JP4804541B2 - 航空機のための変形可能な前方圧力隔壁 - Google Patents

Description

この発明は一般に、航空機構造に関する。より特定的には、この発明は航空機圧力隔壁に関する。

背景
航空機における前方の圧力隔壁は機体の先端に位置しており、それは加圧された内部機室環境用の障壁として機能する。前方圧力隔壁の前側は通常、航空機のレードームまたは「ノーズコーン」によって包囲されており、それは航空機用のアンテナおよび／または他の機器を収容している。レードームの内部は加圧されておらず、すなわち、それは周囲空気条件に晒されている。レードームは通常、ファイバガラスといった軽量の電磁透過性材料から形成されている。したがって、前方圧力隔壁は、航空機の先端に衝突する恐れがある鳥などの外部物体に対し、付加的な防護を提供するよう設計されている。

従来の前方圧力隔壁は、「レンガ壁」防護モードを提供することによって衝撃に強固に耐えるよう設計されている。言い換えれば、従来の前方圧力隔壁は、非常に少ない構造的撓みで鳥の貫通に抵抗するよう設計されている。この点に関し、そのような前方圧力隔壁は、主隔壁パネルを支持する強固な補強梁、リブ、または他の構成要素を利用する。したがって、そのような前方圧力隔壁は通常、所望の構造を形成するために溶接され、リベット留めされ、または他の態様で接続された多くの別個の構成要素から作製される。結果として生じる構造は多くの部品数を含む場合があり、それは前方圧力隔壁のコストを増加させる。

したがって、先行技術の設計よりも価格が低く、必要な部品が少なく、軽量である航空機前方圧力隔壁を有することが望ましい。さらに、この発明の他の望ましい特徴および特性は、以下の詳細な説明および添付された特許請求の範囲を、添付図面および前述の技術分野ならびに背景とともに解釈することにより、明らかとなるであろう。

簡単な概要
この発明の例示的な一実施例に従った航空機前方圧力隔壁は、重い補強パネルおよび梁構造というよりもむしろ、可鍛性ドーム要素を採用している。ドームは、鳥の衝突の衝撃下で変形するのに十分可撓性があり、このため、塑性変形を通して衝撃エネルギを吸収し、放散する。一般に、鳥のエネルギは、衝撃の期間中の隔壁の撓みを乗じた力の積分値によって吸収される。したがって、大きな撓みは、隔壁の撓みにほぼ反比例する力を低減させる。これは隔壁の重量を著しく低減させる。

実際には、この発明の例示的な実施例に従って構成された航空機前方圧力隔壁は、伝統的な「レンガ壁」アプローチに頼ることなく、外部物体に対して防護を提供しつつ、機室加圧力に対処することができる。球形は有り得る最も軽量の圧力容器であるため、実質的に球形の隔壁も圧力負荷に抵抗する際に自然の構造的利点を保持している、ということが実証され得る。ここに説明する例示的な実施例は、従来の航空機前方圧力隔壁設計に比べ、使用する部品数が少なく、軽量である。

この発明の上述のおよび他の局面は、外部物体の衝突によって生じる衝撃エネルギのし
きい値に応じて変形するよう構成され、これにより衝撃エネルギの少なくとも一部を吸収し、放散する可鍛性ドームを有する航空機前方圧力隔壁によって、ある形で実行されてもよい。航空機前方圧力隔壁には、強固で変形できない補強部材がない。実際の一実施例では、隔壁は衝突エネルギのかなりの部分を吸収し、放散する。より大きい撓みがより小さい力を作り出すという事実に加え、大きい撓みは、「強固な」隔壁で起こるようなことに比べ、衝突中に鳥がより広い領域にわたって散らばることも可能にする。一例として、強固な隔壁は通常、約０．１〜０．２インチ撓む場合があり、一方、この発明に従って構成された隔壁は、ドームが部分的にまたは全体的にひっくり返るため、１〜数インチの撓みを有する場合がある。このため、衝突の持続時間は通常１〜２桁長く、それにより、鳥のエネルギの放散、分散が可能になる。

この発明のより完全な理解は、詳細な説明および特許請求の範囲を、以下の図とともに検討することにより、得られるであろう。図全体を通し、同じ参照番号は同様の要素を示す。

詳細な説明
以下の詳細な説明は本質的に単なる例示であり、この発明を、またはこの発明の用途および使用を限定するよう意図されてはいない。さらに、前述の技術分野、背景、簡単な概要、または以下の詳細な説明において提示される明示または暗示されたどの理論によっても制約される意図はない。簡潔にするため、航空機設計、航空機構造、航空機製造、および隔壁の他の局面（ならびに隔壁の個々の動作構成要素）に関する従来の技術および特徴は、ここでは詳細には説明されない場合がある。

以下の説明は、ともに「接続される」または「結合される」要素または構成に言及している。ここで使用されているように、特に明記しない限り、「接続される」とは、１つの要素／構成が別の要素／構成に、必ずしも機械的にというわけではなく、直接的に接合されている（または直接的に連通している）ことを意味する。同様に、特に明記しない限り、「結合される」とは、１つの要素／構成が別の要素／構成に、必ずしも機械的にというわけではなく、直接的にまたは間接的に接合されている（もしくは直接的にまたは間接的に連通している）ことを意味する。

図１は、先行技術の航空機前方圧力隔壁１００の斜視正面図である。隔壁１００は、加圧されていないノーズレードームに隣接する航空機の前部に設置される。隔壁１００は、鳥などの外部物体からの衝突に対して物理的な防護の対策を提供しつつ、航空機機室内の加圧を維持する。この点に関し、隔壁１００は、概して平坦で円板形状の面板（フェイスプレート）１０２を含む。面板１０２は、通常の飛行条件下において堅固で「貫通できない」壁を提供するように、強固で、変形できないよう、かつ可鍛性がないよう設計されている。特に、面板１０２は複数の補強リブ１０４によって支持されており、それらは面板１０２に強固な補強を提供する。補強リブ１０４は、面板１０２の露出した表面に物理的に結合されている。（視界から隠された）追加の補強リブも、面板１０２の反対面上に位置している。これらの補強リブ１０４は、隔壁１００用の変形できず可鍛性がない構造支持部材であるよう、意図的に設計されている。実際の配備では、補強リブ１０４の使用は、隔壁１００の全体的な部品数、費用、重量、および製造複雑性を増大させる。

図２は、航空機２０２に設置されるような、この発明の例示的な一実施例に従った前方圧力隔壁２００の概略側面図であり、図３は前方圧力隔壁２００の概略背面図であり、図４は前方圧力隔壁２００の斜視正面図であり、図５は前方圧力隔壁２００の背面図であり、図６は、図５の線Ａ−Ａに沿って見たような前方圧力隔壁２００の断面図である。隔壁２００は一般に、航空機２０２の加圧されていないノーズレードーム２０４に隣接する前方圧力隔壁として使用されるよう構成されている。隔壁２００は、航空機機室が航空機外部の周囲空気圧力に対して加圧される場合に、圧力負荷に耐えるように好適に構成されている。隔壁２００は、図１に示すような重い補強「パネルおよび梁」構造というよりもむしろ、軽量の可鍛性膜を用いて、気圧を一定に保つ力を保持するためにドーム形状の自然の特性を活用する。ドーム要素は、鳥の衝突の衝撃下で変形するのに十分可撓性があり、このため、塑性変形を通して衝撃エネルギの少なくとも一部を吸収し、放散する。隔壁２００のこの特性は、伝統的な「レンガ壁」アプローチに頼ることなく、外部物体に対して防護を提供つつ、航空機加圧のための軽量構造に対する必要性に対処する。実際には、隔壁２００は、機室圧力によって加えられる自然の加圧力に対応する実質的に球形の形状を呈している。このため、隔壁２００のドームは純粋な張力モードで耐えるだけでよく、非常に効率的な態様でそれを行なう。鳥を「捕まえる」のに十分寛容でありながら、貫通は許さないことにより、隔壁２００は、撓みを収容するのに必要な少量の追加空間を少々犠牲にして、効果的な防護を提供する。その追加空間も、従来のアプローチにおいて補強材を収容するのに必要とされるスペースによって幾分相殺される。

図２は、隔壁２００のための典型的な設置場所を示している。この例示的な実施例では、隔壁２００は、航空機２０２の前部に対して若干前方向に傾けられている。この例示的な設置については、隔壁２００は垂直面に対して約５〜７度傾けられてもよい。ドームを傾けることは、鳥がより広い領域にわたって散らばるようにすることによってより大きなエネルギ吸収を可能にするものの、この発明の必要な特徴ではない。隔壁２００は外側翼弦２０６と結合されている。外側翼弦２０６の目的は、リングにおけるフープ圧縮により、隔壁膜の加圧による引張荷重に反作用を及ぼすことである。他の実施例では、圧力負荷は、ドーム自体または航空機構造の他の部分によって反作用を及ぼされてもよい。実際には、隔壁２００は、隔壁２００の外側翼弦２０６が静止したままとなるように、航空機２０２の支持構造および／またはフレーム構造に結合されてもよい。たとえば、隔壁２００は、隔壁２００、乗員用フロア、レードーム２０４と航空機外板との間の界面を提供する強固なフレーム２０８に取付けられてもよい。フレーム２０８は、アルミニウムといった任意の好適な材料から形成されてもよい。例示的な実施例では、フレーム２０８は、厚さ３インチの１枚のアルミニウムプレートから機械加工された一体型のサブ構造として実現される。フレーム２０８の特定の設計、構成、および構造は、所与の航空機の必要性に適合するよう変更可能である。

図４〜図６を参照すると、図２の隔壁２００は一般に、外部物体の衝突によって生じる衝撃エネルギのしきい値に応じて変形するよう好適に構成された可鍛性ドーム２１０を含む。このように、ドーム２１０は衝撃エネルギの少なくとも一部を吸収および放散することができ、残りは下層の航空機構造によって吸収される。特に、隔壁２００およびドーム２１０には（補強部材を利用する従来の設計とは異なり）強固な補強部材がない。さらに、ドーム２１０は、隔壁２００の周縁近傍の締結具の位置以外に、孔も貫通部も含んでいない。例示的な実施例では、ドーム２１０は、２０２４−Ｔ３アルミニウムといったアルミニウム合金から形成される。もちろん、ドーム２１０は、ケブラー（KEVLAR）、スペクトラ（SPECTRA）、ザイロン（ZYLON）、ファイバガラス、熱可塑性物質（たとえばＰＥＥＫおよびＰＥＫＫ）、または実質的に任意の実用材料を含む、他の好適な材料、合金、お
よび合成物から形成されてもよい。故障に対するより高い塑性歪みとより高い強度とを有する材料は通常、より多くのエネルギを吸収する場合があるが、隔壁２００は、ドーム２１０の弾性撓みおよび塑性撓みを通してかなりのエネルギ吸収を可能にするよう構成されてもよい。実際に、ドーム２１０は概して、凸状の前面２１２と凹状の背面２１４とを有する実質的に球形のキャップ（すなわち、球形のシェルの一部）として形作られ得る。この例では、ドーム２１０は約１２０インチの球半径を有して形成され、ドーム２１０のベースでの直径は約８５．４インチであり、ドーム２１０の深さは約８インチである。ドーム２１０は、凸状の前面２１２に晒される周囲空気圧力と比べて凹状の背面２１４に加えられる加圧された空気荷重に耐えるよう構成されている。そのような差がある圧力条件は、航空機の通常運行中に発生する。

ドーム２１０は材料の単一のシートから形成されてもよい。多層はこの発明の必要な特徴ではないものの、実際の実施例では、ドーム２１０は、隔壁２００のためのフェイルセーフ対策を提供するために、多層の構成要素として実現されている。この例では、ドーム２１０は、第１の全体層２１６と、第１の全体層２１６に結合された第２の全体層２１８と、第２の全体層２１８に結合された部分層２２０とを含む。これらの層は、低温接合、高温接合、機械的締結具、溶接、クランプなどの任意の好適な機構または手法を用いて、ともに付着され得る。第１および第２の層は、ドーム２１０の全面にわたってはいない部分層２２０と比べて「全体」的である。言い換えれば、第１の層２１６および第２の層２１８は、各々概して実質的に球形のキャップを規定しているため、「冗長な」層である。しかしながら、部分層２２０は概して、頂部が切断された実質的に球形のキャップ、または実質的に球形の輪郭を有するリング形状の層を規定している。ドーム２１０は、概してその円形の縁によって規定された外周２２２を含む。図５および図６に示すように、部分層２２０は外周２２２に隣接して位置している。言い換えると、部分層２２０は、第２の全体層２１６の周囲を囲むリング層を形成している。このため、第１の全体層２１６の露出した外面は凸状の前面２１２を表わし、一方、第２の全体層２１８の露出した外面は、部分層２２０の露出した外面とともに、凹状の背面２１４を表わしている。このため、第１の全体層２１６は隔壁２００の前側にほぼ対応しており、部分層２２０は隔壁２００の後ろ側にほぼ対応している。

第１の全体層２１６、第２の全体層２１８、および部分層２２０は各々、延性がありかつ変形可能な材料から形成されており、それは、上述のような隔壁２００の衝突エネルギを吸収して放散する性質を促進する。実際の一実施例では、第１の全体層２１６および第２の全体層２１８は各々、厚さが約０．０６３インチのアルミニウムシートから形成される。特に、これらの全体層は、２０２４−Ｔ３アルミニウム合金のシームレスシートから形成されてもよい。部分層２２０も、２０２４−Ｔ３アルミニウム合金のシームレスシートから形成されてもよい。例示的な実施例では、部分層２２０は、ドーム２１０の中心に向かって減少する可変厚を有する。製造を容易にするため、この可変厚は、図６に示すように別々の段で形成されてもよい（が形成される必要はない）。この点に関し、部分層２２０は、外周２２２に向かって位置する外縁２２４と、ドーム２１０の中心に向かって位置する内縁２２６とを有する。内縁２２６は、この実施例では外縁２２４から約１４〜１７インチである（実際の一実施例では、部分層２２０は幅が約１５．７インチである）。外縁２２４は約０．１２５インチの厚さを有していてもよく、内縁２２６は約０．０３１インチの厚さを有していてもよい。実際には、部分層２２０は、外縁２２４と内縁２２６との間に、厚さが減少する任意の数の中間段を含んでいてもよい。外周２２２近傍でのドーム２１０の比較的厚い部分は、隔壁２００の取付のための追加の強度を提供するのに望ましい。ドーム２１０のシェル厚さの変化はまた、ドーム２１０の縁近傍での衝撃応力に対する追加の耐性も提供する。応力は、縁に向かってより高くなる。これは、それらの領域におけるドーム２１０の追従性が低減するためである。

ドーム２１０（およびその任意の層）は、任意の好適な製造手法を用いて形成されてもよい。たとえば、ドーム２１０は、平坦なシートに圧力を加えて実質的に球形のキャップを形作るバルジ成形手法を用いて製造されてもよい。また、これに代えて、ドーム２１０は、平坦なシートを、成形ツールを用いて圧力を加えながら回転させて皿形状を作り出すスピン成形手法を用いて製造されてもよい。ドーム２１０はまた、打抜き手法またはプレス手法を用いて形成されてもよい。

隔壁２００は、外周２２２の周りでドーム２１０に結合された外側翼弦２２８も含む。
この実施例では、外側翼弦２２８は、その断面が、ドーム２１０の輪郭と一致する１つの脚と機体の輪郭と一致する第２の脚とによって形成される山形部（アングル）であるように形成された、７０７５ Ｔ７３アルミニウムの多数の区分から構成されている。この山形部（アングル）の目的は、ドーム２１０を機体に一体化すること、および、外側翼弦２２８に剛性を加えて、それがドーム２１０における膜張力によって生じる圧縮荷重に耐えるようにすることである。

外側翼弦２２８は、隔壁２００のための強固な取付機構を提供するよう好適に構成されている。図２および図３を再度参照すると、外側翼弦２２８は、フレーム２０８、風除け支持体、および／または航空機２０２の他の構造に隔壁２００を取付けるために利用可能である。外側翼弦２２８はまた、航空機機体外板の取付に対処するよう構成されてもよい。図２および図４に示すように、外側翼弦２２８はまた、アンテナ支持アセンブリ２２９用の取付点を提供してもよい。特に、アンテナ支持アセンブリ２２９は、ドーム２１０自体に取付けられる必要はない。むしろ、アンテナ支持アセンブリ２２９は、好ましくは、ドーム２１０にかかる「ブリッジ」を形成する。実際、隔壁２００は、好ましくは、強固な補強材または補強部材がドーム２１０のいずれの面にも直接取付けられないように構成され、これにより、外部物体の衝突に応じてドーム２１０が自由に撓み、変形するようにする。

実際の一実施例では、外側翼弦２２８は、たとえばアルミニウム合金７０７５−Ｔ７３５１またはアルミニウム合金７０５０−Ｔ７４５１といった任意の好適な材料から形成可能である。製造および組立を容易にするため、外側翼弦２２８は、継ぎ合わされる区分化された構成要素として実現されてもよい。図５は、３つの継ぎ合わせ要素２３０によって接合された、３つの区分に分かれた外側翼弦２２８を示している。外側翼弦２２８は、ボルト、鋲、クランプ、接合、溶接などの好適な締結具または締結手法を用いてドーム２１０に結合される。次に、隔壁２００は、ボルト、鋲、クランプ、接合、溶接などの好適な締結具または締結手法を用いて（外側翼弦２２８を介して）航空機２０２に結合される。

この発明の代替的な一実施例に従って構成された航空機前方圧力隔壁は、（上述のような）可鍛性ドームに結合された、可鍛性があり、かつ変形可能な少なくとも１つの引裂きストラップ層を採用してもよい。他の実施例では、引裂きストラップ層は、可鍛性があるかまたは変形可能な補強材からも構成され得る。可鍛性があり、かつ変形可能な引裂きストラップ層または補強材層は、隔壁の衝撃エネルギを吸収および放散する特性に対処するのに十分な可撓性を保ちつつ、可鍛性ドームに対する疲労および動的変化を遅らせるよう構成されている。図７は、そのような代替的な一実施例に従った前方圧力隔壁３００の斜視正面図である。隔壁３００は隔壁２００と多数の特徴を共有しており、そのような共通の特徴および局面は、ここでは重複して説明されない。隔壁３００は、少なくとも第１の全体層３０２と、全体層３０２に結合された、可鍛性があり、かつ変形可能な少なくとも１つの引裂きストラップ層３０４とを有する可鍛性ドーム３０１を含む。この例示的な実施例では、隔壁３００は、全体層３０２に結合されたクモの巣状層３０６を含み、ここで、少なくとも１つの引裂きストラップ層３０４は、クモの巣状層３０６によって規定される。言い換えると、クモの巣状層３０６は引裂きストラップ層３０４を含み、このためクモの巣に似ている。クモの巣状層３０６自体は変形可能でかつ可鍛性があり、それにより、隔壁３００は上述の態様で衝撃エネルギを吸収および放散することができる。このため、クモの巣状層３０６は、強固で変形できない「レンガ壁」構成に頼っている先行技術の手法とは対照的な寛容な態様で、隔壁３００の構造的完全性を高めるために採用されてもよい。

ここに説明する航空機前方圧力隔壁の実際の一実施例は、連邦航空規則（Federal Aviation Regulation）２５．５７１条によって要求されるような、海水面での巡航速度（Ｖｃ）または８０００フィートでの０．８５Ｖｃのどちらか危険なほうで移動する４ポンドの物体からの衝突に耐えるよう設計されている。この発明のこのおよび他の実施例は、要件に依存して、異なる鳥の重量および速度に耐えるようになっていてもよい。実際には、隔壁は、衝撃に応じて隔壁ドームが変形し、撓むかどうかを判断するしきい値衝撃エネルギ等級を有する。隔壁の湾曲して角度がついた表面は、物体がドームから離れるようにそれるかもしれない可能性を高めている。物体が、少なくともそのしきい値衝撃エネルギを付与せずに隔壁に衝突した場合、物体はドームに当たって跳ね返るか、またはドームから離れるようにそれるかもしれない。そのような条件下では、ドームは一時的に内側に撓み、次にその元の形状へと跳ね返ってもよい。しかしながら、物体が、少なくともしきい値衝撃エネルギを有して隔壁に衝突した場合、ドームは物体を「捕まえ」、内側に撓み、そして、衝撃エネルギを吸収して放散するよう変形するかもしれない。この点に関し、ドームは物体の衝撃力の下で座屈し、物体はドームとの接触後、後ろ方向に短距離移動する。ドームの可鍛性がある性質により、隔壁は、（強固で固い隔壁に比べて）より長い衝撃時間にわたって衝撃力を放散することができる。衝撃後、ドームは屈曲または湾曲した形状のままであってもよく、またはその元の形状へと跳ね返ってもよい。内部圧力が隔壁の元の形状を回復させないかもしれない場合には、それは物理的操作によって回復されてもよく、またはそれは、変形の重症度に依存して交換されてもよい。

前述の詳細な説明において、少なくとも１つの例示的な実施例が提示されてきたが、莫大な数の変形が存在することが理解されるべきである。また、ここに説明された例示的な実施例はこの発明の範囲、利用可能性、または構成を限定するよう全く意図されていないことが理解されるべきである。むしろ、前述の詳細な説明は、説明された実施例を実現するための便利な道路地図を当業者に提供するであろう。添付された特許請求の範囲およびその法的均等物において述べられるようなこの発明の範囲から逸脱することなく、要素の機能および配置にさまざまな変更が加えられ得ることが理解されるべきである。

先行技術の航空機前方圧力隔壁の斜視正面図である。 航空機に設置されるような、この発明の例示的な一実施例に従った前方圧力隔壁の概略側面図である。 図２に示す前方圧力隔壁の概略背面図である。 図２に示す前方圧力隔壁の斜視正面図である。 図２に示す前方圧力隔壁の背面図である。 図５に示す、線Ａ−Ａに沿って見たような前方圧力隔壁の断面図である。 この発明の代替的な一実施例に従った前方圧力隔壁の斜視正面図である。

Claims (8)

1. 外部物体の衝突によって生じる衝撃エネルギのしきい値に応じて変形するよう構成され、これにより衝撃エネルギの少なくとも一部を吸収し、放散する可鍛性ドーム（２１０）を含む航空機前方圧力隔壁（２００）であって、
   前記可鍛性ドーム（２１０）は、
   外周（２２２）と、
   前記可鍛性ドーム（２１０）の表面全体に及ぶ第１の全体層（２１６）と、
   前記第１の全体層（２１６）に結合された第２の全体層（２１８）であって、前記可鍛性ドーム（２１０）の表面全体に及ぶ第２の全体層（２１８）と、
   前記第２の全体層（２１８）に結合された部分層（２２０）であって、前記外周（２２２）の周りに位置して第２の全体層（２１８）の周囲を囲むリング層を形成している前記部分層（２２０）と、
   を含み、
   前記航空機前方圧力隔壁（２００）は、前記外周（２２２）の周りで前記可鍛性ドーム（２１０）に結合されてリング形状を形成した外側翼弦（２２８）であって、前記航空機前方圧力隔壁（２００）のための強固な取付機構を提供する前記外側翼弦（２２８）を更に含み、
   前記航空機前方圧力隔壁（２００）には強固な変形不能な補強部材がなく、アルミニウムまたはその合金からなる、航空機前方圧力隔壁（２００）。
2. 前記部分層（２２０）は、前記可鍛性ドーム（２１０）の中心に向かって減少する可変厚を有する、請求項１に記載の航空機前方圧力隔壁（２００）。
3. 前記部分層（２２０）は、前記外周（２２２）に向かって位置する外縁と、前記可鍛性ドーム（２１０）の中心に向かって位置する内縁とを有しており、前記外縁は前記部分層（２２０）の最大厚さに対応し、前記内縁は前記部分層（２２０）の最小厚さに対応している、請求項２に記載の航空機前方圧力隔壁（２００）。
4. 前記可鍛性ドーム（２１０）は、凸状の前面と凹状の背面とを含む、請求項１に記載の航空機前方圧力隔壁（２００）。
5. 前記可鍛性ドーム（２１０）は、実質的に球形のキャップとして形作られている、請求項４に記載の航空機前方圧力隔壁（２００）。
6. 前記可鍛性ドーム（２１０）は、前記凸状の前面に晒される周囲空気圧力と比べて前記凹状の背面に加えられる加圧された空気荷重に耐えるよう構成されている、請求項４に記載の航空機前方圧力隔壁（２００）。
7. 前記可鍛性ドーム（２１０）は、
   前記第１の全体層（２１６）に結合された、可鍛性があり、かつ変形可能な少なくとも１つの補強材（３０４）とを含み、前記可鍛性があり、かつ変形可能な補強材（３０４）は、前記可鍛性ドーム（２１０）のフェイルセーフティを高めるよう構成されている、請求項１に記載の航空機前方圧力隔壁（２００）。
8. 前記可鍛性ドーム（２１０）は、
   前記第１の全体層（２１６）に結合されたクモの巣状層（３０６）とを含み、前記クモの巣状層（３０６）は、そこに規定された、可鍛性があり、かつ変形可能な少なくとも１つの補強材を有し、前記クモの巣状層（３０６）は、前記可鍛性ドーム（２１０）のフェイルセーフティを高めるよう構成されている、請求項１に記載の航空機前方圧力隔壁（２００）。

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