JP2010533622A - 少なくとも一つの中空形状部を備えるプロファイル部 - Google Patents

Abstract

本発明は、航空機や宇宙機に使用するためのプロファイル部（２８）であって、少なくとも一つの中空形状部（１８）と、少なくとも一つのＴ及び／又はＬ形状部（３０）と、を備えることを特徴とするプロファイル部（２８）を提供する。
【選択図】図３

Description

本発明は、少なくとも一つの中空形状部を備えるプロファイル部に関するものであり、例えば、ストリンガー（stringer）やフォーマー（former）として、航空機の組み立てにおける分野や航空宇宙産業において、利用され得る。

現代の商業用航空機の胴体は、外板と構造要素とからなる胴体配置を基本的に備える。例えばストリンガーあるいはフォーマーのような構造要素は、外板に接続されて、特に胴体に高い安定性を与え、また、外板を支持する縦横の補強支柱を有する支持構造を形成する。枠組みとして知られるこれらの部材は、パネルや管部を形成し、そして、さらなる組み立て品として、互いに圧力胴体を形成するように接続される。

従来技術では、オメガ形状部として知られるものをストリンガーとして用いる、ことが一般的に知られている。このオメガ形状部は、より高い構造的完全性を示す利点がある。

しかしながら、オメガ形状部の重大な問題点は、例えばクリップやクリートなどの他の要素が、ブラインドリベットを用いてオメガ形状部に固定されるのみであることである。このことは、リベットが外側からアクセスされるのみで、この状態で検査され得るが、内側からはできない。このことは、胴体パネル間の接続あるいは後方圧縮バルクヘッドなど、特に安全性に関係する領域における問題を惹起する。かかる領域では、ブラインドリベットによる接続は、リベット接続の検査の制限条件となるので通常好ましくない。

このようなブラインドリベットによる接続は、いかなる機種の胴体や他の要素にも適用され得るが、本発明及びその元となる問題については、商業用航空機の胴体を参照して、より詳細に説明する。

従って、本発明の目的は、少なくとも一つの中空形状部を備え、少なくとも一つの中空形状部に他の要素を固定することができるプロファイル部を提供して、ブラインドリベットの固定を免ずることを可能にすることである。

少なくとも一つの中空形状部を備え、請求項１の特徴を有するプロファイル部によって、本発明における目的は達せられる。

従って、プロファイル部は、少なくとも一つの中空形状部と、Ｔ及び／又はＬ形状部を備え、特に、航空機や宇宙機に使用するために提供される。

本発明の元となる発明概念は、一方で、中空形状部、特にオメガ形状部を用いることによって得られる利点からの利益を得ること、及び、他方で、前記プロファイル部の問題点を解消すること、からなる。

これは、本発明によるプロファイル部の少なくとも一部が、中空形状部、例えばオメガ形状部として構成され、また、プロファイル部の少なくとも一部が、さらなる要素を固定するＴ及び／又はＬ形状部として構成されることで、達せられる。このＴあるいはＬ形状部は、両側からアクセス可能で、従って、例えばクリップやクリート、ストリンガー、フォーマーなどの他の要素が、前記問題点を含むブラインドリベットが全く得られないように、両側からアクセス、検査されるリベット及び／又は他の固定手段を用いて固定されるという利点を提供する。

従って、本発明は、特に安全性に関係する領域や、中空形状部がかつて使用されず、あるいは、考慮すべき制限のもとでの使用のみされることが知られる領域において、少なくとも一つの中空形状部を備えるプロファイル部を用いることを可能にする。

本発明のさらなる構成や展開は、従属請求項や図面を参酌した詳細な説明から明らかになる。

本発明の展開によると、プロファイル部は、少なくとも一つの中空形状部とＴ及び／又はＬ形状部との間に、移行部を備える。移行部は、いかなる荷重をも連続的に移行させるという利点を有する。

本発明によるさらなる構成では、プロファイル部は少なくとも二つ以上の中空形状部を備え、中空形状部は、同じ断面形状及び／又は異なる断面形状を有し得る。このプロファイル部は、中空形状部の断面形状が、本発明によるプロファイル部が配置される特定領域における各々の機能、及び／又は、特定の荷重に適応され得るという利点を有する。

本発明による別の形態では、プロファイル部は、少なくとも２つ以上のＴ及び／又はＬ形状部を備え、ＴあるいはＬ形状部は、同一又は異なるサイズ及び／又は形状を有する。これは、ＴあるいはＬ形状部が、例えば、接続される箇所に各々適応され得るという利点を有する。ＴあるいはＬ形状部は、垂直の壁部を形成しないが、例えば、傾斜した及び／又は階段状の壁部を備え得る。いずれの場合でも、Ｔ形状部の基盤は、壁部の両方側に、同じ距離、あるいは、壁部から異なる距離伸びている。さらに、ＴあるいはＬ形状部の真っ直ぐな壁部は、一方あるいは両方側に、ルーフ部を有し得る。

本発明における他の形態では、ＴあるいはＬ形状部は、例えば、リベットやネジ及び／又はボルトを用いて、クリップやクリートや別のＴあるいはＬ形状部などの要素に接続される。この場合、標準のリベットあるいは高強度のリベットが用いられ得る。さらなる利点として、ＴあるいはＬ形状部は両方側から容易にアクセス可能なため、あらゆる従来の固定具が用いられ得る。

本発明における他の形態では、プロファイル部は、ストリンガー及び／又はフォーマーとして構成される。これは、例えば別の胴体パネル部に使用されるストリンガーが、例えばストリンガーの連結具として知られるものを介して、非常に容易に連結され得るという利点を有する。従って、ストリンガーとして使用される従来の中空形状部に胴体パネル部を接続する従来の非常に複雑な方法は、採用されない。

本発明における他の形態によれば、プロファイル部は、少なくとも一つあるいはそれ以上の複合材料からなる。これらの複合材料は、例えば、ＧＬＡＲＥ、ＨＳＳ−ＧＬＡＲＥ、ＣＦＲＰ、ＧＦＲＰ及び／又はＡＦＣを含む。しかしながら、本発明はこれらの複合材料に限定されるものではなく、航空機や航空宇宙の分野において使用され得るいかなる複合材料をも含む。

本発明における他の形態では、本発明におけるプロファイル部は、金属や合金であって、例えばアルミニウムや鉄及び／又はチタン合金からなる。プロファイル部は、少なくとも一つあるいはそれ以上の前記複合材料と少なくとも一つあるいはそれ以上の金属あるいは合金との組み合わせから構成され得る。

本発明における他の形態によれば、本発明におけるプロファイル部は、少なくとも一部あるいは全体が、熱成形によって製造される。この方法によれば、複雑な形状であっても、簡単に費用効果的にプロファイル部が製造され得るという利点を有する。

図１は、従来技術であって、オメガ形状部がストリンガーとして使用されるときの、二つのパネル部間の接続の斜視図である。 図２は、図１の拡大図である。 図３は、本発明における、中空形状部を含むプロファイル部の実施形態の斜視図である。 図４は、図３に示すプロファイル部の一側面図である。 図５ａから図５ｃは、ＴあるいはＬ形状部の主な実施形態の断面図である。

以下、本発明について、実施形態によって、及び、図面を参酌して、より詳細に説明する。

図において、特に示唆がない限り、同じ符号は、同じあるいは機能的に同様な要素を示す。

図１は、二つの胴体パネル１０，１２間における接続の詳細な斜視図である。商業用航空機の胴体は、例えば、外板を支持するストリンガーやフォーマーの組み合わせから構成される縦横の補強支柱を有する支持構造から一般的に構成される。枠組みとして知られるこれらの部材は、管部などの胴体のパネルを形成するように接続され、そして、さらなる組み立て品として、互いに圧力胴体を形成するように接続される。

従って、外板要素１４は、ストリンガー１６を介して、縦方向に補強される。この場合、ストリンガー１６は、オメガ状中空形状部１８として構成される。しかしながら、すでに言及したように、このことは、例えばリベットを用いれば、所謂ブラインドリベットが形成されるため、胴体パネル１０，１２の各々のストリンガー１６を直接連結することはできないという問題点を示す。この場合、これらのブラインドリベットは、ストリンガー１６の外面からのみアクセス可能であって、内面からはアクセス不可能である。従って、ストリンガー１６は、胴体パネル１０，１２の端部２０で終わる。

従って、少なくとも部分的あるいは全体的な周辺ストリップ２２が、二つの胴体パネル１０，１２を固定するために使用され、そして、例えば、二つの胴体パネル１０，１２にリベットで留められ得る。さらに、ストリップ部２４が、ストリンガー１６間に配置され、例えば、リベット２６を用いて固定される。

しかしながら、このことは、考慮すべき追加製造や組み立て費用に関連する問題点を有する。さらに、ブラインドリベット接続が形成されるために、ストリンガーの連結具として知られるものを介して、胴体パネル１０，１２のストリンガー１６を連結することは不可能であるので、この領域でのストリンガー１６の構造は、横方向の補強材を形成するために用いられ得ない。この方法では、連続的な荷重伝達は得られない。

図２は、図１の二つの胴体パネル１０，１２間における接続の拡大した詳細を示す。一方で、ストリンガー１６が示され、他方で、ストリンガー１６間に配置されるストリップ部２４が示され、二つの胴体パネル１０，１２を連結する。

図３は、本発明によるプロファイル部２８の第一実施形態の全体図である。プロファイル部２８は、中空形状部１８を有する部分を備える。この中空形状部１８は、オメガ形状部として構成される。しかしながら、原則として、中空形状部１８は、その機能や目的によって、他のいかなる断面形状をも含み得る。本発明は、オメガ状の断面形状に限定されず、中空形状部１８の断面形状は、その機能や目的に応じて変更され得る。

本発明におけるプロファイル部２８は、Ｔ形状部３０を形成するように、中空形状部の横断面部１８とともに組み立てられる。よって、Ｔ形状部３０は、例えば、クリップやクリートといった要素、及び、ストリンガー１６やフォーマーなどといった他の構成要素が、Ｔ形状部３０に固定されるという利点を有する。従って、本発明におけるプロファイル部２８は、例えば、ストリンガー１６及び／又はフォーマー（図示しない）として構成され得る。

本発明の他の重要な利点は、従来技術と対比して、相対する胴体パネル１０，１２のストリンガー１６が、例えば、図１や図２に示すように、非常に容易に連結されるということである。従って、本発明におけるストリンガー１６は、例えば、オメガ状中空形状部といった、少なくとも一つの中空形状部１８と、少なくとも一端あるいは両端にＴ形状部３０とを備える。

各々の胴体パネル１０，１２の相対するストリンガー１６のＴ形状部３０は、例えば、リベット接続手段などのストリンガーの連結具（図示しない）として知られるものを用いて、非常に容易に連結され得る。従来技術と比較して、ブラインドリベット接続がなく、両方側からアクセスされ、両方側から検査され得るリベット接続があるのみである。このことは、従来の中空形状部のストリンガー１６にはよくあった、胴体パネル１０，１２間の複雑で高価な接続を要さないという利点を有する。

さらに、本発明におけるプロファイル部２８には、高い強度のリベットが使用される。加えて、本発明におけるプロファイル部２８によって、より簡単なアセンブリが達成され得る。また、例えば、異なる胴体パネル１０，１２、あるいは、圧縮バルクヘッドが、前記ストリンガーの連結具を用いて、連結され得るため、より円滑な荷重伝達が達成され得る。

中空形状部１８とＴ形状部３０との間の移行部は、例えば図１に示されるように、連続的である。当然、図１に示される、中空形状部１８が次第にＴ形状部３０（図示しない）に合併する移行部３２を有することなく、機能や目的によって、中空形状部１８からＴ形状部３０まで直接延びて移行することが考えられ得る。

さらに、本発明におけるプロファイル部２８は、Ｔ形状部３０と中空形状部１８とが交互に構成され得る。従って、移行部３２は、図３を参酌して以下で述べられるように、Ｔ形状部３０と中空形状部１８との間に交互に配置される。

中空形状部１８は、図１や図３に示されるように、例えばオメガ形状部のように、同じ断面形状を有し、あるいは、機能や目的によって、異なる中空形状部１８を有し得る。例えば、図２や図３において典型的な態様で示されるように、前者は、クリップあるいはクリートを介して、本発明によるストリンガーのプロファイル部１６のＴ形状部に非常に容易に固定される。

図４は、本発明によるプロファイル部２８の第一実施形態の側面を示す。本発明によるプロファイル部２８の第一の部分は、オメガ形状部の形状で、中空形状部１８を形成する。続く部分は、中空形状部１８からＴ形状部３０までの移行部３２を形成する。製造においては、例えばＧＦＲＰのような複合材料が用いられ、破線で示される移行部３２とＴ形状部３０の突出部は、例えば、本発明によるプロファイル部２８の高さが一様になるように、後に切削される。しかしながら、このことは厳密には必要ではなく、本発明によるプロファイル部２８の目的や機能による。

本発明によるプロファイル部２８は、複合材料から製造されるが、かかる複合材料の例を若干挙げれば、ＣＦＲＰ、ＧＦＲＰ、ＧＬＡＲＥ、及び／又は、ＡＦＣがある。さらに、本発明によるプロファイル部２８は、金属又は合金から、あるいは、少なくとも一つの複合材料と少なくとも一つの金属又は合金との組み合わせから作られることが考えられ得る。仮に、例えば複合材料が使用されるなら、熱成形又はＲＴＭ（樹脂トランスファー成形）方法として知られる方法が、製造方法に用いられる。さらに、金属シートを使用する場合、任意に、複合材料の追加層が形成され、これに応じて、金属シートは曲げられ、あるいは、変形され得る。例えば、金属又は合金と複合材料とは、消耗が大いに防止されるように、組み合わせられる。

本発明は、Ｔ形状部３０を参酌しつつ、図３と図４に表される。一方で、これらの実施形態は、Ｌ形状部４２にも適用される。さらに、ＴとＬ形状部を組み合わせることも可能である。本発明によるプロファイル部においては、中空形状部１６が、例えばＴ形状部３０又はＬ形状部４２に結合し、移行部３２が、中空形状部１６とＴ又はＬ形状部３０，４２との間それぞれに任意に形成されることが考えられ得る。

図５ａから図５ｃは、Ｔ形状部３０あるいはＬ形状部４２が如何に構成されるかについて、異なる例を示す。しかし、本発明は、これらの例に限定されるものではない。当業者にとって、Ｔ形状部３０あるいはＬ形状部４２を適宜構成する多くのやり方があることは明らかである。

図５は、本発明におけるＴ形状部３０あるいはＬ形状部４２の断面図である。Ｔ形状部３０は、壁部３４の両方側に延びる基盤３８を備えるが、Ｌ形状部４２の基盤３８が壁部３４の一方側にのみ延びているため、Ｔ形状部３０は各々破線で示される。しかしながら、ＴあるいはＬ形状部の場合、原理上、基盤３８は完全に取り除かれ、壁部３４のみを残すことも可能である。

図５ａにおけるＴあるいはＬ形状部の場合、壁部３４は、例えば基盤３８に対して実質的に垂直になるように構成される。

さらに、図５ｂにおいて、壁部３４は、基盤３８に対して相対的に傾斜している。この場合、Ｔ形状部３０あるいはＬ形状部４２の壁部３４は、図５ｂに破線で示されるように、任意に、一方側あるいは両方側にルーフ部３６を有し得る。

図５ｃに示されるように、ＴあるいはＬ形状部３０，４２のさらなる例において、壁部３４は階段状である。あるいは、破線で示されるように、壁部３４は、少なくとも一つの凹部４０あるいは溝部とともに構成される。

以上、好ましい実施形態を参照しつつ本発明は述べられたが、本発明は、これに限定されず、多くの異なる態様でも変更され得る。

１０…胴体パネル、１２…胴体パネル、１４…外板要素、１６…ストリンガー、１８…中空形状部、２０…胴体パネルの端部、２２…ストリップ、２４…ストリップ部、２６…リベット、２８…プロファイル部、３０…Ｔ形状部、３２…移行部、３４…壁部、３６…ルーフ部、３８…基盤、４０…凹部、４２…Ｌ形状部

Claims (12)

1. 航空機や宇宙機に使用するためのプロファイル部（２８）であって、少なくとも一つの中空形状部（１８）と、少なくとも一つのＴ及び／又はＬ形状部（３０）と、を備えることを特徴とするプロファイル部。
2. 少なくとも一つの中空形状部（１８）とＴ及び／又はＬ形状部（３０）との間に、移行部（３２）を備えることを特徴とする請求項１に記載のプロファイル部。
3. 二つの中空形状部（１８）を備え、該二つの中空形状部（１８）は、同じ断面形状あるいは異なる断面形状を有することを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のプロファイル部。
4. 少なくとも二つ以上のＴ及び／又はＬ形状部（３０）を備え、該二つ以上のＴあるいはＬ形状部（３０）は、同一又は異なるサイズ及び／又は形状であることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか一つに記載のプロファイル部。
5. 少なくとも二つ以上の移行部（３２）を備え、該二つ以上の移行部（３２）は、互いに同一あるいは異なることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか一つに記載のプロファイル部。
6. ＴあるいはＬ形状部（３０）は、リベットやネジ及び／又はボルトを用いて、クリップやクリート、例えばストリンガー（１６）あるいはフォーマーにおける他のＴあるいはＬ形状部（３０）のような他の要素に接続されることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか一つに記載のプロファイル部。
7. ストリンガー（１６）及び／又はフォーマーとして構成されることを特徴とする請求項１乃至６のいずれか一つに記載のプロファイル部。
8. 少なくとも一つあるいはそれ以上の複合材料からなり、該複合材料は、例えば、ＧＬＡＲＥ、ＨＳＳ−ＧＬＡＲＥ、ＣＦＲＰ、ＧＦＲＰ及び／又はＡＦＣを含むことを特徴とする請求項１乃至７のいずれか一つに記載のプロファイル部。
9. 金属あるいは合金であって、例えばアルミニウム又はチタン合金からなることを特徴とする請求項１乃至８のいずれか一つに記載のプロファイル部。
10. 熱成形によって作られることを特徴とする請求項１乃至９のいずれか一つに記載のプロファイル部。
11. Ｔ及び／又はＬ形状部（３０）は、例えば、中空形状部（１８）よりも高い高さ、あるいは、中空形状部（１８）と同じ高さ、あるいは、中空形状部（１８）よりも低い高さになるように構成されることを特徴とする請求項１乃至１０のいずれか一つに記載のプロファイル部。
12. 請求項１乃至１１のいずれか一つに記載のプロファイル部（２８）を少なくとも一つ備える商業用航空機。

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