JP2012531343A - 航空機胴体に設ける開口枠部 - Google Patents

Abstract

本発明の目的は、外板が境界となる航空機胴体に設置する開口に設けるドア枠部であって、前記枠部は、前記開口の両側に配置する垂直な２つの部分構造（６２）の間を連結する上方縦補剛材および下方縦補剛材を有し、この部分構造に、ドアによってかかる半径方向の応力を受ける少なくとも１つの突起部（５６）を設るドア枠部において、垂直部分構造（６２）はそれぞれ、少なくとも３枚の複合材製の壁を有し、該壁が互いに連結して閉鎖した中空の断面を形成してボックスビーム構造となることを特徴とするドア枠部である。
【選択図】図５

Description

本発明は、航空機胴体に設ける開口枠部に関する。

図１から図３には、例として胴体１２を有する航空機１０の前方を示した。この胴体には、例えば乗客の通行を可能にする開口１４が設けられ、この開口は、航空機の外部１６と内部環境１８とを隔てるいわゆる乗降用ドアというドアで封鎖することができる。

従来の方法では、航空機の胴体は、とりわけ第１の一連の縦補剛材（縦通材）および第２の一連の横補剛材（フレーム）を有する構造で補強した外板２０を備えている。ドア構造と胴体構造との間の応力を受けるため、開口１４の周囲にはドア枠部２２を設ける。

乗降用ドアの場合、このドアは、ドア枠部２２の辺りに航空機の外部に向かう主に半径方向の応力（図３に矢印Ｆで表示）をもたらし、この応力は枠部２２に設ける突起部２４で受ける。

この種の応力を受けるため、枠部２２は、まぐさという上方縦補剛材２６と、敷居という下方縦補剛材２８と、開口１４の両側の垂直補剛材３０とを有する縁フレームを備えるとともに、一定の距離を置いて開口の両側に配置する少なくとも２つの垂直補剛材３２で構成する二次フレームと、まぐさ２６および敷居２８で隔てた２つの上方縦補剛材および下方縦補剛材３４とを備える。この縁フレームと二次フレームとを連結するために、リブ、つまり補強材を設ける。したがって、開口１２の両側に梯子状の構造を形成するように、補剛材３０および３２を肋材３６というリブで連結する。文献ＷＯ０３／１０４０８０には、このような梯子状の構造が記載されている。

ＷＯ０３／１０４０８０

図３に示すように、枠部２２にある各突起部２４にかかる強力な応力Ｆによって発生するモーメントは、二次フレームに生じる第１の抗力Ｒ１と、縁フレームに生じる第２の抗力Ｒ２との２つの相反する抗力が受ける。この種の構想によれば、応力の均衡は、対応する肋材によってドアの各突起部と水平に局地的に保たれる。

ドア枠部２２にかかる荷重は、これらの半径方向の応力に限るものではない。一般に、ドア枠部は胴体全体を保護するものである。

第１の実施形態によれば、ドア枠部２２および胴体の外板を構成する部材はすべて金属であり、垂直補剛材３０および３２ならびに肋材３６は、従来の方法で加工した厚鋼板で作製する。加工後、これらのさまざまな部材を組立てて梯子状の部分構造を形成したのち、このように形成したこれらの部分構造の上に外板を置く。金属製の外板に基づくこの方法は、多数の固定部を必要とするという欠点があると同時に、外板の厚みおよび連続的に載置する面を正確に制御し、この外板の間が平行になるように制御するという利点がある。航空機にかかる重みを軽減するため、複合材料を使用する傾向にある。

複合材製のドア枠部に関する第１の実施変形例は、縁フレーム、二次フレームおよび肋材を有する第１の組立部品を作製することである。これらの組立部品を支える部品を１つ作製するだけで、複雑な工具が必要になる。その上、複合材製の外板を用いた組み立てには、プリプレグ板で作製した外板の数が限られているためにシムを使用する必要があり、そのために組み立て時間が大幅に増大する。

複合材製のドア枠部に関するもう一つの実施変形例は、複合材製の部材すべてを別々に作製したのち、金属製のドア枠部の部材を組み立てる要領でこの部材を組み立てる。ただし、この方法は、複合材部品を経済的な方法で作製すると、別の部品を横に取り付ける際に寸法公差の問題が生じるため、納得のいくものではない。最後に、複合材部材を金属部品（縁フレーム、二次フレーム、肋材）と同じ設計で組み立てると、部品を形成する板面の外部にかかる応力に対してこの複合材部品の外装が弱いため、応力を最適な形で受けることができない。

また、本発明は、航空機胴体に設けられる開口枠部であって、その設計によって応力を最適な形で受ける開口枠部を提供することによって先行技術の欠点を緩和することを狙いする。もう一つの目的によれば、この設計によって複合材製枠部の作製を簡易化することができる。

そのために本発明は、外板が境界となる航空機胴体に設置する開口に設けるドア枠部であって、前記枠部は、開口の両側に配置する垂直な２つの部分構造の間を連結する上方縦補剛材および下方縦補剛材を有し、この部分構造に、ドアによってかかる半径方向の応力を受ける少なくとも１つの突起部を設けるドア枠部において、垂直部分構造はそれぞれ、少なくとも３枚の複合材製の壁を有し、この壁を互いに連結して閉鎖した中空の断面を形成してボックスビーム構造となることを特徴とするドア枠部を目的とする。

その他の特徴および利点は、添付の図を参照しながら例として挙げた本発明に沿った以下の説明文を読めば明らかになるであろう。

航空機前方の概略図である。 先行技術によるドア枠部を備える航空機を内部から見た斜視図である。 先行技術によるドア枠部の肋材を含む面に沿った断面図である。 本発明によるドア枠部を備える航空機を内部から見た斜視図である。 図４に示したドア枠部の縁の縦方向に沿った断面図である。 図５に示したドア枠部の縁を形成する補強材の内部を示す斜視図である。 本発明によるドア枠部の斜視図であり、先行技術による方法と比較した場合の場所の節約を示す図である。 組み立て前の本発明によるドア枠部の縁を形成する２つの部分を示す縦方向の断面図である。

図４には、ドア（図示せず）でふさぐことができる開口４０を設置するようになっている航空機胴体を示した。

胴体は、補強材で構成する構造に取り付ける外板４２を有し、この補強材は特に、縦通材という第１の一連の縦補強材４４およびフレームという第２の一連の横補強材４６である。

この外板４２によって、図５に符号４８を付した航空機内部を、符号５０を付した外部環境から絶縁することができる。

非限定的な一適用例によれば、この開口４０によって乗客が外部から内部へ、またはこの逆に通過することができる。

とりわけ航空機のドアと構造との間の応力を伝達するため、開口４０を枠部５２で区切る。

先行技術の場合と同じく、ドア枠部５２は突起部５６を備え、ドアはこの突起部を押圧し、とりわけ外部に向かう半径方向の応力（矢印Ｆで表示）を受けることができる。この突起部は、前記枠部の垂直支柱に配置することが好ましい。

以下の説明において、航空機の縦軸とは航空機の前方から後方へ向かう、胴体の発電機とほぼ並行な軸のことである。横断面とは、縦軸に対して直角の面のことである。半径方向とは横断面上で縦軸を通過する方向である。縦面とは縦軸および半径方向を含む面のことである。

ドア枠部５２は、まぐさという上方縦通材５８および敷居という下方縦補剛材６０を備え、このまぐさ５８および敷居６０は、開口４０の両側に配置する２つの垂直部分構造６２の間を結合している。まぐさおよび敷居は、縦面に配置するリブの形状をしている。

これらの補剛材５８および６０は一般に、断面がＣ型で、縦面に配置する中央部分およびフランジを有し、このフランジの一方は航空機の外板と接触する。

これらの補剛材５８および６０は複合材料で作製する。ただし、金属などこれ以外の材料で作製してもよい。補剛材は、とりわけ垂直部分構造６２の間を結合するのにさまざまな形を取り得るため、詳細には説明しない。

本発明によれば、垂直部分構造６２は複合材製であり、先行技術で用いられたような梯子形状の設計ではなく、ボックスビーム状の設計である。

ボックスビーム状の設計とは、部分構造６２が少なくとも３枚の壁を有し、この壁が互いに連結して閉鎖した中空の断面を形成する設計のことである。

このようにするため、図５に示すように部分構造６２は、開口側面に配置する第１の壁６４およびこの第１の壁６４に対してほぼ直角に配置する第２の壁６６を備え、航空機の外板面で枠部を胴体に連結すると、前記第２の壁６６は第１の壁６４に連結して隣接し、ボックスビーム状となるように、内部に面する第１の壁６４の端部と開口側面から離れている第２の壁６６の端部とに連結する傾斜した第３の壁６８を備える。

図５に示すように、ボックスビーム形状によって、矢印７０で示したこのボックスビーム形状のねじり荷重により突起部の応力が生成するモーメントの均衡を保つことができる。このねじれの流れはボックスビーム状の部分構造６２に剪断応力を生成するが、この応力は、一般に積層部材形状に作製された壁面に残ったままとなるため、先行技術の梯子構造よりも複合材料での作製に好都合である。

別の一局面によれば、部分構造６２に発生するこれらのねじれの流れは、まぐさ５８と敷居６０との接合領域で均衡に保たれる。

一実施形態によれば、各部分構造６２は、第１の壁６４および傾斜壁６８を有する第１の部分７２と、第２の壁６６を有し胴体の外板の一部を形成する第２の部分７４とを備えている。

ボックスビーム形状の第１の部分７２は、図５および図６に詳細を示した。この部分は、第１の壁６４を形成する第１の面と、この第１の面に対してほぼ直角な第２の面７６と、傾斜壁６８を形成する第３の面と、第２の部分７４および場合によって胴体の外板４２に対する支持面の役割を果たす第４の面７８とがある１区画を含むプレートで構成する。

ボックスビーム形状のこの第１の部分７２は、これらの面が折れるのを防ぐための補強材を備えている。したがって、ボックスビーム形状の第１の部分７２は、第３および第４の面の航空機内部に面する表面に対して直角に配置する第１の一連のリブ８０と、第１、第２および第３の面の航空機の外部に面する表面に対して直角に配置する第２の一連のリブ８２とを備えている。

リブ８０および８２は、第１の部分７２と接触する縁にのみフランジを備えている。

リブ８０および８２は、ドア５６の突起部と水平に配置することが好ましい。

ボックスビーム形状の第２の部分７４は、プレートの形状で、航空機胴体の外板の一部を構成する。

２つの部分７２と７４との間を結合させるため、形剛８４を設けて第２の部分７４と第１の部分７２の第１の壁６４を形成する第１の面との間を結合させることができ、第２の部分７４は第４の面７８に当接する。この形剛８４は、可溶性部品の働きをし、ボックスビーム形状の２つの部分７２と７４との間の接合を容易にしている。

リブ８２は、図５に示すように、前記リブ８２と第２の部分７４との間にスペース８６が残るように適合した寸法にし、ボックスビーム形状の２つの部分７２および７４を組み立てる際に前記リブ８２が前記第２の部分７４と競合しないようにすることが好ましい。

もう一つの利点によれば、枠部に胴体の外板を形成する第２の部分７４が形剛８４および第４の面７８の辺りのみに接触していることにより、他の部品、とりわけボックスビーム形状の第１の部分７２を押圧する役割を果たさない領域で、（板が弛緩する等の理由で）厚みを変える領域を決定することができる。

傾斜壁６８は、ボックスビーム形状の内部にアクセスできる孔８８を備え、例えば突起部５６の固定および場合によっては突起支持部９０の固定ができるようにすることが有利である。

リブ８０および８２にはアンダカットを形成する外板と接触する土台がないため、ボックスビーム形状の第１の部分７２を複合材料で製造することが簡易になり、複雑な工具を必要とすることがない。

さらに、これらの土台がなくなることによって、ボックスビーム形状の２つの部分７２と７４との間の接合を簡易化することができる。

もう一つの利点によれば、このボックスビーム形状によって、とりわけ開口を円筒に近い形状をした胴体領域に設ける場合、図７に示すようなドア枠部の外形寸法を縮小することができる。

このような領域では、胴体は、領域全体にわたって規則的かつ一定の間隔に従って配置する縦通材およびフレームで構成する構造を備える。図７に示すように、開口の幅がフレームの敷居２つ分とほぼ等しい場合、ボックスビーム形状の枠部にすることによって先行技術の梯子形状の構造（境界線を点線９２で表示）よりもフレーム間の寸法を５０％縮小することができる。

もう一つの利点によれば、このボックスビーム形状によって、ドア枠部と胴体の残りの部分との結合が簡易になる。

図５に示したように、ボックスビーム形状の第１の部分７２、さらに詳細には第４の面７８は、継目板の機能を果たすことができ、第２の部分７４よりも先に延びて枠部で胴体の外板を形成する第２の部分７４および胴体の外板４２に単一の設置面ができるようにすることが有利である。この方法により、部品数が減る。

もう一つの局面によれば、ボックスビーム形状の部分構造により、肋材および補剛材のフランジが外板と接触していたために複数の設置面を備えていた先行技術による方法とは逆に、単一の設置面があることにより、枠部と胴体の残りの部分との接合が簡易になる。

Claims (12)

1. 外板が境界となる航空機胴体に設置する開口に設けるドア枠部であって、前記枠部は、前記開口の両側に配置する垂直な２つの部分構造（６２）の間を連結する上方縦補剛材および下方縦補剛材を有し、この部分構造に、ドアによってかかる半径方向の応力を受ける少なくとも１つの突起部（５６）を設けるドア枠部において、前記垂直部分構造（６２）はそれぞれ、少なくとも３枚の複合材製の壁を有し、該壁が互いに連結して閉鎖した中空の断面を形成してボックスビーム構造となることを特徴とするドア枠部。
2. 複合材製の前記垂直な部分構造（６２）はそれぞれ、第１の壁（６４）と、該第１の壁（６４）に連結し、該第１の壁（６４）に対してほぼ直角に配置する第２の壁（６６）と、前記第１の壁（６４）および前記第２の壁（６６）に連結してボックスビーム状となる傾斜した第３の壁（６８）とを備えることを特徴とする、請求項１に記載の航空機胴体に設置する開口に備えるドア枠部。
3. 前記第１の壁（６４）は開口側面を形成し、前記第２の壁（６６）は前記航空機の前記外板面に配置することができることを特徴とする、請求項２に記載の航空機胴体に設置する開口に備えるドア枠部。
4. 前記部分構造（６２）はそれぞれ、胴体の外板で閉じた空洞を形成することができる第１の部分（７２）を備えていることを特徴とする、請求項２または３に記載の航空機胴体に設置する開口に備えるドア枠部。
5. ボックスビーム状の前記第１の部分（７２）は、前記第１の壁（６４）を形成する第１の面と、該第１の面に対してほぼ直角な第２の面（７６）と、傾斜壁（６８）を形成する第３の面と、胴体の外板に対する支持面の役割を果たす第４の面（７８）とがある１区画を含むプレートで構成されることを特徴とする、請求項４に記載の航空機胴体に設置する開口に備えるドア枠部。
6. ボックスビーム状の前記第１の部分（７２）は、前記第１、前記第２および前記第３の面の航空機の外部に面する表面に対して直角に配置する第２の一連のリブ（８２）を備えていることを特徴とする、請求項５に記載の航空機胴体に設置する開口に備えるドア枠部。
7. 前記リブ（８２）は、該リブ（８２）と胴体の外板との間にスペース（８６）が残るように適合した寸法であることを特徴とする、請求項６に記載の航空機胴体に設置する開口に備えるドア枠部。
8. ボックスビーム状の前記第１の部分（７２）は、前記第３および前記第４の面の航空機内部に面する表面に対して直角に配置する第１の一連のリブ（８０）を備えていることを特徴とする、請求項５から７のいずれか一項に記載の航空機胴体に設置する開口に備えるドア枠部。
9. ボックスビーム状の前記部分構造（６２）はそれぞれ、前記第１の部分（７２）の前記第１の壁（６４）と胴体の外板との間とを結合するための形剛（８４）を備えていることを特徴とする、請求項５から８のいずれか一項に記載の航空機胴体に設置する開口に備えるドア枠部。
10. 前記部分構造（６２）それぞれの前記第１の部分（７２）の前記傾斜壁（６８）は、ボックスビーム状の部分構造の内部にアクセスできる孔（８８）を備えていることを特徴とする、請求項４から９のいずれか一項に記載の航空機胴体に設置する開口に備えるドア枠部。
11. 前記部分構造（６２）はそれぞれ、胴体の外板面に配置する第２の部分（７４）を備え、前記第１の部分は、継目板の機能を果たして枠部の前記第２の部分（７４）および胴体の外板の残りの部分に単一の設置面を作る面（７８）を有することを特徴とする、請求項４から１０のいずれか一項に記載の航空機胴体に設置する開口に備えるドア枠部。
12. 請求項１から１１のいずれか一項に記載のドア枠部を有する航空機。

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