JP2010531769A - リブ部材及びクロスメンバ部材を備えた構造部品 - Google Patents

Abstract

本発明は外板を有する航空機又は宇宙船用の構造部品を提供する。前記構造部品は前記外板を補強するリブ部材とクロスメンバ部材とを有している。前記リブ部材は前記外板の内側形状に対応した円弧状に曲げられている。前記クロスメンバ部材は前記リブ部材よりも高強度を有している。他の観点からは本発明は前記構造部品を備えた航空機を提供する。
【選択図】図２

Description

本発明は、航空機又は宇宙船用の構造部品、特に、リブ部材及びクロスメンバ部材を備えた構造部品に関する。
本発明は、さらに、前記構造部品を備えた航空機に関する。

本発明は、補強された外板を有する種々の軽量構造体に適用可能であるが、航空機体の底面側について本発明及び本発明が解決しようとする問題点について詳細に説明する。

航空機用の胴体枠は、一般的に、航空機の長手方向に延在する梁の二次元構造と航空機の長手方向に対して直交する方向に延在し強化部材として作用するリブとによって内側が補強されている外板を用いたいわゆる軽量化デザインによって製造される。航空機の内側においては、航空機の使用に関連する部品又は構造体、例えば、荷物室フロア又は客室フロア等が、前記リブに締結される。

図１は、例示として、実質的に筒状とされた商業用の従来の航空機体の下半分の断面を示している。理解容易化を図る為に特定の部分しか図示されていない外板１００の内側にはリブ１０６が環状に延在している。前記リブ１０６は、前記外板１００に当接する足側に、標準リセス１１２を有しており、航空機の長手方向に沿った梁１１０が前記リセス１１２を介して前記リブを貫通して延びている。

前記航空機体には、最も幅広な位置の近傍に客室フロア１０８が備えられている。前記客室フロア１０８は両端エッジにおいて前記リブ１０６に直接的に支持されつつ、前記両端エッジの間において前記リブ１０６に対して直交する方向に延びる支持ロッド１１４，１１４’によって支持されている。前記客室フロア１０８のレール１１６が航空機の長手方向に沿って延びており、前記航空機が旅客輸送の為に使用される場合には、前記レール１１６が図略の乗客シートを支持する。

水平方向延在保持クロスメンバ１２６等を有する保持構造体１１８が航空機の底面１０２の近傍において前記リブ１０６に締結されている。前記保持クロスメンバは、両端において前記リブ１０６に直接に締結されており、さらに、通常は、前記両端の間の領域において前記リブ１０６に立設された中央支持体１２２及び横側支柱１２４によって支持されている。中央形状体１２０が前記保持クロスメンバ１２６の中央において航空機の長手方向に沿って延びている。保持クロスメンバ１２６，中央形状体１２０及び横側装着支持レール１０５が、理解容易化を図る為に一部のみを図示している保持フロア１０４を支持している。

数十年間に亘って、前述した前記保持フロア構造及び前記客室フロア構造、さらには前記外板，前記梁及び前記リブを形成する為の従来の材料としてアルミニウムやアルミニウム合金が使用されている。しかしながら、強度及び剛性を同程度に維持しつつ航空機の総質量を削減して飛行時におけるエネルギ消費量を削減できるという理由から、前記従来の材料が段々と複合繊維材料にとってかわってきている。アルミニウム材料に対する複合繊維材料のさらなる利点としては、素材疲労が起こりにくいこと及び腐食問題を回避し得ることが挙げられる。

しかしながら、アルミニウム材料を複合繊維材料に交換する場合においては、負荷限界を超える負荷が掛かった際の両材料の挙動が全く異なるという事実を考慮する必要がある。アルミニウム材料は過度の負荷が掛かった状況下では段階的な塑性変形を起こしやすく、そのような挙動をする際にエネルギを吸収する。一方、複合繊維材料、特にＣＦＰの場合には、エネルギの吸収が大変に低く、材料の突然の破砕が生じ易い。このような理由から、過度の負荷が掛かった状況下、例えば、低空からの衝突が起こった場合において、前記構造体がアルミニウム材料で製造されているか又は複合繊維材料で製造されているかに依存して、図１に示される航空機構造体は大変に異なった挙動を示す。

図１に示す構造体がアルミニウム材料で製造されている場合には、航空機体の底面１０２に作用する衝撃力の影響を受けて、外板１００，梁１１０及びリブ１０６は保持構造体１１８と共に変形する。この結果、衝撃エネルギの大部分が吸収され、キャビンの上方領域内の構造部品には均等な減速力が作用する。これは客室フロア１０８上の乗客に作用する加速度を制限し、生存確率を上昇させる。

一方、図１に示す構造体が複合繊維材料で製造されている場合には、外板１００，梁１１０及びリブ１０６に脆性破壊が生じ、エネルギは殆ど吸収されない。横たわるように配設された保持構造体１１８だけが航空動作中に生じた荷重をリブ１０６へそらすように構成されている為に、その部分で早期の破壊が生じ易い。前記保持構造体の領域においてはエネルギ吸収が少ない為に、衝撃エネルギの大部分は横側シェル１０９及び支持ロッド１１４，１１４’に導入され、前記ロッドは折れるか又は客室を貫通して乗客の身体的危害から生命及び自由を危険にさらす。

本発明の目的は、航空機構造体、特に、複合繊維材料で製造されている航空機構造体の過負荷時におけるエネルギ吸収動作を向上させることである。

前記目的は、請求項１の特徴を備えた構造部品及び請求項１９の特徴を備えた航空機によって達成される。

本発明の基礎となる思想は、リブ部材と前記リブ部材よりも高剛性／高強度のクロスメンバ部材を組み合わせてなる航空機又は宇宙船用の構造部品を提供することである。前記リブ部材は前記航空機又は宇宙船における外板を専ら補強するように作用し、この目的の為に、前記外板の内側形状に対応した円弧状に曲げられている。前記クロスメンバ部材は、前記リブ部材における２つの円弧領域を横方向に接続し、前記リブ部材よりも大きな量の機械的荷重を構造的に吸収する。

前記クロスメンバ部材は前記リブ部材の前記円弧領域を横方向に接続するものであるから、前記クロスメンバ部材は前記リブ部材よりも前記外板から離間している。前記航空機又は宇宙船の外表面に過荷重が付加されると、前記リブ部材がまず破断して、衝撃エネルギの若干量を吸収する。前記クロスメンバ部材は前記リブ部材よりも高剛性／高強度を有しているから、前記クロスメンバ部材は前記リブ部材と同時には破断しないが、前記リブ部材の破断によって低減されたエネルギの影響を受けて、段階的に時間の経過に伴って揺らされる。前記航空機又は宇宙性は段階的で且つより緩やかに破断され、これにより、乗客に対する危険性が低減される。

本発明の有利な構成及び改良は従属請求項に記載されている。

好ましい改良においては、前記リブ部材の荷重導入ゾーンを前記クロスメンバ部材の対向する支持領域に連結する少なくとも一つのエネルギ吸収部材がさらに備えられる。この構成は、衝撃が加わって前記リブ部材が破砕された後であっても少なくとも一つの破片が前記エネルギ吸収部材によって支持されて前記クロスメンバ部材に残存されることになる点において、特に有利である。前記衝撃のさらなる過程において、前記エネルギ吸収部材は未だ損傷していない前記クロスメンバ部材に向けて押動され、前記エネルギ吸収部材の特有の形状の為にエネルギは吸収され続ける。これにより、前記航空機又は宇宙船が均等に破壊されることが保証される。

好ましい改良形態においては、前記エネルギ吸収部材は前記リブ部材に直交する方向及び／又は前記クロスメンバに直交する方向に略沿って延在する。この構成は大変に安定した支持を提供し、従って、少ない材料使用量で高いエネルギ吸収を提供する。

好ましい改良形態においては、前記エネルギ吸収部材は、前記リブ部材に対向する端部に、過荷重が付加された際に他の領域よりも早く破断するように構成されたトリガー領域を有する。前記エネルギ吸収部材は、例えば、開口を形成したり又は部分的に繊維層を取り除くことによって前記トリガー領域において特に強度が弱められる。この構成によれば、まず前記リブ部材の近傍において破断が生じ、その後に、破断又は破壊が前記エネルギ吸収部材に沿って前記クロスメンバ部材に向かって安定的に起こることになる。

好ましい改良形態においては、前記エネルギ吸収部材は、前記クロスメンバ部材の方向に沿って局所機械強度が増加するように構成される。前述した構成の為に、まず、前記エネルギ吸収部材のうち前記外板に近接する領域がエネルギを吸収し、内側に位置する領域は無傷のままとされる。この構成は、前記エネルギ吸収部材の破壊が進行する過程において、前記エネルギ吸収部材の前記クロスメンバ部材への連結性を向上させる。

好ましい改良形態においては、前記エネルギ吸収部材は形状部品（profile part）として形成される。この構成は、前記エネルギ吸収部材に座屈安定性を与え、且つ、比較的に少ない質量増加で高いエネルギ吸収性を与える。

前記エネルギ吸収部材は、好ましくは、円型形状又は楕円型形状等の閉塞形状体を有し得る。このような形状体を有することによって、大変に高い座屈安定性及び大変に高いエネルギ吸収特性を有することができる。

これに代えて、前記エネルギ吸収部材は、Ω型形状，半円型形状又は半楕円型形状等のの半閉塞形状体を有することも可能である。斯かる形状体を有することによって、材料及び質量を削減しつつ、その開放側が表面、即ち、前記リブ部材及び前記クロスメンバ部材の間に備えられる支持支柱に締結されることを可能とする。

好ましい改良形態においては、前記エネルギ吸収部材は、前記リブ部材及び／又は前記クロスメンバ部材に一体的に形成される。斯かる構成によれば、部品小型化による製造コストの削減、及び、連結部材の不要化による軽量化を図ることができる。

好ましい改良形態においては、前記リブ部材は前記航空機又は宇宙船の機体底面側において前記外板を補強するように構成される。低空飛行での衝突は一般的にまず機体の底面側に衝撃を与えることになるから、斯かる構成は有用である。

好ましい改良形態においては、前記リブ部材はＺ型又はＬ型形状体を有し得る。これらの形状体はエネルギ吸収部材を一方側に容易に装着させることを可能とするから、斯かる改良形態は特に有用である。

好ましい改良形態においては、前記クロスメンバ部材は前記航空機又は宇宙船における保持フロアを支持するように構成される。前記クロスメンバ部材が二つの作用を奏するように構成することで、重量及びコストの削減を図ることができる。

好ましい改良形態においては、前記クロスメンバ部材は前記リブ部材の前記２つの円弧領域の間において略直線状に延びている。斯かる構成によれば、少ない材料使用量で支持安定化を図ることができる。

好ましい改良形態においては、前記クロスメンバ部材はＪ型又はＩ型形状体を有し得る。これらの形状体は前記リブ部材の方向からの曲げ荷重に対して高い剛性を有しているから、この改良形態は特に有用である。さらに、非対称のＪ型形状体においては、一方側にエネルギ吸収部材の装着スペースを確保することができる。

好ましい改良形態においては、前記リブ部材は前記クロスメンバ部材と一体形成される。斯かる構成によれば、部品点数の削減によって製造コストの低廉化を図ることができる。この構成は、前記構造部品がアルミニウムによって製造される場合に、特に有効である。

好ましい改良形態においては、前記円弧領域の少なくとも一方を前記航空機又は宇宙船の補強部材に連結する為の少なくとも一つの連結部材がさらに備えられる。前記連結部材は前記補強部材より機械的強度が小とされる。衝撃が加わった際に、前記リブ部材及び前記クロスメンバ部材によって吸収されなかったエネルギは前記補強部材に連結された前記航空機又は宇宙船の他の部分へ前記連結部材を介して導入されるから、斯かる構成は有効である。前記連結部材の機械的強度が前記補強部材の機械的強度よりも小とされているから、さらなるエネルギの吸収によって前記連結部材がまず破断し、これにより、例えば、客室に作用する減速が低減される。

好ましくは、前記連結部材の機械的強度は前記クロスメンバ部材の機械的強度よりも小とされる。斯かる構成によれば、衝撃が加わった際において前記クロスメンバ部材の安定化作用を維持することができる。さらに、好ましくは、前記連結部材の機械的強度は前記エネルギ吸収部材の機械的強度よりも大とされ、これにより、前記エネルギ吸収部材の破断が完了するまで前記連結部材がエネルギの吸収をし始めないように構成することができる。斯かる構成によれば、航空機構造の連続的でより均等な破壊がもたらされる。

図１は、従来の航空機体の下側半分の模式断面図である。 図２は、実施の形態１に係る構造部品の斜視図である。 図３Ａ〜図３Ｃは、異なる実施の形態に係る構造部品の模式形状断面図である。 図４は、実施の形態２に係る構造部品の斜視図である。 図５は、本発明の一実施の形態に係る航空機体の下側半分の模式断面図である。

以下、添付する図面を参照しつつ例示する実施の形態を用いて本発明を詳細に説明する。
なお、図面において、同一部材又は同じ作用を奏する部材については、そうでない旨の記載が無い限り、同一符号を付している。

図２は、航空機体の外板の底面側を補強する為の構造体を斜視状態で示している。前記構造体２００は、炭素繊維強化プラスチックによって一体形成されている。

前記構造体２００は、Ｌ型形状体を有し且つ補強されるべき外板の航空機体の底面側における内側湾曲に対応した円弧状に曲げられたリブ部材２０２を有している。前記外板に対して当接するように前記Ｌ型形状体によって形成されたリブ脚部は、リセス１１２によって等間隔に分断されており、前記構造体２００が航空機体に組み込まれる際には補強梁が前記リセス１１２を介して航空機の長手方向に沿って延びて外板の開口を貫通する。

前記リブ部材２０２の両端部の円弧領域２０６，２０６’はクロスメンバ部材２０４によって弦に似たように直線的に連結されている。前記クロスメンバ部材は“Ｊ”型形状体を有しており、且つ、前記リブ部材２０２よりも肉厚の壁を有するように形成されている。前記形状体及び肉厚壁によって、前記クロスメンバ部材２０４は前記リブ部材２０２よりも大変に高剛性とされている。

前記リブ部材２０２は、中央領域において、前記クロスメンバ部材２０４に対して２つの支持支柱２０７によって支持されている。前記支持支柱２０７は、前記リブ部材２０２に対して略直交する方向、即ち、前記リブ部材２０２によって画される円弧の径方向に沿って延びている。前記支持支柱２０７は前記クロスメンバ２０４よりも小さい機械的強度を有している。

例えば、前記航空機の底面への衝撃又は衝突によって前記リブ部材２０２が破断すると、前記リブ部材２０２の断片は当初においては前記支持支柱２０７によって前記クロスメンバ部材２０４に支持された状態に維持される。しかしながら、前記支持支柱２０７の強度が低い為に、前記衝撃の強度に応じて前記支持支柱は前記衝撃のさらなる進行によって破壊され、前記リブ部材２０２の断片は前記クロスメンバ２０４に近づく。好ましくは、前記支持支柱は中空形状等のエネルギ吸収部材として形成され、これにより、この破壊過程において前記支持支柱がエネルギの大部分を吸収する。なお、このエネルギ吸収は、デザインに応じて、連続的な破壊又は崩壊を介して行われる。これに代えて、前記支持支柱２０７は、図示は省略するが、別体として製造され、前記支持支柱２０７に装着され且つ前記支持支柱に対して平行に延びるエネルギ吸収部材を支持するように構成される。

図３Ａは、構造部品２００，例えば図２に示された部品における形状体の断面を実線で示している。前記リブ部材２０２の前記形状体の“Ｌ”型及び前記クロスメンバ部材２０４の前記形状体の“Ｊ”型が図示されている。前記クロスメンバ部材２０４の“Ｊ”型形状体における３つの水平方向延在ベルト領域は、前記リブ部材２０２の“Ｌ”型形状体における水平方向延在ベルト領域と対向しており、比較すると、前記クロスメンバ部材２０４により高い剛性を要求する。剛性の相違は、前記リブ部材２０２の水平形状領域（ベルト）が前記クロスメンバ部材２０４のベルトの対応幅Ｗよりも狭い幅ｗを有している点において、さらに増長される。

前記クロスメンバ部材２０４及び前記リブ部材２０２の形状体は種々変形可能である。変形可能な態様が図３Ａにおいて破線で示されている。例えば、前記クロスメンバ部材２０４は、追加の水平方向延在領域３００を加えることによって、“Ｉ”型形状を有するように構成され得る。同時に又はこれに代えて、前記リブ部材２０２の形態は追加の水平方向延在領域３０２を加えることによって“Ｚ”型形状を有するように構成され得る。

前記支持支柱２０７は単純な平板形状を有しており、その結果、前記支持支柱の強度は前記リブ部材２０２及び前記クロスメンバ部材２０４のそれぞれの強度よりも低いものとされる。

図３Ｂ及び図３Ｃは、例示として、構造部品２００の他の形態を模式断面で示している。この場合においては、前記構造部品２００は一体的に製造されるのではなく、個々の部品が通常の方法で組み付けられることで製造されている。

図３Ｂに示された形状体の場合においては、前記リブ部材２０２は、例えば、リブ脚形状部３０４及びリブ翼部３０６を有している。前記クロスメンバ部材２０４は、クロスメンバヘッド領域３０８及びクロスメンバ翼部３１０を有している。中央領域３１２は、支持支柱２０７に加えて、前記リブ部材２０２の領域及び前記クロスメンバ部材２０４の領域を有している。

図３Ｃに示された形状体は、２つのＵ型形状半割体３１４，３１６を有し、これらの半割体の壁が前記クロスメンバ部材２０４の領域においてオーバーラップされており、これにより、より高い剛性を提供している。

図４は、構造部品２００のさらなる他の形態を斜視状態で示している。図２に示された形態におけると同様に、前記構造部品２００はリブ部材２０２及び前記リブ部材２０２と一体形成されたクロスメンバ部材２０４を有しており、前記クロスメンバ部材２０４は前記リブ部材における２つの円弧領域２０６，２０６’の間を直線状に連結している。前記連結された円弧領域２０６，２０６’は前記リブ部材２０２の端部には位置していない。詳しくは、前記リブ部材２０２は前記円弧領域２０６，２０６’を越えて延び且つ標準リブ等の航空機体のさらなる補強部材に連結する為の連結部材２１４で終焉している。

前記クロスメンバ部材２０４の形状体はＴ型とされており、Ｔ型におけるクロスビームが上側に配置されている。前記リブ部材２０２は、前記クロスメンバ部材２０４に連結される前記円弧領域２０６，２０６’の領域においてはＬ型形状体を有しており、前記Ｌ型形状体は前記円弧領域２０６，２０６’の外側に配設された他の領域においては標準リブのＺ型形状体へ移行している。

前記クロスメンバ部材２０４のＴ型形状体及び前記リブ部材２０２のＬ型形状体は両側面に平坦な当接面を有しており、前記クロスメンバ部材２０４に直交する方向に延びる半閉塞のΩ型形状体を有するエネルギ吸収部材２０８が前記当接面に載置されている。前記エネルギ吸収部材は別部材として製造されており、接着剤，リベット及び／又はボルトによって前記リブ部材２０２及び前記クロスメンバ部材２０４に連結されている。前記エネルギ吸収部材２０８は、例えば、ＣＦＰ，金属又はサンドイッチ構造等の他の複合材料から製造され得る。この場合において、前記エネルギ吸収部材２０８を製造する為の金属は、前記リブ部材２０２及び前記クロスメンバ部材の金属とは独立して選択可能であり、これにより、前記エネルギ吸収特性の最適化を可及的に図ることができる。各エネルギ吸収部材２０８における前記リブ部材２０２と対向する端部にはトリガー領域２０９が形成されており、過負荷が掛かった際に前記エネルギ吸収部材２０８の他の領域よりも早く前記トリガー領域が破断するようになっている。

さらに、前記リブ部材２０２及び前記クロスメンバ部材２０４の間には横側支持支柱２０７が介挿されており、前記支柱は、例示されているように、前記リブ部材２０２及び前記クロスメンバ部材２０４と一体形成される。前記支柱は、さらに、例えば中空形態を有するように形成され、この場合には衝撃力が加わった際にエネルギ吸収部材２０８として作用し得る。

図５は、本発明の一形態に係る構造部品２００を有する航空機体の下側半分を図１と同様の模式断面状態で示している。図１におけると同様に、梁１１０を有する外板１００は理解容易化の為に部分的にのみ図示されている。

前記構造部品２００は、航空機体の下側における外板１００に対応して曲げられたリブ部材２０２と、例えば一体型ＣＦＰ又はアルミニウム部品として一体形成されたクロスメンバ部材２０４とを有しており、さらに、両部材の間において直交する方向に延びる３つのエネルギ吸収部材２０８を有している。この場合において、前記リブ部材２０２は、前記クロスメンバ部材２０４によって連結される円弧領域２０６，２０６’の機械的強度が前記円弧領域２０６，２０６’の外側に配設された領域であって、両端部において連結部材２１４を介して構造部品に連結される標準リブ１０６の形状体に対応した形状体を有する領域の機械的強度よりも低くなるように、構成されている。前記連結部材２１４は、前記エネルギ吸収部材２０８より高強度で、且つ、前記標準リブ１０６より低強度とされる。

前記クロスメンバ部材２０４は、前記リブ部材２０２の円弧領域２０６，２０６’の間において直線状に水平に延びており、前記円弧領域２０６，２０６’の間における前記リブ部材２０２よりも機械的強度が高くなるように形成されている。前記クロスメンバ部材は、理解容易化の為に部分的にしか図示されていない保持フロア１０４を支持している。航空機体の他の構造は、図１におけると変わらない状態で図示されている。

通常の飛行動作において、図示の前記構造部品は通常の構造負荷を支持し、特に、前記クロスメンバ部材２０４が、従来の構造においてはその高剛性の為に標準リブ１０６によって支持される荷重を吸収する。

例えば緊急着陸時等における地面への衝突又は激突に際し、前記構造部品は、前記リブ部材２０２がまず変形／破壊されて剛性のクロスメンバ部材２０４に向けて押圧されるという段階的なエネルギの吸収動作を行う。ここで、前記エネルギ吸収部材２０８は、エネルギの吸収動作の期間に亘って、変形及び／又は破断によって徐々に破壊される。前記エネルギ吸収部材２０８の動作が完全に終了すると、前記リブ部材２０２が前記クロスメンバ２０４に衝突する。前記クロスメンバ部材２０４によって載置構造体に伝達される荷重の為に、前記連結部材２１４は前記エネルギ吸収部材の後の次に弱い部品として破断する。前記エネルギ吸収部材と同様に、好ましくは、前記連結部材はこの過程の間において所定の大きさのエネルギを吸収するように構成される。前記連結部材２１４の動作が完全に終了する直前に、前述の段階的なエネルギ吸収によってかなり低減された衝撃エネルギが載置構造体に付加される。従来の航空機構造体と比較すると、支持ロッド１１４，１１４’及び横側シェルのリブ１０６を介して客室フロア１０８及びシートレール１１６に導入される荷重は大きく低減される。

好ましい例示形態を用いて本発明を説明したが、本発明はこれらの限定されるものではなく、種々の異なる態様への変更が可能である。

例えば、エネルギ吸収部材は閉塞された形状体によって構成され得る。前記リブ部材及び前記クロスメンバ部材の双方の一方側の側面及び両側の側面にエネルギ吸収部材を追加することも可能である。

１００ 外板
１０２ 機体底面側
１０４ 保持フロア
１０５ 支持レール
１０６ 補強部材（リブ）
１０８ 客室フロア
１０９ 横側シェル
１１０ 梁
１１２ リセス
１１４，１１４’ 支持ロッド
１１６ 客室シートレール
１１８ 保持構造体
１２０ 中央形状体
１２２ 中央支持体
１２４，１２４’ 横側支持体
１２６ 保持クロスメンバ
２００ 構造部品
２０２ リブ部材
２０４ クロスメンバ部材
２０６，２０６’ 円弧領域
２０７ 支持支柱
２０８ エネルギ吸収部材
２０９ トリガー領域
２１０ 荷重導入ゾーン
２１２ 支持セクション
２１４ 連結部材
３００，３０２ 水平方向延在領域
３０４ リブ脚形状部
３０６ リブ翼部
３０８ クロスメンバヘッド領域
３１０ クロスメンバ翼部
３１２ 中央形状部
３１４，３１６ Ｕ型形態
Ｗ クロスメンバ形態セクションの幅
ｗ リブ形態セクションの幅

Claims (20)

1. 航空機又は宇宙船用の機体構造であって、
   円弧状の内側形状を有する外板（１００）と、構造部品（２００）とを備え、
   前記構造部品（２００）は、
   前記外板を補強するリブ部材（２０２）であって、前記内側形状に対応した円弧状に曲げられたリブ部材（２０２）と、
   前記リブ部材（２０２）における２つの円弧領域（２０６，２０６’）を互いに横断方向に連結し且つ前記リブ部材（２０２）よりも高剛性とされたクロスメンバ部材（２０４）とを有していることを特徴とする機体構造。
2. 前記リブ部材（２０２）における荷重導入ゾーン（２１０）を前記クロスメンバ部材（２０４）の対向する支持領域（２１２）に連結する少なくとも一つのエネルギ吸収部材（２０８）がさらに備えられていることを特徴とする請求項１に記載の機体構造。
3. 前記エネルギ吸収部材（２０８）は前記リブ部材（２０２）に対して略直交する方向に沿って延びていることを特徴とする請求項２に記載の機体構造。
4. 前記エネルギ吸収部材（２０８）は前記クロスメンバ部材（２０４）に対して略直交する方向に沿って延びていることを特徴とする請求項２又は３に記載の機体構造。
5. 前記エネルギ吸収部材（２０８）は、前記リブ部材（２０２）に対向する端部に、前記エネルギ吸収部材（２０８）に過荷重が付加された際に該エネルギ吸収部材（２０８）の他の領域よりも早く破断するように構成されたトリガー領域（２０９）を有していることを特徴とする請求項２から４の何れかに記載の機体構造。
6. 前記エネルギ吸収部材（２０８）は前記クロスメンバ部材（２０４）の方向に沿って局所機械強度が増加していることを特徴とする請求項２から５の何れかに記載の機体構造。
7. 前記エネルギ吸収部材（２０８）は形状部品として形成されていることを特徴とする請求項２から６の何れかに記載の機体構造。
8. 前記エネルギ吸収部材（２０８）は円形状又は楕円形状等の閉塞形状体を有していることを特徴とする請求項７に記載の機体構造。
9. 前記エネルギ吸収部材（２０８）はΩ型形状，半円形状又は半楕円形状等のの半閉塞形状体を有していることを特徴とする請求項７に記載の機体構造。
10. 前記エネルギ吸収部材（２０８）は前記リブ部材（２０２）及び／又は前記クロスメンバ部材（２０４）と一体形成されていることを特徴とする請求項２から９の何れかに記載の機体構造。
11. 前記リブ部材（２０２）は前記航空機又は宇宙船の機体底面側（１０２）において前記外板（１００）を補強していることを特徴とする請求項１から１０の何れかに記載の機体構造。
12. 前記リブ部材（２０）はＺ型又はＬ型形状体を有していることを特徴とする請求項１から１１の何れかに記載の機体構造。
13. 前記クロスメンバ部材（２０４）は前記航空機又は宇宙船における保持フロア（１０４）を支持するように構成されていることを特徴とする請求項１から１２の何れかに記載の機体構造。
14. 前記クロスメンバ部材（２０４）は前記２つの円弧領域（２０６，２０６’）の間において略直線状に延びていることを特徴とする請求項１から１３の何れかに記載の機体構造。
15. 前記クロスメンバ部材（２０４）はＪ型又はＩ型形状体を有していることを特徴とする請求項１から１４の何れかに記載の機体構造。
16. 前記リブ部材（２０２）は前記クロスメンバ部材（２０４）と一体形成されていることを特徴とする請求項１から１５の何れかに記載の機体構造。
17. 前記外板（１００）を補強する補強部材（１０６）と前記円弧領域（２０６，２０６’）の少なくとも一方を前記補強部材（１０６）に連結する少なくとも一つの連結部材（２１４）とをさらに備え、
    前記連結部材（２１４）は前記補強部材（１０６）より機械的強度が小とされていることを特徴とする請求項１から１６の何れかに記載の機体構造。
18. 前記連結部材（２１４）の機械的強度は前記クロスメンバ部材（２０４）の機械的強度よりも小とされていることを特徴とする請求項１７に記載の機体構造。
19. 前記連結部材（２１４）の機械的強度は前記エネルギ吸収部材（２０８）の機械的強度よりも大とされていることを特徴とする請求項１７又は１８に記載の機体構造。
20. 請求項１から１９の少なくとも一の請求項に係る機体構造を有することを特徴とする航空機。

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