′に固定する。加えて、図７には示さない他の固定装置を設け、航空機の二次断熱部を形成する断熱パッケージをフレーム素子１０′に機械的に着脱可能に固定する。

図８〜１０は、断熱パッケージ５２をフレーム素子１０、１０′に固定するため他の固定装置に関する種々の実施例を示す。

図８に示す実施例は、マッシュルーム型の形式とした他の固定装置５４であり、保護用の剥離紙層５６、剥離紙層５６上に配置した自己接着性のネオプレン発泡層５８、ならびにこのネオプレン発泡層５８上に配置したポリオレフィン層６０を有する。複数個のマッシュルーム型装置６２は、ポリオレフィン層６０に対してほぼ直交する方向に突出する。マッシュルーム型細条５４をフレーム素子１０，１０′に固定するために、保護用の剥離紙層５６を取り外し、これにより、自己接着性のネオプレン発泡層５８によってマッシュルーム型細条５４をフレーム素子１０に接合できる。断熱パッケージ５２は、最終的に、断熱パッケージ５２の断熱材料にフックのように係合するマッシュルーム型装置６２を介して機械的に着脱可能にフレーム素子１０，１０′に固定することができる。

図９は、クリスマスツリー型の形式とした他の固定装置６４を示す。クリスマスツリー型の固定装置６４は、複数個のクリスマスツリー型装置６６を有し、これらクリスマスツリー型装置６６は、フレーム素子１０に形成したボア６８に収容し、またフレーム素子１０、１０′からほぼ直交する方向に突出する。断熱パッケージ５２は、断熱パッケージ５２の断熱材料にフックのように係合するクリスマスツリー型装置６６により機械的に着脱可能にフレーム素子１０，１０′に固定することができる。

図示しないが、拡張型装置の形式として設計した他の固定装置は、複数個の保持ボタンを有し、これら保持ボタンは、ヘッド、ならびにこのヘッドから突出するベースを有する。保持ボタンのベースは、フレーム素子１０、１０′に形成した窪みに収容されるように設計する。保持ボタンをフレーム素子１０に固定するために、保持ボタンのベースをフレーム素子１０、１０′に形成した窪み内に導入する。つぎに保持ボタンを、ベースに形成した突起がフレーム素子１０，１０′の窪みに形成した補完装置に係合するまで１５°回転させる。最終的に、保持ボタンのヘッドに係合した閉止シリンダを、ヘッドの内部に配置した閉止ピンに係合するまで下方に押し込む。断熱パッケージ５２は、最終的に、保持ボタンのヘッドに形成したねじに協調動作するねじによってフレーム素子１０、１０′に固定することができる。

最後に、図１０は球状形状に設計した他の固定装置８８を示す。球状の固定装置８８は、各々円筒形状のボルト９２を設けた複数個の球状ホルダ９０を有する。球状部９４は、ボルト９２の一方の端部に配置し、ゴムインサート９６で内張りし、フレーム素子１０、１０′に設けた窪み９８に収容するよう設計する。断熱パッケージ５２をフレーム素子１０、１０′に固定するため、断熱パッケージ５２の断熱材料をボルト９２の他方の端部に形成したホルダ１００とフレーム素子１０、１０′の表面との間にクランプする。

フレーム素子１０，１０′の設置において、所望の内部構造コンポーネント３４をまずフレーム素子１０，１０′に固定する。つぎに、航空機の二次断熱部の一部を形成する断熱パッケージ５２を機械的に着脱可能にフレーム素子１０，１０′に取り付ける。

つぎに、少なくとも１個の内部構造コンポーネント３４、少なくとも１個のフレーム素子１０，１０′、および少なくとも１個の断熱パッケージ５２によりなる組立体を航空機構体３６にねじ連結する。この固定は衝撃吸収取付部を介して行い、内部構造コンポーネント３４、フレーム素子１０，１０′、および断熱パッケージ５２を航空機構体３６から音響的に分離するようにする。

最後に、フレーム素子１０，１０′の中空円筒形状に形成した縦支柱１２，１４，１２′，１４′の空気入口接続部１２ａ，１４ａ，１２ａ′，１４ａ′を、航空機空調システムの出口ダクトに接続する。他方で、フレーム素子１０、１０′の中空円筒形状に形成した縦支柱１２，１４，１２′，１４′の空気出口接続部１２ｂ，１４ｂ，１２ｂ′，１４ｂ′を、航空機の客室領域に終端する出口開口に接続する。このようにして、フレーム素子１０、１０′は、２つの機能、すなわち航空機空調システムのためにライザーダクトを提供する機能と、同時に様々な形状および大きさの内部構造コンポーネント３４などの様々な内部構造コンポーネント３４を担持するキャリヤ素子としての機能を果たす。
縦

Claims (22)

1. 航空機空調システムに使用するフレーム素子（１０；１０′）であって、フレーム素子（１０；１０′）を航空機構体（３６）に取り付け可能とし、また２個の縦支柱（１２，１４；１２′，１４′）、およびこれら２個の縦支柱（１２，１４；１２′，１４′）間に少なくとも部分的に延在する少なくとも１個の連結支柱（１６，１８；１６′）を有し、少なくとも１個の支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４′；１６′）を少なくとも部分的に中空な円筒形状として形成し、前記フレーム素子（１０；１０′）の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４′；１６′）の空気入口接続部（１２ａ，１４ａ；１２ａ′，１４ａ′）を航空機空調システムの出口ダクトに接続可能とし、フレーム素子（１０；１０′）の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４′；１６′）の空気出口接続部（１２ｂ，１４ｂ；１２ｂ′，１４ｂ′）を航空機の客室領域に終端する空気出口開口に接続可能としたことを特徴とするフレーム素子。
2. 請求項１に記載のフレーム素子において、少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４′；１６′）は、閉じた断面形状を有することを特徴とするフレーム素子。
3. 請求項１または２に記載のフレーム素子において、フレーム素子（１０；１０′）の少なくとも１個の縦支柱（１２，１４；１２′，１４′）を、少なくとも部分的に中空円筒形状に形成したことを特徴とするフレーム素子。
4. 請求項１〜３のいずれか一項に記載のフレーム素子において、フレーム素子（１０）の連結支柱（１６，１８）に、少なくとも１個の窪み（２６，２８，３０，３２）を設け、これら窪みは、フレーム素子（１０）を航空機構体（３６）に取り付けた後に、航空機構体（３６）のリブ（４２，４４）を収容することを特徴とするフレーム素子。
5. 請求項１〜４のいずれか一項に記載のフレーム素子において、フレーム素子（１０）の各縦支柱（１２，１４）上に、フレーム素子（１０）を航空機構体（３６）に取り付けるための少なくとも１個の力印加装置（２０，２２）を形成したことを特徴とするフレーム素子。
6. 請求項１〜５のいずれか一項に記載のフレーム素子において、フレーム素子（１０，１０′）を、衝撃吸収取付部を介して航空機構体（３６）に取り付け可能としたことを特徴とするフレーム素子。
7. 請求項１〜６のいずれか一項に記載のフレーム素子において、前記フレーム素子（１０、１０′）は、少なくとも１個の航空機内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の断熱パッケージ（５２）をフレーム素子（１０、１０′）に固定するための少なくとも１個の固定装置を有することを特徴とするフレーム素子。
8. 請求項７に記載のフレーム素子において、少なくとも１個の航空機内部構造コンポーネント（３４）を、前記フレーム素子（１０、１０′）に固定するための少なくとも１個の固定装置を、ホルダ、クランプまたは係止装置の形式として設計したことを特徴とするフレーム素子。
9. 請求項７に記載のフレーム素子であって、少なくとも１個の断熱パッケージ（５２）をフレーム素子（１０、１０′）に固定するための少なくとも１個の固定装置は、断熱パッケージ（５２）を機械的に着脱可能にフレーム素子（１０、１０′）に固定できるよう設計したことを特徴とするフレーム素子。
10. 請求項７または８に記載のフレーム素子において、前記フレーム素子（１０）は固定モジュール（５０）を有し、この固定モジュールには、少なくとも１個の航空機内部構造コンポーネント（３４）を固定するための少なくとも１個の固定装置を形成または配置したことを特徴とするフレーム素子。
11. 請求項１〜１０のいずれか一項に記載のフレーム素子において、前記フレーム素子（１０、１０′）は、さらに、少なくとも１個の断熱パッケージ（５２）または少なくとも１個の内部構造コンポーネント（３４）をフレーム素子（１０、１０′）に固定するための少なくとも１個の他の固定装置を有するものとしたことを特徴とするフレーム素子。
12. 空気出口ダクト、航空機の客室領域で終端する空気出口開口、および請求項１〜１１に記載の少なくとも１個のフレーム素子（１０、１０′）を含む航空機空調ユニットを有する航空機空調システムにおいて、フレーム素子（１０；１０′）の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４′；１６′）の空気入口接続部（１２ａ，１４ａ；１２ａ′，１４ａ′）を前記航空機空調ユニットの前記空気出口ダクトに接続し、フレーム素子（１０；１０′）の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４′；１６′）の前記空気出口接続部（１２ｂ，１４ｂ；１２ｂ′，１４ｂ′）を航空機の客室領域で終端する前記空気出口開口に接続したことを特徴とする航空機空調システム。
13. 請求項１２に記載の航空機空調システムにおいて、複数個のフレーム素子（１０，１０′）を設けたことを特徴とする航空機空調システム。
14. 航空機にフレーム素子（１０、１０′）を取り付ける方法において、
    請求項１〜１１に記載のフレーム素子（１０，１０′）を設けるステップと、
    このフレーム素子（１０、１０′）を航空機構体（３６）に取り付けるステップと、
    前記フレーム素子（１０；１０′）の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４′；１６′）の空気入口接続部（１２ａ，１４ａ；１２ａ′，１４ａ′）を航空機空調ユニットの空気出口ダクトに接続するステップと、
    前記フレーム素子（１０；１０′）の少なくとも部分的に中空円筒形状に形成した支柱（１２，１４，１６，１８；１２′，１４′；１６′）の空気出口接続部（１２ｂ，１４ｂ；１２ｂ′，１４ｂ′）を航空機の客室領域で終端する空気出口開口に接続するステップと
    を有することを特徴とする航空機空調システム。
15. 請求項１４に記載の方法において、フレーム素子（１０）の連結支柱（１６，１８）に設けた窪み（２６，２８，３０，３２）が航空機構体（３６）のリブ（４２，４４）を収容するよう、前記フレーム素子（１０）を航空機構体（３６）に取り付けることを特徴とする方法。
16. 請求項１４または１５に記載の方法において、前記フレーム素子（１０）の各縦支柱（１２，１４）に形成した力印加装置（２０，２２）により前記フレーム素子（１０）を航空機構体（３６）に取り付けることを特徴とする方法。
17. 請求項１４〜１６のいずれか一項に記載の方法において、前記フレーム素子（１０；１０′）を、衝撃吸収取付部を介して前記航空機構体（３６）に取り付けることを特徴とする方法。
18. 請求項１４〜１７のいずれか一項に記載の方法において、前記航空機構体（３６）に前記フレーム素子（１０；１０′）を取り付ける前に、少なくとも１個の内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の断熱パッケージ（５２）を前記フレーム素子（１０；１０′）に取り付けることを特徴とする方法。
19. 請求項１８に記載の方法において、ホルダ、クランプまたは係止装置の形式として設計した固定装置により、少なくとも１個の内部構造コンポーネント（３４）を前記フレーム素子（１０；１０′）に固定することを特徴とする方法。
20. 請求項１８に記載の方法において、前記断熱パッケージ（５２）を、機械的に着脱可能にフレーム素子（１０；１０′）に固定するよう設計した固定装置により、少なくとも１個の断熱パッケージ（５２）を前記フレーム素子（１０；１０′）に取り付けることを特徴とする方法。
21. 請求項１８または１９に記載の方法において、前記フレーム素子（１０）に設けた固定モジュール（５０）に形成または配置した固定装置により、少なくとも１個の内部構造コンポーネント（３４）をフレーム素子（１０；１０′）に取り付けることを特徴とする方法。
22. 請求項１４〜２１のいずれか一項に記載の方法において、少なくとも１個の内部構造コンポーネント（３４）および少なくとも１個の断熱パッケージ（５２）を前記フレーム素子（１０；１０′）に取り付けることを特徴とする方法。

Images