JP2010524756A - 繊維−金属積層体から成る機体スキンを利用した航空機乗客のための火災保護スペース - Google Patents

Abstract

外側スキンを有する胴体セクションを有する、航空機又は宇宙船の機体であって、前記胴体セクションの少なくとも前記外側スキンが、火災の場合に乗客のための安全ゾーンを形成するためのガラス繊維補強アルミニウム積層体から成る機体を提供する。

Description

本発明は、航空機又は宇宙船の機体に関する。本発明は、特に、商業用及び／又は輸送用の航空機の機体における防火装置に関する。

航空機のバーンアウト（焼損）防止における改良の一部として、これに適用されるＦＡＲ（連邦航空法）の第２５．８５６（ｂ）条が、新型の商業用航空機の全てにも最初に適用されるであろう。この法律の要求条件は、キャビン外部での火災の場合に乗客を避難させるための十分な時間が残されているように、４分間のバーンアウト安全時間を保証することにある。これは、一般的に、いかなる場合にも支持構造物の内側に存在する絶縁材の特別な準備を確実にすることにより実行されようとしている。

商業用航空機の機体は、一般に、外側スキンを支持する、横方向及び長手方向に延在する支持構造物から成り、この支持構造物はストリンガ及びリブにより補剛されている。これらのユニット（シェルとも称される）は、セクション及び管状セクションを形成するために互いに結合され、そして最終的に、さらなる組立において圧力胴体を構成する。

航空機のキャビン（客室）には、航空機キャビンと航空機の外側スキンとの間に配置された断熱材及び防音材が設けられている。火災の場合に航空機キャビンを保護するために、このような絶縁材は、耐バーンアウト性の材料から製造される。

しかしこの場合、キャビン通気のための開口部が適切に適合されていなければならない。この場合、キャビン通気のための開口部は、火災の場合に弁によりシールされることができるように、また、火災が煙突作用により拡大することが防止されるように設計されなければならない。一方、弁は、キャビンの通気が可能であるように通常は開放されていなければならない。この場合、弁の開閉は適切に制御及び維持されなければならない。しかし、このような複雑な弁システムは、重量を増大させ、また一方では、製造コスト及び維持コストをかなり増大させる。別の問題は、絶縁材が支持構造を形成しないことである。これは、火災において外側スキンが融解した場合に、絶縁材が支持機能を果たすことができず、従って、キャビンスペースが内破することを意味する。

特許文献１に開示されている最新技術は、ガラス繊維とエポキシ樹脂とから成るプリプレグ層が金属層の間に配置されているハイブリッド材料を記載している。これらの異なる層はオートクレーブプロセスにて互いに接着されて、例えば、圧力胴体のためのスキンパネルとして用いられ得る。

独国特許発明第１９９５６３９４号明細書

本発明は任意のタイプの機体に適用されることができる。しかし、本発明、及び、本発明に関する課題を、商業用航空機の機体に関して、より詳細に説明する。

現代の商用航空機は、原則として、外側スキンと構成部品とからなる胴体装置を有する。この場合、構成部品、すなわち、例えばストリンガ又はリブは、主に胴体の高安定性を達成するためにスキンに連結されている。この場合、これまでスキンは、本質的にアルミニウム又はアルミニウム合金から製造されてきた。しかし、これらの金属は、火災において比較的急速に（約３０秒で）融解し、従って、それ自体では十分なバーンアウト防止をもたらさない。

従って、本発明の目的は、火災の場合に４分より長い時間にわたり十分なバーンアウト防止を保証する機体を提供することにある。

本発明によれば、この目的は、請求項１に記載されている特徴を有する機体により達成される。

従って、火災の場合に乗客用の安全ゾーンを形成するために胴体セクションの少なくとも外側スキンがガラス繊維補強アルミニウム積層体（例えば、「グレア」（ＧＬＡＲＥ）（登録商標））から成る航空機又は宇宙船の機体が提供される。

本発明の基礎を成す概念は、機体に、ガラス繊維補強アルミニウム積層体から成る少なくとも１つの胴体セクション又は胴体長さを設け、それにより、火災の場合に乗客が逃げ込むことができる安全ゾーン又は防火ゾーンを機体に形成することにある。本発明の発明者は、安全ゾーンが、航空機内にいる全ての乗客を、或いは、少なくともビジネスクラスに乗っている乗客を収容することができるような寸法に設計されることを推奨する。

このような胴体セクションは、防火性又は耐バーンアウト性の材料から成る断熱材よりも、火災の場合により長時間にわたって寸法安定性を維持するという点において有利である。従って、乗客は機体のこの領域に逃げ込むことができ、これらの乗客の判断のための時間を得ることができる。

従って、本発明は、機体の少なくとも１つの胴体セクションであって、例えば外部での火災の場合に、より長時間にわたってバーンアウトを防止させ、また、その間に寸法安定性も維持し、その結果、所定時間にわたって内破せずに無傷のまま維持される、少なくとも１つの胴体セクションを設けることを可能にする。

本発明のさらなる実施形態が従属請求項に記載されている。

本発明の一実施形態において、安全ゾーンを形成する胴体セクションが、機体の前方キャビン領域に、例えば、コックピットの後ろのキャビン領域に設けられる。或いは、又はさらに、安全ゾーンを形成する胴体セクションは、機体の後方キャビン領域に、例えば、後方圧力隔壁の前のキャビン領域に配置される。従って、火災が翼部領域にて発生した場合、乗客は、機体の前方領域又は後方領域に、すなわち、安全ゾーンを形成する胴体セクションに逃げ込むことができる。

本発明のさらなる別の実施形態において、安全ゾーンを形成する胴体セクションは、機体の中央キャビン領域に、例えば翼部領域にさらに配置されてもよく、又は、機体のキャビン領域の全体にわたって延在してもよい。原則として、１つより多くの、又は２つの胴体セクションが、材料「グレア」（登録商標）から製造されることができ、例えば、機体の寸法に応じて設けられ得る。この場合、本発明に従う１以上の胴体セクションが、出口または非常出口がある領域に設けられ得る。

本発明の別の実施形態において、安全ゾーンを形成する胴体セクションを形成する部品を連結するための連結要素（例えば、スキン又はスキンパネル、ストリンガ、リブ及び／又はクリップなど）の幾つか又は全てが、火災の場合に少なくとも所定時間にわたり耐熱効果をもたらす材料（例えば、チタン及び／若しくはチタン合金、又は別の適切な材料、或いはこれらの材料の組合せ）から製造される。

本発明の別の実施形態において、連結要素、例えば、リベット、ねじ又はボルトを用いることができる。これらは連結要素の例として列挙されるに過ぎず、決定的なものではない。

本発明のさらなる実施形態によれば、この場合の組合せ材料「グレア」（登録商標）は、いわゆる標準グレア（ガラス繊維補強アルミニウム）（Glass Fibre Reinforced Aluminium）及び／又は、いわゆるＨＳＳ−ＧＬＡＲＥ（高静的強度ガラス繊維補強アルミニウム）（High Static Strength − Glass-Fibre Reinforced Aluminium）を含む。しかし、原則として、少なくとも火災の場合の所定の時間にわたる耐バーンアウト性及び寸法安定性に関して、従来技術におけるＧＬＡＲＥ又はＨＳＳ−ＧＬＡＲＥの特徴に相応する特徴を有する他のタイプの適切な繊維−金属積層体（ＦＭＬ）を用いることも考えられる。

本発明のさらなる実施形態において、機体に、断熱材及び／又は防音材を設けることもできる。この場合、断熱材は、例えば難燃性又は耐バーンアウト性であり得るが、必ずしもそうである必要はない。なぜなら、組合せ材料「グレア」（登録商標）又はそれに相応する材料から製造された胴体セクションが、既にバーンアウト防止を可能にするからである。

本発明の機体は、例えば、商用航空機、すなわち旅客機及び輸送機に用いられ得る。しかし原則として、本発明の機体は、宇宙船にも用いられ得る。

以下に、本発明を、例示的な実施形態を用いて、添付図面を参照しつつ、より詳細に説明する。

従来技術による補剛されたスキンの斜視図である。 従来技術による補剛されたスキンの斜視図である。 図１ａ及び図１ｂによるスキン要素からつくられた胴体シェルの概略図である。 従来技術による断熱材が設けられた、補剛されたスキンの斜視図である。 図３に示した補剛されたスキンの断面図である。 本発明による繊維−金属積層体の構造を示す概略図である。 本発明による航空機胴体の側方概略図である。

図面において、特に明記しない限り、同一の参照番号は、同一の、又は機能的に類似の部品を示す。

図１ａ及び図１ｂは、各々、スキン要素１０（例えば、航空機の外側スキン要素）の斜視図を示す。航空機において、圧力胴体が、一般的に、このようなスキン要素１０の複数のシェルから一体的に製造される。この場合、スキン要素１０は、例えば、スキン１２又はスキンパネルと、長手方向の補剛のためのストリンガ１４とから成る。さらに、リブ１６が、長手方向を横断する方向に設けられ、リブ１６はスキンパネル１２に、クリップ１８又はスラスト羽根により固定されている。

この場合、複数のスキン要素から成る胴体セクションシェル２０が、リブを用いて部分的なシェルとして予め組み立てられ、そしてこれらのシェルが、大きい装置の最終組立にて１つのセクションを形成するために互いに結合される。このようなセクション２０の前面図が図２に概略的に示されている。

断熱材２２が、スキン又はスキンパネル１２、ストリンガ１４及びリブ１６から成る全ての部品上の内側に設置されており、それにより乗客を、機外の大気温度、すなわち、−７０℃（かなりの高度での温度）〜＋５０℃（地上で、航空機が太陽に照射されている場合の温度）から保護する。

この断熱材２２は、先に述べたように、連邦航空法（ＦＡＲ）の第２５．８５６（ｂ）条に準拠するために耐バーンアウト性であるように製造される。ＦＡＲ第２５．８５６（ｂ）条によれば、実証されるべき１．５分間のバーンアウト（焼損までの）時間は、キャビン外部での火災の場合に乗客を避難させるためにより多くの時間が残されるように４分間に延長される。このために、現在用いられている断熱材を、大量のアルミニウム胴体スキンと組合せて用いなければならず、これにより重量が増大するであろう。

耐バーンアウト性の断熱材を設けることにより航空機の重量が増大し、また、例えばキャビン通気のために必要とされる開口部が、上述の弁機構と全く同じような閉鎖機構を有して特別に設けられなければならないであろう。しかし、この設計により重量がさらに増大し、また、断熱層２２が外側スキン１２の内側に配置されるため、寸法的に安定した支持構造を形成しない。

図３及び図４は、図１ａ及び図１ｂに示した補剛されたスキン要素１０を示し、これらの図において、スキン要素１０にさらに断熱材２２が設けられている。図４は、スキン要素１０の、断熱材２２がリブ１６に固定された部分を示す。

一方、外側スキンがガラス繊維補強アルミニウム「グレア」（ＧＬＡＲＥ）（登録商標）から製造された胴体セクションが、外部火災の場合に、より長時間にわたり寸法安定性を維持することが実験により示されている。

これらの実験において、特に、ＦＡＲ２５．８５６条の条件が満たされ、バーンアウトまでの１５分間以上の時間が得られることが示された。

本発明の例示的な実施形態によれば、ガラス繊維補強アルミニウム「グレア」（ＧＬＡＲＥ）（登録商標）から成る積層体２６が胴体セクション２４の製造に用いられる。この場合、胴体セクション２４の外側スキンが完全に「グレア」からつくられる。従って、このような胴体セクション２４は、乗客室の外部での火災の場合に乗客に安全ゾーンを提供する。本発明では、原則として、胴体セクション２４は航空機３０の前方領域２８に、例えばコックピットの後ろに、又は、航空機３０の後方領域３２に設けられる。この場合、例えば、出口又は非常口３４がこれらの領域に設けられる。火災が翼部又は電源装置の領域にて発生した場合、乗客は、前方領域２８又は後方領域３２における本発明の胴体セクション２４に逃げ込むことができる。

本発明によれば、胴体セクション２４は、比較的長いバーンアウト時間を有し、また、それに対応する長時間にわたり、寸法的に安定な状態を維持するため、このような緊急事態において乗客を避難させるためのより多くの時間が残される。

従って、従来技術に関する上述の欠点が、新しい設計及び本発明の機体により排除される。この場合、ごく最近開発された軽量のガラス繊維補強アルミニウム積層体「グレア」（登録商標）が、スキンパネル又はスキン層のために、すなわち、保護セルのための一体ユニットとして、火災に対する防護が必ず設けられなければならない位置に用いられ、従って、この位置において、支持構造も、より長い時間にわたり寸法安定性が維持される。これは、材料「グレア」（登録商標）が航空機に、以前の場合のように幾つかの領域での破裂防止として機能するために単に部分的に設けられるのではなく、火災の場合に安全ゾーンをもたらすために、完全な胴体セクションの少なくとも外側スキンも確実にこの材料から形成されることを意味する。

この場合、胴体セクション２４の領域にて、構造部品（例えば、ストリンガ、リブ、クリップ、及び／又はスラスト羽根）を、選択的に且つ追加的に材料「グレア」（登録商標）から形成することも考えられる。これらの構造部品は単なる例として示されており決定的ではない。しかし原則として、「グレア」（登録商標）から成る外側スキンは、適切なバーンアウト防止部を形成し、且つ、火災の場合に寸法安定性をもたらす。しかし、先に述べたように、少なくとも個々の構成部品もまたグレアから製造されるならば、これらのバーンアウト防止及び寸法安定性がさらに補助されることができる。

ガラス繊維補強アルミニウム積層体「グレア」（登録商標）が、所定の期間にわたるバーンアウト安全性を保証し、且つ、アルミニウムスキンよりも密度が低く、従ってより軽量であるため、断熱材２２が変更される必要はなく、要求されるキャビン通気を維持することができる。すなわち、従来の断熱材２２をそのまま用いることができ、例えば難燃性又は耐バーンアウト性の断熱材に交換することは必要でない。さらには、先に述べたような完成された弁機構、すなわち、火災の際に煙突作用による火炎拡大防止のためにキャビン通気用開口部をシールする弁機構を省くことも可能である。

しかし、原則として、難燃性及び／又は耐バーンアウト性の断熱材２２も用いられ得る。

図５は、例えば本発明にて用いられることができるガラス繊維補強アルミニウム積層体「グレア」（登録商標）の基本構造を概略的に示す。この構造において、積層体２６は、例えば、３層のアルミニウムシート３６と、アルミニウム層３６の間に配置されたガラス繊維マット３８とから成る。この場合、材料層はオートクレーブにて接着される。アルミニウムシート３６及びガラス繊維マット３８の層の数は、機能及び使用目的に従って任意に変更され得る。図５に示した構造は例示的なものに過ぎず、本発明はこの構造に限定されない。

ガラス繊維補強アルミニウム積層体「グレア」（登録商標）の使用許諾は、エアバス社公文書ＥＭＦ−７２３／９９に準拠して文書化されており、また、欧州及び米国航空局及びエアバス社により、議題５（Issue 5）にて承認されている。標準検査に従う、火災の場合の「グレア」（登録商標）の耐バーンアウト性、及び「グレア」（登録商標）からの有毒ガスの発生が、報告書ＤＭＦ−７２３／９９の第Ｃ３章に示されている。両方の基準が航空業界の適用法令に準じて満たされており、バーンアウト時間は１５分間よりも長い。

火災の場合には、ガラス繊維補強アルミニウム積層体が用いられている外側アルミニウム層が最初に燃焼し、次いで、第１のガラス繊維層が、バーンアウトに対するバリアを形成する。同時に、温度は、火炎の反対側にて許容可能な２００°Ｃに維持される。

ガラス繊維補強アルミニウム積層体「グレア」（登録商標）は、従来のアルミニウムシートと全く同様に加工される。シート端の分離点は、例えばチタンボルトを用いて、その分離点においても構造的一体性が維持されるように連結されなければならない。例えばアルミニウムボルトを用いた場合には、チタンボルトとは異なり、溶解するであろう。

商用航空機は、一般に、横方向及び長手方向に補剛された支持構造物、例えば、ストリンガとリブとの組合せから成り、これらが外側スキンを支持する。これらのユニット（シェルとも称される）が互いに結合されてセクション２０（例えば管状のセクション）を形成し、そして、さらに組み立てられて圧力胴体を形成する。

ガラス繊維補強アルミニウム積層体「グレア」（登録商標）を外側スキンに用いる場合、バーンアウトに対してより長い時間にわたり寸法的に安定な状態を維持する航空機のセクション、すなわち胴体セクション２４をつくることができ、従って、危険にさらされている乗客に、乗客が完全に避難できるまで避難領域を提供することができる。

このような保護セル２４は、図６に示されているように、例えば、機体の前方領域及び／又は後方領域２８，３４に、翼部火災の場合に乗客が逃げ込む領域を提供するために配置されることができる。例えば、これらの領域における全てのドア３４及びゲートが、ガラス繊維補強アルミニウム積層体「グレア」（登録商標）から成る同一のスキンを用いて製造される。最小限の個数の連結要素、例えば、リベット、ボルト、ねじ及び／又はクリップなどが、例えばチタン材料、若しくは別の耐熱材料、又はこれらの材料の組合せから提供される。

本文にて好ましい例示的な実施形態に関連して本発明を記載してきたが、本発明は、これらの実施形態に限定されずに多くの異なる方法で変更することができる。

１０ スキン要素
１２ スキン
１４ ストリンガ
１６ リブ
１８ クリップ
２０ 胴体セクションシェル
２２ 断熱材
２４ 胴体セクション
２６ グレア積層体
２８ 前方領域（航空機）
３０ 航空機
３２ 後方領域（航空機）
３４ 緊急出口用出口
３６ アルミニウムシート
３８ ガラス繊維マット

Claims (10)

1. 外側スキンを有する胴体セクション（２４）を備える航空機又は宇宙船の機体において、
   前記機体の前記胴体セクション（２４）の少なくとも前記外側スキンが、火災の場合に乗客用の安全ゾーンを形成するためのガラス繊維アルミニウム積層体（２６）から成り、最小限の個数の連結要素がチタン材料、若しくは別の耐熱材料、又はこれらの材料の組合せから成ることを特徴とする機体。
2. 前記胴体セクション（２４）の前記外側スキンが完全に前記ガラス繊維補強アルミニウム積層体（２６）から成ることを特徴とする請求項１に記載の機体。
3. 安全ゾーンを形成する前記胴体セクション（２４）が、前記機体の前方キャビン領域（２８）に、例えばコックピットの後ろのキャビン領域に設けられ、且つ／又は、安全ゾーンを形成する前記胴体セクション（２４）が、前記機体の後方キャビン領域（３２）に、例えば前記後方圧力隔壁の前方のキャビン領域に配置される、且つ／又は、安全ゾーンを形成する前記胴体セクション（２４）が、中央キャビン領域に、例えば翼部領域に配置されることを特徴とする、請求項１又は２に記載の機体。
4. 安全ゾーンを形成する前記胴体セクション（２４）が、前記機体の前記キャビン領域の少なくとも全体にわたって延在することを特徴とする請求項１又は２に記載の機体。
5. 前記胴体セクション（２４）が安全ゾーンを形成する場合、前記連結要素が、チタン及び／又はチタン合金から製造されることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれかに記載の機体。
6. 前記連結要素が、例えば、リベット、ねじ、及び／又はボルトとして設計されることを特徴とする請求項５に記載の機体。
7. 前記機体又は前記機体の少なくとも１つのセクションの内側に、断熱材及び／又は防音材（２２）が設けられていることを特徴とする請求項１から請求項６のいずれかに記載の機体。
8. 安全ゾーンを形成する少なくとも前記胴体セクション（２４）の前記ストリンガ、リブ、クリップ及び／又はスラスト羽根の全て又は幾つかが、ガラス繊維補強アルミニウム積層体（２６）から成ることを特徴とする請求項１から請求項７のいずれかに記載の機体。
9. ガラス繊維補強アルミニウム積層体（２６）として、例えば「スタンダードグレア」及び／又は「ＨＳＳ−グレア」の材料が用いられることを特徴とする請求項１から請求項８のいずれかに記載の機体。
10. 請求項１から請求項９のいずれかに記載の機体を有する旅客機又は商業用航空機。

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