JP2011513128A - 航空機用胴体構造 - Google Patents

Abstract

本発明は、垂直に並べられたいくつかの横方向リブ（７）、および水平に並べられたいくつかの縦方向リブ（８）によって補強された外被（１）を有する航空機の胴体構造であって、前記外被（１）が、それぞれ窓枠（６）を備えるいくつかの窓（５）を有する航空機の胴体構造に関する。胴体外殻の眺め開口部または出入開口部の寸法および配置の両点に関して、自由かつ柔軟な選択性を有することが可能となるように、本発明によれば、少なくとも１つの横方向リブ（７）が、窓（５）の窓枠（６）を通って延び、それにより横方向リブが、窓枠（６）の上部区画（９）、および窓枠（６）の下部区画（１０）で終わることが提案される。

Description

本発明は、与圧キャビンがいくつかの窓および／または出入開口部を有する航空機の胴体構造に関する。より具体的には、それにのみ限定されるものではないが、本発明は、請求項１のプリアンブルに記載の航空機用胴体構造に関する。

航空機の胴体構造は、本質的には、内側が横方向リブ（フォーマとも呼ばれる）および縦方向リブ（ストリンガとも呼ばれる）で補強された、外殻または外被からなる。より具体的には、与圧キャビンの場合、航空機の外殻は、飛行運動による応力に加えて、航行中の飛行高度と地上気圧との差によって生じる気圧変動による応力を受ける。したがって、外被は、いくつかの応力の変動を全体的に受ける。それによって外殻上の主な応力は、周方向に生じ、したがって横方向リブが特にこうした力を吸収しなければならない。したがって、今日の航空機胴体では、横方向リブが、胴体の全周囲にわたってどの点でも途切れることなく延びている。

この種の航空機胴体が、例としてＤＥ３９００１６７に開示されている。この従来技術による航空機の胴体は、縦方向および横方向に並んだ補強要素によって補強された外殻を表している。この外殻は、連続した外側部分と内側部分とからなり、これらの部分は互いに連結されて、力を全表面積にわたって伝達し、したがって、内側部分は、外側部分の形状を有し、ウェブが補強要素に沿って敷設された格子構造を備える。

キャビンの窓が位置する区画は、胴体の別の重要な領域となる。窓によって胴体外殻に切抜き区画が本質的に生じる結果、これらの位置で外被支持断面が減少し、したがって、対応する補強部が必要となる。序文で言及した種類の既知の航空機では、継目が、常に窓領域の外部に配置されている。これはすなわち、一方で、窓などの眺め開口部または出入開口部を、２つの横方向リブの間に常に配置しなければならないことを意味する。したがって、窓の配置の可能性が低減し、また、窓は、隣接する２つの横方向リブ間の間隔によって予め定められたある寸法を超えてはならない。費用および重量を削減する可能性が活かされていない。

ＤＥ３９００１６７

したがって、本発明の目的は、胴体外殻の眺め開口部または出入開口部の寸法および配置の両点を、自由に、かつ柔軟に選択することができるように、航空機の胴体外殻を設計することである。

本目的は、請求項１に記載の特徴を有する胴体構造により、本発明によって実現される。好ましい実施形態は、従属請求項の主題を成す。

本発明が基づく概念は、胴体構造の変形を防止する補強部の一部として窓枠を使用し、窓開口部周辺の周方向にかかる力の一部をそらすことである。こうすることによって、荷重および力が胴体構造に最適に導入される。

垂直に並べられたいくつかの横方向リブ、および水平に並べられたいくつかの縦方向リブによって補強された外被を有し、この外被が、それぞれ窓枠を備えるいくつかの窓を有する、本発明による航空機の胴体構造は、少なくとも１つの横方向リブが、窓の窓枠を通って延び、それにより横方向リブが、窓枠の上部区画、および窓枠の下部区画で終わることを特徴とする。

本発明による胴体構造は、好ましくはさらなる特徴として、または、技術的に好都合である場合、さらなる特徴として、
横方向リブと窓枠との間の移行部が、横方向リブの分岐部を備え、横方向リブと窓枠とが、分岐点で三角形を成し、
横方向リブの高さが、窓枠の高さに対応し、
少なくとも４つの傾斜リブが、窓枠から予め決められた長さで延びる
という特徴を有する。

上記によって窓間のリブが省略されると、特に有利となる。本発明では、２つの隣接する窓間の空間を、他の目的、例えば空調制御システム用のケーブルまたはラインを敷設するなどの目的に使用することができる。さらに、製造が簡単になり、かつ適用可能な場合には、構造重量の軽量化を実現することができる。

本発明のさらなる特徴および利点は、添付の図面に示す図を参照しながら行う以下の好ましい実施形態の説明から明白となる。

本発明に従ってリブが敷設された、いくつかの窓を有する航空機胴体の外被区画を示す唯一の斜視図である。

図１は、外被１を備えた航空機の胴体構造を示す。この航空機の胴体構造は、いくつかの区域または構成部品から構成することができる。構成部品のうち、上部外殻構成要素２、下部外殻構成要素３、および窓区域４が示されている。それぞれが窓枠６を備えるいくつかの窓５が、窓区域４に配置されている。

航空機を組み立てる際、窓区域４を下部外殻構成要素３の上に配置し、次いで、上部外殻構成要素２を窓区域の上に配置する。構成部品２、３、４を、垂直に並べられたいくつかの横方向リブ７によって互いに連結する。上述のように、横方向リブ７は、構成要素２、３、４を互いに固定する働きをし、さらに、航空機の外被１にかかる荷重力を吸収する。横方向リブ７とは別に、航空機の外被は、水平に並べられたいくつかの縦方向リブ８によって補強されている。

従来技術では、横方向リブ７は、窓のためリブの高さが途切れることによって、胴体の機械的支持力が損なわれないように、窓５を越えた両側に案内されていたが、本発明によれば、窓枠６がリブ７と統合されるように、リブ７が窓枠６を通って案内されることが提案される。詳細には、これは、上部外殻構成要素２から延びた横方向リブ７が、窓枠６の上部区画９で終わることを意味する。同様に、下部外殻構成要素３から延びたリブ７は、窓枠６の下部区画１０で終わる。このように、上部外殻構成要素２と下部外殻構成要素３とを互いに連結して窓区域４を完成させるリブ７は、窓５の窓枠６を通って延びている。

より具体的には、横方向リブ７と窓枠６との間の移行部は、横方向リブの分岐部１１を備える。分岐部１１の２つのアームは、窓枠６を抱きかかえ、したがって、分岐部１１のアームと、窓枠の上部区画９、および下部区画１０のそれぞれとで、三角形１２が形成されている。このようにすると、リブ７によって加わる力を、窓枠に最適に導入することができる。上部外殻構成要素２および下部外殻構成要素３それぞれと一体となったリブ７の高さと、窓枠６との間の移行部の精確な成形は、生体工学的最適化法を用いて決定することができる。

外被２上の横方向リブ７の高さは、外被上の窓枠６の高さに対応することは、明白である。これは、これら２つの要素の高さを同じ、すなわち同一としなければならないことを自動的に意味するものではない。リブ７および窓枠によって吸収される力が同じとなるように保証されればよい。窓枠６およびリブ７の厚さもそれぞれ、リブおよび窓枠の高さの決定に影響を及ぼすことがある。

特に、窓枠６の厚さをどのような形にも増大させることができず、したがって、リブ７の荷重支持力に適合させることができない場合、本発明の特別な実施形態では、窓枠６を支持するために、傾斜リブ、すなわち傾斜フレームまたは補強ステー１３が設けられる。これらの傾斜フレーム１３はまた、剪断荷重を伝達する助けとなる。これらの傾斜フレーム１３の長さは、吸収すべき荷重、ならびに傾斜フレーム下の外被の厚さに依存し、したがって、傾斜フレームの形状および幅もやはり同様に、これらのパラメータに依存する。一例として挙げる図１中央の窓の例では、傾斜フレーム１３に鋭いテーパが付いている様子が示されている。窓枠に対する傾斜フレーム１３の数および配置もやはり、関連する応力導入条件に依存し、したがって、５つ以上の傾斜フレーム１３を設けることができることは明らかである。数、厚さ、配置の３つのパラメータ全てについてもやはり、生体工学的最適化法を用いることができる。

本発明は、外殻構成要素２、３、および窓区域用に特定の材料を限定するものではない。したがって、構成部品の材料は、アルミニウムでよく、その場合、リブ７、８、および窓枠６は、好ましくはリベット接合によって外殻構成要素２および３に固定的に連結される。しかし、材料は、炭素繊維強化プラスチックＣＦＲＰまたはガラス繊維強化プラスチックＧＦＰなどの繊維強化プラスチックでも等しく好都合である。この場合、リブ７、８は、好ましくは外殻構成要素２、３上に積み重ねる。当業者であれば、他の変形形態にも精通していよう。

使用する材料に応じて、リブ７の個々の区画間の移行部を連結するタイプも変わる。図１には、異なる３つのタイプの移行部が示されている。図１左側の第１の窓の例では、窓区域４上のリブ７と、上部外殻構成要素２および下部外殻構成要素４上のそれぞれのリブ区画との間の傾斜移行部は、リブ７が例としてアルミニウムからなり、リブ区画が互いに溶接される場合に選択される。図１中央の窓では、窓区域４上のリブ７は、リベット１４によって上部外殻構成要素２および下部外殻構成要素４上のリブ区画にそれぞれリベット接合されている。この技術は、好ましくはリブ７が繊維強化プラスチックから形成されている場合に使用される。さらに、リブ７は、平行な２つの個々の部品から形成することができ、外被上で完全な一体物として配置することができる。したがって、窓枠６は、図１右側の窓の例に示すように、平行な２つの個々のリブ部品間のある点に形成される。この技術もやはり、繊維強化プラスチックで形成されたリブに特に適している。

いくつかの搭乗者デッキが上下に配設され、対応する窓列が並んだより大型の航空機の場合では、有利には、本発明を全ての窓列に応用することができる。

本発明の特有の利点は、窓間のリブ７を省略することによって得られる空間を、供給ラインを敷設するために使用することができることである。したがって、一例として、従来技術では、２つの供給管がリブによって互いに分離されていたケースでは、両供給管のために断熱材を共用することが可能となり、それによって多くのさらなる利点が得られる。または、より大容量の流量が得られるように、供給管の断面を拡大することができ、これは、例えば、通気に特に有利となる。

上記から、本発明はまた、窓につき１つのリブに限定されないことが即座に明白である。並走している２つのリブが全く同一の窓の窓枠で終わることも、または窓枠をリブの経路に組み込むことも可能であることが明白である。したがって、従来技術では２つの隣接するリブ間の間隔によって予め定められていた窓の最大幅に関して、この幅はもはや制約されない。そうではなく、窓幅はリブの経路とは無関係に選択することができ、窓の幅は、例えばリブ２つ分、または３つ分の間隔としてもよい。

１ 外被
２ 上部外殻構成要素
３ 下部外殻構成要素
４ 窓区域
５ 窓
６ 窓枠
７ 横方向リブ
８ 縦方向リブ
９ 窓枠の上部区画
１０ 窓枠の下部区画
１１ 横方向リブの分岐部
１２ 三角形
１３ 傾斜フレーム、補強ステー
１４ リベット

Claims (4)

1. 垂直に並べられたいくつかの横方向リブ（７）、および水平に並べられたいくつかの縦方向リブ（８）によって補強された外被（１）を有する航空機の胴体構造であって、前記外被（１）が、それぞれ窓枠（６）を備えるいくつかの窓（５）を有する航空機の胴体構造において、
   少なくとも１つの横方向リブ（７）が、窓（５）の前記窓枠（６）を通って延び、それにより前記横方向リブが、前記窓枠（６）の上部区画（９）、および前記窓枠（６）の下部区画（１０）で終わることを特徴とする、胴体構造。
2. 前記横方向リブ（７）と前記窓枠（６）との間の移行部が、前記横方向リブの分岐部（１１）を有し、前記横方向リブ（７）と前記窓枠（６）とが、前記分岐部（１１）で三角形（１２）を成すことを特徴とする、請求項１に記載の胴体構造。
3. 前記横方向リブ（７）の高さが、前記窓枠（６）の高さに対応することを特徴とする、請求項１または２に記載の胴体構造。
4. 少なくとも４つの傾斜フォーマ（１３）が、前記窓枠（６）から予め決められた長さで延びることを特徴とする、前記請求項のうちの一項に記載の胴体構造。

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