JP5006931B2 - 航空機用ドアの取付用枠組体 - Google Patents

Description

本発明は、複合材料によって製作された航空機用ドアの取付用枠組体に関するものであって、これにより、衝撃の際に生じるエネルギーを緩衝吸収するようにしてドアの良好な作動を確保すると同時に、また、機械的性能の観点と同様に工業的観点からも複合材料を最適に使用することを確保するものである。

本発明は、航空機の分野、及び、特にドアの取付用枠組体の構造の分野で適用される。

現在、航空機及び、特に、旅客輸送航空機において、搭乗者、特に乗客の安全を最大限に確保することが求められている。

万が一胴体着陸する場合、乗客の安全を確保するためには、乗客の迅速な避難が最も重要である。そのため、航空機の製造業者は、航空機のドアを安全にすること、すなわち、ドアを保護し、衝撃時に、その良好な作動を確保するために、ドアのあらゆる劣化及び変形を防止することを求めてきた。実際、特に胴体着陸の場合、ドアが損傷すると、航空機の乗客は機体から外に出ることができないか、または、外に出ることが困難である。機体へのアクセスドアが開かないとき、ドアを壊して、航空機の客室に侵入し、乗客を救助するためには、地上の専門の救助隊員の介入を待たなければならず、それには比較的長い時間がかかりかねない。また、航空機は、胴体着陸後、約数分間で急速に炎上することがあることが分かっている。反対に、ドアが保護されており、専門の救助隊員の到着を必ずしも待つ必要がなく、航空機の搭乗者によって、ドアを作動させ、開くことができるならば、そのとき、無事な乗客たちが迅速に航空機から出ることができるともに救助隊が入ることができ、できる限り速く負傷者たちを助けることができる。

航空機には、複数の出口、すなわち
‐航空機の機体前方の一つまたは複数の乗客用ドア
‐機体後方の一つまたは複数の乗客用ドア、
‐客室内の、機体中央の一つまたは複数のドア、及び、
‐航空機の機体の下方の貨物室への、一つまたは複数のアクセスドア
があることがある。

現在の航空機では、各ドアは、航空機の機体内に設置された金属構造体に、それぞれ、装着されている。この金属構造体は、複数のフレームと一組の補剛材とを備え、それらが全体でドアの取付用枠組体を形成している。したがって、ドアは、金属製の取付用構造体、例えば、アルミニウム製の取付用構造体に装着される。実際、アルミニウムは、耐久性のある金属であり、成形が容易であり、衝撃の作用下では変形して、衝撃から生じるエネルギーを緩衝吸収することができるという利点がある。

従来のドアの取付用枠組体の一例を図１に示した。このドアの取付用枠組体１は、図１には図示されていない、ドアの取付用枠組体１の中空のスペース３内に装着されるためのドアを取り付けるために航空機の機体２内に設置されている。このドアの取付用枠組体１は、内枠５、外枠６、及び内枠５と外枠６との間に配置された芯４によって形成された取付用構造体である。内枠５は、ドアの固定用手段を収容するためのものである。外枠６は、ドアの取付用枠組体１と機体２との結合を構成する。芯４は、衝撃から生じるエネルギーを緩衝吸収する役割を果たす。芯４は、内枠５と外枠６とを結合させる。

ドアの取付用枠組体１の内枠５と外枠６は、各々、二つの水平方向の横材５ａ、５ｂ及び６ａ、６ｂ、ならびに二つの鉛直方向の縦材５ｃ、５ｄ及び６ｃ、６ｄを備える。上方の横材５ａ及び下方の横材５ｂ、右側の縦材５ｃ及び左側の縦材５ｄが互いに組み合わされて形成する組立体が、内枠５を構成する。

従来、内枠５と外枠６との間の芯４は、側方連結金具と呼ばれる複数の補剛材４ａ、４ｂ、４ｃ〜４ｎによって形成される。これらの側方連結金具は、別個のエレメントであり、さらに詳細には、ドアの取付用枠組体の縦材間の水平方向の補剛材、及びドアの取付用枠組体の横材間の鉛直方向の補剛材である。これらの側方連結金具は、一方が内枠５に、もう一方が外枠６に固定されている。現在、ドアの取付用枠組体の金属製の取付用構造体は、側方連結金具が衝撃時に変形するように最適化されている。側方連結金具は、変形することで衝撃のエネルギーを緩衝吸収して、それにより、ドアを保護する。したがって、そのような金属製の取付用構造体によって、航空機のドアに関する安全基準を守ることができる。

航空機の製造業者は、航空機の燃料消費に利益を得るため、航空機の質量を最大限減少させようとしている。そのための方法の一つは、より軽い材料を選択することである。

航空機産業における現在の傾向として、金属製エレメントは複合材料製エレメントに代えられている。実際、複合材料によって、機体の質量について利することができ、したがって、その燃料消費を減少させることができることは周知である。しかしながら、ドアの取付用枠組体の場合、アルミニウムを複合材料に代えるだけでは十分ではない。実際、アルミニウム製の側方連結金具を複合材料製の側方連結金具に代えると、複合材料はエネルギーの緩衝吸収能力が低いので、エネルギー緩衝吸収の問題が起こることにもなる。複合材料は、強い圧力を受けても変形しない。複合材料は、破損してしまう。上記に記載したようなドアの取付用枠組体であって、複合材料製の側方連結金具を用いたものでは、胴体着陸の場合、応力は完全にドアに伝わってしまい、ドアのその後の作動を妨げる可能性のある変形がもたらされるおそれがある。したがって、衝撃から生じたエネルギーはドアの取付用枠組体によって緩衝吸収されず、それによって、ドアの劣化を引き起こす。

また、従来の構造では、補剛材の土台のところでせん断応力が働き、それは複合材料の弱点である。

さらに、上記のようなドアの取付用枠組体を形成するための複合材料製の側方連結金具の製造は、生産の観点から、比較的コストが高くなる。実際、多数の側方連結金具を製造し、各金具をそれぞれ内枠と外枠との間に固定すると、製造コストが極めて高くなるとともに、現在の需要に対して製造リードタイムがかかり過ぎることにもなる。

本発明は、まさしく、上記の技術の不具合な点を解決することを目的とする。そのため、本発明は、取付用構造体の芯が複合材料で製作され、衝撃のエネルギーを緩衝吸収するのに適合した連続した形状を有し、低コストでの製造を確保するために部材数を減らした、複合材料に最適化された機械的性能のため引っ張り／圧縮時の応力の流れ吸い上げが好ましいドアの取付用枠組体を提案する。

さらに詳細には、本発明は、その内部にドアが装着されるドアの取付用構造体を備える航空機の機体のドアの取付用枠組体であって、この取付用構造体が、
‐外枠と、
‐内枠と、
‐衝撃から生じるエネルギーを緩衝吸収するのに適合した、その内枠と外枠との間に配置された芯と
を備え、該芯が、複合材料製のアコーディオンの形状の補剛材であることを特徴とする、ドアの取付用枠組体に関するものである。

本発明は、下記の特徴の一つまたはいくつかを備えることができる。
‐前記アコーディオン状の補剛材は、Ｖ字形または逆Ｖ字形の形状の蛇腹の連なりからなること。
‐前記アコーディオン状の補剛材の各蛇腹の頂点は、それぞれ丸くなっていること。
‐前記アコーディオン状の補剛材は単一の部材で形成されること。
‐前記アコーディオン状の補剛材を形成する部材は、銃眼（凹凸形状でのその凹み空間から銃撃の狙い用の矩形空間の形状をたとえる意味、以下同様）の形状の角によって接続された四つのアコーディオン状の側面を備えること。
‐前記アコーディオン状の補剛材は、内枠と外枠との間に、端と端合わせて配置された少なくとも二つの別個の補剛材エレメントを備える。
‐アコーディオン状の補剛材は、鉛直方向の補剛材エレメント二つと水平方向の補剛材エレメント二つを備えること。
‐前記アコーディオン状の補剛材が、その蛇腹の頂点によって、外枠及び／または内枠に固定されること。
‐前記アコーディオン状の補剛材が製作される複合材料は、カーボンファイバを含むこと。
‐前記アコーディオン状の補剛材が製作される複合材料は、ケブラー（登録商標）（ｋｅｖｌａｒ）ファイバを含むこと。
‐前記アコーディオン状の補剛材は、ＲＴＭ法によって製造されること。

本発明は、また、上記のようなドアの取付用枠組体を備える航空機の機体に関するものである。

本発明は、また、上記のようなドアの取付用枠組体を備える航空機に関するものでもある。

従来のアルミニウム製ドアの取付用枠組体を示す。 本発明に係るドアの取付用枠組体を示す。 本発明に係るドアの取付用枠組体の内部の複合材料製の芯を示す。 航空機の機体に装着されるような、図２によるドアの取付用枠組体を示す。 補剛材内の応力の伝播方法を概略的に示す。 衝撃時に補剛材がエネルギーを緩衝吸収する態様を示す。 衝撃時に補剛材がエネルギーを緩衝吸収する態様を示す。

図２には、本発明による航空機の機体用のドアの取付用枠組体の一実施例を示した。図２に示したドアの取付用枠組体は、乗客室のドアの取付用枠組体である。しかしこれは乗客用に限らず、すべての人々、すなわち、乗客や乗務員が航空機から出ることができるドアの全てを本発明のドアの取付用枠組体を使用して製作することができることに注目すべきである。このドアの取付用枠組体１０は、外枠６０と内枠５０とによって形成された取付用構造体を備える。これらの内枠及び外枠は、従来技術のフレームと同じものであることもあり、すなわち、金属、例えば、アルミニウム製である。それらは、また、航空機のドアの取付用構造体に従来から使用される材料ならばいずれでもよい。

この取付用構造体は、また、内枠５０と外枠６０との間に位置する芯４０を備える。本発明によると、この芯４０は、複合材料で製作された補剛材である。この補剛材４０は、アコーディオンの形状である。「アコーディオンの形状」とは、交互に続くように形成されたＶ字形と逆Ｖ字形の蛇腹の連なりからなるのこぎりの歯の形状を指す。このアコーディオン状の補剛材４０は、取付用構造体の周囲全体にわたって、すなわち、内枠５０と外枠６０との間に位置する空間全体にわたって設置される。

図２の実施例から分かるように、内枠及び外枠は、ほぼ長方形である。内枠５０は、ドアの取付用枠組体１０の開口部であるスペース３内のドアの形状によりよく合うように確保するために、角を丸くすることができる。

アコーディオン状の補剛材４０を単一の部材で製造し、内枠５０の周囲に一続きに取り付けることができ、それに続いて外枠６０がアコーディオン状の補剛材の周りに固定されることになる。次に、アコーディオン状の補剛材は、その補剛材を両フレーム間に挟む従来の複合固定具と、応力を均一に伝達するようにＶ字形の丸み内に収容される添え金によって、内枠及び外枠に固定される。この場合、補剛材は、のこぎりの歯状の四つの側面を備える。のこぎりの歯状の二つの側面の間の各々の角で、補剛材は、銃眼の形状４５、４６、４７、４８、すなわち、開口した正方形の形状を有し、その開口部は内枠５０の角に向かい合う。言い換えれば、アコーディオン状の補剛材の各側面は、銃眼の形状の角によって互いに接続されている。

本発明の別の実施態様では、アコーディオン状の補剛材は、内枠と外枠の間に、端と端を合わせて配置された、複数の別個のエレメントを備える。アコーディオン状の補剛材は、例えば、四つの補剛材エレメント、すなわち、内枠及び外枠の二つの横材５０ａ、６０ａ及び５０ｃ、６０ｃの各間に水平に配置された二つの短いエレメント４２及び４４と、内枠及び外枠の縦材５０ｂ、６０ｂ及び５０ｄ、６０ｄの各間に鉛直に配置された二つの長いエレメント４１及び４３とを備えることがある。この実施態様では、各補剛材エレメントは、それぞれ、別個のものであり、別個に製造されている。機体が一定の断面を有する区間では、二つの水平方向の補剛材エレメントは同じものであり、二つの鉛直方向の補剛材エレメントは同じものである。補剛材の各エレメントは、それぞれ、図３に示した補剛材エレメントの形状を有し、長さはフレームの長さに合わせられる。

図３の実施例では、図示されているエレメントは、補剛材の鉛直方向のエレメント４１である。

補剛材の各エレメントは、それぞれ、Ｖ字形の蛇腹７０ａ及び逆Ｖ字形の蛇腹７０ｂの連なりからなる。補剛材エレメントの両端に配置された蛇腹は、より大きなＶ字形の形状であり、それによって、内枠及び外枠の角に該エレメントがしっかりと挿入されるよう確保されることになる。この補剛材エレメントは、その両端が、内枠の縦材または横材に支持されるための平坦な脚部８０になっていることがあり、それによって、場合によってはそこに固定される。補剛材は、足部２０ａ、２０ｂ〜２０ｎを備える場合があり、それらによって、与圧の応力を引き受けるように、ドアの取付用枠組体の構造体が機体の外皮に接続される。

図２に示すように、アコーディオン状の補剛材４０は、単一の部材で形成されていても、複数のエレメントから形成されていても、一つまたは複数の固定用エレメントによって内枠及び外枠に固定することができる。好ましくは、図２において符号９０で示すように、Ｖ字形または逆Ｖ字形の各蛇腹の先端部のところで、それぞれ、固定されることが望ましい。固定用エレメントは、リベットでも、または、複合材料製のエレメントを固定するために一般的に使用されている固定用手段ならば他のいずれのものでもよい。

次に詳細に記載するように、アコーディオン状の補剛材の蛇腹７０ａ、７０ｂは、好ましくはその頂点が丸くなっており、それによって、応力が流れ吸い上げられ、衝撃エネルギーの緩衝吸収を向上させる。また、これらの丸くなった頂点によって、二つのフレーム間に補剛材をより簡単に固定することができる。

図４には、機体の外皮８５によって被覆されているときの図２のドアの取付用枠組体を示した。したがって、図４は、ドアがまだ空間３に取り付けられていないときの航空機の外側から見た本発明によるドアの取付用枠組体を示している。

図５には、正常作動中の応力の流れ吸い上げが概略的に図示されている。そのため、図５には、本発明によるドアの取付用枠組体の断面を、その外枠６０、内枠５０及びアコーディオン状の補剛材４０の蛇腹７０と共に示している。この蛇腹７０は、丸くなった頂点７１を有し、それによって、補剛材と内枠５０との間の接触を大きくすることができる。この蛇腹７０は、添え金７２と内枠５０との間に挟まれている。これによって、フレームと補剛材との間で応力を徐々に、かつ、均一に移動させることができる。このように丸くなった接触面を有するアコーディオン状の補剛材は、尖った角を全く持たないので、せん断応力を生じさせることがない。この丸くなった部分によって、補剛材内で応力を完全に引っ張り応力に変換することができ、それは複合材料にとってより好ましい。

図６Ａ及び６Ｂには、補剛材が衝撃によるエネルギーを緩衝吸収する態様を示している。衝撃は、極めて大きな応力をもたらし、その応力は補剛材構造によってドアの取付用枠組体の外枠６０にまで流れ吸い上げられる。これらの応力の作用下で、補剛材は、エネルギーを吸収緩衝して、ドアについての直接のフレームである内枠５０を保護するために変形して、犠牲の役割を果たすことになり、したがって、乗客が外に出ることができる。

そのため、補剛材は、徐々に層間剥離して、破壊されていく。したがって、補剛材は、剥離破壊して、直接のドアの取付用枠組体である内枠５０を、保護架台の中に置く。

アコーディオン状の補剛材が製作される複合材料は、カーボンファイバとエポキシ樹脂とから製造することができる。また、ケブラー（登録商標）から製造することもできる。これらの二つのタイプの複合材料は、特に耐久性があるという利点があり、それによって、取り付けられたドアを支持するのに適合したドアの取付用枠組体を製造することができる。

アコーディオン状の補剛材は、英語でＲＴＭ（Ｒｅｓｉｎ Ｔｒａｎｓｆｅｒ Ｍｏｌｄｉｎｇ（樹脂トランスファー成形））と呼ばれる真空下での射出成形技術によって製造できる。このＲＴＭ法は、塗装されていない乾燥繊維組織から補剛材エレメントまたは補剛材全体の形状を裁断することからなる。この組織は、繊維が補剛材の縦方向の方向に向くように選択され裁断されて、それによって、最大の応力を引き受けできることを目的とする。この組織は、鋳型に配置され、この鋳型内に高圧で樹脂が注入される。樹脂は、組織の繊維と繊維の隙間に入り込み、鋳型の形状に沿って前記繊維と繊維とを重合させ、それによって、求めるエレメントの形状及び凝集を実現する。アコーディオン状の補剛材のように、開口した輪郭、すなわち、エレメントの表面全体に対して十分に大きな曲率半径を有するエレメントの製造は、そのようなＲＴＭ法により、比較的簡単である。

上記に記載したような複合材料製の芯を備えるドアの取付用枠組体には、航空機の総質量を減少させるという利点だけでなく、また、その特定の幾何的形状によってエネルギーの緩衝吸収性能を増大させるという利点もある。また、それによって、機体の与圧に関係する荷重をより均一にすることができ、さらに、固定具を使用しないで、ドアの取付用枠組体上に航空機の外皮を貼ることができる。さらにまた、引っ張り外力中で複合材料を使用することによって、せん断応力に使用する場合と比較すると、その性能を１０倍にすることができる。その上、そのようなドアの取付用枠組体の製造に必要とされる部材数は、従来のドアの取付用枠組体よりはるかに少なく、それによって、これらの部材を組み立てる時間が短縮され、したがって、作業コストが低くなる。

１ ドアの取付用枠組体
２ 航空機の機体
３ ドア取付用のスペース
４０ 芯
５０ 内枠
６０ 外枠

Claims (10)

1. 内部にドアが装着されるドアの取付用構造体を備える航空機の機体（２）のドアの取付用枠組体（１）であって、
   ‐外枠（６０）と、
   ‐内枠（５０）と、
   ‐該内枠と外枠との間に配置された芯であって、衝撃から生じるエネルギーを緩衝吸収するのに適合した芯（４０）とを備えてなり、
   該芯（４０）が、Ｖ字形（７０ａ）または逆Ｖ字形（７０ｂ）の形状の蛇腹（７０）の連なりからなる複合材料製のアコーディオン状の補剛材であることを特徴とする、ドアの取付用枠組体。
2. 前記アコーディオン状の補剛材の各蛇腹（７０）の頂点（７１）が、それぞれ丸くなっていることを特徴とする、請求項１に記載のドアの取付用枠組体。
3. 前記アコーディオン状の補剛材（４０）が、単一の部材で形成されることを特徴とする、請求項１または請求項２に記載のドアの取付用枠組体。
4. 前記アコーディオン状の補剛材が、凹み空間の形状の角（４５、４６、４７、４８）によって接続された四つのアコーディオン状の側面を備えることを特徴とする、請求項３に記載のドアの取付用枠組体。
5. 前記アコーディオン状の補剛材（４０）が、内枠と外枠との間に、端と端を合わせて配置された少なくとも二つの別個の補剛材エレメントを備えることを特徴とする、請求項１または請求項２に記載のドアの取付用枠組体。
6. 前記アコーディオン状の補剛材が、二つの鉛直方向の補剛材エレメント（４１、４３）と二つの水平方向の補剛材エレメント（４２、４４）を備えることを特徴とする、請求項５に記載のドアの取付用枠組体。
7. 前記アコーディオン状の補剛材が、その蛇腹（７０）の頂点（７１）によって、外枠及び／または内枠に固定されることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか一つに記載のドアの取付用枠組体。
8. 前記複合材料が、カーボンファイバを含むことを特徴とする、請求項１〜７のいずれか一つに記載のドアの取付用枠組体。
9. 請求項１〜８のいずれか一つに記載のドアの取付用枠組体を少なくとも一つ備えることを特徴とする、航空機の機体。
10. 請求項１〜８のいずれか一つに記載のドアの取付用枠組体を少なくとも一つ備えることを特徴とする、航空機。

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