JP6931299B2 - 圧力隔壁 - Google Patents

Description

本発明は、航空機のための圧力隔壁、より具体的には、構造的支持部を有する圧力隔壁に関する。

航空機のための圧力隔壁、具体的には、後部圧力隔壁は、通常、ドーム形状である。ドーム形状は、ドーム形状構造に作用する荷重を膜荷重（ｍｅｍｂｒａｎｅ ｌｏａｄ）として胴体構造体に効果的に分散させる能力がある。しかしながら、このドーム形状又は半球形の隔壁の欠点は、隔壁が湾曲した形状をもつので、隔壁を通してルーティングすることが難しいということである。システムが取り付けられる平坦面を設けるために追加の構造体が必要となるため、ドーム形状隔壁を通してシステムをルーティングすることは、さらに複雑な設計を必要とする。より平坦な隔壁は、電気、推進、及び燃料システム、並びに航空機内のその他のシステムのような航空機システムのためにより単純なインターフェースをもたらす。さらに、胴体の長さに沿った方向に延在するドーム形状隔壁が長手方向に延在する特性をもつので、ドーム形状が、胴体内の使用可能な客室空間に突き出してしまい、胴体内の空間を非効率的に占有することになる。

これに対して、航空機のための圧力隔壁は、より平坦な形状を有するように構築されてきた。より平坦な構成を有する隔壁は、胴体内部における空間効率がより優れている。しかし、このより平坦な形状により、ドーム形状隔壁よりも重量が重くなる。対称的に、ドーム形状隔壁はより効率良く荷重を分散させる。さらに、より平坦な圧力隔壁の構造は、平坦面にわたって作用する胴体からの加圧によるせん断荷重及び曲げ荷重に対して耐性をもつため、より複雑な支持構造を必要とする。これは、改善された荷重経路又は膜荷重分散により荷重をより効率良く分散させるドーム形状隔壁構造とは対照的である。

航空機のための圧力隔壁の実施例は、壁アセンブリを含む圧力隔壁を含む。壁アセンブリは、航空機の長さに対して非平行な方向に延在する第１の壁セクションを含む。壁アセンブリは、第１の壁セクションに固定された第２の壁セクションであって、第２の壁セクションが湾曲形状を含み、当該湾曲形状が、第１の壁セクションに向かう方向よりも航空機の後端に向かう方向に航空機の長さに沿ってさらに延在する凸部を含む、第２の壁セクションをさらに含む。

圧力隔壁を組み立てる方法の実施例は、第１の壁セクション及び第２の壁セクションを互いに隣接するように位置付けするステップを含む。この方法は、第１の壁セクションを第２の壁セクションに固定するステップであって、第２の壁セクションが、第１の壁セクションに向かう方向よりも航空機の後端に向かう方向に航空機の長さに沿ってさらに延在する凸部を有する湾曲形状を含み、第１の壁セクションと第２の壁セクションとの間にスプライスジョイントが形成され、壁アセンブリが形成される、固定するステップをさらに含む。

上述の特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において単独で実現することが可能であり、或いは、さらに別の実施形態において組み合わせることが可能である。これらの実施形態は、以下の説明及び添付図面を参照することによってさらに詳細に理解することができる。

隔壁の断面を示す航空機の後部の部分切欠き側面図である。 航空機の前方側に向かって延在するストリンガに伴う図１に示す隔壁壁アセンブリの斜視後方図である。 図２の隔壁壁アセンブリの斜視前方図である。 図２のライン４−４に沿って切り取られたスプライスジョイントの断面図である。 図３のライン５−５に沿って切り取られた、隔壁の壁アセンブリの前方側上に延在する第２の壁セクションのクリップ固定の断面図である。 図２の隔壁の壁アセンブリの後方側の部分切り抜き拡大底面斜視図である。 図２の隔壁の壁アセンブリの後方側の部分切り抜き拡大斜視図である。 図３のライン８−８に沿って切り取られた、一次支持梁に関連付けられた壁アセンブリの前方側上に延在する中間ブラケットを示す断面図である。 図３のライン９−９に沿って切り取られた、二次支持梁に関連付けられた壁アセンブリの前方側上に延在する中間ブラケットを示す断面図である。

後部圧力隔壁のような、航空機の圧力隔壁は、隔壁の構成に応じて、その構造に対する特定の要求がある。例えば、ドーム形状の隔壁は、荷重を分散するという利点があり、平坦に構成された隔壁よりも構造重量が軽い。その一方で、圧力隔壁のより平坦な構成は、より重量のある構成及びより複雑な支持システムを必要とすることが多いが、隔壁構造を通して航空機システムを貫通させることがより容易となる。本明細書に記載された装置及び方法は、これらの種々の隔壁構成の利点を有利に利用する。

図１を参照すると、航空機１０は、航空機１０の後端又は後方側１４に位置付けされた尾部１２を含む。圧力隔壁１６は、航空機１０のキャビン２０を含む前方側又は加圧側１８から航空機１０の後方側又は非加圧側１４の密封分離をもたらすために、航空機１０に中に位置付けされる。航空機１０が高度を上げるにつれて、航空機１０は、キャビン２０を加圧してキャビン２０内の乗客により快適な環境を提供する。加圧プロセス中、航空機１０の後部側１４に向かってキャビン２０の中から隔壁１６に力が加わり、この加圧の時点で、後方側１４が航空機１０の外部環境に対して圧力密封されなかった結果として、後方側１４は空気圧力の減少を経験する。航空機１０が高度を下げると、航空機１０の後方側１４は圧力が上昇し、前方側１８のキャビン２０圧力は、航空機１０が着陸する高度の空気圧力と同等になるように正常化される。

圧力隔壁１６は、第１の壁セクション２４及び第２の壁セクション２６を含む壁アセンブリ２２を含む。これらについては、本明細書でより詳細に説明される。本明細書でより詳しく説明される隔壁支持アセンブリ２８は、特にキャビン２０の加圧中に隔壁１６の壁アセンブリ２２に対して支持をもたらす。

図１から図３に示す第１の壁セクション２４は、航空機１０の長さＬに対して非平行な方向３０で延在する。本実施形態では、第１の壁セクション２４は、航空機１０の長さＬに対して概して横断方向３０に延在する。第２の壁セクション２６は、第１の壁セクション２４に固定される。第２の壁セクション２６は、図１に示すように、湾曲形状３２を含み、湾曲形状３２は、第１の壁セクション２４に向かう方向よりも航空機１０の後端１４に向かう方向３６で航空機１０の長さＬに沿ってさらに延在する凸部３４を含む。第１の壁セクション２４は、比較的平坦な構成を有するように、或いは、必要に応じて何らかの湾曲又は輪郭を有するように構築される。しかしながら、第１の壁セクション２４は、第２の壁セクション２６の構成よりも平坦な構成を有する。第２の壁セクション２６の構成よりも第１の壁セクション２４が平坦であるこの構成により、隔壁１６を通して、且つ第１の壁セクション２４において画定された開口部３８（図２及び図３に示す）を通して、電気、推進、及び燃料システム、並びにその他のシステムのようなシステムを貫通させるより効率の良い構成を第１の壁セクション２４にもたらす。

第２の壁セクション２６は、湾曲形状３２をもち、本実施形態では、図１で示すようにドーム形状４０をもつ。第２の壁セクション２６のドーム形状４０は、航空機１０の胴体４２に対して、効率の良い膜荷重分散の利点をもたらす。隔壁１６が経験する荷重は、特に航空機１０が高度を上げ、キャビン２０を含む隔壁１６の前方側１８が加圧され、隔壁１６の後方側１４の圧力が減少する際に生じる。第２の壁セクション２６のドーム形状４０構成は、第２の壁セクション２６がより平坦な構成である場合よりも、必要な重量が少なく、より平坦な構成よりも、第２の壁セクション２６を支持する複雑な支持構造体の必要性が減る。

図２及び図３で示すように、第１の壁セクション２４及び第２の壁セクション２６が、胴体４２と圧力密封接続を確立するために胴体４２の内のり寸法内で延在するよう、第２の壁セクション２６は、第１の壁セクション２４から離れる方向に延在する。第１の壁セクション２４及び第２の壁セクション２６は、航空機１０の長さＬに対して非平行な方向４６で壁アセンブリ２２にわたって延在するスプライスジョイント４４に沿って共に固定される。図４に示すスプライスジョイント４４は、スプライスジョイント４４に沿って互いから離間されるように位置付けされた第１の壁セクション２４及び第２の壁セクション２６を含み、第１の壁部材２４と第２の壁部材２６との間に間隙４７が形成される。スプライスプレート４８が、第１の壁セクション２４及び第２の壁セクション２６に当接し、且つ間隙４７をまたぐように位置付けされる。スプライス部材４７が、第１の壁部材２４及び第２の壁部材２６にリベット留めされ（さもなければ、本明細書に記載された部材のその他の固定具について述べられているように固定され）、スプライスジョイント４４に沿って第１の壁部材２４及び第２の壁部材２６の圧力密封接続がもたらされる。

圧力隔壁１６は、図２及び図３で示されているように、コード構造体５０をさらに含む。コード構造体５０は、壁アセンブリ２２の第１の壁セクション２４及び第２の壁セクション２６の外周５１で延在する。クロス部材５２が胴体４２の外板５４に沿って、且つその上で延在する状態で、コード構造体が外周５１で延在するので、図５に示すコード構造体５０は、概して「Ｔ」形状の断面構成を有する。ステム部材５６は、クロス部材５２から離れる方向でクロス部材５２から離れるように延在する。本明細書でより詳しく説明されるように、コード構造体５０は、壁アセンブリ２２と胴体４２との間の密封接続を容易にする。本実施形態では、壁アセンブリ２２の第２の壁セクション２６は、図３及び図５に示すように、ドーム形状４０の半径方向に延在する補強リブ支持部材２７を含み、これは、壁セクション２６に構造的支持をもたらし、膜荷重分散を助ける。

ステム部材５６の前方側１８では、図５に示すように、ドーム固定ガセット６２のベース６０が、ステム部材５６の上部からコード構造体５０のクロス部材５２まで延在する。図２及び図３に示すように、ドーム固定ガセット６２は、２つの離間されたプレート５７及び５９を含み、これらのプレートは、図３及び図５に示すように、ストリンガ７２のベース７３上で延在するようにストリンガ７２内に位置付けされ、本実施形態では、ストリンガ７２は、概して樋のような構成を有する。したがって、図５に示すように、ドーム固定ガセット６２のプレート５９が示される。この図面で示していないプレート５７の固定は、ここでプレート５９について説明している態様と同様である。

ステム部材５６の上部分６１、ベース６０、及びステム部材５６は、第２の壁部材２６の一部を挟む。ステム部材５６の上部分６１、ステム部材５６、第２の壁部材２６、ベース６０、及びプレート５９は、概略的に示すリベット６４で共に固定される。本実施形態で部材を共に固定する方法としてリベットに言及する際、部材を固定するために他の種類の固定手段（ボルト、溶接、又はその他の周知の固定手段など）を利用してもよいことを理解されたい。ステム部材５６の下方部分６５、ドーム固定ガセット６２のベース６０は、互いに当接するように位置付けされ、ステム部材５６、ベース６０、及びプレート５９は、本実施形態でも概略的に示すリベット６６で共に固定される。

コード構造体５０のステム部材５６の前方側１８では、クロス部材５２が外板５４とプレート５９との間に挟まれている状態で、ドーム固定ガセット６２のプレート５９が概略的に示すリベット６８で外板５４に固定されている。キャビン２０内へと前方側１８の方向にさらに延在して、ドーム固定ガセット６２のプレート５９は、コード構造体５０のクロス部材５２を越えて延在する。プレート５９は、概略的に示すリベット７０でストリンガ７２のベース７３を通して、外板５４に固定されている。本実施形態のこれらのリベット接続の結果、第２の壁セクション２６から発生する膜荷重が、胴体４２の外板５４に伝達される。

図６及び図７を参照すると、圧力隔壁１６は、壁アセンブリ２２の後方側１４上に位置付けされた一次支持梁７４をさらに含む。本実施形態では、梁７４は、図２に示すように、スプライスジョイント４４の方向４６に沿って延在する。一次支持梁７４の第１の端部７６及び対向する第２の端部７８は、それぞれコード構造体５０に固定される。第２の端部７８をコード構造体５０と相互接続すること、壁アセンブリ２２から一次支持梁７４によって受けた荷重を隔壁１６の前方側１８に伝達することは、第１の端部７６について説明される態様と同様である。したがって、一次支持梁７４の第１の端部７６の接続に関する本明細書に説明は、一次支持梁７４の対向する第２の端部７８の接続及び性能の説明を提供する。

上述のように、一次支持梁７４は、図３に示すスプライスジョイント４４の方向４６に延在する。航空機１０の内部の加圧中、図４及び図７で示すように、支持ガセット８０は、スプライスジョイント４４に沿って壁アセンブリ２２から荷重を受け、荷重を一次支持梁７４に伝達する。ガセット８０は、第１の端部８２及び対向する第２の端部８４を含む。ガセット８０の第１の端部８２は、ボルト、リベット、溶接、又はその他の固定手段によって、一次支持梁７４に固定されている。ガセット８０は、一次支持梁７４に接続されている第１の端部８２から壁アセンブリ２２に接続されている対向する第２の端部８４まで延在する。第２の端部８４は、同様に、ボルト、リベット、溶接、又はその他の固定手段によって、壁アセンブリ２２に固定されている。

一次支持梁７４の第１の端部７６は、図６及び図７に示すように、第１のブラケットアセンブリ８６を用いてコード部材５０に固定されている。第１のブラケットアセンブリ８６は、コード部材５０の後方側１４上に位置付けされ、一次支持梁７４の対向する第２の端部７８は、さらにコード部材５０の後方側１４上に位置付けされた第２のブラケットアセンブリ８８を用いてコード部材５０に固定されている。第１のブラケットアセンブリ８６は、図３、図６、及び図８に示すように、第１の中間ブラケット部材９０にさらに固定されている。第１の中間ブラケット部材９０は、コード構造体５０の対向する前方側１８上に位置付けされており、第１の中間ブラケット部材９０は、コード部材５０の対向する前方側１８から離れる方向に延在する。第２のブラケットアセンブリ８８は、図３に示すように、第２の中間ブラケット部材９２にさらに固定されている。第２の中間ブラケット部材９２は、コード構造体５０の対向する前方側１８上にさらに位置付けされており、第２の中間ブラケット部材９２は、さらにコード部材５０の対向する前方側１８から離れる方向に延在する。

本実施形態では、図７に示す第１のブラケットアセンブリ８６は、（完全に示されていないが）図６に示す第２のブラケットアセンブリ８８と同じように構築されている。第１のブラケットアセンブリ８６は、離間されたピン開口９５を画定する第１のラグアセンブリ９４を含む。第１のラグアセンブリ９４は、リベット、ボルト、溶接、又はその他の固定手段によって、一次支持梁７４に固定されている。同様に離間されたピン開口９８を画定する第２のラグアセンブリ９６は、以下で説明されるように、コード５０に固定されている。第１のブラケットアセンブリ８６は、コネクタプレート１００をさらに含んでおり、本実施形態では、プレート１００は、両平面プレートであり、プレート１００の互いに対向する端部は、ピン開口（図示せず）を画定する。コネクタプレート１００の各ピン開口が、第１のラグアセンブリ９４の離間されたピン開口９５と第２のラグアセンブリ９６の離間されたピン開口９８と位置合わせされた状態で、ピン１０２は、これらの位置合わせされた開口の中に挿入され、それにより、第１のラグアセンブリ９４と第２のラグアセンブリ９６との間の接続がもたらされ、第１のブラケットアセンブリ８６を備えた一次支持梁７４がコード構造体５０に接続される。

図８に示す第１の中間ブラケット部材９０及び図３に示す第２の中間ブラケット部材９２は、それぞれ、第１のブラケットアセンブリ８６及び第２のブラケットアセンブリ８８に接続されている。同様に、第１の中間ブラケット部材９０及び第２の中間ブラケット部材９２は、航空機１０の外板５４に接続されている。第１のブラケットアセンブリ８６及び第２のブラケットアセンブリ８８は、それぞれ、本実施形態では同じように、第１の中間ブラケット部材９０及び第２の中間ブラケット部材９２に固定接続されている。同様に、本明細書では、第１の中間ブラケット部材９０及び第２の中間ブラケット部材９２は、同じように航空機１０の外板５４に接続される。

図８を参照すると、コード構造体５０のステム５６が第１のラグアセンブリ９６と第１の中間ブラケット部材９０との間に位置付けされている状態で、第１のブラケットアセンブリ８６の第１のラグアセンブリ９６が、コード構造体５０の後方側１４上に位置付けされているように示されている。図８では、第１の中間ブラケット９０は、ウエブ１０３、上方フランジ１０４及び下方フランジ１０６（図３に図示）と共に示されている。さらに、第１の中間ブラケット９０の背面プレート１０５がウエブ１０３に沿って延在する。コード構造体５０のステム５６の上方部分６１では、概略的に示すリベット１０８が、ウエブ１０３、第１の中間ブラケット９０の背面プレート１０５、ステム５６、及び第１のブラケットアセンブリ８６の第１のラグアセンブリ９６を共に固定する。ここで利用されている他のリベット固定具の場合のように、ボルトや溶接などのその他の形態の固定手段を利用してもよい。

コード構造体５０のステム５６の下方部分６５では、概略的に示すリベット１１０が、ウエブ１０３及び第１の中間ブラケット９０の背面プレート１０５をステム５６に固定する。コード構造体５０の前方側１８上のクロス部材５２は、一方の側の第１の中間ブラケット９０のウエブ１０３及び下方フランジ１０６と、他方の側の航空機１０の外板５４との間に位置付けされている。クロス部材５２は、概略的に示すリベット１１２でウエブ１０３、下方フランジ１０６、及び外板５４に固定されている。第１の中間ブラケット９０がコード構造体５０のステム５６から離れる方向に延在するにつれて、概略的に示すリベット１１４が、第１の中間ブラケット９０のウエブ１０３及び下方フランジ１０６を外板５４に固定する。

第１の中間ブラケット９０の遠位端１１６では、クリップ１１８がリベット１２０で第１の中間ブラケット９０のウエブ１０３に固定されている。クリップ１１８の遠位端１１９は、外板５４に延在する外板クリップ１２１に当接する。本実施形態では、外板クリップ１２１のクロス部材１２３は、外板５４を覆う。本実施例では、外板クリップ１２１は、リベット１２５を用いて、或いは、部材の固定について本明細書に記載されているその他の固定具によって、クリップ１１８及びリブ１３１に固定されている。外板クリップ１２１のクロス部材１２３は、概略的に示すリベット１３３を用いて、或いは、部材の固定について本明細書に記載されているその他の固定具によって、外板５４にリベット留めされている。本実施例では、ストリンガ７２は、本図面において第１の中間部材９０の背後に位置付けされ、第１の中間部材９０から離間されているよう示されている。クリップ１１８を用いた外板５４への固定により、一次支持梁７４に関連付けられた第１のブラケット部材８６の第１のラグアセンブリ９６からの荷重作用から第１の中間部材９０に作用する誘導モーメントに抵抗するように、第１の中間部材９０の固定付けが実現する。

したがって、加圧中に壁アセンブリ２２にかけられた荷重は、ガセット８０を通して一次支持梁７４に加えられる。一次支持梁７４は、この荷重を部分的に第１のブラケットアセンブリ８６及び第２のブラケットアセンブリ８８に伝達する。第１のブラケットアセンブリ８６及び第２のブラケットアセンブリ８８がコード構造体５０に接続された状態で、例えば、図８に示す第１のラグアセンブリ９６は、コード構造体５０のステム５６及び第１の中間ブラケット９０に接続する。第１の中間ブラケット９０は、航空機１０の胴体４２の外板５４に接続且つ固定付けされる。これは、第２のブラケットアセンブリ８８がコード構造体５０及び第２の中間ブラケット９２に接続する場合と同様であり、第２の中間ブラケット９２は、外板５４に接続且つ固定付けされる。

一次支持梁７４へのさらなる支持は、図６及び図７で示すように、さらに少なくとも１つの二次支持梁１２２を用いてもたらされる。本実施形態では、４つの二次支持梁１２２が、一次支持梁７４の長さに沿って離間されて位置付けされており、それぞれ、一次支持梁７４及びコード構造体５０に固定されている。二次支持梁１２２は、第１の端部１２４及び対向する第２の端部１２６を含む。第１の端部１２４は、コード構造体５０の後方側１４上に位置付けされた第１のブラケットアセンブリ１２８を用いてコード構造体５０に接続されている。対向する第２の端部１２６は、壁アセンブリ２２及びコード構造体５０の後方側１４上に位置付けされた第２のブラケットアセンブリ１３０を用いて一次支持梁７４に接続されている。

図７に示すように、二次支持梁１２２の第１の端部１２４は、第１のブラケットアセンブリ１２８を用いてコード構造体５０に固定されている。第１のブラケットアセンブリ１２８は、以下で説明されるように、開口（図示せず）を画定し、且つコード構造体５０に固定された第１のラグコネクタ１３２を含む。二次支持梁１２２の第１の端部１２４は、開口１３５を画定する第２のラグコネクタ１３４を含む。第１のラグコネクタ１３２の開口１３５を通して位置付けされたピン１３６は、二次支持梁１２２の第１の端部１２４とコード構造体５０との間で第１のピン接続１３８を形成する。

図６に示すように、二次支持梁１２２の第２の端部１２６は、開口１４１を画定する第３のラグコネクタ１４０を含み、一次支持梁７４は、本実施形態では一次支持梁７４を通って延在する孔（図示せず）を含む第４のラグコネクタ１４２を含む。第３のラグコネクタ１４０の開口１４１が第４のラグコネクタ１４２の開口と位置合わせされた状態で、ピン１４４が、第３のラグコネクタ１４０の開口１４１及び第４のラグコネクタ１４２の開口を通って延在するように位置付けされる。このようにピン１４４が位置付けされて、第２のピン接続１４６が二次支持梁１２２の第２の端部１２６と一次支持梁７４との間で形成される。

図６に示すように、第１のピン接続１３８がコード構造体５０から離間されている程度よりも第２のピン接続１４６が壁アセンブリ２２の第１の壁セクション２４からさらに離間されて位置付けされるように、二次支持梁１２２は、図６及び図７で示すように、第１のピン接続１３８と第２のピン接続１４６との間で延在する脚１４８をさらに含む。

図２、図３、図７、及び図９を参照すると、第１のブラケットアセンブリ１２８は、二次支持梁１２２の第１の端部１２４をコード構造体５０の後方側１４に固定する。以下でさらに詳細に説明されるように、第１のブラケットアセンブリ１２８は、コード構造体５０の反対側の前方側１８上に位置付けされた第３の中間ブラケット１５０にさらに固定されている。第３の中間ブラケット１５０は、コード構造体５０の反対側の前方側１８から離れる方向に延在し、第３の中間ブラケット１５０は、航空機１０の胴体４２の外板５４に固定されている。

図９を参照すると、第１のブラケットアセンブリ１２８は、コード構造体５０のステム５６が第１のラグコネクタ１３２と第３の中間ブラケット１５０との間に位置付けされている状態で、第１のブラケットアセンブリ１２８の第１のラグコネクタ１３２がコード構造体５０の後方側１４上に位置付けされているように、示されている。

図９では、第３の中間ブラケット１５０は、ウエブ１５２、上方フランジ１５４及び下方フランジ１５６（図３に図示）と共に示されている。さらに、第３の中間ブラケット１５０の背面プレート１５８がウエブ１５２に沿って延在する。コード構造体５０のステム５６の上方部分６１では、概略的に示すリベット１６０が、ウエブ１５２、第３の中間ブラケット１５０の背面プレート１５８、第１の壁セクション２４、ステム５６、及び第１のブラケットアセンブリ１２８の第１のラグコネクタ１３２を共に固定する。ここで利用されている他のリベット固定具の場合のように、ボルトや溶接などのその他の形態の固定手段を利用してもよい。

コード構造体５０のステム５６の下方部分６５では、概略的に示すリベット１６２が、ウエブ１５２、第３の中間ブラケット１５０の背面プレート１５８、ステム５６、及び第１のブラケットアセンブリ１２８の第１のラグコネクタ１３２を共に固定するように使用される。コード構造体５０の前方側１８上のクロス部材５２は、一方の側の第３の中間ブラケット１５０のウエブ１５２及び下方フランジ１５６と、他方の側の航空機１０の胴体４２の外板５４との間に位置付けされている。クロス部材５２は、概略的に示すリベット１６４でウエブ１５２、下方フランジ１５６、及び外板５４に固定されている。第３の中間ブラケット１５０がコード構造体５０のステム５６から離れる方向に延在するにつれて、概略的に示すリベット１６６が、第３の中間ブラケット１５０のウエブ１５２及び下方フランジ１５６を胴体４２の外板５４に固定する。

本実施例では、ストリンガ７２は、第３の中間ブラケット１５０の背後に位置付けされ、第３の中間部材１５０から離間されているよう示されている。二次支持梁１２２の背面壁部材１６８は、第１のブラケットアセンブリ１２８から延在し、第１の壁セクション２４の後方側１４に当接する。背面壁部材１６８は、航空機１０の内部の前方側１８の加圧の間、第１の壁セクション２４に対してさらなる支持をもたらす。

したがって、上述のように、加圧中に壁アセンブリ２２にかけられた荷重は、ガセット８０を通して一次支持梁７４に加えられる。一次支持梁７４は、この荷重を部分的に、第２のブラケットアセンブリ１３０から第１のブラケットアセンブリ１２８まで、二次支持梁１２２に伝達する。上述のように、第１のブラケットアセンブリ１２８は、図９に示すように、コード構造体５０のステム５６及び第３の中間ブラケット１５０に接続されている。次いで、第３の中間ブラケット１５０は、航空機１０の胴体４２の外板５４に接続且つ固定付けされる。他の二次支持梁１２２の荷重経路も同じ態様であり、荷重は、一次支持梁７４から第３の中間ブラケット１５０まで伝達され、そこから胴体４２の外板５４の中に固定付けされた部分へと伝わる。

圧力隔壁１６を組み立てる方法は、第１の壁セクション２４及び第２の壁セクション２６を互いに隣接するように位置付けするステップを含む。この方法は、第１の壁セクション２４を第２の壁セクション２６に固定するステップであって、第２の壁セクション２６が、第１の壁セクション２４に向かう方向よりも航空機１０の後端１４に向かう方向３６で航空機１０の長さＬに沿ってさらに延在する凸部３４を有する湾曲形状３２を含む、固定するステップをさらに含む。第１の壁セクション２４を第２の壁セクション２６に固定することは、第１の壁セクション２４と第２の壁セクション２６との間にスプライスジョイント４４を形成し、壁アセンブリ２２を形成する。

この方法は、壁アセンブリ２２の外側の周囲５１にコード構造体５０を位置付けするステップをさらに含む。この方法は、図２に示すように、スプライスジョイント４４に沿った方向４６に延在するように壁アセンブリ２２の後方側１４上に一次支持梁７４を位置付けするステップをさらに含む。コード構造体５０の後方側１４上に位置付けされた第１のブラケットアセンブリ８６を用いて一次支持梁７４の第１の端部７６をコード構造体５０に固定し、第１のブラケットアセンブリ８６をコード構造体５０の反対側の前方側１８に位置付けされた第１の中間ブラケット部材９０に固定するステップをさらに含む。第１の中間部材９０は、コード構造体５０の反対側の前方側１８から離れる方向に延在する。この方法は、コード構造体５０の後方側１４上に位置付けされた第２のブラケットアセンブリ８８を用いて一次支持梁７４の対向する第２の端部７８をコード構造体５０に固定し、第２のブラケットアセンブリ８８をコード構造体５０の反対側の前方側１８に位置付けされた第２の中間ブラケット部材９２に固定するステップをさらに含む。第２の中間ブラケット部材９２は、コード構造体５０の反対側の前方側１８から離れる方向に延在する。

この方法は、第１の中間ブラケット部材９０及び第２の中間ブラケット部材９２をそれぞれ航空機１０の外板５４に固定するステップを含む。さらに、この方法は、コード構造体５０の後方側１４上に位置付けされた第１のブラケットアセンブリ１２８を用いて二次支持梁１２２の第１の端部１２４をコード構造体５０に固定し、第１のピン接続１３８を形成するステップをさらに含む。さらに、この方法は、コード構造体５０の後方側１４上に位置付けされた第２のブラケットアセンブリ１３０を用いて二次支持梁１２２の第２の端部１２６を一次支持梁７４に固定し、第２のピン接続１４６を形成するステップを含む。図６に示すように、第１のピン接続１３８がコード構造体５０から離間されている程度よりも第２のピン接続１４６が壁アセンブリ２２の第１の壁セクション２４からさらに離間されて位置付けされるように、二次支持梁１２２は、図７で示すように、第１のピン接続１３８と第２のピン接続１４６との間で延在する脚１４８を含む。

圧力隔壁１６を組み立てるためのこの方法は、図６及び図９に示すように、コード構造体５０の後方側１４上に位置付けされた二次支持梁１２２に関連付けられた第１のブラケットアセンブリ１２８を、コード構造体５０の反対側の前方側１８上に位置付けされた第３の中間ブラケット１５０に固定するステップをさらに含む。第３の中間部材１５０は、コード構造体５０の反対側の前方側１８から離れる方向に延在する。さらに、この方法は、図９に示すように、第３の中間ブラケット１５０を航空機１０の外板５４に固定するステップを含む。

様々な実施形態が上述されてきたが、この開示は、それらに限定されることを意図するものではない。開示されている実施形態に対しては、さらに添付の特許請求の範囲内にある変形例を作成してもよい。

Claims (20)

1. 航空機のための圧力隔壁であって、
   前記航空機の長さに対して非平行な方向に延在する第１の壁セクションと、
   前記第１の壁セクションに固定された第２の壁セクションであって、前記第２の壁セクションが湾曲形状を含み、前記湾曲形状が、前記第１の壁セクションよりも前記航空機の後端に向かう方向に前記航空機の前記長さに沿ってさらに延在する凸部を含む、第２の壁セクションと
   を備えている壁アセンブリと、
   前記壁アセンブリの外周に延在するコード構造体と、
   前記壁アセンブリの後方側上に位置付けされた一次支持梁と、
   を備え、
   前記一次支持梁の第１の端部及びそれに対向する第２の端部がそれぞれ前記コード構造体に固定され、
   前記一次支持梁が、前記航空機の前記長さに対して非平行な方向に前記壁アセンブリに沿って延在する、航空機のための圧力隔壁。
2. 前記第２の壁セクションの前記湾曲形状が、ドーム形状を含む、請求項１に記載の圧力隔壁。
3. 前記第２の壁セクションが、前記第１の壁セクションから離れる方向に延在する、請求項１又は２に記載の圧力隔壁。
4. 前記第１の壁セクション及び前記第２の壁セクションが、前記航空機の前記長さに対して非平行な方向に前記壁アセンブリにわたって延在するスプライスジョイントに沿って共に固定されている、請求項１から３のいずれか一項に記載の圧力隔壁。
5. 前記コード構造体が、前記壁アセンブリ、並びに前記航空機のリブ及び外板に固定されている、請求項１から４のいずれか一項に記載の圧力隔壁。
6. 前記一次支持梁が、前記スプライスジョイントの方向に沿って延在する、請求項４に記載の圧力隔壁。
7. 第１の端部及びそれに対向する第２の端部を備えた支持ガセットをさらに含み、
   前記第１の端部が前記一次支持梁に固定され、前記支持ガセットが一定の方向で前記一次支持梁から前記対向する第２の端部まで延在し、
   前記対向する第２の端部が前記壁アセンブリに固定され、前記壁アセンブリが前記航空機の内部で加圧されている状態で、前記支持ガセットが荷重力を前記一次支持梁に伝達する、請求項６に記載の圧力隔壁。
8. 前記一次支持梁の前記第１の端部が、前記コード構造体の後方側上に位置付けされた第１のブラケットアセンブリを用いて前記コード構造体に固定され、前記一次支持梁の前記対向する第２の端部が、前記コード構造体の前記後方側上に位置付けされた第２のブラケットアセンブリを用いて前記コード構造体に固定され、
   前記第１のブラケットアセンブリが、前記コード構造体の反対側の前方側上に位置付けされた第１の中間ブラケット部材にさらに固定され、前記第１の中間ブラケット部材が、前記コード構造体の前記反対側の前方側から離れる方向に延在し、
   前記第２のブラケットアセンブリが、前記コード構造体の反対側の前方側上に位置付けされた第２の中間ブラケット部材にさらに固定され、前記第２の中間ブラケット部材が、前記コード構造体の前記反対側の前方側から離れる方向に延在する、請求項６又は７に記載の圧力隔壁。
9. 前記第１の中間ブラケット部材及び前記第２の中間ブラケット部材が、それぞれ、前記航空機の外板に固定されている、請求項８に記載の圧力隔壁。
10. 第１の端部及びそれに対向する第２の端部を備えた少なくとも１つの二次支持梁をさらに含み、
    前記第１の端部が、前記コード構造体の後方側上に位置付けされた第１のブラケットアセンブリを用いて前記コード構造体に接続され、
    前記対向する第２の端部が、前記コード構造体の前記後方側上に位置付けされた第２のブラケットアセンブリを用いて前記一次支持梁に接続されている、請求項６から９のいずれか一項に記載の圧力隔壁。
11. 前記第１のブラケットアセンブリが、前記少なくとも１つの二次支持梁の前記第１の端部を前記コード構造体に固定し、前記第１のブラケットアセンブリが、前記コード構造体に固定された第１のラグコネクタを備え、前記少なくとも１つの二次支持梁の前記第１の端部が、第２のラグコネクタを備え、前記第１のラグコネクタ及び前記第２のラグコネクタを通して位置付けされたピンが、前記少なくとも１つの二次支持梁と前記コード構造体との間で第１のピン接続を形成する、請求項１０に記載の圧力隔壁。
12. 前記少なくとも１つの二次支持梁の前記対向する第２の端部が、第３のラグコネクタを備え、前記一次支持梁が、第４のラグコネクタを備え、前記第３のラグコネクタ及び前記第４のラグコネクタを通して位置付けされたピンが、前記少なくとも１つの二次支持梁と前記一次支持梁との間で第２のピン接続を形成する、請求項１１に記載の圧力隔壁。
13. 前記少なくとも１つの二次支持梁が、前記第１のピン接続と前記第２のピン接続との間で延在する脚をさらに含み、前記第１のピン接続が前記コード構造体から離間されている程度よりも前記第２のピン接続が前記壁アセンブリの前記第１の壁セクションからさらに離間されて位置付けされている、請求項１２に記載の圧力隔壁。
14. 前記第１のブラケットアセンブリが前記コード構造体の前記後方側上に位置付けされている状態で、前記第１のブラケットアセンブリが、前記コード構造体の反対側の前方側上に位置付けされ且つ前記コード構造体の前記反対側の前方側から離れる方向に延在する第３の中間ブラケット部材にさらに固定される、請求項１２又は１３に記載の圧力隔壁。
15. 前記第３の中間ブラケット部材が、前記航空機の外板に固定されている、請求項１４に記載の圧力隔壁。
16. 圧力隔壁を組み立てる方法であって、
    壁アセンブリを形成するように、第１の壁セクション及び第２の壁セクションを互いに隣接させて位置付けするステップを含み、
    前記第２の壁セクションが、前記第１の壁セクションよりも航空機の後端に向かう方向に前記航空機の長さに沿ってさらに延在する凸部を有する湾曲形状を含み、
    コード構造体が前記壁アセンブリの外周に延在し、
    一次支持梁が前記壁アセンブリの後方側上に位置付けされ、
    前記一次支持梁の第１の端部及びそれに対向する第２の端部がそれぞれ前記コード構造体に固定され、
    前記一次支持梁が、前記航空機の前記長さに対して非平行な方向に前記壁アセンブリに沿って延在する、方法。
17. 前記位置付けするステップは、前記第１及び前記第２の壁セクションをスプライスジョイントに沿って共に固定することをさらに含む、請求項１６に記載の圧力隔壁を組み立てる方法。
18. 前記スプライスジョイントに沿った方向に延在するように前記壁アセンブリの後方側上に一次支持梁を位置付けするステップ、
    前記コード構造体の後方側上に位置付けされた第１のブラケットアセンブリを用いて前記一次支持梁の第１の端部を前記コード構造体に固定し、前記第１のブラケットアセンブリを前記コード構造体の反対側の前方側上に位置付けされた第１の中間ブラケット部材に固定するステップであって、前記第１の中間ブラケット部材が、前記コード構造体の前記反対側の前方側から離れる方向に延在する、固定するステップ、
    前記コード構造体の前記後方側上に位置付けされた第２のブラケットアセンブリを用いて前記一次支持梁の対向する第２の端部を前記コード構造体に固定し、前記第２のブラケットアセンブリを前記コード構造体の反対側の前方側上に位置付けされた第２の中間ブラケット部材に固定するステップであって、前記第２の中間ブラケット部材が、前記コード構造体の前記反対側の前方側から離れる方向に延在する、固定するステップ、及び
    前記第１の中間ブラケット部材及び前記第２の中間ブラケット部材をそれぞれ前記航空機の外板に固定するステップ
    をさらに含む、請求項１７に記載の圧力隔壁を組み立てる方法。
19. 前記コード構造体の前記後方側上に位置付けされた第１のブラケットアセンブリを用いて少なくとも１つの二次支持梁の第１の端部を前記コード構造体に固定し、第１のピン接続を形成するステップ、及び
    前記コード構造体の前記後方側上に位置付けされた第２のブラケットアセンブリを用いて前記少なくとも１つの二次支持梁の第２の端部を前記一次支持梁に固定し、第２のピン接続を形成するステップであって、前記少なくとも１つの二次支持梁が、前記第１のピン接続と前記第２のピン接続との間で延在する脚を備え、前記第１のピン接続が前記コード構造体から離間されている程度よりも前記第２のピン接続が前記壁アセンブリの前記第１の壁セクションからさらに離間されて位置付けされている、形成するステップ
    をさらに含む、請求項１８に記載の圧力隔壁を組み立てる方法。
20. 前記コード構造体の前記後方側上に位置付けされた前記少なくとも１つの二次支持梁に関連付けられた前記第１のブラケットアセンブリを、前記コード構造体の反対側の前方側から離れる方向に延在する、前記コード構造体の前記反対側の前方側上に位置付けされた第３の中間ブラケット部材に固定するステップ、及び
    前記第３の中間ブラケット部材を前記航空機の前記外板に固定するステップ
    をさらに含む、請求項１９に記載の圧力隔壁を組み立てる方法。

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