JP5021316B2 - 航空機胴体内部における断熱材パッケージの配置 - Google Patents

Description

本出願は２００４年１月５日出願のドイツ国第１０２００４００１０４９号および２００４年８月９日出願の米国第６０／６００，１０６号に対して優先権を主張するものであり、両出願を参照することにより併合される。

本発明は、火災に対する断熱又は防御といった航空機の断熱に関する。特に、本発明は航空機胴体内部断熱用の断熱材パッケージ配置に関する。

添付の図１に示されるように、従来の断熱システムは断熱材パッケージに埋め込まれたコアおよび断熱材と、これに包まれたものを含む。コアおよび断熱材は繊維業界の製品を含み、特にグラスファイバー材（グラスウール）の使用が普及している。この材料は、断熱及び防音に関する必要条件を大部分満足するものである。比較的不定形の半完成品を機体構造に（または近くに）設置（取り付ける）するために、これらの半完成品で作られた断熱材パッケージは取り囲むように金属の薄片（フォイル）で覆われている。この被覆用の箔の端面は補強されてよく、このように完成した断熱材パッケージを取り付け要素により、機体の構造面に適切に取り付けることができる。

航空工学では、断熱材パッケージは胴体構造のリブに取り付けられ、そこでは、例えば、通常ポリアミドといったプラスチックを含む取り付け要素が使用されている。

図２には、石油の燃焼により航空機構造のアルミのセルや航空機の胴体断熱材（内部断熱）の燃け溶けを引き起こす、いわゆる航空機のクラッシュ後火災の予想される展開が示される。穴を通して、乗客キャビンに焔の逆流が発生する可能性が考えられる。このように、長時間火災状態に耐えうる航空機胴体に関するより強力な火災断熱または防御を提供する要望が、絶えず存在する。

さらに、従来の断熱材取り付け要素は非金属材（プラスチック）より作製されるが、火災の場合に溶解する可能性がある。このように、取り付け要素が火災に耐える時間を延長し、断熱材を所定の場所に留め、断熱材（断熱材パッケージ）が落下（燃焼）して機体内部内における取り扱い難い障害物の存在に発展する可能性を防止する要望は、絶えず存在する。

加えて、国際公開第００／７５０１２号パンフレットは「耐火性」といわれている航空機胴体断熱材を公開している。この印刷物は、胴体の内部パネルと胴体の外板間にある空間内に第一断熱材を配置した断熱材パッケージを公開している。この配置では、断熱材パッケージは、火災阻止材よりなる箔で部分を保護し、火災を阻止する作用をする箔部分は、胴体の外板（火災に対する保護シールドとして）に直接面している。

本発明の実施形態によれば、航空機キャビンの内部パネルと航空機の外板間にある空間内の配置に適した断熱材パッケージおよびそれぞれの配置が提供され、第１タイプの第１断熱材パッケージおよび第２タイプの第２断熱材パッケージを含む。本発明の側面によれば、第１タイプの第１断熱材パッケージおよび第２タイプの第２断熱材パッケージは組み合わされて第３タイプの第３断熱材パッケージとなる。

第１および第２パッケージ断熱材パッケージの組み合わせの結果、第１および第２パッケージ断熱材パッケージ間のセクションポイントの量は低減される可能性があり、これらのセクションポイントまたはセクションラインは、しばしば、断熱の弱点を表すので、断熱性が改良され得ると考えられる。

例えば、第１タイプの第１断熱材パッケージは、胴体のリブまたは骨組み部分用の断熱材パッケージであり、第２タイプの第２断熱材パッケージは、胴体のフィールド部分用の断熱材パッケージであってよい。断熱材パッケージの種類は、厚さ、サイズといった寸法、断熱材パッケージの材料、箔または材料のいずれかまたは両方、または少なくとも部分的に断熱材パッケージを包む箔を重ねることなどにより異なる。

さらに、耐焼溶性取り付け要素は、胴体の骨組み、リブまたは側桁といった機体構造へ第３断熱材パッケージを配置しまたは取り付ける場合に使用されてよい。耐焼溶性取り付け要素は金属を含んでよいが、高融点のプラスチックのような耐火性材料で作製されてもよい。またパッケージ自体を、また、火に対する露出から取り付け要素を守るように断熱材パッケージが設けられている場合もある。これは、例えば、断熱材パッケージが取り付け要素の周囲にクッションを形成するか火災に対する一種のシールドを形成するように、断熱材パッケージを配して実現されてよい。

航空機に関する改良断熱材パッケージ配置が提供され、この配置は内部の断熱に使用されて、航空機の環境の外部からの火災の焔が、（不時着陸を行った）航空機のキャビン空間へ進入するのを原則的に防ぎ、又は火災抵抗時間が延長される。断熱材パッケージの設計とその胴体構造への取り付けは、構造的な外部外板の近傍に位置する離れた内部部分の防火・安全性向上に適していると考えられる。

本発明の実施形態にかかる断熱材パッケージ配置は、航空機環境の外部からの火災や火災の源の炎の広がりが、航空機の客室空間へ進入するのを防ぎ、航空機の客室部分が航空機環境の外部からの火災の広がりから保護されるように、胴体構造の断熱材パッケージの設計と取り付けが実施される。さらに、例えば、留め具の機能停止に必要な時間が延長されるため、機体から乗客が容易に避難できると考えられている。

断熱材を示す図１の理解を容易にするために、始めに述べなければならないことは、航空機胴体の構造ユニットは、航空機胴体構造の外板３３のすべてのパネルが強化される側桁３１を含むのみならず、凡そ間隔ｃで航空機の長手軸９に垂直に配された数本のリブ３２をも含み、側桁３１に取り付けられていることである。これらのリブ３２に接合され、航空機の長手軸９と平行に続くいわゆるリブキャリヤが、一方の取り付けられていない端にあり、本実施形態によればリブキャリヤ４０の取り付けられていない自由端は、航空機の長手軸９と垂直に位置している。

図１には、航空機の外板３３上（近くに）にある胴体断熱の断熱材３の位置が、一般符号とともに示される。それぞれの場合、この断熱材パッケージ３は、いわゆるフィールド断熱材パッケージ１７といわゆるリブ断熱材パッケージ１６とを含み、両方とも伝統的には別々に設置され、外板３３付近に取り付けられるか、側桁３１の側桁支持区域３１ａに支持されるように取り付ける（すなわち、航空機胴体構造の定義された構造ゾーンに）。図１では、間隔ｃを空けて外部外板３３の外板パネルの内側領域付近に支持されるようにフィールド断熱材パッケージ１７が（２本の）リブ３２の間に設置されている。

さらに、リブキャリヤ４０上にリブ断熱材パッケージ１６が配置され、そこでリブ断熱材パッケージ１６は、リブの縦側４１に支持されるように案内される。図３に示された側から見て、前記リブ断熱材パッケージ１６が、リブのいわゆる正面縦側４１（右側）上のみならずリブのいわゆる裏面縦側４１（左側）上にも案内される。

これらの２個の断熱材パッケージは、可燃性プラスチックの箔で完全に覆われる。航空機の内部被覆および外部外板３３のパネルで範囲を画定した空間（図１に図示せず）内にこれらは配置されている。

本発明を実施するための最良の形態による断熱材配置は、空間に配置される。すなわち、仕切りで分割された空間であり、外板３３と航空機客室の内部被覆で囲まれており、この空間は一定の距離で平行（胴体９の長手軸に対して横に）に配置されている。

図２に関して、不時着陸後の航空機を巻き込む「火災状態」を説明する。「クラッシュ後火災シナリオ」７と呼ばれる仮定の火災状態の前後状況において、外部機械的作用に続いて石油の流出と発火によって図示される航空機部分に作用する火災の結果、乗客と乗員に対する非常事態は胴体、すなわち外部側から被害を受けて欠陥のある外板３３を有する航空機構造８の客室内部で発生する。ここで、構造、胴体およびパネルが火災に耐える期間は延長され、そして、例えば、協調した避難ができるよう可能な限り長い時間あるべきであることが理解されるであろう。

下記には、改良点と最良の形態が提案され、改良された保護が提供される。とりわけ、図３、続いて図４、４ａ、５、５ａおよび６が関連する。

旅客機の離隔された内部空間部分（客室部分）に対するより良い防火、安全を提供することを意図する側面を実行するため、例えば、内部空間領域が航空機の外部外版３３の近くに位置する旅客機において、図３に図示する実施形態によると、耐火性の箔素材にて作製される耐焼溶性箔が提案されることが述べられる。この箔は、航空機胴体の内部を断熱するために使用される胴体断熱パッケージを完全に包む。耐火性または火災遅延性のみの箔材では、すべての場合に十分ではない。胴体断熱材パッケージの上にこの胴体断熱材パッケージを包む完全な箔を提供することによっては、航空機を巻き込む予見不可能かつ希望しない壊滅的火災において、いかなる理由であれ、壊滅的火災の驚異的な危険に直面する、差し迫る危機に対応することが常に可能とはいえないと信じられている。

図３は進歩した胴体断熱システムを示す。航空機胴体構造上における胴体断熱材の配置が示される。この配置は、航空機の長手軸９の方向に配した数個の胴体断熱材パッケージ１９、２０、２１、２２を含み、そして、パッケージは細長い形状である。

個々の胴体断熱材パッケージ１９乃至２２は、図１に関連して提示するように、フィールド断熱材パッケージとリブ断熱材パッケージ１７、１８との組み合わせを含む。それぞれの場合、胴体断熱材パッケージ１９ないし２２に関し、それらの航空機胴体の構造上の配置は、可能な限り最大限、図１による個々のフィールドおよびリブ断熱材パッケージ１７、１８の位置と合致する。この組合せの結果、図１に示す胴体断熱材におけるジョイントの数（中断数）は最小化または減少され、そのような断熱材パッケージ３の伝統的な設置と比較して少なくとも半減し、これは、防火、安全の観点から、胴体断熱材の取り付けポイントの部分において、火災に対する弱点が少なくなる。

フィールドおよびリブ断熱材パッケージ１７、１８とは対照的に、例えばグラスファイバー材のような比較的無定形の不完成品のみが使用されている場合、断熱、防音の必要条件をみたし、その断熱材は可燃性プラスチック箔で包まれている。一方、個々に提案された胴体断熱材パッケージ１９ないし２２の設計は、大型断面の耐焼溶性、または小型断面の耐焼溶性断熱層、もしくは両方の耐焼溶性断熱手段を考慮しており、これらは、個別的にまたは共に胴体断熱材パッケージ１９乃至２２と組合せて配置される。

この配置では、２個の耐焼溶性断熱手段のうちの１個は、箔壁（箔１１の）の内壁部分付近に配置されるか、これに支持されるように配備されている。

代替方法として、耐焼溶性断熱材または防壁層が個々の胴体断熱材パッケージ１９乃至２２の箔１１の外周の外部と近傍へ導かれることが想像できる。その断熱材または防壁層は、側桁３１の支持区域に取り付けられ、そして接着性接合部により箔１１の外周に取り付けられる。

図４は、より詳細に後述するが、図３に示される詳細「ｘ」を示す。防壁層の横断面より大きい横断面を有する耐焼溶性断熱材が明確に示されている。前記断熱材はそれぞれ胴体断熱材パッケージ１９乃至２２内に配置され、箔１１の端にその後方が平坦な断熱端部分となって（耐焼溶性熱材の厚さで）終了する。断熱材部分１２の出口ポイントで箔の端を封止する技術は詳細に説明されていない。

この平坦な断熱端部分１２は、長く伸びた形状である個々の胴体断熱材パッケージ１９乃至２２から縦方向に外側へ向かって続き、胴体断熱材パッケージ１９乃至２２の遠端をそれぞれリブ３２、３２ｂ、３２ｃに取り付ける用具として使用される。この取り付け具を、図４を参照しながら説明する。

図３は、また、例えば、第１胴体断熱材パッケージ２０が、特定距離ｃで間隔を取った第３リブ３２ｃと第１リブ３２ａ（以下このように番号を付す）との間にあるそれぞれのリブ３１の支持区域３１ａに支持されるように配置されていることを示す。

図３は、この第１胴体断熱材パッケージ２０の正面と裏面が、第１リブ３２ａと呼ぶリブの縦側４１ａ、４１ｂの両方の横に取り付けられていることを示し、この断熱材部分１２が終了する部分と、第２胴体断熱材パッケージ２１（下記で言及）とがと共に、図４に示される第１リブ３２ａに取り付けられる。

同様に、同じ技術を使用して、第２胴体断熱材パッケージ２１が、前記特定距離ｃで間隔を取った第１リブ３２ａと第２リブ３２ｂの間にあるそれぞれのリブ３１の支持区域３１ａに支持されるように配置され、この断熱材部分１２の終了する部分は、第４胴体断熱材パッケージ２２（下記で言及、そして、適宜番号を付す）と共に、図４に示される第２リブ３２ｂに取り付けられる。

加えて、上記技術を使用して、第３胴体断熱材パッケージ１９が、前述の第３リブ３２ｃと、該特定距離ｃで間隔を取り後者の断熱材パッケージの前方に配置されるリブと、の間にあるそれぞれのリブ３１の支持区域３１ａに支持されるように配置され、断熱材部分１２の終了する部分は、第１胴体断熱材パッケージ２０のものと共に、図４に示される第３リブ３２ｃに取り付けられる。さらに、第４胴体断熱材パッケージ２２の配置が示され、断熱材部分１２の終了する部分は、第２胴体断熱材パッケージ２１のものと共に、図４に示される第２リブ３２ｂに取り付けられる。

取り付け具として、耐焼溶性取り付け要素４、１３が使用され、これらの形状と設計は図５、５ａ、６、６ａに示される。配置は、断熱材部分１２が終了する部分がリブ３２ａまたは３２ｃに取り付けられる方法の図とともに図４に示される。

上記の説明に加えて、外部外板のパネル内部区域に支持されることができる胴体断熱材パッケージ１９乃至２２のひとつの配置に関する実施形態は、そのような配置は理論的には考えられるとはいうものの、より詳細に検討されていないと述べなければならない。この程度まで、述べられることは、個々の胴体断熱材パッケージを予定されている側桁支持区域３１ａの下に配置して外板３３上に位置させるには、上述の据付配置に類似した方法で行われるということである。必要であれば、取り付けは、個々のリブの既定の縦側４１ａ、４１ｂ上で可能である。

図４は、第１および第２胴体断熱材パッケージ２０、２１を第１リブ３２ａに対して取り付ける図を示す。すでに示唆されたように、リブの範囲を画定する側桁支持面３１ａに支持される側桁支持面３１ａ上に、連続して支持される２個の胴体断熱材パッケージ２０、２１と共に、この取り付けの実施形態が技術的に同じ程度、航空機の長手軸９の方向に配されたすべてのリブ３２ａ、３２ｂ、３２ｃ（第ｎリブまで）に適用される。これに関する必要前提条件は、（先の作業の状況で）貫通孔２４がリブ取り付け領域１５に開けられることである。

その上、個々の胴体断熱材パッケージ１９乃至２２の規定されたパッケージ部分において、第１リブ３２ａ（この場合）の後部（右側面）に位置する第１縦側面４１ａに支持されるようにパッケージ部分が備えられ、いわゆる穴状リードスルーが形成される。

図１に示されるようにパッケージ部分は、個々の胴体断熱材パッケージ１９乃至２２の下側に配置される。胴体断熱材パッケージは、リブキャリヤ４０に支持され、リブキャリヤ４０の角度をつけて曲げられた端に横に支持され、箔の端から胴体断熱材パッケージ２０（最初の例として）の第１平坦断熱端部分１２ａへ続く。反対側（左側面）の断熱端部分１２ａは、第１リブ３２ａの第２の縦側４１ｂに支持され、この縦側４１ｂが正面の位置に配される。断熱材１２ａの前記第１平坦断熱端部分は、いわゆる穴状の窪みを含む。

この窪みは、箔の端上で第２胴体断熱材パッケージ２１の近傍に連続的に配置される第２平坦断熱端部分１２ｂが、第１断熱端部分１２ａの上か下に配されることを目的とするものであるため、平坦断熱端部分１２ｂもおまた穴状の窪みを含む。穴状リードスルー、通し穴及びこれら２個の窪みが一致するように配置された場合、第１取り付け要素の焼溶性性断熱ピンは、第１胴体断熱材パッケージ２０のその確定されたパッケージ部分を通じ、リブ取り付け領域１５の通し穴を通じ、そして２個の平坦断熱端部分１２ａ、１２ｂの取り付け部分を通じて通される。

図５、５ａによれば、断熱ピンの設計は長さ方向中央部が円柱形のコア要素２５、および円柱状、プラスチック状ケーシング２８で行われる。各ケーシングのピン２７の端の近傍にあるコア要素２５は、フランジ状張り出し２６を含む。図５ａの縦断面図に形状が示されたコア要素２５は、プラスチック状ケーシング２８に埋められている。ケーシング２８のほぼ中間において、ケーシング２８の円筒外周から始まってフランジ２９（輪のタイプ）が射出し、断熱ピンの第１取り付け要素４のピン軸４３に平行して分布し、長さ方向に割当てられた数個の松の木形状の張り出し３０が置かれ、それらは距離ａの間隔で配置されている。松の木形状の張り出し３０は、一種の円錐形の段付きグラデーション４４に類似し、そこではグラデーション４４は、ケーシング２８の外周から開始し、円錐形の先細りは、ケーシングの外周が円錐形に先細りになることによって実現される。ケーシング２８の端領域は窪みの形をしたドームの形状である。前記端領域の外形は、放物面に類似しており、縦断面が放物線の形状で実現される放物線状回転体の形状に類似、そこでは、放物面の分枝端がピン軸４３に対して垂直に内側へ引っ張られる段付きのグラデーション４４によって続いている。コア要素２５は金属製、つまり、スチール製であり、ステンレススチールであることが望ましい。これと対照して、ケーシングは低熱伝導性のプラスチック製である。

第２取り付け要素１３の設計は、図６、６ａにより、切頭円錐体のケージ体外形であるいわゆる切頭円錐で実施される。基部区域と覆い区域４６、４７は、耐焼溶性であるように設計された断熱円盤または輪要素で作製される。これらの断熱円盤または輪要素の外周には、リム側が基部区域の要素と覆い区域の要素に機械的に接合している、耐焼溶性にて設計された断熱ジャケット５０がある。

切頭円錐体は、覆い区域４６が、ディスクの中心に穴が作製された第１断熱円盤を含むように設計されてよい。この穴の直径は、放物面の形状で、ドーム形ケーシング２８の端領域４２の外径より小さくなければならない。それゆえに、プラスチック材製の、この断熱円盤の穴が開いた壁は、ケーシング２８の放物線端領域４２の放物面の分岐端上を締まりばめでガイドされ得る。追加説明を先にしないが、プラスチック材製の第１断熱円盤は、プラスチック材の明白な弾力性により、締まりばめの断熱ピンの第１取り付け要素４のドーム型ケーシング２８上を動くように意図されている。そして、移動の逆方向へは、相当な機械的努力を要してのみ、この断熱円盤はドーム形ケーシング２８上を案内される。本実施形態は、プラスチック材製の第２断熱円盤をも考慮しているため、この円盤は頭円錐体の基部区域４６を形成し、円盤の中心に穴があり、この穴の直径が断熱ピンの第１取り付け要素４の前記ドーム形ケーシング２８の外径と同等もしくは僅かに大きく、前記第２断熱円盤は、断熱ピンのドーム形ケーシング２８上に取り付け可能である。図３と４に戻ると、帰するところ、リブ３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃの縦側４１、４１ａ、４１ｂに固定され、取り付けられる平坦断熱端部分１２、１２ａ、１２ｂの、このように設計された第２取り付け要素１３は適切であろうということが、このように明確になる。

代替手段として、切頭円錐体として設計された第２取り付け要素１８は、より大きな外周の第１プラスチック状断熱リング４８およびより小さい外周の第２プラスチック状断熱リング４９よりなる第２取り付け要素１８が実装される。この設計では、第１断熱輪４８の外周は前記第２取り付け要素１３の切頭円錐体の覆い区域４７を縁取り、それから第２断熱輪４９の外周は、前記第２取り付け要素１３の切頭円錐体の基部区域４６を縁取る。第１と第２断熱輪４８、４９の輪の内径上に、外周上間隔を置いて配置される数個の断熱留め金具５１が垂直位置に取り付けられていることは想像できる。しかし、これらの断熱材が円盤形状のコア要素５２の外周で第２断熱輪４９の外周のみを留めるのであれば、コア要素５２の外径が第２断熱リング４９のリング内径より（著しく）少なければ十分であろう。コア要素５２と第２断熱リング４９は同一面で平坦に位置し、そこにおいて、コア要素５２は、円盤の中心に穴を含み、プラスチック状ケーシングに埋められている。

ドーム形ケーシング４８の断熱リング４９の穴の直径は端領域４２の外径より小さく、放物面の形状に作製される。つまり、第１断熱円盤の穴の上記実施形態に関する上記理由による。円盤形円錐要素４２は金属製である。それはスチール、望ましくはステンレススチールを含む。

コア要素２の上記ケーシングは低熱伝導率のプラスチック材を使用して作製される。

完璧を期するために、第２取り付け要素１３は断熱円盤と断熱輪から製作されているが、これらは相互に平行であるように配置され、基部区域４６を形成する要素、つまり、第２断熱輪４９は、覆い区域４７を形成する要素、つまり第１断熱輪４８輪から間隔ｂ（リングの高さの距離）で配置されていることに言及しなければならない。これらの外周は、輪の外周に取り付けられた断熱ジャケット５０により包まれている。

耐焼溶性であるように設計された数個の断熱留め金具５１は、前記第２取り付け要素１３の基部区域と覆い区域４６、４７の縁に接合できるから、第２取り付け要素１３は、また、いわゆる切頭円錐体の形状をしたケージ体の形状と比較できる。この配置では、外周に配分した断熱留め金具５１が、より大きい外周を有する第２断熱リング４９の外周および第１断熱リング４８に取り付けられている。この留め金具５１はケージ状に２個のリングを支持している。代替手段としては、これらの断熱留め金具５１は、基部区域４６を形成する第２断熱円盤および覆い区域４７を形成する第１断熱円盤により支持され、断熱留め金具５１の端がリムによって取り付けられていることが考えられる。

リブ３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃで範囲が画定された胴体構造の部分に位置する数個の断熱パッケージ１９乃至２２は、胴体の内部構造に配置されていることにも言及しなければならない。この配置では、胴体断熱部分についてはリブ３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃのひとつの縦側４１、４１ａ、４１ｂで断熱部分が続き、これらの（少なくとも２個の）断熱パッケージ１９乃至２２の平坦断熱端部分１２、１２ａ、１２ｂの穴状の窪みは、耐焼溶性に設計された断熱ピンである第１取り付け要素４に伝達されることを予想している。その結果、断熱端部分１２、１２ａ、１２ｂのいわゆる重なり部分が、それぞれリブのそれぞれ縦側４１、４１ａ、４１ｂ、４１ｃ上に形成される。該リブの縦側４１、４１ａ、４１ｂ上の前記断熱端部分１２、１２ａ、１２ｂの第１取り付け要素（４）に対する取り付けは、断熱円盤か輪要素である第２取り付け要素１３により固定される。

最後に、図７は、それぞれの側桁取り付け具の接触面に隣接した外板３３（必要な場合）に取り付けられ、側桁３１と接合した構造ホルダ５３を示す。しかし、この構造ホルダ５３は、リブ３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃか延長されたリブヘッドのリブ３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃの取り付けられていない端にも取り付けられることができる。胴体断熱パッケージ１９乃至２２を延長するこれらの平坦断熱端部分１２、１２ａ、１２ｂを、構造ホルダの支持面５３と図では角度をつけた支持要素との間に、これらの配置要素をさらに耐焼溶性取り付け要素をリベットかネジで留めることにより取り付けることが十分に可能であることをこの図は示す。そのさらなる取り付け要素は、スチールかチタンよりなるリベットか、またはスチールかチタンあるいはプラスチックを含むネジとナットで提供される。ネジ接合要素はアラミドまたはＣＦＫ材を含む。

図７ａは、リベットの接続またはリブが延長された構造ホルダ５３上にある断熱端部分１２、１２ａ、１２ｂの取り付けを示す。構造ホルダ５３は、それぞれのリブ３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃのリブが延長されていない自由端に、耐焼溶性の接合要素であるネジ接合により、リブ３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃのリブヘッドに取り付けられる。リブヘッドはリブキャリヤ４０を除いて作製される。

図７および図７ａによれば、これらの措置は、構造に対してリベットやネジで締められた構造ホルダ５３に関連する予防システムの分野におけるこれらの配置で、航空機環境の外から侵入する火災の焔の逆流を防ぐことを確実にする。この配置では、これらの予防措置と航空機構造との間のいわゆる「火災防壁」は、ネジかリベット留めされる。

結論として、留意すべきは、図１に関連して検討された胴体断熱材パッケージは、依然として、伝統的にグラスファイバー（グラスウール）で作製された断熱材パッケージ３である。この配置では、断熱材パッケージ３のコア材は、断熱及び防音に関する必要条件のみを満足するものである。

ここでも、これらはファイバー業界の製品がほとんどであり、圧倒的にグラスファイバー製品が使用されている。この従来使用された断熱剤パッケージ３の設計の結果、１人の乗客（または複数の乗客）および乗務員に関する明らかに現存する火災の危険が存在することから、断熱材パッケージ３の改良は将来必要となる。図２に示された例を参照すれば、これは明らかになる。

防火、安全に対して少なくとも中途でも火災予防の安全の必要性を満たすために、航空機胴体の内部断熱材の全体的な配置に関するかぎり、図３で述べられた胴体断熱パッケージ１９乃至２２（第ｎパッケージまで）のコア材（グラスファイバー）は、耐焼溶性に設計された箔１１により完全に包まれる。箔１１は、それぞれ胴体断熱パッケージ１９乃至２２を包むように提供され、耐焼溶性材の素材の使用として実装される。つまり、箔１１の外面か箔材に作用する、図２に示された火災７の焔が及んで突き抜けてくる火災に屈服しない箔材である。この箔材は、例えば、図２に示される壊滅的な火災の最中さらされている箔材１１の表面に対して、絶対的な防壁となるものである。

「耐焼溶性」という用語が「耐火」と非常に相互に関連しており、「耐火」は「火災に対する抵抗」と同意語であるため、箔１１は、著しい長期耐火性材料を含み、前記材料は適当な耐火性を有する。火災７への抵抗力の程度は箔材の種類と箔壁の厚さと相互に関連しており、抵抗の持続期間は箔１１が使用される時間と相互に関連する。その時間は非常な長時間と考えられ、それは箔１１の使用開始から、例えば、箔材が老朽化して火災７に対する抵抗力を失う時点まで、または火災７に対する当該抵抗力が減少すると見込まれる時までの期間有限に続く。

「非敏感な」という用語は、箔材が火災７の焔に対して露出する効果に対して、この場合「敏感でない」状態を指す。例えば、他の断熱材パッケージの敏感さ、例えば箔１１が使用されている場所における断熱材パッケージの外部から箔材に作用する環境条件に対する敏感さ、が考えられるため、「耐焼溶性」という記載は、第一に火災７に対する「非敏感な」という記載を含み、そこで使用された箔材は実際、（航空機工学においても、またそうであるべき）他の影響、例えば、汚染および空中における他の化学的影響、電気的障害の影響、そして周囲気圧の影響などに対しても非敏感である。

したがって、箔１１は、相当な程度および長期間耐火性を有する材料で作製されることが必要で、この材料は、遭遇する火災７に対して抵抗力があるか、または非敏感である。このため、燃え盛る火災７の影響の結果焼溶けることなく、箔の表面領域上に長期間影響がある間でも、フォイル表面面積をなめ尽くす火災７の広がりを防ぐことができる。

本発明の実施形態を下記の図面を参照しながらより詳細に説明する。
商業用航空機の従来の胴体断熱を示す。 着陸前の航空機に関する（いわゆる）クラッシュ後火災シナリオを示す。 本発明の実施形態にかかる断熱材パッケージの耐焼溶性箔被覆材で航空機胴体内部を断熱する断熱材パッケージ配置を示す。 図４に示された詳細“ｘ”は、本発明の実施形態にかかるリブ上の２個の胴体断熱材パッケージの断熱材端部分の取り付けを示す。 本発明の実施形態にかかる断熱ピンの形の第１取付け要素の図を示す。 図５に示す断熱ピンの縦断面図を示す。 本発明の実施形態にかかる切頭円錐形のケージ体形状の第２取付け要素の側面図を示す。 図６に示す本発明の実施形態にかかる切頭円錐形のケージ体形状の第２取付け要素の上面図を示す。 本発明の実施形態にかかる胴体断熱材パッケージの断熱材部分のリベットで締められた取付けを含む、側桁に取り付けられた構造ホルダを示す。 本発明の実施形態にかかる延長されたリブで、リブヘッド上の断熱材部分の取り付けを示す。

符号の説明

１ 断熱材
２ 包む箔
３ 断熱材パッケージ
４ 第１取り付け要素；断熱ピン
７ クラッシュ後火災シナリオ；火災
８ 航空機構造
９ 航空機の長手軸
１１ 耐焼溶性箔
１２ 平坦断熱端部分
１２ａ 第１断熱端部分
１２ｂ 第２断熱端部分
１３ 第２取り付け要素；切頭円錐体
１５ リブ取り付け領域
１７ フィールド断熱材パッケージ
１８ リブ断熱材パッケージ
１９ リブ断熱材パッケージ（第３）
２０ リブ断熱材パッケージ（第１）
２１ リブ断熱材パッケージ（第２）
２２ リブ断熱材パッケージ（第４）
２４ 貫通孔；ドリル孔
２５ コア要素（第１取り付け要素４の）、円筒形
２６ 張り出し（コア要素２５の）、フランジ状
２７ ピン端（コア要素２５の）
２８ ケーシング
２９ フランジ
３０ 張り出し、松ノ木状
３１ 側桁
３１ａ 側桁支持区域
３２ リブ
３２ａ 第１リブ
３２ｂ 第２リブ
３２ｃ 第３リブ
３３ 外部外板
３３ａ 内部区域（外部外板３３のパネルの）
４０ リブキャリヤ
４０ａ 端（リブキャリヤ４０の）
４１ リブの縦側面
４１ａ リブの第１縦側；裏面部（左）、側面
４１ｂ リブの第２縦側；正面部（右）、側面
４２ 端領域
４３ ピン軸（第１取り付け要素４の）
４４ グラデーション
４６ ベース区域（第２取り付け要素１３の）
４７ カバー区域（第２取り付け要素１３の）
４８ 第１断熱輪
４９ 第２断熱輪
５０ 断熱ジャケット
５１ 断熱留め金具
５２ コア要素、円盤状
５３ 構造ホルダ
ａ スペーシング（松の木状張り出し３０の間）
ｂ スペーシング（断熱リング４８、４９の間）
ｃ スペーシング（リブ３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃの間）

Claims (19)

1. 航空機胴体の内部断熱用の断熱材パッケージ配置であって、
   航空機胴体構造の外部外板（３３）パネルを強化する側桁（３１）と、
   特定の距離ｃを置いて航空機の長手軸（９）に垂直に配置された数個のリブ（３２）と、
   を含み、
   前記リブは、前記リブと一体化されるリブキャリヤ（４０）とともに前記側桁（３１）に取り付けられ、前記リブキャリヤ（４０）の取り付けられていない一端は前記航空機の前記長手軸（９）に平行に伸張し、
   前記配置において、
   細長いパッケージの形状を含む数個の胴体断熱材パッケージ（１９乃至２２）は、航空機の胴体構造の前記長手軸（９）方向に位置し、
   前記側桁（３１）は、前記航空機胴体に取り付けられ、または前記外部外板の前記パネルの内部領域（３３ａ）に長手に支持されるように配置され、
   前記胴体断熱材パッケージ（１９乃至２２）は、この側桁（３１）の支持表面（３１ａ）に長手に支持されて、前記リブ（３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃ）の縦側（４１、４１ａ、４１ｂ）に取り付けられ、さらに箔１１によって完全に覆われるとともに、内部パネル及び外部外板で画定された空間に位置し、耐焼溶性断熱材または耐焼溶性断熱防壁層のいずれかまたは両方を実装するように設計され、前記胴体断熱材パッケージ（１９乃至２２）内に個々に、またはその組み合わせで配置され、
   前記断熱材又は前記防壁層は、前記箔の内壁付近または内壁に支持されるように配置され、または、前記断熱材のみが前記胴体断熱材パッケージ（１９乃至２２）の前記箔（１１）の外周に支持されるように取り付けられ、
   前記胴体断熱材パッケージ（１９乃至２２）の胴体長手方向の一端は、外側すなわち側桁と反対方向へ、リブ（３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃ）の縦側（４１、４１ａ、４１ｂ）に沿って伸張し、前記リブの先端で折り返されて前記リブを覆い、
   前記一端が、前記リブの前記側桁（３１）に隣接する位置にあるリブ取り付け領域（１５）において、前記リブ（３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃ）に、第１取り付け要素（４）及び第２取り付け要素（１３）によって取り付けられ、
   前記第１取り付け要素（４）は耐焼溶性の断熱ピンであり、
   前記第２取り付け要素（１３）は切頭円錐体であって、前記切頭円錐体の切頭面に対応する基部区域（４６）は耐焼溶性の第２断熱円盤又は第２断熱輪（４９）で構成され、底面に対応する覆い区域（４７）は耐焼溶性の第１断熱円盤又は第１断熱輪（４８）で構成され、それらの縁に前記切頭円錐体の外周となる耐焼溶性断熱ジャケット（５０）が接合される断熱材パッケージ配置。
2. 前記胴体断熱材パッケージ（１９ないし２２）の前記一端すなわちリブ断熱材パッケージの前記リブ取り付け領域（１５）において、前記リブの正面または裏面に配置される縦側（４１ａ、４１ｂ）に隣接して、前記胴体断熱材パッケージの前記伸長する部分に第１の穴が設けられ、リブの前記正面または前記裏面の反対側面に配置される縦側（４１ａ、４１ｂ）に隣接して、前記胴体断熱材パッケージの末端に第２の穴が設けられる請求項１記載の断熱材パッケージ配置。
3. 耐焼溶断熱ピンを構成する第１取り付け要素（４）が前記第１の穴を通り、リブの孔を通り、前記第２の穴を通るよう配置される請求項２記載の断熱材パッケージ配置。
4. 前記断熱ピンは、円柱形コア要素（２５）及び円筒状のプラスチック状ケーシング（２８）からなり、前記プラスチック状ケーシング（２８）は前記断熱ピンの端部（２７）の近傍にフランジ状の張り出し（２６）を有することを特徴とする請求項３記載の断熱材パッケージ配置。
5. 前記コア要素（２５）は、プラスチック状ケーシング（２８）に埋め込まれていることを特徴とする請求項４記載の断熱材パッケージ配置。
6. 前記ケーシング（２８）のほぼ中間においてフランジ（２９）が設けられており、前記ケーシング（２８）の円筒状の外周に、相互間に間隔を設けて配置された数個の松の木形状の張り出し（３０）が位置する請求項４記載の断熱材パッケージ配置。
7. 前記松の木形状の張り出し（３０）は、略円錐形の部材（４４）であり、前記ケーシング（２８）の両端部が先細りである請求項６記載の断熱材パッケージ配置。
8. 前記ケーシング（２８）の端領域（４２）はドームの形状をしており、前記端領域（４２）の外形は放物面であり、縦断面が放物線の形状で実現される放物線状回転体の形状に類似し、前記ドーム形状の端領域（４２）の底面は、前記断熱ピンの軸（４３）に対して垂直である請求項４記載の断熱材パッケージ配置。
9. 前記コア要素（２５）は金属製、スチール製、望ましくはステンレススチール製であり、前記ケーシング（２８）は、低熱伝導性のプラスチックを含む請求項４記載の断熱材パッケージ配置。
10. 前記切頭円錐体の覆い区域（４７）は、前記円盤の中心に穴が設けられる第１断熱円盤を含み、この穴の直径は、放物面の形状でドーム状の前記ケーシング（２８）の前記端領域（４２）の外径より少ないかほぼ同一であり、前記断熱円盤の穴の開いた壁は、プラスチック材の柔軟性により前記ケーシング（２８）の放物線状の前記端領域（４２）の前記ドーム形状の底面部に締まりばめで案内される請求項８に記載の断熱材パッケージ配置。
11. 前記切頭円錐体の前記覆い区域（４７）は、第１プラスチック状断熱輪（４８）を含み、前記切頭円錐体の基部区域（４６）は、第２プラスチック状断熱輪（４９）を含み、第１断熱輪（４８）および第２断熱輪（４９）の輪の径線上に、外周上間隔を置いて数個の断熱支柱（５１）が取り付けられている請求項１記載の断熱材パッケージ配置。
12. 前記第２断熱輪（４９）は、前記円盤の中心に穴がある円盤形状コア要素（５２）を含むように設計され、この穴の直径は放物面の形状に実装される前記ケーシング（２８）のドーム形状の前記端領域（４２）の外径より少ないかほぼ同一である請求項１１に記載の断熱材パッケージ配置。
13. 前記円盤形状コア要素（５２）は、前記第２断熱輪（４９）に設けられている請求項１２記載の断熱材パッケージ配置。
14. 前記第２取り付け要素（１３）は数個の断熱支柱（５１）を有する切頭円錐形のかご体すなわちケージ体として構成され、断熱支柱（５１）は、その基部区域および覆い区域（４６，４７）の前記円盤の縁、または前記輪の縁に接合され、前記基部区域（４６）の第２断熱輪（４９）と、前記覆い区域（４７）の第１断熱円盤または前記第１断熱輪（４８）とをそれぞれ支持し、耐焼溶性を有するよう設計される、前記第１断熱輪（４８）および前記第２断熱輪（４９）の輪の径線上に配置される請求項１に記載の断熱材パッケージ配置。
15. リブ（３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃ）により範囲が画定される胴体構造の部分に位置する数個の胴体断熱材パッケージ（１９乃至２２）が、胴体の内部構造に配置され、
    前記第２の穴は、耐焼溶性に設計される前記第一取り付け要素（４）に貫通されるとともに、隣の前記胴体断熱材パッケージの他端が、前記リブの前記反対側面上で前記第２の穴に重ねられて前記第一の取り付け要素に貫通され、断熱円盤または輪要素である前記第二取り付け要素で固定された請求項２又は３に記載の断熱材パッケージ配置。
16. 個々の胴体断熱材パッケージ（１９乃至２２）は、前記航空機の軸（９）の方向に明確な距離ｃで間隔を取った前記リブの間に位置するフィールド断熱材パッケージ、及び、前記リブの前記縦側（４１、４１ａ、４１ｂ）と個々の前記リブ（３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃ）の前記リブキャリヤ（４０）とを覆う前記リブ断熱材パッケージを含み、前記胴体断熱材パッケージ（１９乃至２２）のキャビン側の内壁側面は、耐焼溶性断熱材または耐焼溶性防壁層のいずれかまたは両方を含む耐焼溶性箔（１１）で完全に包まれ、前記耐焼溶性箔（１１）は、隣り合う胴体断熱材パッケージの結合部にも存在する請求項１記載の断熱材パッケージ配置。
17. 前記側桁（３１）から突出して構造ホルダ（５３）が、前記リブ（３２、３２ａ、３２ｂ、３２ｃ）が存在しない部分の側桁（３１）に設けられ、胴体断熱材パッケージ（１９乃至２２）の前記一端は、前記構造ホルダ（５３）と耐焼溶性の支持要素の間にネジまたはリベットで取り付けられる請求項１記載の断熱材パッケージ配置。
18. 前記取り付ける要素はスチールかチタンを含むリベット、またはスチール、チタンまたはプラスチックを含むネジ接合要素である請求項１７記載の断熱材パッケージ配置。
19. 前記ネジ接合要素は、アラミドまたはＣＦＫ材で作製されるネジとナットである請求項１８記載の断熱材パッケージ配置。

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