JP2010519119A - 航空機または宇宙船の胴体、およびそのような胴体を有する航空機または宇宙船、並びにそのような胴体を能動的に断熱する方法 - Google Patents

Abstract

本発明は、少なくとも１つのシェル要素（２）と構造要素（７）を有する航空機または宇宙船の胴体（１）に関する。少なくとも１つのシェル要素（２）と構造要素（７）との間には、空気流（１０）により空気が供給され得る間隙（５，９）が設けられる。胴体は、空気供給空気流（１０）を胴体（１）の圧力調整された内部空間（２０）に流出入する空気流として形成するために、間隙（５，９）が内部空間（２０）の対応する流出入空気接続部に接続されることを特徴とする。本発明は、対応する航空機または宇宙船、およびそのような胴体（１）を能動的に断熱する方法にも関する。

Description

本発明は、航空機または宇宙船の胴体、およびそのような胴体を有する航空機または宇宙船、並びにそのような胴体を能動的に断熱（actively insulating ）する方法に関する。

このような胴体は、数多くの構成要素からなる。航空機や宇宙船、例えば飛行機等は飛行中に、大きな負荷変化や応力だけでなく大幅な温度変化にも曝される。例えば、特定の巡航高度では、胴体の外部温度は約−５５℃であるが、圧力調整されたキャビンの領域の内部温度は約＋２０℃の値に保たれる。これは、空調システムにより行われる。従来の航空機胴体の場合、防音体にもなる断熱体が胴体内側に設けられている。

胴体は、単一または多シェル構成であり得、特には二重シェル構成である。

図７は、シェル要素２を有する、出願人が知得する技術に基づいた単シェル胴体１の部分断面図を示し、このシェル要素２の内側に、補剛材１５、例えば、ストリンガーなるものを含む。断熱体１８の従来構造は、通常ガラスウールで構成され外囲体１７（例えばプラスチック膜）に一体化される断熱層を、シェル要素２の内側と内部構造要素７（キャビンのライニング）との間に含む。ライニングは、例えばガラス繊維強化プラスチック（ＧＲＰ）材料から作られる。ライニングは、サイドパネル１６も含み得る。この構成により、胴体１の外部１９に対する内部空間２０の断熱および遮音機能が得られる。

しかし、この場合、断熱体の余計な重さ、断熱体の空間要件およびその結果必要となる設置要件は不利であると考えられる。さらに、この構成では、結露の蓄積が、重量増加および腐食の危険性をもたらす可能性がある。すなわち、相当量のメンテナンス作業が必要となる。断熱体１８を外囲体１７と一緒に乾燥または交換することにより水分の蓄積を除去する必要があり、不利である。

このため、特許文献１に記載されているように、二重シェル型構造の胴体の概念が提案されている。ちなみに、図８は、一例として繊維強化材料から作られた先行技術の二重シェル胴体１の一部の部分断面図を示す。

胴体１のシェル要素２は、外シェル要素３と内シェル要素４とを含み、これらシェル要素は互いに離間して配置されコア間隙５を形成する。このコア間隙５には、コア構造体６が設けられており、コア構造体６は、例えば、ガラス繊維強化プラスチック（ＧＲＰ）、炭素繊維強化プラスチック等の折畳ハニカム構造を含み、構造力学の点で効果的な耐せん断性ラミネート（サンドイッチ構造）を形成し、胴体構造を安定化している。同時に、コア構造体６は断熱性および防音性を有し、コンパクトであるためキャビンの内部空間を広げることができる。コア間隙５には、矢印で示す空気流１０により空気が供給され、これにより、コア間隙５内の結露に対する、所謂、水分管理が可能となる。内シェル要素４は、その内側が内部空間２０に対面しており、その内側の表面にはライニング、例えば、化粧膜が配置される。

この場合の不利な点は、更なる断熱作業を必要とすることである。そうしなければ、例えば＋２０℃に固定可能な内壁温度を得るという目的を達成することができない。

図９は、飛行機の空調システム（図示せず）の通常の導管機構１２ａを示す。一例として、導管機構１２ａの側方部を有する胴体１ａの一部を単純化して図示している。座標系の向きとして、飛行機の長手方向をｘ、短手方向をｙ、高さ方向をｚとする。ｘ方向には下部Ｘライン１３ａと上部Ｘライン１４ａとが延在し、これらは、実質的にｚ方向に延びるＺライン１５ａにより接続されている。中間点には、ｘ方向に延びる２本の中間ライン１６ａがさらに延在する。空調システム（図示せず）は、この導管機構１２ａに接続されており、キャビンの換気／温度の制御および内部キャビン圧力の維持を行う。さらに、この空調システムは、キャビン外の領域、例えば、貨物室、アビオニクス収納棚等の換気および冷却にも用いられる。空調システムは、圧縮空気機構として設計され飛行機全体に配設された導管機構１２ａに給気する。温風が、底部から上方向に向かって、下部Ｘライン１３ａからＺライン１５ａを通って、上部Ｘライン１４ａに入り、また、中間ライン１６ａに入り、そして、キャビン内に送られる。Ｚライン１５ａは、キャビンライニングの後ろに延びている。

独国特許発明第１０１５４０６３号明細書

このような供給ラインには以下の不利点がある。断面によっては、比較的大きな設置空間が必要となる。これらラインはある一定の重量を有することから、飛行機の重量を増加させてしまう。このような導管機構は、ある一定量の設置作業を必要とする。さらに、これらラインの壁厚は極めて薄いため、損傷しやすい。

このような背景に対し、本発明は、上述した不利な点のない胴体、航空機または宇宙船、および能動的断熱方法を提供することを目的とする。

この目的は、特許請求項１または１２の特徴を有する胴体および／または特許請求項１０または２０の特徴を有する航空機または宇宙船および／または特許請求項１１の特徴を有する方法による発明により達成される。

従って、空気流により空気が供給され得る間隙を間に挟んだ少なくとも１つのシェル要素と構造要素を有する航空機または宇宙船の胴体を提供する。この間隙に空気を供給する空気流は、胴体の圧力調整された内部空間（例えばキャビン）に流出入する空気流として形成される。このため、間隙は、内部空間の対応する流出入空気接続部に接続される。

これにより、胴体の圧力調整された内部空間から空気流が間隙に流入することによって断熱効果が高められる、または少なくとも維持されるという利点が得られる。この空気流は普通、飛行機周りの大気に放出される。飛行中、このような空気流は常に、例えば、圧力調整されたキャビンから、流出調整弁なるものを介して航空機周りの大気中に流れる。内部空間に供給される空気流は、例えば、航空機内にある空調システムによりある一定温度に既に加熱されている。追加の熱交換器は必要ではないが、設けてもよい。

この場合の更なる利点は、この供給される空気流が空調システムを構成する機器により作られるので、この能動断熱／換気に追加のエネルギーを使わないで済むことである。

空気流が胴体の間隙に供給されることにより能動断熱がなされ、その結果、通常の設備の断熱厚を減らすことができるため、先行技術と比較すると、この断熱体の空間要件は低い。さらに、重量についても、先行技術より減らせる。これは、軽量化およびキャビンの内部空間の増大にもつながる。

断熱体の除去または低減により断熱作業量も減らせる。

換気された領域では、結露点を下げるまたは、少なくとも結露による水分の蓄積を減らすという利点もある。

また、空気流により空気が供給され得る間隙を間に挟んだ少なくとも１つのシェル要素と構造要素を有する航空機または宇宙船の胴体も提供する。この間隙は、空調システムの導管機構の少なくとも一部を形成する。

このため、空調システムの加熱された空気流が間隙に流入することにより、断熱効果が高められる、または少なくとも維持されるという利点がこの場合も得られる。この間隙は、空調システムの導管機構の一部品または一部を形成するため、通常必要となるＺライン１５ａを省くことができる。なぜなら、間隙はｚ方向に延びているからである。ｚ方向については上で図８を参照して説明している。Ｘライン１３ａ，１４ａの部分を一体化してもよい。これら部品の数を減らすことにより軽量化が図れ、特に有利である。

これらの概念は、上述したような単シェル胴体の場合や、外シェル要素と内シェル要素とを有する多シェル構成のシェル要素の場合にも可能である。この場合、空気流により空気が供給され得る間隙は、内シェル要素と構造要素との間に設けられる。しかし、シェル要素間に空気が供給されるように間隙を設けてもよい。その構造は、例えば、任意のコア材料とパネル材料とを含み、追加の断熱体を含むか含まないサンドイッチ型構造からなる。シェル要素は、金属、繊維複合材料または、金属と繊維複合材料との組み合わせから形成され得る。

本発明の有利な改良および改善は、従属クレームを参照のこと。

空気供給または能動断熱のための空気流は、弁、例えば調整弁により調節および制御され得る。この弁は、間隙の入口、間隙内部、または間隙の出口に配置され得る。もちろん、複数の弁を設けることも可能である。

この場合、少なくとも１つの弁により、圧力調整された内部空間の内部圧力が少なくとも部分的に調整されることが可能となるため、特に有利である。

上述の胴体には、追加の断熱体、例えば、断熱性を有するライニング等を装着してもよい。その結果、能動断熱の効率が向上する。この場合、防音が向上するという更なる利点もある。

また、断熱要素を、間隙内においてシェル要素に装着することも可能である。但し、能動断熱のために、先行技術よりもかなり薄い断熱材料厚とする必要がある。その結果、全体的な断熱効率が向上する。この場合、防音が向上するという更なる利点もある。

また、上述した胴体で形成された航空機または宇宙船も提供する。

対応する上述した航空機または宇宙船の胴体を能動的に断熱する方法は、胴体の圧力調整された内部空間に流出入する空気流を用いて能動断熱を行うことにより特徴付けられる。

以下、本発明を、列記の概略図に示す例示的な実施形態に基づいてより詳細に説明する。

本発明に係る胴体の例示的な実施形態の一部の部分断面図を示す。 本発明に係る胴体の更なる例示的な実施形態の一部の部分断面図を示す。 本発明に係る胴体の更なる例示的な実施形態の一部の部分断面図を示す。 本発明に係る胴体の更なる例示的な実施形態の一部の部分断面図を示す。 本発明に係る胴体の更なる例示的な実施形態の一部の部分断面図を示す。 本発明に係る胴体の更なる例示的な実施形態の一部の部分断面図を示す。 先行技術に係る単シェル胴体の一部の部分断面図を示す。 先行技術に係る二重シェル胴体の一部の部分断面図を示す。 先行技術に係る空調システムの導管機構を有する胴体の一部の部分概略図を示す。

いずれの図面においても、特に明記しない限り、同一または機能的に同一である要素にはそれぞれ同一の参照符号を付すものとする。

図７〜図９に示される先行技術については上で既に説明した。

図１は、単シェル構成の本発明に係る胴体１の第１の例示的な実施形態の一部の部分断面図を示す。この例において、胴体１は航空機または宇宙船、例えば、飛行機（図示せず）の胴体とする。

例示的な実施形態によれば、図１の左側にあるシェル要素２は、外部１９（例えば大気）に接する。シェル要素２の内側について説明すると、シェル要素２は、例えば、長手方向（図面平面に対して直角）の補剛材１５により補強されており、断熱要素８が設けられている。断熱要素８はある一定の厚さを有し、例えば、シェル要素２の内側に接着剤で接合される。

さらに、胴体１の内部空間２０の方向には、構造要素７（例えば、キャビンのライニング）が断熱要素８から離間して配置され、これにより間隙９が形成される。

矢印で示す空気流１０により、この間隙９に空気が供給される。空気は反対方向に流れてもよい。この例では、空気流１０は流出調整弁なるものを経て流出するのではなく、航空機または宇宙船の圧力調整されたキャビンからの流出空気として、吸気口１１から吸気弁１３を通って間隙９に流入する。但し、これは一例として示すものである。吸気弁１３は、例えば、流出調整弁、またはそのような改造弁であり得る。航空機には、このような間隙が複数存在してよい。また同様に、空気流１０は、胴体１の圧力調整された内部空間への流入空気流として形成されてもよい。

空気流１０は、例えば、キャビン用空調システムにより加熱され、その余熱は間隙９の表面に放出されることにより、能動断熱（active insulation ）が起こる。結果的に、内部空間２０から外部１９への胴体１の熱伝達抵抗が増す。また、空気流１０に導入されるエネルギーは放出により外部１９に出るのではなく、能動断熱に有利に用いられるので、空調システムのエネルギー要件も下げられる。

そのエネルギーは能動断熱のために放出された上で、空気流１０は、排気口１２を介して流れ、さらに使用または廃棄される。吸気弁１３または排気弁１４が設けられる。また、弁を間隙９の中に配置することも考えられる。この例では、二つの弁１３と１４の組み合わせが示されている。複数の弁１３を並列に接続することも可能であることは言うまでもない。

この弁１３，１４により内部キャビン圧力が調節または調整される。このため、弁１３，１４は、例えば、空調システムの導管機構用の調整弁として形成される。関連する制御構成を図示しないが、空気流１０の調節および調整に用いてもよい。空気流１０は、キャビンからの流出空気流全体の部分流であってもよい。また、キャビンへの流入空気流をこの目的に全体的または部分的に用いることも考えられる。流出空気流を複数の間隙９に送り、流入空気流を複数に送るといった組み合わせも考えられる。

図２に、本発明に係る胴体１の第２の例示的な実施形態を多シェル、特に二重シェル構成で示す。

この例では、胴体１の多シェル構成は、二重シェル構成のシェル要素２で構成される。外シェル要素３は、一方側が航空機（図示せず）の外部１９に向かって配置される。その反対側は、内シェル要素４の側面から離間して配置され、コア間隙５を形成する。このコア間隙５の中には、コア構造体６が配置される。コア構造体６は、摩擦接合（nonpositive engagement）により外シェル要素３を内シェル要素４に接続すると共に、内部空間２０に対する断熱性および防音性を有する。コア構造体６は通気性を有する。すなわち、コア間隙５に空気が供給される。

シェル要素２の内側は内部空間２０に対面しており、この例では、内シェル要素４の内側が対面している。内部空間２０の方向には、構造要素７が、内シェル要素４から離間して配置され、内シェル要素４と共に、空気が供給され得る間隙９を形成する。

この例では、空気流１０またはその部分流（第２の小さな矢印の場合、破線）がコア間隙５および間隙９を流れる。空気流は、上述した方法で加熱され、そのエネルギーはコア間隙５および間隙９に放出され、能動断熱を形成する。

加えて、この時、空気流は間隙９にも流れる。この場合、構造要素７は断熱効果を有してもよい。そうすることにより、空気流１０による能動断熱と構造要素７の受動断熱（passive insulation）との特に有利な組み合わせを達成することができる。

弁１３，１４の機能は、図１を参照して説明した通りである。この図２に示す例では、弁１３，１４を間隙５，９にそれぞれ設けるとよい。

空気流１０をコア間隙５だけに送ることもできる。

図３は、本発明に係る胴体１の例示的な実施形態を示す。図３では、間隙９において内シェル要素４の内側に断熱要素８を適用した点が、図２の例示的な実施形態とは異なる。一例として挙げるこの構成では、断熱要素は、空気流１０による能動断熱と相俟ってこのようにして受動断熱を形成する。この場合も、弁１３，１４の機能は上述した通りである。

吸気口１１は、公知の空調システムの導管機構設置技術により、換気された内部空間２０の既存の流出入空気接続部に接続されている。この接続および弁１３，１４と間隙５，９との接続は、航空機における換気および空調システムの公知の方法で形成されるライン構成でそれぞれ接続される。例えば、一般的な、例えば、矩形または円形の断面を有する導管ラインを弁１３から出して、各間隙または間隙群に分岐して接続されるマニホールドとしてもよい。これら接続は、例えば、マニホールドの断面から開口部の断面を経て各間隙に適切になされるように設計され得る。排気口１２への接続も同様に形成される。

調整弁を間隙５，９の内部に配置する実施形態の場合、調整弁も同様に、航空機の換気および空調用ラインに対応して形成され得る。この場合、例えば、各間隙５，９の部分間に空気を送るために接続対応部を設けることが可能である。各間隙に隣接するシェル要素の側面は、例えば、空気ダクトおよび間隙の部分と調整弁との接続が形成されるように、対応するダクトで設計されてもよい。このようなダクトによっても、空気流と能動断熱用間隙との熱交換を上げることができる。

図４は、単シェル構成の本発明に係る胴体１ａの更なる例示的な実施形態の一部の部分断面図を示す。この例では、胴体１ａは、航空機、例えば、飛行機（図示せず）の胴体である。

図４の左側において、シェル要素２ａは航空機の外部２１ａに接している。シェル要素２ａの内側に着目すると、シェル要素２ａは、長手方向（図面平面に対して直角）の補剛材１９ａにより補強されており、断熱要素８ａが設けられている。断熱要素８ａはある一定の厚さを有し、シェル要素２ａの内側に取り付けられる。

加えて、構造要素５ａ（例えばキャビンのライニング）が断熱要素８ａから離間して配置され、これにより間隙９ａが形成される。航空機には、このような間隙が複数存在してよい。

矢印で示す空気流１０ａによりこの間隙９ａに空気が供給され得る。間隙９ａは、飛行機の空調システムの、図６に示す導管機構１２ａの下部Ｘライン１３ａと上部Ｘライン１４ａとに接続される。その結果、間隙９ａは全体的または部分的にＺライン１５ａ（図９参照）を形成するので、導管機構１２ａの一部を形成することになる。

例えば、空気流１０ａは、下部Ｘライン１３ａから加熱された空気を運び、その余熱を間隙９ａの表面に放出することにより、能動断熱が形成される。その結果、内部空間２２ａから外部２１ａへの胴体１ａの熱伝達抵抗が増す。空気流１０ａに導入されるエネルギーは、能動断熱に有利に用いられるため、空調システムのエネルギー要件も下げられる。

そのエネルギーは能動断熱のために放出された上で、空気流１０ａは、上部Ｘライン１４ａまたは中間ライン１６ａ（図９参照）に流れる。

間隙９ａにおいて、Ｘライン１３ａおよび／またはＸライン１４ａを、例えば、部分的に一体化してもよい。これにより、導管機構１２ａの部品数およびその重量が減らせる。

図５に、本発明に係る胴体１ａの更なる例示的な実施形態を多シェル、特に二重シェル構成で示す。

この例では、胴体１ａの多シェル構成は、二重シェル構成のシェル要素２ａで構成される。外シェル要素３ａは、一方側が航空機（図示せず）の外部２１ａに向かって配置される。その反対側は、内シェル要素４ａの側面から離間して配置され、コア間隙６ａを形成する。このコア間隙６ａの中には、コア構造体７ａが配置される。コア構造体７ａは、摩擦係合により外シェル要素３ａを内シェル要素４ａに接続すると共に、内部空間２２ａに対する断熱性および防音性を有する。コア構造体７ａは通気性を有する。すなわち、コア間隙６ａに空気が供給される。

シェル要素２ａの内側は内部空間２２ａに対面しており、この例では、内シェル要素４ａの内側が対面している。内部空間２２ａの方向には、構造要素５ａが、内シェル要素４ａから離間して配置され、内シェル要素４ａと共に、空気が供給され得る間隙９ａを形成する。

この例では、空気流１０ａまたはその部分流（小さな矢印）がコア間隙５ａと間隙９ａを流れる。空気流１０ａは、上述した方法で加熱され、そのエネルギーはコア間隙６ａおよび間隙９ａに放出され、能動断熱を形成する。

加えて、この時、空気流１０ａは間隙９ａも流れる。この場合、構造要素５ａは断熱効果を有してもよい。そうすることにより、空気流１０ａによる能動断熱と構造要素５ａの受動断熱との特に有利な組み合わせを達成することができる。

図４を参照して説明したように、間隙９ａとコア間隙６ａは、空調システムの導管機構１２ａに接続され、その一部を形成する。この図５に示す例では、もちろん、間隙９ａまたはコア間隙６ａのみを単独で導管機構１２ａに接続して、その一部に一体化することも可能である。

図６は、本発明に係る胴体１ａの更なる例示的な実施形態を示す。図６では、第一に、コア間隙６ａのみが導管機構１２ａのＺライン１５ａを形成するという点が、図５に係る第２の例示的な実施形態とは異なる。但し、間隙９ａには第２空気流１１ａが送られる。第２空気流１１ａは、構造要素５ａの後ろの領域、すなわち、間隙９ａに空気を供給するものである。この第２空気流１１ａを能動断熱に用いることも可能である。この第２空気流１１ａのための設備は備えてあることが多いので、この方法は些か簡単である。例えば、この第２空気流１１ａの全処理量を上げることにより、この例においてそれによって実現される能動断熱が高められる。

断熱性をさらに向上するため、この例では、間隙９ａにおいて内シェル要素４ａの内側に断熱要素８ａを追加に適用している。一例として挙げるこの構成では、断熱要素８ａは、間隙を流れる第２空気流１１ａとコア間隙６ａを流れる空気流１０ａとによる能動断熱と相俟ってこのようにして受動断熱を形成する。しかし、空調システムの導管機構１２ａの一部の一体化、Ｚライン１５ａの一体化および上述したような方法で構成される接続は、コア間隙６ａを伴ってのみ可能となる。

空調システムの既存の導管機構１２ａと間隙６ａ，９ａとの接続はそれぞれ、公知の航空機または宇宙船用空調システムの導管機構設置技術によりなされる。例えば、一般的な、例えば、矩形または円形の断面を有する導管ラインの形態で形成された一般的な下部Ｘライン１３ａは、各間隙または間隙群に分岐して接続されるマニホールドとなる。これら接続は、例えば、マニホールドの断面から開口部の断面を経て各間隙に適切になされるように設計され得る。間隙６ａ，９ａの上部Ｘライン１４ａおよび中間ライン１６ａへの接続は同様に形成される。

本発明は、上述した例示的な実施形態に限定されない。

例えば、本発明は、単一または二重または多シェル構成の胴体の場合に用いることが可能で、シェル要素は、金属、繊維複合材料、または金属と繊維複合材料との組み合わせから形成される。

また、空気流１０は加熱されるだけでなく、冷却されることも考えられる。例えば、宇宙船の場合のように、胴体１の一方側が高い熱放射に曝される場合が挙げられ、その熱放射を受ける側は冷却を必要とするのに対し、胴体の他方側は、空気流による加熱を必要とする。これは、例えば、対応する構成と、弁１３，１４の切替と、空調システムの異なる熱交換器とにより可能となる。

一体化部分を間隙９ａと６ａに分割することも考えられる。この場合、これら部分は当然別々であるため、互いに独立して、加熱、冷却、空気の供給または切替を行うことができる。これは、例えば、適切な制御弁により可能である。

加えて、「１つ（“ａ”）」という文言は、複数である場合を排除しないことに留意されたい。さらに、１つの例示的な実施形態を参照して説明した特徴または工程を、その他の説明した例示的な実施形態または改良の特徴または工程に組み合わせて利用可能であることにも留意されたい。

１ 胴体
２ シェル要素
３ 外シェル要素
４ 内シェル要素
５ コア間隙
６ コア構造体
７ 構造要素
８ 断熱要素
９ 間隙
１０ 空気流
１１ 吸気口
１２ 排気口
１３ 吸気弁
１４ 排気弁
１５ 補剛材
１６ サイドパネル
１７ 外囲体
１８ 断熱体
１９ 外部
２０ 内部空間
１ａ 胴体
２ａ シェル要素
３ａ 外シェル要素
４ａ 内シェル要素
５ａ 構造要素
６ａ コア間隙
７ａ コア構造体
８ａ 断熱要素
９ａ 間隙
１０ａ 空気流
１１ａ 第２空気流
１２ａ 導管機構
１３ａ 下部Ｘライン
１４ａ 上部Ｘライン
１５ａ Ｚライン
１６ａ 中間ライン
１７ａ 断熱体
１８ａ 外囲体
１９ａ 補剛材
２０ａ サイドパネル
２１ａ 外部
２２ａ 内部空間
ｘ、ｙ、ｚ 座標

Claims (13)

1. 少なくとも１つのシェル要素（２，２ａ）と構造要素（５ａ，７）を有する航空機または宇宙船の胴体（１，１ａ）であって、前記少なくとも１つのシェル要素（２，２ａ）と前記構造要素（５ａ，７）との間に、空気流（１０，１０ａ）により空気が供給され得る間隙（５，６ａ，９，９ａ）を設けた胴体において、前記空気供給空気流（１０，１０ａ）は、前記胴体（１，１ａ）の圧力調整された内部空間（２０，２２ａ）に流出入する空気流として形成され、前記間隙（５，６ａ，９，９ａ）は、前記内部空間（２０，２２ａ）の対応する流出入空気接続部に接続されており、前記間隙（５，６ａ，９，９ａ）は、空調システムの導管機構（１２ａ）の少なくとも一部を形成することを特徴とする、胴体（１，１ａ）。
2. 前記少なくとも１つのシェル要素（２，２ａ）は複数部品構成であって、外シェル要素（３，３ａ）と内シェル要素（４，４ａ）とを有し、前記内シェル要素（４，４ａ）と前記構造要素（５ａ，７）との間に、前記空気流（１０，１０ａ）により空気が供給され得かつ前記空調システムの導管機構（１２ａ）の少なくとも一部を形成する間隙（９，９ａ）を設けたことを特徴とする、請求項１に記載の胴体（１，１ａ）。
3. 前記少なくとも１つのシェル要素（２，２ａ）は複数部品構成であって、外シェル要素（３，３ａ）と内シェル要素（４，４ａ）とを有し、これら要素は、前記空気流（１０，１０ａ）により空気が供給され得かつ前記空調システムの導管機構（１２ａ）の少なくとも一部を形成するコア間隙（５，６ａ）を画定することを特徴とする、請求項１または２に記載の胴体（１，１ａ）。
4. 空気は、前記空気流（１０，１０ａ）により前記間隙（９，９ａ）と前記コア間隙（５，６ａ）とに同時に供給され得、前記間隙（９ａ）と前記コア間隙（６ａ）は、前記空調システムの導管機構（１２ａ）の別個の部分を形成することを特徴とする、請求項２または３に記載の胴体（１，１ａ）。
5. 前記コア間隙（６ａ）は、前記空調システムの導管機構（１２ａ）の一部を形成し、第２空気流（１１ａ）により前記間隙（９ａ）に空気が供給され得ることを特徴とする、請求項２または３に記載の胴体（１，１ａ）。
6. 前記少なくとも１つのシェル要素（２，２ａ）に断熱要素（８，８ａ）を設けたことを特徴とする、先行する請求項の少なくとも１つに記載の胴体（１，１ａ）。
7. 前記構造要素（５ａ，７）は断熱性を有することを特徴とする、先行する請求項の少なくとも１つに記載の胴体（１，１ａ）。
8. 前記空気流（１０）は、少なくとも１つの弁（１３，１４）により調節され得ることを特徴とする、先行する請求項の少なくとも１つに記載の胴体（１，１ａ）。
9. 前記少なくとも１つの弁（１３，１４）は、調整弁として形成されることを特徴とする、請求項８に記載の胴体（１，１ａ）。
10. 前記少なくとも１つの弁（１３，１４）は、前記圧力調整された内部空間（２０，２２ａ）の内部圧力を少なくとも部分的に調整するために形成されることを特徴とする、請求項８または９に記載の胴体（１，１ａ）。
11. 前記少なくとも１つのシェル要素（２，２ａ）は、金属、繊維複合材料、または金属と繊維複合材料との組み合わせから形成されることを特徴とする、先行する請求項の少なくとも１つに記載の胴体（１，１ａ）。
12. 先行する請求項の少なくとも１つに基づいて形成された胴体（１，１ａ）を有する航空機または宇宙船。
13. 先行する請求項１〜１１の少なくとも１つに基づいて形成された航空機または宇宙船の胴体（１，１ａ）を能動的に断熱する方法であって、前記胴体（１，１ａ）の圧力調整された内部空間（２０，２２ａ）に流出入する空気流（１０）を用いて前記能動断熱を行うことを特徴とする方法。

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