JP7184531B2 - 移送要素クランプシステム - Google Patents

Description

本開示は、一般に、航空機用途向けの移送要素に関する。より詳細には、本開示は、移送要素と支持構造との間の電気的絶縁を維持するとともに移送要素を支持構造に固着する移送要素支持組立品に関する。

航空機の運航中に種々の移送システムが使用される。これらの移送システムは航空機の至る所に延在し得、流体または電気を１つの場所から別の場所へ移動させるために使用することができる。例えば、移送要素は２つの支持構造の間を延在し、最終的に、移送要素の経路の支持構造の開口部を通過することができる。これらの移送要素に流体が入っている場合、流体は、燃料、油圧流体、またはガスとすることができる。

運航中、航空機は電磁事象にさらされることがある。システムを燃焼および損傷から保護するために、連邦航空局規則は、航空機製造業者に、航空機の可燃性範囲内に火花が発生しないようにするよう要求している。これらの規則に従うために、航空機製造業者は、可燃性範囲内の金属体を接地または絶縁しなければならない。多くの場合、電気絶縁材料を有する組立品は、火花発生を防止するために移送要素の周囲に設置される。

これらの組立品は、移送要素が航空機運航の条件下で曲がるときに移送要素を支持しかつ拘束するためにも使用される。そうするために、組立品は２つの支持構造の間の間隙を埋めて、移送要素を定位置に保持する。何百ものこれらの組立品が航空機内に設置される。

単一の支持組立品は、金属ブリッジおよび金属締結具を含む多数の部品を含むことがある。これらの部品はそれぞれ、所定の電磁効果要件に準拠していなければならない。例えば、金属締結具が金属ブリッジを固着するために使用されると、継手における火花およびアークが電磁事象中に発生することがある。この発生から保護するために、航空機製造業者は組立品内の締結具のそれぞれの上にキャップシールを設置する。各組立品の締結具の位置決め、位置合せ、処理、および封止には、数えきれない時間の人的資源を要する。

したがって、上述した課題のうちの少なくともいくつか、ならびにその他の起こり得る課題を考慮した方法および装置があれば望ましいであろう。

本開示の例示的な一実施形態は、下方部分、上方部分、およびチャネルシステムを備える移送要素クランプシステムを提供する。下方部分は第１の数の切欠を有し、上方部分は第２の数の切欠を有する。下方部分は、航空機内の２つの支持構造の間の間隙を埋めるように構成される。上方部分は下方部分と連動するように構成される。チャネルシステムは、第１の数の切欠および第２の数の切欠によって形成される。チャネルシステムは、上方部分および下方部分が互いに連結されるときにいくつかの移送要素を受容するように構成される。移送要素クランプシステムは、いくつかの移送要素を２つの支持構造から電気的に絶縁する。

本開示の別の例示的な実施形態は、航空機内の移送要素を安定させる方法を提供する。移送要素クランプシステムの下方部分が、航空機内の２つの支持構造の間の間隙に配置される。いくつかの移送要素が下方部分の第１の数の切欠内に配置される。移送要素クランプシステムの上方部分外板がいくつかの移送要素の上に配置されて、いくつかの移送要素は上方部分の第２の数の切欠内に静止しているようにする。上方部分はいくつかの移送要素に沿って下方部分の方へ摺動して、第１の数の切欠および第２の数の切欠がいくつかの移送要素のそれぞれの周面を取り囲むようにする。上方部分は下方部分に固着されて、移送要素クランプシステムがいくつかの移送要素を第１の支持構造および第２の支持構造を電気的に絶縁するようにする。

本開示の別の例示的な実施形態は、支持構造、いくつかの移送要素、および移送要素クランプシステムを備える航空機を提供する。いくつかの移送要素は、支持構造相互間の間隙を支持構造と平行に延在する。移送要素クランプシステムは、第１の数の切欠を有する下方部分、第２の数の切欠を有する上方部分、およびチャネルシステムを備える。下方部分は、支持構造相互間の間隙を埋めるように構成される。上方部分は下方部分と連動するように構成される。チャネルシステムは、第１の数の切欠および第２の数の切欠によって形成される。チャネルシステムは、いくつかの移送要素を受容するように構成される。移送要素クランプシステムは、いくつかの移送要素を支持構造から電気的に絶縁する。

上記の形態および機能は、本開示の種々の実施形態で独立に実現することができる、あるいは、さらなる詳細が下記の説明および図面を参照して理解することができる他の実施形態では組み合わされてもよい。

例示的な実施形態の特徴と考えられる新規な形態は、添付の特許請求の範囲に記載されている。しかしながら、例示的な諸実施形態、ならびにこれらの実施形態の好ましい使用モード、他の目的および形態は、本開示の例示的な実施形態の下記の詳細な説明を参照して添付図面と共に読んだときに最も良く理解されよう。

例示的な一実施形態による航空機の翼の斜視図である。 例示的な一実施形態による航空機のブロック図である。 例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの斜視図である。 例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの分解図である。 例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムのセクションの説明図である。 例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの正面図である。 例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの説明図である。 例示的な一実施形態によるインサートの一部の説明図である。 例示的な一実施形態によるインサートの一部の別の説明図である。 例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの各構成要素を示す航空機のセクションの説明図である。 例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの各構成要素を示す航空機のセクションの別の説明図である。 例示的な一実施形態による航空機内の移送要素を安定させるプロセスの流れ図である。 例示的な一実施形態による航空機の製造および保守点検方法のブロック図である。 例示的な一実施形態が実装され得る航空機のブロック図である。

例示的な諸実施形態は、１以上の異なる考慮事項を認識し考慮する。例えば、例示的な諸実施形態は、航空機内の移送要素を電気的に絶縁しかつ支持する製造プロセスが所望されるよりも費用がかかり、かつ時間がかかることが多いことを認識し考慮する。現在の解決法は、縦通材ブラケットに装着される金属肋間部を使用して、２つの支持構造の間の間隙を埋めている。肋間部は金属締結具で固着され、金属締結具はそれぞれ、アーク発生および火花発生を防止するためにキャップ封止されなければならない。移送要素の周囲構造内に移送要素を支持しかつ拘束するために追加の取付具が使用される。

多片の複雑な取付具を手動で位置合せし連結するには、かなりの組立時間を要する。さらに、組立品の各部品は、特定の電磁効果要件に準拠していなければならない。キャップ封止プロセスは、各締結具がスタックアップの上部上および下部上にキャップシールを受容しなければならないので、製造時間が延びる。結果として、これらの部品を設計し、製造し、そして実装するために所望されるよりも多くの時間を要することがある。

開示された実施形態は、キャップ封止プロセスを必要としない、電磁的絶縁と構造支持を組み合わせた移送要素クランプシステムに関する。実施形態は、移送システムを安定させかつ電磁効果から保護するための多種多様な航空機用途に使用することができる。

次に図を参照すると、特に図１を参照すると、例示的な一実施形態による航空機の翼の斜視図が示されている。航空機１０１の翼１００はリブ１０２および縦通材１０４を有する。移送システム１０６が翼１００を貫通する。移送システム１０６は移送要素１０８を有する。移送要素１０８は、この例示的な例では翼１００を通って流体を運ぶ。他の例示的な例では、移送要素１０８は電気または他の媒体を運ぶことができる。

移送要素１０８は縦通材１０４相互間を通過する。この例示的な例では、移送要素１０８は縦通材１０４と平行に延在する。縦通材１０４に沿った種々の箇所で、移送要素１０８は、移送要素クランプシステム（この図には示されていない）を使用して縦通材１０４に固着することができる。各移送要素クランプシステムは、移送要素１０８と縦通材１０４との間に電気的絶縁を与える。移送要素クランプシステムは、移送要素１０８を定位置に保持するために構造支持も与える。

翼１００のセクション１１０は移送システム１０６の一部を示している。セクション１１０の各構成要素は図１０により詳細に示されている。

次に図２を参照すると、例示的な一実施形態による航空機のブロック図が示されている。航空機２００は、支持構造２０２、いくつかの移送要素２０４、および移送要素クランプシステム２０６を備える。

本明細書では、項目に関連して用いられる場合の「いくつかの(a number of)」は１以上の項目を意味する。したがって、いくつかの移送要素は１以上の移送要素を含む。

図示のように、支持構造２０２は、航空機構造２０８に構造支持を与えることができる。航空機構造２０８は、いくつかの移送要素２０４が挿通する任意のタイプの航空宇宙構造とすることができる。

航空機構造２０８は、この例示的な例では翼２１０の形をとることができる。他の例示的な例では、航空機構造２０８は、エンジンナセル、マフラ、パネル、コンパートメント、ハウジング、タンク、客室、廃棄物システム、胴体の一部、または移送要素クランプシステム２０６が使用され得る他の任意のタイプの航空宇宙構造とすることができる。

支持構造２０２は、第１の支持構造２１２および第２の支持構造２１４を含む。支持構造２０２は、この例示的な例では縦通材２１６の形をとる。他の例では、支持構造２０２は、リブ、桁、または他のタイプの支持構造の形をとることができる。

いくつかの移送要素２０４はそれぞれ、媒体を航空機２００内の１つの場所から別の場所へ移動させるように構成される。この媒体は、例えば、制限なく、流体、燃料、油圧流体、電気、またはその他の媒体の形をとることができる。

流体がいくつかの移送要素２０４を流れる場合、移送要素２０４はそれぞれ管２１８の形をとる。管２１８は、移送される媒体に応じて異なるサイズを有することができる。管２１８は周面２１９を有する。管２１８の形状、サイズ、直径、肉厚、および材料は、管２１８を流れる流体の種類に応じて、航空機の規則または製造仕様に適合するように選択することができる。

この例示的な例では、いくつかの移送要素２０４は、支持構造２０２相互間の間隙２２０内を支持構造２０２と平行に延在する。移送要素クランプシステム２０６は、支持構造２０２相互間のいくつかの移送要素２０４を安定させるために使用される。そのうえ、移送要素クランプシステム２０６は、いくつかの移送要素２０４を支持構造２０２から電気的に絶縁する。

電気的絶縁は、電磁効果による火花発生を防止するために望ましい。電磁効果は、航空機２００の運航中に落雷などの電磁事象または他の電磁事象からもたらされることがある。

図示のように、移送要素クランプシステム２０６は、下方部分２２２、いくつかのインサート２２３、上方部分２２４、ロック機構２２５、およびチャネルシステム２２６を備える。下方部分２２２は、支持構造２０２相互間の間隙２２０を埋めるように構成される。上方部分２２４は、下方部分２２２と連動するように構成される。

上方部分２２４および下方部分２２２は、この例示的な例では互換性がある。言い換えると、上方部分２２４および下方部分２２２は同じ部品である。上方部分２２４および下方部分２２２のすべての形態および機能が実質的に均一である。

この例示的な例では、下方部分２２２は第１の数の切欠２２８を有する。上方部分２２４は第２の数の切欠２３０を有する。第１の数の切欠２２８は、下方部分２２２に形成される孔または凹部である。第２の数の切欠２３０は、上方部分２２４に形成される孔または凹部である。第１の数の切欠２２８および第２の数の切欠２３０は、所望の深さおよび形状で形成される。第１の切欠２２９は、第１の数の切欠２２８のうちの１つである。切欠２３２は、第２の数の切欠２３０のうちの１つである。

下方部分２２２および上方部分２２４が互いに連結されると、第１の数の切欠２２８の一つ一つが第２の数の切欠２３０のうちの１つに対応する。例えば、第１の切欠２２９は、この例示的な例では切欠２３２に対応する。

チャネルシステム２２６は、第１の数の切欠２２８および第２の数の切欠２３０によって形成される。チャネルシステム２２６は、上方部分２２４および下方部分２２２が互いに連結されるときにいくつかの移送要素２０４を受容するように構成される。チャネルシステム２２６はいくつかのチャネル２３３を有する。いくつかのチャネル２３３のうちのチャネル２３５は、２つの片が互いに連結されるときに下方部分２２２の第１の切欠２２９および上方部分２２４の第２の切欠２３２によって形成される。

この例示的な例では、いくつかのインサート２２３がチャネルシステム２２６に配置される。いくつかのインサート２２３のうちのインサート２３４は、いくつかのチャネル２３３のうちの１つの中に配置される。場合によっては、複数のチャネルが形成される場合、いくつかのインサート２２３のうちのインサート２３４は、いくつかのチャネル２３３の各チャネル内に配置される。他の例では、いくつかのチャネル２３３の一部はインサートを有していなくてもよい。この例示的な例では、いくつかのインサート２２３はいくつかの移送要素２０４を安定させるように構成される。

図示のように、いくつかのインサート２２３の各インサートは２つの部品を有する。一例として、いくつかのインサート２２３のうちのインサート２３４は、第１の半体２３６および第２の半体２３８を有する。第１の半体２３６および第２の半体２３８は、この例示的な例では互換性がある。他の例示的な例では、インサート２３４の第１の半体２３６および第２の半体２３８は、互いに異なる形態を有していてもよい。

第１の半体２３６は、下方部分２２２の第１の切欠２２９内に配置される。第２の半体２３８は、上方部分２２４の第２の切欠２３２内に配置される。第１の半体２３６および第２の半体２３８は、移送要素を安定させるためにいくつかの移送要素２０４のうちのある移送要素の周面２１９を取り囲むのに対応する。

第１のロックピン２４０は、航空機２００の運航中にインサート２３４の第１の半体２３６を定位置に保持するように構成される。第２のロックピン２４２は、航空機２００の運航中にインサート２３４の第２の半体２３８を定位置に保持するように構成される。

この例示的な例では、インサート２３４の第１の半体２３６は第１のロックピン２４０によって下方部分２２２に固着される。例えば、制限なく、孔が下方部分２２２に切り開かれてもよく、第１のロックピン２４０は、インサート２３４の第１の半体２３６が航空機２００の使用中に所望の位置にとどまるように孔と締まり嵌めであってもよい。

同様に、インサート２３４の第２の半体２３８は第２のロックピン２４２によって上方部分２２４に固着される。他の例示的な例では、第１の半体２３６、第２の半体２３８、または両方の半体が、特定の実施態様に応じて他の方法で固着されてもよい。例えば、クリップ、接着剤、または他の機構が使用されてもよい。他の例示的な例では、インサート２３４の第１の半体２３６は下方部分２２２の一部として形成されてもよく、インサート２３４の第２の半体２３８は上方部分２２４の一部として形成されてもよい。

図示のように、第１組の溝２４４は第１の切欠２２９に形成される。第２組の溝２４６は第２の切欠２３２に形成される。第１組の溝２４４および第２組の溝２４６はそれぞれ、第１の切欠２２９および第２の切欠２３２に切り込まれた窪みである。第１組の溝２４４は、設置を導くとともにインサート２３４の第１の半体２３６の中に対応するフランジを受容するように構成される。第２組の溝２４６は、設置を導くとともにインサート２３４の第２の半体２３８の中に対応するフランジを受容するように構成される。このようにして、インサート２３４は、第１組の溝２４４または第２組の溝２４６の少なくとも一方に係合するように構成されたフランジ２４８を有する。

本明細書では、項目リストと共に用いられるときの「～のうちの少なくとも１つ(at least one of)」という語句は、列挙された項目のうちの１以上の様々な組合せが使用され得ること、および、リスト内の各項目のうちの１つだけが必要とされ得ること、を意味する。言い換えると、「～のうちの少なくとも１つ」は、リストから項目の任意組合せおよび任意の数の項目が使用され得るが、リスト内の項目のすべてが必要ではないことを意味する。項目は、特定の物体、物事、またはカテゴリとすることができる。

例えば、「項目Ａ、項目Ｂ、または項目Ｃのうちの少なくとも１つ」は、制限なく、項目Ａ、項目Ａおよび項目Ｂ、または項目Ｂを含むことができる。この例は、項目Ａ、項目Ｂ、および項目Ｃ、または項目Ｂおよび項目Ｃも含むことができる。もちろん、これらの項目の任意の組合せが存在し得る。他の例では、「～のうちの少なくとも１つ」は、例えば、制限なく、２個の項目Ａ、１個の項目Ｂおよび１０個の項目Ｃ、４個の項目Ｂおよび７個の項目Ｃ、あるいは他の適切な組合せとすることができる。

この例示的な例では、下方部分２２２、上方部分２２４、およびインサート２３４は誘電体材料２５０で構成される。誘電体材料２５０は、熱可塑性材料、熱硬化性材料、アセタールホモポリマー、ナイロン、ポリテトラフルオロエチレン、ポリアミドイミド、黒鉛、炭素繊維強化プラスチック、メラミン、フェノール樹脂および他の樹脂（強化繊維の有無にかかわらず）、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ゴム、または他の適当な電気絶縁材料のうちの少なくとも１つから選択された材料で構成することができる。場合によっては、下方部分２２２、上方部分２２４、およびインサート２３４は同じ材料で構成することができる。他の例では、これらの部品のうちの１以上は、他の部品とは異なるタイプの材料で構成することができる。

ロック機構２２５は、下方部分２２２および上方部分２２４が航空機２００の運航中に移送要素クランプシステム２０６にかかる荷重２５２を分担するように下方部分２２２を上方部分２２４に固着するように構成された１以上の構造である。ロック機構２２５を使用することで、場合によっては、下方部分２２２および上方部分２２４は荷重２５２を均等に分担することができる。ロック機構２２５は、２つの片を互いに連結するように機能する下方部分２２２および上方部分２２４の両方の上にいくつかの構造を備えることができる。

この例示的な例では、ロック機構２２５は、第１のクリップ２５４、第２のクリップ２５６、第１の片持梁２５８、および第２の片持梁２６０を備える。第１のクリップ２５４は下方部分２２２の第１の側面２６２上に配置される。第１の片持梁２５８は下方部分２２２の第２の側面２６４上に配置される。第２のクリップ２５６は上方部分２２４の第１の側面２６６上に配置され、第２の片持梁２６０は上方部分２２４の第２の側面２６８上に配置される。

図示のように、第２のクリップ２５６は、第１の片持梁２５８と係合するように構成される。第２の片持梁２６０は、第１のクリップ２５４と係合するように構成される。この組合せは、移送要素クランプシステム２０６の下方部分２２２および上方部分２２４を互いに連動させる。

移送要素クランプシステム２０６が航空機２００内に設置されるとき、移送要素クランプシステム２０６の第１の端部２７０は第１の支持構造２１２上の第１のブラケット２７２に固締される。同様に、移送要素クランプシステム２０６の第２の端部２７４は第２の支持構造２１４上の第２のブラケット２７６に固締される。

例示的な一実施形態では、移送要素クランプシステム２０６の製造および設置は、現在使用されているシステムほど時間をかけずに済ますことができる。移送要素クランプシステム２０６は、１つの機構内のいくつかの移送要素２０４に電磁的絶縁および支持を与えるクランプとブラケットとの両方である。移送要素クランプシステム２０６内のすべての部品が誘電体材料２５０で構成されるので、移送要素クランプシステム２０６を支持構造２０２に固着するために使用されるどの締結具もキャップ封止される必要がない。結果として、移送要素クランプシステム２０６を使用すると、製造時間が節約され、コストが節減され、製造を容易にするために互換性のある片を有する組立品が提供される。

図３を参照すると、例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの斜視図が示されている。図３は、図２にブロック形式で示されている移送要素クランプシステム２０６の一実施態様の例を示す。

図示のように、移送要素クランプシステム３００は、上方部分３０２、下方部分３０４、インサート３０６、インサート３０８、およびロック機構３１０を有する。図３は、ロック位置にある移送要素クランプシステム３００を示す。言い換えると、上方部分３０２および下方部分３０４は互いにしっかりと相互作用している。ロック機構３１０は上方部分３０２を下方部分３０４に固着する。ロック機構３１０の反対側には別のロック機構（この図には示されていない）が配置されている。

この図にはチャネル３１２およびチャネル３１４も示されている。インサート３０６は、チャネル３１２が形成されるような形状にされる。インサート３０８は、チャネル３１４が形成されるような形状にされる。移送要素（この図には示されていない）がチャネル３１２、チャネル３１４、または両チャネルを通過する。チャネル３１２およびチャネル３１４は円い形をして示されているが、インサート３０６およびインサート３０８がそれぞれどのように形成されるかに応じて他の形状も可能である。

移送要素クランプシステム３００は２つの縦通材の間の間隙を埋める。この例示的な例では、移送要素クランプシステム３００は第１の端部３１６および第２の端部３１８を有する。航空機内に設置されるとき、第１の端部３１６は、孔３２０を使用して第１の縦通材上のブラケットに固締される。第２の端部３１８は、孔３２２を使用して第２の縦通材上のブラケットに固締される。孔３２０および孔３２２はそれぞれ、この例示的な例では２つの孔を有しているが、他の数の孔も可能である。

セクション３２４は、移送要素クランプシステム３００の一部を示す。セクション３２４内の各構成要素が図５により詳細に示されている。

次に図４を参照すると、例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの分解図が示されている。この図に示されているように、インサート３０６は第１の半体４００および第２の半体４０２を有する。インサート３０８は第１の半体４０４および第２の半体４０６を有する。

この例示的な例では、上方部分３０２は切欠４１０および切欠４１２を有する。下方部分３０４は切欠４１４および切欠４１６を有する。各切欠は、この例示的な例ではインサートの半体を受容する。例えば、切欠４１０はインサート３０６の第１の半体４００を受容し、切欠４１４はインサート３０６の第２の半体４０２を受容する。切欠４１２はインサート３０８の第１の半体４０４を受容し、切欠４１６はインサート３０８の第２の半体４０６を受容する。

インサート３０６の第１の半体４００を上方部分３０２に固着するために、ロックピン４１８が上方部分３０２の孔４２０と締まり嵌めである。インサート３０８の第１の半体４０４を上方部分３０２に固着するために、ロックピン４２２が上方部分３０２の孔４２４と締まり嵌めである。同様に、インサート３０６の第２の半体４０２およびインサート３０８の第２の半体４０６は下方部分３０４に固着することができる。

図示のように、切欠４１４は溝４２６を有する。切欠４１６は溝４２８を有する。インサート３０６の第２の半体４０２のフランジ４３０は、インサート３０６の第２の半体４０２が下方部分３０４内に設置されるときに溝４２６と係合する。インサート３０８の第２の半体４０６のフランジ４３２は、インサート３０８の第２の半体４０６が下方部分３０４内に設置されるときに溝４２８と係合する。

この例示的な例では、インサート３０６の第１の半体４００はフランジ４３４を有し、インサート３０８の第１の半体４０４はフランジ４３６を有する。上述したのと同様に、フランジ４３４は切欠４１０の溝（この図には示されていない）と係合し、フランジ４３６は切欠４１２の溝（この図には示されていない）と係合する。

移送要素クランプシステム３００は両側面上にロック機構を有する。この例示的な例では、ロック機構３１０は片持梁４３８およびクリップ４４０を有する。片持梁４３８は、上方部分３０２を下方部分３０４に連結するためにクリップ４４０にパチンと嵌め込まれる。

この図には、下方部分３０４にいくつかの排水孔４４２が見られる。排水孔４４２は、ブラケットの各部分に沿って形成され得る。排水孔４４２は、移送要素クランプシステム３００内の各部品を凍結させ傷つける恐れがある水の捕捉を妨げるように構成される。加えて、排水孔４４２は、組立品内の捕捉される未使用燃料の量を最小限に抑えるために燃料を排出することができる。対応する排水孔は、燃料が全体として移送要素クランプシステム３００を通って移動することができるように、上方部分３０２（この図には示されていない）に存在する。

次に図５を参照すると、例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムのセクションが示されている。図５は、図３の視線５－５の方向に示されている移送要素クランプシステム３００のセクション３２４のより詳細な図を示す。

ロック機構３１０は、片持梁４３８がクリップ４４０と係合した状態で示されている。移送要素クランプシステム３００の反対側では、ロック機構５００もまた上方部分３０２を下方部分３０４にロックする。ロック機構５００は片持梁５０２およびクリップ５０４を有する。片持梁５０２は、さらに上方部分３０２を下方部分３０４に固着するためにクリップ５０４にパチンと嵌め込まれる。

いくつかの例示的な例では、互いに連結されたときに上方部分３０２と下方部分３０４との間に小間隙が存在していてもよい。この種の間隙は、製造公差、反り、およびプレロードなしの組立てしやすさを可能にする。

次に図６を参照すると、例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの正面図が示されている。移送要素クランプシステム３００は図３の視線６－６の方向に示されている。

異なるタイプの移送要素のニーズに合うように種々の実施形態のインサートを調製することができる。この図に示されているように、インサート３０６はインサート３０８より薄いので、チャネル３１２の直径はチャネル３１４より大きくなる。このようにして、チャネル３１２は、チャネル３１４よりも大きな移送要素を保持するように構成される。他の例示的な例では、インサート３０６およびインサート３０８はともに、実質的に同じ厚さを有することができる。同様の厚さを有するインサートは、航空機のニーズに応じて、同じまたは異なるタイプの移送要素を保持するように構成することができる。

図７には、例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの説明図が示されている。図７は、図２にブロック形式で示されている移送要素クランプシステム２０６の代替実施態様を示す。移送要素クランプシステム７００は、この例示的な例ではただ１つの移送要素を電気的に絶縁しかつ支持するように構成される。

図示のように、移送要素クランプシステム７００は、上方部分７０２、下方部分７０４、インサート７０６、およびロック機構７０８を有する。チャネル７１０はインサート７０６によって形成される。

図８および図９は、インサートの一部の２つの異なる構成を示す。図８のインサート半体８００はロックピン８０２およびフランジ８０４を備える。図９のインサート半体９００はロックピン９０２、フランジ９０４、および溝９０６を備える。溝９０６は、インサート半体９００の肉厚を最小限に抑え、それによりインサート半体９００が冷えるときの反りおよび変形を最小限に抑えるために、インサート半体９００に形成することができる。溝９０６は、インサート半体９００の重量を減らすこともできる。図９のインサート半体９００の厚さ９０８は、これらの例示的な例では図８のインサート半体８００の厚さ８０６より大きい。

次に図１０を参照すると、例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの各構成要素を示す航空機のセクションの説明図が示されている。図１０は、図１のセクション１１０のより詳細な図を示し、図３および図４の移送要素クランプシステム３００の各構成要素が航空機１０１の翼１００内に設置されている。

図示のように、移送要素１０００および移送要素１００２は、縦通材１００６と縦通材１００８との間の間隙１００４を貫通する。下方部分３０４は、縦通材１００６上のブラケット１０１０および縦通材１００８上のブラケット（この図には示されていない）上に配置されている。

インサートは、移送要素クランプシステム３００の上方部分３０２および下方部分３０４の中に既に設置されている。移送要素１０００は、インサート３０８の第２の半体４０６の中に配置されている。移送要素１００２は、インサート３０６の第２の半体４０２の中に配置されている。

移送要素クランプシステム３００の上方部分３０２は移送要素１０００および移送要素１００２に載っている。上方部分３０２は、上方部分３０２および下方部分３０４を互いに連結するために矢印１０１２の方向に摺動される。

次に図１１を参照すると、例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムの各構成要素を示す航空機のセクションの説明図が示されている。この例では、上方部分３０２は、定位置にパチンと嵌め込むために矢印１０１２の方向に摺動されている。次に、移送要素クランプシステム３００を全体として縦通材１００６および縦通材１００８に固着するために締結具を使用することができる。これらの締結具は別個の電磁的絶縁を必要としない。

図１の翼１００は、図２の移送要素クランプシステム２０６を組み込んだプラットホームのただ１つの物理的実施態様である。例示的な一実施形態の例が航空機に関連して説明されるが、例示的な一実施形態は他のタイプのプラットホームに適用することができる。図２の移送要素クランプシステム２０６は、管類または配線が存在する任意のプラットホームに使用することができる。プラットホームは、例えば、移動プラットホーム、固定プラットホーム、陸ベース構造、水ベース構造、または宇宙プラットホームとすることができる。より具体的には、プラットホームは、水上艦、タンク、人員運搬車、列車、宇宙船、宇宙ステーション、人工衛星、潜水艦、自動車、発電所、橋、ダム、家屋、製造用設備、建築物、および他の適当なプラットホームとすることができる。

図１および図３～図１１に示されている様々な構成要素は、図２の構成要素と組み合わされてもよく、図２の構成要素と併用されてもよく、またはこれら２つを組み合わせたものでもよい。さらに、図１および図３～図９の構成要素のうちのいくつかは、図２にブロック形式で示されている構成要素がどのようにして物理的構造として実装され得るかの例示的な例とすることができる。

移送要素クランプシステム３００の他の構成は、図３～図９に示されている構造以外で実装されてもよい。例えば、移送要素クランプシステムは、移送要素用の１つ、２つ、３つ、または４つ以上のインサート箇所を有することができる。このようなインサート箇所は、ブラケットに沿って所望の態様で離間されてもよい。

次に図１２を参照すると、例示的な一実施形態による航空機内の移送要素を安定させるプロセスの流れ図が示されている。図１２に示されている方法は、図２に示されている移送要素クランプシステム２０６を設置するために使用することができる。

プロセスは、航空機内の２つの支持構造の間の間隙に移送要素クランプシステムの下方部分を配置することから始まる（作業１２００）。次に、移送要素クランプシステムの下方部分の第１の数の切欠内にいくつかの移送要素が配置される（作業１２０２）。

次いで、プロセスは、いくつかの移送要素の上に移送要素クランプシステムの上方部分を配置して、いくつかの移送要素が上方部分の第２の数の切欠内に静止しているようにする（作業１２０４）。上方部分をいくつかの移送要素に沿って下方部分の方へ摺動させて、第１の数の切欠および第２の数の切欠がいくつかの移送要素のそれぞれの周面を取り囲むようにする（作業１２０６）。

２つの片が相互作用すると、上方部分は下方部分に固着される（作業１２０８）。次いで、移送要素クランプシステムは２つの支持構造に固着され（作業１２１０）、その後、プロセスは終了する。このプロセスは、航空機内に各移送要素クランプシステムを設置するために繰り返すことができる。

例示的な一実施形態による移送要素クランプシステムは、本明細書に記述されている方法とは異なる方法で設置されてもよい。例えば、移送要素クランプシステムは、航空機の製造中に、または航空機内の既存の支持組立品を交換するために、既に存在する移送要素の周囲に設置されてもよい。

異なる図示の例示的な実施形態での流れ図およびブロック図は、例示的な一実施形態での装置および方法のいくつかの可能な実施態様の構造、機能性、および作業を示す。この点に関して、流れ図またはブロック図の各ブロックは、モジュール、セグメント、機能、および／または作業もしくはステップの一部を表すことができる。

本開示の例示的な諸実施形態は、図１３に示されている航空機の製造および保守点検方法１３００ならびに図１４に示されている航空機１４００の状況で説明することができる。最初に図１３を参照すると、例示的な一実施形態による航空機の製造および保守点検方法のブロック図が示されている。生産開始までの間、航空機の製造および保守点検方法１３００は、図１４の航空機１４００の仕様および設計１３０２ならびに材料調達１３０４を含むことができる。

生産中、図１４の航空機１４００の構成要素および部分組立品の製造１３０６ならびにシステム統合１３０８が行われる。その後、図１４の航空機１４００は、就航中１３１２に置かれるために認証および搬送１３１０を経ることがある。顧客による就航中１３１２に、図１４の航空機１４００は日常整備および保守点検１３１４が計画され、日常整備および保守点検１３１４は、変更、再構成、改修、および他の整備もしくは保守点検を含むことができる。

図２の移送要素クランプシステム２０６および移送要素クランプシステム２０６の構成要素は、構成要素および部分組立品の製造１３０６中に製作することができる。加えて、移送要素クランプシステム２０６は、図１４の航空機１４００の変更、再構成、または改修の一部として日常整備および保守点検１３１４のために製作される部品に使用することができる。

航空機の製造および保守点検方法１３００のプロセスはそれぞれ、システム統合者、第三者、オペレータ、またはそれらの何らかの組合せによって実行または実施することができる。これらの例では、オペレータは顧客とすることができる。この説明のために、システム統合者は、制限なく、任意の数の航空機製造業者および主要システム下請業者を含むことができ、第三者は、制限なく、任意の数の売主、下請業者、および供給業者を含むことができ、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、保守点検組織など、とすることができる。

次に図１４を参照すると、例示的な一実施形態が実装され得る航空機のブロック図が示されている。この例では、航空機１４００は、図１３の航空機の製造および保守点検方法１３００によって生産され、複数のシステム１４０４および内部１４０６を有する機体１４０２を含むことができる。システム１４０４の例としては、推進システム１４０８、電気システム１４１０、油圧システム１４１２、および環境システム１４１４のうちの１以上を含む。任意の数の他のシステムが含まれていてもよい。航空宇宙の一例が示されているが、異なる例示的な実施形態が自動車産業などの他の産業に適用されてもよい。

本明細書で具現化される装置および方法は、図１３の航空機の製造および保守点検方法１３００の諸段階のうちの少なくとも１つの段階中に使用することができる。

例示的な一例では、図１３の構成要素および部分組立品の製造１３０６で生産される構成要素または部分組立品は、航空機１４００が図１３の就航中１３１２である間に生産される構成要素または部分組立品と同様に製作または製造することができる。別の例としては、１以上の装置実施形態、方法実施形態、またはそれらを組み合わせたものが、図１３の構成要素および部分組立品の製造１３０６やシステム統合１３０８などの生産段階中に利用されてもよい。１以上の装置実施形態、方法実施形態、またはそれらを組み合わせたものが、航空機１４００が就航中１３１２である間に、図１３の整備および保守点検１３１４中に、あるいはこれらの両方で利用されてもよい。いくつかの異なる例示的な実施形態を使用すると、航空機１４００の組立を実質的に促進することができ、航空機１４００のコストを節減することができ、あるいは航空機１４００の組立を促進しかつ航空機１４００のコストを節減することができる。

例示的な諸実施形態は航空機の製造および設置時間を短縮する。移送要素クランプシステムは、移送要素に電磁的絶縁および支持を与える。移送要素クランプシステム内のすべての構成要素が誘電体材料で製作されるので、アークおよび火花の発生するリスクがない。結果として、キャップ封止締結具の必要が減少するまたはなくなり、時間およびコストを節約する。

移送要素クランプシステムの下方部分および上方部分は互換性があるので、構成要素は大量生産し迅速に設置することができる。ロック機構により、両部分は航空機の運航中に移送要素クランプシステムにかかる荷重を分担して、故障のリスクを低下させることができる。

移送要素クランプシステムのこの設計は、異なるインサートを使用することにより異なるタイプの移送要素を支持しかつ電気的に絶縁するために使用することができる。例えば、大型の管を支持するために薄いインサートが使用されてもよい。このようにして、例示的な諸実施形態は、航空機用途向けの完全にカスタマイズ可能なクランプシステムを提供する。

例示的な諸実施形態により、管類を絶縁し固着するために以前使用された構成要素のうちのいくつかが不要になる。さらに、例示的な諸実施形態により、構成要素のそれぞれが別個の電磁効果保護を有する必要がなくなる。電磁的絶縁は、図２の移送要素クランプシステム２０６だけから実現される。

例示的な一実施形態のいくつかの代替実施態様では、ブロック内に記されている１以上の機能は、図に記されている順序を外れて行われてもよい。例えば、場合によっては、連続して示されている２つのブロックは実質的に同時に実行されてもよく、あるいは、２つのブロックは、関係する機能性に応じて逆の順序で実行されてもよいことがある。また、図示のブロックに加えて、他のブロックが流れ図またはブロック図に追加されてもよい。

異なる例示的実施形態に関する記述は、例示および説明のために提示されており、網羅的とする、あるいは開示される形の実施形態に限定するためのものではない。多くの修正形態および変形形態が当業者には明らかであろう。さらに、異なる例示的実施形態が、他の望ましい実施形態と比べて異なる形態をもたらすことができる。選定される１以上の実施形態は、実施形態の原理および実際的な用途を最も良く説明するとともに、当業者が検討される特定の使用に適した様々な変更を伴う様々な実施形態の開示を理解できるようにするために、選択され説明される。

１００ 翼、１０１ 航空機、１０２ リブ、１０４ 縦通材、１０６ 移送システム、１０８ 移送要素、１１０ セクション、２００ 航空機、２０２ 支持構造、２０４ 移送要素、２０６ 移送要素クランプシステム、２０８ 航空機構造、２１０ 翼、２１２ 第１の支持構造、２１４ 第２の支持構造、２１６ 縦通材、２１８ 管、２１９ 周面、２２０ 間隙、２２２ 下方部分、２２３ インサート、２２４ 上方部分、２２５ ロック機構、２２６ チャネルシステム、２２８ 第１の数の切欠、２２９ 第１の切欠、２３０ 第２の数の切欠、２３２ 第２の切欠、２３３ いくつかのチャネル、２３４ インサート、２３５ チャネル、２３６ 第１の半体、２３８ 第２の半体、２４０ 第１のロックピン、２４２ 第２のロックピン、２４４ 第１組の溝、２４６ 第２組の溝、２４８ フランジ、２５０ 誘電体材料、２５２ 荷重、２５４ 第１のクリップ、２５６ 第２のクリップ、２５８ 第１の片持梁、２６０ 第２の片持梁、２６２ 第１の側面、２６４ 第２の側面、２６６ 第１の側面、２６８ 第２の側面、２７０ 第１の端部、２７２ 第１のブラケット、２７４ 第２の端部、２７６ 第２のブラケット、３００ 移送要素クランプシステム、３０２ 上方部分、３０４ 下方部分、３０６ インサート、３０８ インサート、３１０ ロック機構、３１２ チャネル、３１４ チャネル、３１６ 第１の端部、３１８ 第２の端部、３２０ 孔、３２２ 孔、３２４ セクション、４００ 第１の半体、４０２ 第２の半体、４０４ 第１の半体、４０６ 第２の半体、４１０ 切欠、４１２ 切欠、４１４ 切欠、４１６ 切欠、４１８ ロックピン、４２０ 孔、４２２ ロックピン、４２４ 孔、４２６ 溝、４２８ 溝、４３０ フランジ、４３２ フランジ、４３４ フランジ、４３６ フランジ、４３８ 片持梁、４４０ クリップ、４４２ 排水孔、５００ 機構、５０２ 片持梁、５０４ クリップ、７００ 移送要素クランプシステム、７０２ 上方部分、７０４ 下方部分、７０６ インサート、７０８ ロック機構、８００ インサート半体、８０２ ロックピン、８０４ フランジ、８０６ 厚さ、９００ インサート半体、９０２ ロックピン、９０４ フランジ、９０６ 溝、９０８ 厚さ、１０００ 移送要素、１００２ 移送要素、１００４ 間隙、１００６，１００８ 縦通材、１０１０ ブラケット、１０１２ 矢印、１２００ 作業、１２０２ 作業、１２０４ 作業、１２０６ 作業、１２０８ 作業、１２１０ 作業、１３００ 航空機の製造および保守点検方法、１３０２ 仕様および設計、１３０４ 材料調達、１３０６ 構成要素および部分組立品の製造、１３０８ システム統合、１３１０ 認証および搬送、１３１２ 就航中、１３１４ 日常整備および保守点検、１４００ 航空機、１４０２ 機体、１４０４ システム、１４０６ 内部、１４０８ 推進システム、１４１０ 電気システム、１４１２ 油圧システム、１４１４ 環境システム

Claims (14)

1. 流体または電気を移送する移送要素のための移送要素クランプシステムであって、
   第１の数の切欠を有し、航空機内の２つの支持構造の間の間隙を埋める下方部分と、
   第２の数の切欠を有し、前記下方部分と連動する上方部分と、
   前記第１の数の切欠および前記第２の数の切欠によって形成されるチャネルシステムと、
   前記下方部分および前記上方部分が前記航空機の運航中に前記移送要素クランプシステムにかかる荷重を分担するように前記下方部分を前記上方部分に固着するロック機構と、
   を備え、
   前記チャネルシステムが、前記上方部分および前記下方部分が互いに連結されるときにいくつかの前記移送要素を受容し、
   前記移送要素クランプシステムが、前記いくつかの移送要素を前記２つの支持構造から電気的に絶縁し、
   前記上方部分および前記下方部分は互換性があり、
   前記ロック機構が、
   前記下方部分の第１の側面上の第１のクリップと、
   前記下方部分の第２の側面上の第１の片持梁と、
   前記下方部分の前記第２の側面上の前記第１の片持梁と係合する、前記上方部分の第１の側面上の第２のクリップと、
   前記下方部分の前記第１の側面上の前記第１のクリップと係合する、前記上方部分の第２の側面上の第２の片持梁と、
   を備える、移送要素クランプシステム。
2. 前記チャネルシステム内に配置され、前記いくつかの移送要素を安定させるいくつかのインサート
   をさらに備える、請求項１に記載の移送要素クランプシステム。
3. 前記いくつかのインサートのうちの１つのインサートが、
   前記下方部分の第１の切欠内に配置される第１の半体と、
   前記上方部分の第２の切欠内に配置される第２の半体と、を備え、
   前記第１の半体および前記第２の半体が、前記移送要素の周面を取り囲むのに対応する、請求項２に記載の移送要素クランプシステム。
4. 前記インサートの前記第１の半体が、第１のロックピンによって前記下方部分に固着され、
   前記インサートの前記第２の半体が、第２のロックピンによって前記上方部分に固着される、請求項３に記載の移送要素クランプシステム。
5. 前記第１の切欠に形成された第１組の溝と、
   前記第２の切欠に形成された第２組の溝と、
   をさらに備える、請求項３または４に記載の移送要素クランプシステム。
6. 前記インサートが、前記第１組の溝または前記第２組の溝の少なくとも一方と係合するフランジを有する、請求項５に記載の移送要素クランプシステム。
7. 前記下方部分、前記上方部分およびインサートが、誘電体材料で構成される、請求項１から６のいずれか一項に記載の移送要素クランプシステム。
8. 航空機内の流体または電気を移送する移送要素を安定させる方法であって、前記方法は、
   前記航空機内の２つの支持構造の間の間隙に移送要素クランプシステムの下方部分を配置するステップと、
   前記下方部分の第１の数の切欠内にいくつかの前記移送要素を配置するステップと、
   前記いくつかの移送要素の上に前記移送要素クランプシステムの上方部分を配置して、前記いくつかの移送要素が前記上方部分の第２の数の切欠内に静止しているようにするステップと、
   前記上方部分を前記いくつかの移送要素に沿って前記下方部分の方へ摺動させて、前記第１の数の切欠および前記第２の数の切欠が前記いくつかの移送要素のそれぞれの周面を取り囲むようにするステップと、
   前記上方部分を前記下方部分に固着するステップであって、前記移送要素クランプシステムが前記いくつかの移送要素を第１の支持構造および第２の支持構造から電気的に絶縁する、ステップと、
   を含み、
   前記上方部分および前記下方部分は互換性があり、
   前記下方部分が第１の片持梁および第１のクリップを備え、前記上方部分が第２の片持梁および第２のクリップを備え、前記上方部分を前記下方部分に固着する前記ステップが、
   前記下方部分上の前記第１の片持梁を前記上方部分上の前記第２のクリップに係合させるステップと、
   前記上方部分上の前記第２の片持梁を前記下方部分上の前記第１のクリップに係合させるステップと、
   を含む方法。
9. 前記移送要素クランプシステムの第１の端部を前記第１の支持構造上の第１のブラケットに固締するステップと、
   前記移送要素クランプシステムの第２の端部を前記第２の支持構造上の第２のブラケットに固締するステップと、
   をさらに含む、請求項８に記載の方法。
10. 前記移送要素クランプシステムの下方部分を配置するステップが、第１のロックピンを使用してインサートの第１の半体を前記下方部分に固着するステップであって、前記インサートの前記第１の半体が前記下方部分の第１の切欠内に配置される、ステップを含み、
    前記いくつかの移送要素の上に前記移送要素クランプシステムの上方部分を配置するステップが、第２のロックピンを使用して前記インサートの第２の半体を前記上方部分に固着するステップであって、前記インサートの前記第２の半体が前記上方部分の第２の切欠内に配置される、ステップを含む、請求項８または９に記載の方法。
11. 支持構造と、
    前記支持構造相互間の間隙を前記支持構造と平行に延在する流体または電気を移送するいくつかの移送要素と、
    移送要素クランプシステムと、
    を備える航空機であって、
    前記移送要素クランプシステムが、
    第１の数の切欠を有し、前記支持構造相互間の前記間隙を埋める、下方部分と、
    第２の数の切欠を有し、前記下方部分と連動する、上方部分と、
    前記第１の数の切欠および前記第２の数の切欠によって形成されるチャネルシステムと、
    を備え、
    前記チャネルシステムが、前記いくつかの移送要素を受容し、
    前記移送要素クランプシステムが、前記いくつかの移送要素を前記支持構造から電気的に絶縁し、
    前記上方部分および前記下方部分は互換性があり、
    前記移送要素クランプシステムが、
    前記下方部分および前記上方部分が前記航空機の運航中に前記移送要素クランプシステムにかかる荷重を分担するように前記下方部分を前記上方部分に固着するロック機構
    をさらに備え、
    前記ロック機構が、
    前記下方部分の第１の側面上の第１のクリップと、
    前記下方部分の第２の側面上の第１の片持梁と、
    前記下方部分の前記第２の側面上の前記第１の片持梁と係合する、前記上方部分の第１の側面上の第２のクリップと、
    前記下方部分の前記第１の側面上の前記第１のクリップと係合する、前記上方部分の第２の側面上の第２の片持梁と、
    を備える、航空機。
12. 前記下方部分、前記上方部分およびインサートが誘電体材料で構成される、請求項１１に記載の航空機。
13. 前記移送要素クランプシステムが、
    インサートをさらに備え、
    前記インサートの第１の半体が、前記下方部分の第１の切欠内に配置され、前記インサートの第２の半体が、前記上方部分の第２の切欠内に配置され、前記インサートの前記第１の半体および前記インサートの前記第２の半体が、前記移送要素の周面を取り囲んで前記移送要素を安定させる、請求項１１または１２に記載の航空機。
14. 前記インサートの前記第１の半体が、第１のロックピンで前記下方部分に固着され、前記インサートの前記第２の半体が、第２のロックピンで前記上方部分に固着される、請求項１３に記載の航空機。

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