JP7496218B2 - 補助動力装置の囲い及びその作製方法 - Google Patents

Description

本開示は、広くは、航空機の機体構成要素に関し、特に、航空機の機体と一体化された補助動力装置の囲いに関する。

航空機の機体は、通常、航空機の胴体、尾部、及び主翼を形成する、機械的な構造物である。最も近代的な航空機の胴体は、モノコック又はセミモノコックタイプの機体アセンブリを使用して構築される。補助動力装置（APU）は、推進以外の機能向けにエネルギーを供給する航空機上のデバイスである。一実施例として、APUは、通常、主たる推進エンジンが動作していないときの様々な電源入力、及び／又は主たるエンジンの動作中に生成されたものに対する補足動力を供給する、ガスタービンエンジンを含む。APUは、通常、一般的にAPUコンパートメントと称される、他のエリアから隔離された胴体の孤立したセクション内に位置付けられている。APUコンパートメントを形成する機体の部分は、APUの通常の動作中に生成される熱、及びAPUコンパートメント内の熱イベントなどの、APUの故障からもたらされる極端な温度に耐えることができなければならない。したがって、熱イベントの熱効果から機体を保護し、熱抑制システム向けの囲いを維持するために、APUの周りに囲いを形成することが望ましい。従来の慣行は、支持ブラケットを使用して、機体の内装に断熱ブランケットを連結することを含む。しかし、断熱ブランケット及び結合される支持ブラケットの使用は、航空機の重量、費用、及び製造時間を増加させる。したがって、APUの囲いの分野で当業者は研究開発を継続しており、そのため、上述の懸念に対処することが意図されたシステム及び方法が有用であろう。

下記は、本開示による主題の実施例の非網羅的なリストであり、それらは、特許請求されることも或いはされないこともある。

一実施例では、開示される航空機の補助動力装置の囲いが、荷重を支え運ぶように構成され且つ補助動力装置コンパートメントを画定する立体骨組みを含む。立体骨組みは、複数のノードで共に連結された複数の骨組み要素を含む。補助動力装置の囲いは、立体骨組みに連結され且つ立体骨組みを取り囲むフェアリングも含む。

一実施例では、開示される航空機の胴体が、機体及び機体に連結された立体骨組みを含む。立体骨組みは、荷重を支え運ぶように構成され、航空機の補助動力装置を収容するための補助動力装置コンパートメントを画定する。立体骨組みは、複数のノード１１０で共に連結された複数の骨組み要素を含む。胴体は、立体骨組みに連結され且つ立体骨組みを取り囲むフェアリングも含む。

一実施例では、開示される航空機を作製する方法が、以下のステップを含む。すなわち、（１）複数の環状骨組み要素と複数の長手骨組み要素を複数のノードで共に連結するステップ、（２）立体骨組みを形成するために、複数の斜め骨組み要素を、複数のノードの近くで、複数の環状骨組み要素と複数の長手骨組み要素のうちの少なくとも一方に連結するステップ、（３）立体骨組みにフェアリングを連結するステップ、及び（４）航空機の胴体を形成するために、機体に立体骨組みを連結するステップである。

本開示の固定物、システム、及び方法の他の実施例は、以下の詳細な説明、添付の図面及び別記の特許請求の範囲により明確となるであろう。

航空機の一実施例の概略的なブロック図である。 図１の航空機の一実施例の概略的な図である。 図１の航空機の胴体の一部分の一実施例の概略的な斜視図である。 図１の胴体の補助動力装置の囲いの一実施例の概略的な斜視図である。 図４の補助動力装置の囲いの立体骨組みの一実施例の概略的な斜視図である。 補助動力装置の囲いの一実施例の概略的な立面図である。 図６の補助動力装置の立体骨組みの一実施例の概略的な立面図である。 立体骨組みの一部分の一実施例の概略的な立面図である。 補助動力装置の一部分の一実施例の概略的な斜視図である。 図１の補助動力装置の囲いの一実施例の概略的な立面図である。 航空機を作製する方法の一実施例のフロー図である。 例示的な航空機の製造及び保守方法のフロー図である。

以下の詳細な説明は、添付の図面に言及している。添付の図面は、本開示によって説明された具体的な実施例を示している。種々の構造及び工程を有する他の実施例も、本開示の範囲から逸脱するわけではない。同様の参照番号は、異なる図面における同じ特徴、要素、又は構成要素を表わし得る。

特許請求され得るが特許請求されないこともあり得る、本開示による主題の例示的且つ非網羅的な実施例が以下で提供される。本明細書で「実施例」に言及することは、当該実施例に関連して説明される１以上の特徴、構造、要素、構成要素、特性、及び／又は動作ステップが、本開示に係る主題の少なくとも１つの実施形態及び／又は実装形態に含まれることを意味する。故に、本開示全体にわたる「一実施例（one example）」、「別の実施例（another example）」という表現、及び類似の文言は、同一の実施例を指していることもあるが、必ずそうだというわけではない。更に、何れか１つの実施例を特徴付ける主題は、それ以外の実施例の何れかを特徴付ける主題を含み得るが、必ずしもそうだというわけではない。更に、何れか１つの実施例を特徴付ける主題は、それ以外の実施例の何れかを特徴付ける主題と組み合わされ得るが、必ずしもそうだというわけではない。

概して図１を参照し、特に図２～図１０を参照すると、航空機２００の補助動力装置（APU）の囲い１００の実施例が開示される。一実施例では、APUの囲い１００が、立体骨組み１０２を含む。立体骨組み１０２は、荷重を支え且つ荷重に反応する（すなわち、荷重を分配し又は伝達するための荷重経路を提供する）ように構成されている。立体骨組み１０２は、補助動力装置（APU）コンパートメント１３０を画定し又は形成する。APUコンパートメント１３０は、航空機２００の補助動力装置（APU）２２２を収容するように構成されている。立体骨組み１０２は、複数のノード１１０で共に連結された複数の骨組み要素１２４を含む。APUの囲い１００は、フェアリング１０４を含む。フェアリング１０４は、立体骨組み１０２に連結され、立体骨組み１０２を取り囲む。

図１～図３を参照すると、航空機２００の胴体１５０の実施例が開示されている。概して、APUの囲い１００は、胴体１５０の構造的構成要素に一体化され且つ／又はそれを形成する。本明細書で使用される際に、「構造的構成要素」は、荷重を支え且つ／又は伝達するように構成され又はそのような能力を有するアセンブリの荷重支持部材又はアクティブな構造要素を指す。一実施例では、胴体１５０が、機体２０２を含む。機体２０２は、荷重を支え運ぶように構成されている（すなわち、胴体１５０の構造的構成要素である）。胴体１５０は、立体骨組み１０２も含む。立体骨組み１０２は、機体２０２に連結されている。立体骨組み１０２は、荷重を支え運ぶように構成されている（すなわち、胴体１５０の構造的構成要素である）。立体骨組み１０２は、航空機２００のAPU２２２を収容するためのAPUコンパートメント１３０を画定し又は形成する。立体骨組み１０２は、複数のノード１１０（図１）で共に連結された複数の骨組み要素１２４を含む。胴体１５０は、フェアリング１０４も含む。フェアリング１０４は、立体骨組み１０２に連結され、立体骨組み１０２を取り囲む。

図２は、航空機２００の一実施例を示している。例示的な実施例では、航空機２００が、固定翼航空機である。航空機２００は、胴体１５０及び一対の主翼２２０を含む。概して、機体２０２は、胴体１５０及び主翼２２０の中央構造物を形成する。航空機２００は、推進システム２０８、電気システム２１０、液圧システム２１２、環境システム２１４、及び／又は通信システム２１６などの、複数の高レベルシステム２０４も含むが、それらに限定されるものではない。任意の数の他のシステムも、また含まれてよい。一実施例では、APU２２２が、高レベルシステム２０４のうちの１以上の構成要素であり、又はそれらに動力を供給する。

胴体１５０は、航空機２００の主たる本体を形成し、内装２０６であって、乗務員、１以上の乗客、貨物、及び高レベルシステム２０４を保持するように構成された内装２０６を画定する。例示的な実施例では、胴体１５０が、細長い、概して円筒状の中央構造物である。胴体１５０は、前方端の機首部分及び後方端の尾部を含む。一実施例では、APUの囲い１００が、胴体１５０の尾部の近くに位置付けられ又はその一部分を形成する。

図２で示されているように、航空機２００の一実施例では、APU２２２が、胴体１５０のAPUの囲い１００内に位置付けられている。一実施例では、APU２２２が、発電機（図示せず）などの様々な構成要素に機械的入力を供給するように動作するガスタービンエンジンなどの内燃エンジン（図示せず）を含む。APUの囲い１００は、APU２２２の通常の動作中に生成された熱、及びAPUの囲い１００内に位置付けられたAPU２２２内の故障などによるAPUコンパートメント１３０内の熱イベントからもたらされた極端な熱に応じて、その強度を維持することができる封じ込め構造を提供する。

図３は、胴体１５０の一部分を示している。APUの囲い１００は、長手軸１１４を有する。概して、APUの囲い１００の長手軸１１４は、機体２０２の長手軸２１８と整列している（例えば、一致している）。１以上の実施例では、APUの囲い１００の長手軸１１４は、立体骨組み１０２及びフェアリング１０４の長手軸を規定する。本開示の全体を通じて、APUの囲い１００の長手軸１１４は、立体骨組み１０２の長手軸及び／又はフェアリング１０４の長手軸を指すが、必ずしもそうである必要はない。APUの囲い１００は、機体２０２の隣接するセクションに連結されて、胴体１５０の一部分を形成する。

図３で示されているように、一実施例では、立体骨組み１０２が、トラス状の構造であって、長手軸１１４に沿って見た閉じた断面形状を有し、且つ、APUコンパートメント１３０を少なくとも部分的に画定する開いた内装領域を形成する、トラス状の構造を含むか又はその形態を採る。概して、立体骨組み１０２は、複数のノード１１０と称されるジョイントで互いに連結された複数の骨組み要素１２４を用いて構築された複数の三角形ユニットを含み、又はそれを形成する。したがって、外的な力及びそれらの力に対する反応は、複数のノード１１０においてのみ作用すると考えられ、引張か又は圧縮の何れかである複数の骨組み要素１２４内の力をもたらす。したがって、立体骨組み１０２は、胴体１５０の結合された部分（例えば、尾部）に対して荷重運搬能力を提供する内部構造である。

図３は、立体骨組み１０２が、より明快に視認できるように、フェアリング１０４の一部分が取り除かれている。一実施例では、フェアリング１０４が、長手軸１１４に沿って見た閉じた断面形状を有する。閉じた断面形状は、部分的に立体骨組み１０２を取り囲む。したがって、フェアリング１０４は、外部構造であって、胴体１５０の結合された部分に対する滑らかな輪郭を提供し、且つ、胴体１５０の抵抗を低減させる外部構造である。

図３で示されているように、一実施例では、機体２０２が、複数の骨組み２２８及び外板２２４を含むセミモノコック構造物である。外板２２４には、複数のストリンガ２２６が連結されている。外板２２４及び複数のストリンガ２２６は、複数の骨組み２２８に連結されている。セミモノコックタイプの機体アセンブリでは、（フォーマーとも称される）複数の骨組み２２８が、胴体１５０の形状を規定し、荷重は、機体２０２の複数のストリンガ２２６によって少なくとも部分的に支持される。別の一実施例では、機体２０２が、複数の骨組み２２８及び外板２２４を含むモノコック構造物である。外板２２４は、複数の骨組み２２８に連結されている。モノコックタイプの機体アセンブリでは、複数の骨組み２２８が、胴体１５０の形状を規定し、荷重は、機体２０２の外板２２４を介して支持される。

未だ図３を参照すると、APUの囲い１００は、胴体１５０を形成するために機体２０２に連結されるか又はそれ以外のやり方で機体２０２と一体化される（胴体１５０の一部分を示すために、図３では、機体２０２及びAPUの囲い１００の１セクションだけが描かれている）。一実施例では、APUの囲い１００の立体骨組み１０２の複数の骨組み要素１２４のうちの１以上が、APUの囲い１００と機体２０２の間の荷重経路を提供するために、機体２０２の複数の骨組み２２８及び／又は複数のストリンガ２２６のうちの１以上に連結されるか、又はそれ以外のやり方でそれらと構造的に接合されている。一実施例では、APUの囲い１００のフェアリング１０４が、胴体１５０の滑らかな輪郭を提供し、抵抗を低減させるために、機体２０２の外板２２４と一体化され、又はそれ以外のやり方で接合されている。一実施例では、防火壁２３０が、機体２０２とAPUの囲い１００との間に位置付けられている。

図１を参照すると、一実施例では、立体骨組み１０２が、第１の臨界温度１３２を有する第１の材料１２６から形成されている。フェアリング１０４は、第２の臨界温度１３４を有する第２の材料１２８から形成されている。第２の臨界温度１３４は、第１の臨界温度１３２未満である。本明細書で使用される際に、臨界温度は、材料（例えば、金属材料や複合材料）が、その極限強度を超え、十分な荷重運搬能力を提供することを止める温度を指す。一実施例では、第１の臨界温度１３２に近似する温度に応じて、第１の材料１２６が、その極限強度を超えない。一実施例では、第２の臨界温度１３４に近似する温度に応じて、第２の材料１２８が、その極限強度を超えないが、第１の臨界温度１３２に近似する温度に応じて、その極限強度を超えてよい。この臨界温度と極限強度の差は、立体骨組み１０２が、APUコンパートメント１３０内の極端な温度に応じて、熱イベントに耐え且つその荷重運搬能力を維持することを可能にし、一方で、フェアリング１０４は、そのような温度に応じて構造的に劣化することを許容される。

一実施例では、第１の臨界温度１３２が、少なくとも華氏５００度（摂氏２６０度）であり、第２の臨界温度１３４が、華氏５００度（摂氏２６０度）未満である。別の一実施例では、第１の臨界温度１３２が、少なくとも華氏６００度（摂氏３１５度）であり、第２の臨界温度１３４が、華氏６００度（摂氏３１５度）未満である。別の一実施例では、第１の臨界温度１３２が、少なくとも華氏７００度（摂氏３５０度）であり、第２の臨界温度１３４が、華氏７００度（摂氏３５０度）未満である。別の一実施例では、第１の臨界温度１３２が、少なくとも華氏８００度（摂氏４２５度）であり、第２の臨界温度１３４が、華氏８００度（摂氏４２５度）未満である。他の実施例では、第１の臨界温度１３２が、第１の材料１２６の組成に応じて、華氏５００度（摂氏２６０度）未満又は華氏８００度（摂氏４２５度）より上であってよい。

APUの囲い１００のAPUコンパートメント１３０内に位置付けられる通常の熱イベントは、立体骨組み１０２及びフェアリング１０４に近い領域内で、近似的に華氏５００度（摂氏２６０度）と近似的に華氏８００度（摂氏４２５度）の間の温度に到達し得る。熱イベント中に、立体骨組み１０２（例えば、複数の骨組み要素１２４）は、近似的に華氏５００度（摂氏２６０度）と近似的に華氏８００度（摂氏４２５度）の間の温度を経験したときに、その極限強度を超えない。したがって、立体骨組み１０２は、そのような極端な温度に曝されたときに、その荷重運搬能力及び構造的完全性を維持する。フェアリング１０４は、そのような温度に曝されたときに、その極限強度を超え、塑性変形し始める可能性がある。しかし、フェアリング１０４は、胴体１５０の主たる構造的（例えば、荷重支持）構成要素として働かないので、フェアリング１０４の塑性変形又は破壊でさえ、APUの囲い１００の構造的完全性に影響を与えない。

未だ図１を参照すると、一実施例では、立体骨組み１０２の第１の材料１２６が、金属材料１３６を含む。一実施例では、金属材料１３６が、チタニウムである。チタニウムは、航空宇宙用途に対して有用な強度対重量比を提供する。別の一実施例では、金属材料１３６が、炭素鋼である。別の一実施例では、金属材料１３６が、耐食性鋼である（CRES）である。別の一実施例では、金属材料１３６が、金属マトリックス複合材である。別の一実施例では、金属材料１３６が、チタニウムシリコンカーバイド（Ti₃SiC₂）である。他の金属、金属合金、又は金属複合材も、立体骨組み１０２の金属材料１３６としての使用について考慮される。

一実施例では、フェアリング１０４の第２の材料１２８が、複合材料１３８を含む。一実施例では、複合材料１３８が、炭素繊維強化ポリマーやガラス繊維強化ポリマー（例えば、繊維ガラス）などの、繊維強化ポリマーである。別の一実施例では、フェアリング１０４の第２の材料１２８が、アルミニウムなどの金属材料を含む。

図４～図１０を参照すると、一実施例では、立体骨組み１０２の複数の骨組み要素１２４が、（個別に環状骨組み要素１０６とも称される）複数の環状骨組み要素１０６を含む。複数の環状骨組み要素１０６は、立体骨組み１０２の長手軸１１４（図３）に沿って互いから間隔を空けられている。複数の環状骨組み要素１０６のそれぞれは、長手軸１１４を囲み、長手軸１１４と近似的に垂直に方向付けられている。複数の環状骨組み要素１０６は、APUの囲い１００の少なくとも一部分の形状を規定する。複数の骨組み要素１２４は、（個別に長手骨組み要素１０８とも称される）複数の長手骨組み要素１０８も含む。複数の長手骨組み要素１０８は、複数のノード１１０で、複数の環状骨組み要素１０６に連結されている。複数の長手骨組み要素１０８のうちのそれぞれは、長手軸１１４に沿って延在し、複数の環状骨組み要素１０６のうちの１以上と近似的に垂直に交差する。複数の骨組み要素１２４は、（個別に斜め骨組み要素１１２とも称される）複数の斜め骨組み要素１１２も含む。複数の斜め骨組み要素１１２の少なくとも一部分は、複数のノード１１０の近くで、複数の環状骨組み要素１０６と複数の長手骨組み要素１０８のうちの少なくとも一方に連結されている。本開示の目的で、「ノード」という用語は、環状骨組み要素１０６、長手骨組み要素１０８、及び／又は斜め骨組み要素１１２のうちの少なくとも２つが交差し又は枝分かれする、中央又は連結ポイント又は領域を指す。したがって、外的な力及びそれらの力に対する反応は、複数のノード１１０においてのみ作用すると考えられ、引張か又は圧縮の何れかである複数の環状骨組み要素１０６、複数の長手骨組み要素１０８、及び複数の斜め骨組み要素１１２のうちの１以上内の力をもたらす。複数の斜め骨組み要素１１２は、立体骨組み１０２を通る冗長な荷重経路を提供する。

一実施例では、複数の環状骨組み要素１０６が、第１の臨界温度１３２を有する第１の材料１２６から形成されている。一実施例では、複数の長手骨組み要素１０８が、第１の臨界温度１３２を有する第１の材料１２６から形成されている。一実施例では、複数の斜め骨組み要素１１２が、第１の臨界温度１３２を有する第１の材料１２６から形成されている。一実施例では、複数の環状骨組み要素１０６、複数の長手骨組み要素１０８、及び複数の斜め骨組み要素１１２のうちの少なくとも１つが、チタニウムなどの金属材料１３６から形成されている。

概して図３を参照し、特に図４～図７を参照すると、一実施例では、立体骨組み１０２の複数の長手骨組み要素１０８のうちの１以上の端部が、機体アセンブリの種類に応じて、APUの囲い１００に隣接して、複数の機体２０２（図３）の複数の骨組み２２８のうちの１以上及び／又は複数のストリンガ２２６のうちの１以上に連結されている。この構成は、APUの囲い１００が、胴体１５０の残りの部分と構造的に一体化されることを可能にし、APUの囲い１００に隣接して立体骨組み１０２と機体２０２の間で荷重が分配されることを可能にする。

概して図４～図７を参照し、特に図８を参照すると、一実施例では、複数の斜め骨組み要素１１２のうちのそれぞれが、（図８で第１のノード１１０Ａ及び第２のノード１１０Ｂとして個別に描かれ、斜めに対向する一対のノード１１０Ａ、１１０Ｂとして識別される）斜めに対向する一対の複数のノード１１０の間で延在する。斜めに対向する一対のノード１１０Ａ、１１０Ｂは、（図８で第１の環状骨組み要素１０６Ａ及び第２の環状骨組み要素１０６Ｂとして個別に描かれ、長手方向に隣り合う一対の環状骨組み要素１０６Ａ、１０６Ｂとして集合的に識別される）長手方向に隣り合う一対の複数の環状骨組み要素１０６と、（図８で第１の長手骨組み要素１０８Ａ及び第２の長手骨組み要素１０８Ｂとして個別に描かれ、径方向に隣り合う一対の長手骨組み要素１０８Ａ、１０８Ｂとして集合的に識別される）径方向に隣り合う一対の複数の長手骨組み要素１０８と、の交差部分において形成されている。図８で示されているように、一実施例では、斜め骨組み要素１１２のうちの一端部が、第１のノード１１０Ａの近くで、第１の環状骨組み要素１０６Ａと第２の長手骨組み要素１０８Ｂのうちの少なくとも一方に連結されている。斜め骨組み要素１１２のうちの反対側の端部は、第２のノード１１０Ｂの近くで、第２の環状骨組み要素１０６Ｂと第１の長手骨組み要素１０８Ａのうちの少なくとも一方に連結されている。この構成は、立体骨組み１０２の長手軸１１４（図３）に沿って繰り返されて、各斜めに対向する一対のノード１１０Ａ、１１０Ｂの間に冗長な荷重経路を提供する。

概して図４～図８を参照し、特に図９を参照すると、一実施例では、斜め骨組み要素１１２の一端部１４０が、ノード１１０の近くで、環状骨組み要素１０６に連結されている。別の一実施例では、斜め骨組み要素１１２の一端部１４０が、ノード１１０の近くで、長手骨組み要素１０８に連結されている。別の一実施例では、斜め骨組み要素１１２の一端部１４０が、ノード１１０の近くで、環状骨組み要素１０６及び長手骨組み要素１０８に連結されている。

斜め骨組み要素１１２のそれぞれの特定の形状、寸法、及び角度方向は、環状骨組み要素１０６の数、長手骨組み要素１０８の数、立体骨組み１０２の形状及び寸法、並びに他の要因などの、様々な要因に応じる。一実施例では、斜め骨組み要素１１２のうちの１以上が、その長さの周りで１以上の捩じれを含む。一実施例では、斜め骨組み要素１１２のうちの１以上が、その長さに沿って１以上の曲がりを含む。

概して図２及び図３を参照し、特に図４及び図６を参照すると、一実施例では、フェアリング１０４が、複数の補強材１１６及び複数の外板１１８（図４）を含んでよい。複数の外板１１８は、複数の補強材１１６に連結されている。一実施例では、複数の補強材１１６が、複数の環状骨組み要素１０６のうちの少なくとも１つに連結されている。一実施例では、複数の外板１１８が、複数の環状骨組み要素１０６のうちの少なくとも１つに連結されている。図４は、複数の環状骨組み要素１０６の一部分に連結された複数の補強材１１６の一部分、並びに複数の補強材１１６及び複数の環状骨組み要素１０６から分解された複数の外板１１８の一部分を描いている。図６は、複数の環状骨組み要素１０６の一部分に連結された複数の補強材１１６の一部分、及び分かり易くするために取り除かれた複数の外板１１８を描いている。別の一実施例では、図３などで示されているように、フェアリング１０４が、環状骨組み要素１０６のうちの少なくとも１つ及び／又は長手骨組み要素１０８のうちの少なくとも１つに連結された、複数の外板１１８を含んでよい。

概して図３を参照し、特に図４及び図６を参照すると、一実施例では、フェアリングの複数の補強材１１６のうちの１以上の端部が、機体アセンブリの種類に応じて、APUの囲い１００に隣接して、機体２０２（図３）の複数の骨組み２２８のうちの１以上及び／又は複数のストリンガ２２６のうちの１以上に連結されている。複数の外板１１８のうちの１以上の縁部は、機体２０２の外板２２４の隣接する縁部に当接し、接合されている。この構成は、APUの囲い１００が、胴体１５０の残りの部分に空力的に一体化されることを可能にする。

一実施例では、複数の補強材１１６が、第２の臨界温度１３４を有する第２の材料１２８から形成されている。一実施例では、複数の外板１１８が、第２の臨界温度１３４を有する第２の材料１２８から形成されている。実施例では、複数の補強材１１６と複数の外板１１８のうちの少なくとも一方が、炭素繊維強化ポリマーや繊維ガラスなどの繊維強化ポリマーなどの、複合材料１３８から形成されている。一実施例では、外板１１８が、ハニカムパネル又はフォームコアサンドウィッチパネルなどの、少なくとも１つのサンドウィッチパネルから形成されている。

概して図３～図７を参照し、特に図１０を参照すると、一実施例では、APUの囲い１００が、ドア１２２（図１０）を含む。一実施例では、立体骨組み１０２が、（個別に準環状骨組み要素１２０とも称される）複数の準環状骨組み要素１２０を含む。複数の準環状骨組み要素１２０は、立体骨組み１０２の長手軸１１４（図３）に沿って、互い及び複数の環状骨組み要素１０６から間隔を空けられている。複数の準環状骨組み要素１２０のそれぞれは、長手軸１１４を囲み、長手軸１１４と近似的に垂直に方向付けられている。複数の準環状骨組み要素１２０は、APUの囲い１００の少なくとも一部分の形状を規定する。準環状骨組み要素１２０によって形成された開領域１４２（図４及び図１０）は、ドア１２２を受け入れるように構成されている。複数の長手骨組み要素１０８は、複数のノード１１０で、複数の準環状骨組み要素１２０に連結されている。複数の長手骨組み要素１０８のそれぞれは、複数の準環状骨組み要素１２０のうちの１以上と近似的に垂直に交差する。複数の斜め骨組み要素１１２の少なくとも一部分は、複数のノード１１０の近くで、複数の準環状骨組み要素１２０と複数の長手骨組み要素１０８のうちの少なくとも一方に連結されている。

図１０で示されているように、一実施例では、ドア１２２が、複数の準環状骨組み要素１２０のうちの少なくとも１つ、及び／又は、複数の準環状骨組み要素１２０に交差し、開領域１４２（図４）を少なくとも部分的に画定する複数の長手骨組み要素１０８のうちの少なくとも１つに連結されている。ドア１２２は、ドア１２２が連結される複数の準環状骨組み要素１２０及び／又は複数の長手骨組み要素１０８に対して移動可能である。ドア１２２は、APUコンパートメント１３０（図３）及び、したがって、APU２２２（図２）に対するアクセスを提供する。

図４～図７を参照すると、一実施例では、複数の環状骨組み要素１０６のうちの１以上が、（個別にシヤタイ１４４とも称される）複数のシヤタイ１４４を含む。複数のシヤタイ１４４は、互いから間隔を空けられ、環状骨組み要素１０６の外周の少なくとも一部分の周りで延在する。図４及び図６で最も良く示されているように、シヤタイ１４４のうちの隣接するものの間で形成された（一般的にマウスホールと称される）開領域は、立体骨組み１０２の複数の長手骨組み要素１０８のうちの１つ又はフェアリング１０４の複数の補強材１１６のうちの１つを受け入れる。同様に、一実施例では、複数の準環状骨組み要素１２０のうちの１以上が、立体骨組み１０２の複数の長手骨組み要素１０８のうちの１つ、及びフェアリング１０４の複数の補強材１１６のうちの１つを受け入れるための、複数のシヤタイ１４４を含む。

一実施例では、複数のシヤタイ１４４の少なくとも一部分が、第１の臨界温度１３２を有する第１の材料１２６から形成されている。一実施例として、複数のシヤタイ１４４の少なくとも一部分は、チタニウムなどの金属材料１３６から形成されている。別の一実施例では、複数のシヤタイ１４４の少なくとも一部分が、第２の臨界温度１３４を有する第２の材料１２８から形成されている。一実施例として、複数のシヤタイ１４４の少なくとも一部分は、炭素繊維強化ポリマーなどの繊維強化ポリマーなどの複合材料１３８から形成されている。

概して図１～図１０を参照し、特に図１１を参照すると、航空機２００を作製する方法１０００の実施例が開示されている。方法１０００に従って製造された航空機２００（図１及び図２）は、胴体１５０の少なくとも一部分を形成する機体２０２及びAPUの囲い１００を含む。

一実施例では、方法１０００が、複数のノード１１０で、複数の環状骨組み要素１０６と複数の長手骨組み要素１０８を連結するステップ（ブロック１００２）を含む。方法１０００は、立体骨組み１０２を形成するために、複数のノード１１０の近くで、複数の斜め骨組み要素１１２を、複数の環状骨組み要素１０６と複数の長手骨組み要素１０８のうちの少なくとも一方に連結するステップ（ブロック１００４）を含む。

一実施例では、方法１０００によれば、複数の斜め骨組み要素１１２を、複数の環状骨組み要素１０６と複数の長手骨組み要素１０８のうちの少なくとも一方に連結するステップは、複数の斜め骨組み要素１１２のうちのそれぞれを、長手方向に隣り合う一対の複数の環状骨組み要素１０６と径方向に隣り合う一対の複数の長手骨組み要素１０８の交差部分において形成された斜めに対向する一対の複数のノード１１０の間に連結するステップ（ブロック１００６）を含む。方法１０００によれば、複数の斜め骨組み要素１１２を、複数の環状骨組み要素１０６と複数の長手骨組み要素１０８の間に連結するステップは、複数の冗長な荷重経路を提供するステップ（ブロック１００８）を含む。

一実施例では、方法１０００が、フェアリング１０４を立体骨組み１０２に連結するステップ（ブロック１０１０）を含む。方法１０００は、航空機２００の胴体１５０を形成するために、立体骨組み１０２を機体２０２に連結するステップ（ブロック１０１２）を含む。

一実施例では、方法１０００が、航空機２００のAPU２２２を、立体骨組み１０２によって画定されたAPUコンパートメント１３０内に収容するステップ（ブロック１０１４）を含む。方法１０００によれば、立体骨組み１０２は、第１の臨界温度１３２を有する第１の材料１２６から形成され、フェアリング１０４は、第２の臨界温度１３４を有する第２の材料１２８から形成され、第２の臨界温度１３４は、第１の臨界温度１３２未満である。

一実施例では、方法１０００が、第１の臨界温度１３２までの温度に応じて、立体骨組み１０２の第１の材料１２６の極限強度を超えないステップ（ブロック１０１６）を含む。

APUの囲い１００、胴体１５０、航空機２００、及び方法１０００の実施例は、図１２のフロー図で示されている航空機の製造及び保守方法１１００に関して使用され得る。本開示の実施例の航空機用途は、補助動力装置を収容するように構成された胴体コンパートメントを含む、航空機の製造、運航、及び保守を含んでよい。APUの囲い１００及び方法１０００の実施例は、航空宇宙の用途に関連して説明されたが、APUの囲い１００及び方法１０００は、様々な潜在的用途、特に、補助動力装置を任意の種類の輸送体と併せて使用する輸送産業で有用であろう。

図１２に示すように、製造前の段階では、例示的な方法１１００は、航空機２００の仕様及び設計（ブロック１１０２）、並びに材料調達（ブロック１１０４）を含み得る。航空機２００の製造段階では、航空機２００の構成要素及びサブアセンブリの製造（ブロック１１０６）、並びにシステムインテグレーション（ブロック１１０８）が行われ得る。その後、航空機２００は、認可及び納品（ブロック１１１０）を経て、運航（ブロック１１１２）に供され得る。開示されたAPUの囲い１００及び方法１０００は、構成要素及びサブアセンブリの製造（ブロック１１０６）、並びに／又はシステムインテグレーション（ブロック１１０８）の一部分を形成し得る。定期的な整備及び保守は、航空機２００の１以上のシステムの修正、再構成、改修など（ブロック１１１４）を含んでよい。

図１２で示されている方法１１００のプロセスのそれぞれは、システムインテグレータ、第三者、及び／又はオペレータ（例えば顧客）によって実施又は実行されてよい。この明細書の解釈上、システムインテグレータは、任意の数の航空機製造業者及び主要システム下請業者を含み得るがそれらに限定されず、第三者は、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み得るがそれらに限定されず、且つ、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであり得る。

本明細書に図示又は記載されたAPUの囲い１００及び方法１０００の実施例は、図１２に示すフロー図に示す製造及び保守方法１１００の、１以上の任意の段階で利用され得る。例えば、構成要素及びサブアセンブリの製造（ブロック１１０６）に対応する、APUの囲い１００の立体骨組み１０２及びフェアリング１０４などの構成要素又はサブアセンブリは、航空機２００の運航（ブロック１１１２）中に製造される構成要素又はサブアセンブリと同様の方法で製作又は製造されてよい。また、本明細書で開示されたAPUの囲い１００及び方法１０００の１以上の実施例は、製造段階（ブロック１１０８及びブロック１１１０）で利用されてよい。同様に、本明細書で開示されるAPUの囲い１００及び方法１０００のうちの１以上の実施例は、例えば、航空機２００の運航（ブロック１１１２）中に、且つ、整備及び保守（ブロック１１１４）の段階で利用されてもよいが、これらに限定されない。

航空宇宙の実施例が示されたが、本明細書で開示される原理は、自動車産業、空間産業、建設産業、並びに他の設計及び製造産業にも適用されてよい。したがって、航空宇宙輸送体に加えて、本開示の原理は、他の輸送体構造物（例えば、地上輸送体、海洋輸送体、宇宙輸送体など）及び独立型の構造物にも適用されてよい。

本明細書において、特定の機能を実施する「ように構成／設定された（configured to）」システム、装置、構造、物品、要素、構成要素、又はハードウェアは、実際には、いかなる変更も伴わずにその特定の機能を実施することが可能であり、更なる改変の後にその特定の機能を実施する可能性があるにすぎないというものではない。換言すると、特定の機能を実施する「ように構成／設定された」システム、装置、構造、物品、要素、構成要素、又はハードウェアは、その特定の機能を実施するという目的のために、特に選択され、作り出され、実装され、利用され、プログラムされ、且つ／又は設計される。本明細書において、「構成された（configured to）」という表現は、システム、装置、構造、物品、要素、構成要素、又はハードウェアがさらなる改変なしで特定の機能を実行することを可能にする、システム、装置、構造、物品、要素、構成要素、又はハードウェアの既存の特性を意味する。この開示の目的のために、特定の機能を実施するように「構成された」と記載されているシステム、装置、構造、物品、要素、構成要素、又はハードウェアは、追加的又は代替的には、その機能を実施するよう「適合された（adapted to）」、且つ／又は「動作可能である（operative to）」と記載されてもよい。

別途提示されない限り、「第１」、「第２」などの用語は、本明細書では単に符号として使用されており、これらの用語が表すアイテムに対して、順序的、位置的、又は序列的な要件を課すことを意図していない。更に、「第２の」アイテムに言及することによって、より小さい数のアイテム（例えば、「第１の」アイテム）及び／又はより大きい数のアイテム（例えば、「第３の」アイテム）の存在が必要とされるわけでもなく、除外されるわけでもない。

本明細書において、「連結された（coupled）」、「連結する（coupling）」、及び類似の用語は、２つ以上の要素が、互いに（例えば、機械的、電気的、流体的、光学的、電磁気的に）結合、連接、締結、接続、連通、又はさもなければ関連付けられることを指す。様々な実施例では、これらの要素は、直接的又は間接的に関連付けられ得る。一実施例として、要素Ａは、要素Ｂと直接的に結合されてよい。別の一実施例として、要素Ａは、例えば別の要素Ｃを介して要素Ｂと間接的に結合されてよい。本開示の様々な要素の間の全ての結合が、必ずしも表されているわけではないことが理解されよう。そのため、図面に示されているもの以外の連結も存在し得る。

本明細書で使用される場合、列挙されたアイテムと共に使用される「～のうちの少なくとも１つ」という表現は、列挙されたアイテムのうちの１以上の種々の組み合わせが使用されてもよく、且つ列挙された各アイテムのうちの１つだけが必要とされてもよいということを意味する。例えば、「アイテムＡ、アイテムＢ、及びアイテムＣのうちの少なくとも１つ」は、例えば、限定しないが、「アイテムＡ」、又は「アイテムＡとアイテムＢ」を含む。この例は、「アイテムＡとアイテムＢとアイテムＣ」、又は「アイテムＢとアイテムＣ」も含む。他の例として、「～のうちの少なくとも１つ」は、例えば、限定しないが、「２個のアイテムＡと１個のアイテムＢと１０個のアイテムＣ」、「４個のアイテムＢと７個のアイテムＣ」、並びに他の適切な組み合わせを含む。

本明細書において、「近似的に（approximately）」という用語は、所望の機能を依然として実行する又は所望の結果を達成する所定の条件、量、又は値に近似するが、必ずしもそうではない条件、量、又は値を表す。一実施例では、「近似的に」という用語が、受け入れ可能な所定の許容誤差又は精度内にある条件を指す。一実施例では、「近似的に」という用語が、述べられた状態の１０％の範囲内にある条件を指す。しかし、「近似的に」という用語は、述べられた状態に正確に一致する条件を排除するものではない。したがって、「近似的に」という用語は、所望の程度の精度と一致するか又はその範囲内にあることを意味すると解釈されてよい。

上で言及された図１では、ブロックが、要素、構成要素、及び／又はそれらの部分を表してよく、様々な要素及び／又は構成要素を連結する実線が存在する場合、これらの実線は、機械的、電気的、流体的、光学的、電磁的、及びその他の連結、並びに／又はその組合せを表し得る。ブロック図で示されているもの以外の連結も存在し得る。図示されている１以上の要素は、本開示の範囲から逸脱することなく、特定の実施例から省略されてよい。環境要素が存在する場合、それらは点線で表わされる。分かりやすくするために、仮想的な（架空の）要素も示され得る。図１に示す特徴のうちの幾つかは、図１、他の図面、及び／または付随する開示に記載された他の特徴を含むことを必要とせずに、様々な方法で組み合わされ得ることを（１または複数のかかる組み合わせは本書で明示的に示されていないが）、当業者は理解するであろう。同様に、提示された実施例に限定されない更なる特徴が、本明細書で示され説明された特徴の一部又は全部と組み合わされてよい。

上述の図１１及び図１２では、ブロックは、工程及び／又はその一部を表すことが可能であり、様々なブロックを接続する線は、工程群又はその一部の任意の特定の順序又は従属関係を示唆しない。開示されている様々な工程間の全ての従属関係が必ずしも表わされている訳ではないことが、理解されよう。本明細書に提示された開示方法の工程を説明する図１１及び図12、並びに付随する開示は、必ずしも工程を実行するべき順序を決定付けていると解釈すべきではない。むしろ、ある例示的な順序が示されているが、工程の順序は、適切な場合、修正することができることを理解されたい。したがって、図示されている工程には改変、追加、及び／又は省略が行われてよく、特定の工程群は、異なる順序で実施されてもよく、又は同時に実施されてもよい。更に、当業者であれば、記載されている全ての工程を実行する必要はないことを理解されよう。

更に、本開示は以下の条項による実施例を含む。
条項１．
航空機の補助動力装置の囲いであって、
荷重を支え運ぶように構成され、補助動力装置コンパートメントを画定する立体骨組みであって、複数のノードで共に連結された複数の骨組み要素を備える立体骨組み、及び
前記立体骨組みに連結され、前記立体骨組みを取り囲むフェアリングを備える、補助動力装置の囲い。
条項２．
前記立体骨組みが、第１の臨界温度を有する第１の材料から形成され、
前記フェアリングが、第２の臨界温度を有する第２の材料から形成され、
前記第２の臨界温度が、前記第１の臨界温度未満である、条項１に記載の補助動力装置の囲い。
条項３．
前記立体骨組みの前記第１の材料が、金属材料を含み、
前記フェアリングの前記第２の材料が、複合材料を含む、条項２に記載の補助動力装置の囲い。
条項４．
前記金属材料が、チタニウム、耐食性鋼、及び金属マトリックス複合材のうちの少なくとも１つを含み、
前記複合材料が、繊維強化ポリマーである、条項３に記載の補助動力装置の囲い。
条項５．
前記立体骨組みの前記複数の骨組み要素が、
前記立体骨組みの長手軸に沿って互いから間隔を空けられた複数の環状骨組み要素、
前記複数のノードで、前記複数の環状骨組み要素に連結された複数の長手骨組み要素、及び
前記複数のノードの近くで、前記複数の環状骨組み要素と前記複数の長手骨組み要素のうちの少なくとも一方に連結された複数の斜め骨組み要素を備える、条項１から４のいずれか一項に記載の補助動力装置の囲い。
条項６．
前記複数の斜め骨組み要素のうちのそれぞれが、長手方向に隣り合った一対の前記複数の環状骨組み要素と径方向に隣り合った一対の前記複数の長手骨組み要素の交差部分において形成された斜めに対向する一対の前記複数のノードの間で延在する、条項５に記載の補助動力装置の囲い。
条項７．
前記フェアリングが、
前記複数の環状骨組み要素のうちの少なくとも１つに連結された複数の補強材、及び
前記複数の補強材に連結された複数の外板を備える、条項５又は６に記載の補助動力装置の囲い。
条項８．
ドアを更に備え、
前記立体骨組みが、前記立体骨組みの前記長手軸に沿って互い及び前記複数の環状骨組み要素から間隔を空けられた複数の準環状骨組み要素を更に備え、
前記複数の長手骨組み要素が、前記複数のノードで、前記複数の準環状骨組み要素に連結され、
前記複数の斜め骨組み要素が、前記複数のノードの近くで、前記複数の準環状骨組み要素と前記複数の長手骨組み要素のうちの少なくとも一方に連結され、並びに
前記ドアが、前記複数の準環状骨組み要素に連結され、前記複数の準環状骨組み要素に対して移動可能である、条項５から７のいずれか一項に記載の補助動力装置の囲い。
条項９．
航空機の胴体であって、
機体、
前記機体に連結された立体骨組みであって、荷重を支え運ぶように構成され、前記航空機の補助動力装置を収容するための補助動力装置コンパートメントを画定し、複数のノードで共に連結された複数の骨組み要素を備える立体骨組み、及び
前記立体骨組みに連結され、前記立体骨組みを取り囲むフェアリングを備える、胴体。
条項１０．
前記機体が、準モノコック構造体であり、前記準モノコック構造体が、
外板、
前記外板に連結された複数のストリンガ、及び
前記外板に連結された複数の骨組みを備える、条項９に記載の胴体。
条項１１．
前記立体骨組みが、第１の臨界温度を有する第１の材料から形成され、
前記フェアリングが、第２の臨界温度を有する第２の材料から形成され、
前記第２の臨界温度が、前記第１の臨界温度未満である、条項９又は１０に記載の胴体。
条項１２．
前記立体骨組みの前記第１の材料が、チタニウム、耐食性鋼、及び金属マトリックス複合材のうちの少なくとも１つを含み、
前記フェアリングの前記第２の材料が、繊維強化ポリマーである、条項１１に記載の胴体。
条項１３．
前記立体骨組みの前記複数の骨組み要素が、
前記立体骨組みの長手軸に沿って互いから間隔を空けられた複数の環状骨組み要素、
前記立体骨組みの前記長手軸の周りで互いから径方向に間隔を空けられ、前記複数のノードで、前記複数の環状骨組み要素に連結された複数の長手骨組み要素、及び
前記複数のノードの近くで、前記複数の環状骨組み要素と前記複数の長手骨組み要素のうちの少なくとも一方に連結された複数の斜め骨組み要素を備える、条項９から１２のいずれか一項に記載の胴体。
条項１４．
前記複数の斜め骨組み要素のうちのそれぞれが、長手方向に隣り合った一対の前記複数の環状骨組み要素と径方向に隣り合った一対の前記複数の長手骨組み要素の交差部分において形成された斜めに対向する一対の前記複数のノードの間で延在する、条項１３に記載の胴体。
条項１５．
前記フェアリングが、
前記複数の環状骨組み要素のうちの少なくとも１つに連結された複数の補強材、及び
前記複数の補強材に連結された複数の外板を備える、条項１３又は１４に記載の胴体。
条項１６．
前記補助動力装置にアクセスするためのドアを更に備え、
前記立体骨組みが、前記立体骨組みの長手軸に沿って互い及び前記複数の環状骨組み要素から間隔を空けられた複数の準環状骨組み要素を更に備え、
前記複数の長手骨組み要素が、前記複数のノードで、前記複数の準環状骨組み要素に連結され、
前記複数の斜め骨組み要素が、前記複数のノードの近くで、前記複数の準環状骨組み要素と前記複数の長手骨組み要素のうちの少なくとも一方に連結され、並びに
前記ドアが、前記複数の準環状骨組み要素に連結され、前記複数の準環状骨組み要素に対して移動可能である、条項１３から１５のいずれか一項に記載の胴体。
条項１７．
航空機を作製する方法であって、
複数の環状骨組み要素と複数の長手骨組み要素を複数のノードで共に連結すること、
立体骨組みを形成するために、複数の斜め骨組み要素を、前記複数のノードの近くで、前記複数の環状骨組み要素と前記複数の長手骨組み要素のうちの少なくとも一方に連結すること、
前記立体骨組みにフェアリングを連結すること、及び
前記航空機の胴体を形成するために、前記立体骨組みを機体に連結することを含む、方法。
条項１８．
前記複数の斜め骨組み要素を、前記複数のノードの近くで、前記複数の環状骨組み要素と前記複数の長手骨組み要素のうちの少なくとも一方に連結するステップが、前記複数の斜め骨組み要素のうちのそれぞれを、長手方向に隣り合う一対の前記複数の環状骨組み要素と径方向に隣り合う一対の前記複数の長手骨組み要素の交差部分において形成された斜めに対向する一対の前記複数のノードの間に連結することを含む、条項１７に記載の方法。
条項１９．
前記航空機の補助動力装置を、前記立体骨組みによって画定された補助動力装置コンパートメント内に収容することを更に含み、
前記立体骨組みが、第１の臨界温度を有する第１の材料から形成され、
前記フェアリングが、第２の臨界温度を有する第２の材料から形成され、
前記第２の臨界温度が、前記第１の臨界温度未満である、条項１７又は１８に記載の方法。
条項２０．
前記第１の臨界温度までの前記補助動力装置コンパートメント内の温度に応じて、前記立体骨組みの前記第１の材料の極限強度を超えないことを更に含む、条項１９に記載の方法。

開示されたAPUの囲い１００、胴体１５０、航空機２００、及び方法１０００の様々な実施例が示され説明されたが、本明細書を読んだ当業者には、多数の変形例が想起されるであろう。本出願は、かかる変形例を含み、且つ特許請求の範囲によってのみ限定されるものである。

Claims (11)

1. 航空機（２００）の補助動力装置の囲い（１００）であって、
   荷重を支え運ぶように構成され、補助動力装置コンパートメント（１３０）を画定する立体骨組み（１０２）であって、複数のノード（１１０）で共に連結された複数の骨組み要素（１２４）を備える立体骨組み（１０２）、及び
   前記立体骨組みに連結され、前記立体骨組みを取り囲むフェアリング（１０４）を備え、
   前記立体骨組み（１０２）が、第１の臨界温度（１３２）を有する第１の材料（１２６）から形成され、
   前記フェアリング（１０４）が、第２の臨界温度（１３４）を有する第２の材料（１２８）から形成され、
   前記第２の臨界温度が、前記第１の臨界温度未満であり、
   前記第１の臨界温度と前記第２の臨界温度は、それぞれ対応する材料が十分な荷重運搬能力を提供することを止める温度を指し、前記臨界温度の差は、前記立体骨組み（１０２）が、前記補助動力装置コンパートメント（１３０）内の極端な温度に応じて、熱イベントに耐え且つその荷重運搬能力を維持することを可能にし、一方で前記フェアリング（１０４）は、そのような温度に応じて構造的に劣化することを許容される、
   補助動力装置の囲い（１００）。
2. 前記立体骨組み（１０２）の前記第１の材料（１２６）が、金属材料（１３６）を含み、
   前記フェアリング（１０４）の前記第２の材料（１２８）が、複合材料（１３８）を含む、請求項１に記載の補助動力装置の囲い（１００）。
3. 前記金属材料（１３６）が、チタニウム、耐食性鋼、及び金属マトリックス複合材のうちの少なくとも１つを含み、
   前記複合材料（１３８）が、繊維強化ポリマーである、請求項２に記載の補助動力装置の囲い（１００）。
4. 前記立体骨組み（１０２）の前記複数の骨組み要素（１２４）が、
   前記立体骨組みの長手軸（１１４）に沿って互いから間隔を空けられた複数の環状骨組み要素（１０６）、
   前記複数のノード（１１０）で、前記複数の環状骨組み要素に連結された複数の長手骨組み要素（１０８）、及び
   前記複数のノードの近くで、前記複数の環状骨組み要素と前記複数の長手骨組み要素のうちの少なくとも一方に連結された複数の斜め骨組み要素（１１２）を備える、請求項１から３のいずれか一項に記載の補助動力装置の囲い（１００）。
5. 前記複数の斜め骨組み要素（１１２）のうちのそれぞれが、長手方向に隣り合った一対の前記複数の環状骨組み要素（１０６）と径方向に隣り合った一対の前記複数の長手骨組み要素（１０８）の交差部分において形成された斜めに対向する一対の前記複数のノード（１１０）の間で延在する、請求項４に記載の補助動力装置の囲い（１００）。
6. 前記フェアリング（１０４）が、
   前記複数の環状骨組み要素（１０６）のうちの少なくとも１つに連結された複数の補強材（１１６）、及び
   前記複数の補強材に連結された複数の外板（１１８）を備える、請求項４又は５に記載の補助動力装置の囲い（１００）。
7. ドア（１２２）を更に備え、
   前記立体骨組み（１０２）が、前記立体骨組みの前記長手軸（１１４）に沿って、互いに間隔を空けられ、かつ、前記複数の環状骨組み要素（１０６）から間隔を空けられた、複数の準環状骨組み要素（１２０）を更に備え、
   前記複数の長手骨組み要素（１０８）が、前記複数のノード（１１０）で、前記複数の準環状骨組み要素に連結され、
   前記複数の斜め骨組み要素（１１２）が、前記複数のノードの近くで、前記複数の準環状骨組み要素と前記複数の長手骨組み要素のうちの少なくとも一方に連結され、並びに
   前記ドアが、前記複数の準環状骨組み要素に連結され、前記複数の準環状骨組み要素に対して移動可能である、請求項４から６いずれか一項に記載の補助動力装置の囲い（１００）。
8. 航空機（２００）を作製する方法（１０００）であって、
   複数の環状骨組み要素（１０６）と複数の長手骨組み要素（１０８）を複数のノード（１１０）で共に連結すること、
   立体骨組み（１０２）を形成するために、複数の斜め骨組み要素（１１２）を、前記複数のノードの近くで、前記複数の環状骨組み要素と前記複数の長手骨組み要素のうちの少なくとも一方に連結すること、
   前記立体骨組みにフェアリング（１０４）を連結すること、及び
   前記航空機の胴体（１５０）を形成するために、前記立体骨組みを機体（２０２）に連結することを含み、
   前記立体骨組み（１０２）が、第１の臨界温度（１３２）を有する第１の材料（１２６）から形成され、
   前記フェアリング（１０４）が、第２の臨界温度（１３４）を有する第２の材料（１２８）から形成され、
   前記第２の臨界温度が、前記第１の臨界温度未満であり、
   前記第１の臨界温度と前記第２の臨界温度は、それぞれ対応する材料が十分な荷重運搬能力を提供することを止める温度を指し、前記臨界温度の差は、前記立体骨組み（１０２）が、前記立体骨組み（１０２）によって画定される補助動力装置コンパートメント（１３０）内の極端な温度に応じて、熱イベントに耐え且つその荷重運搬能力を維持することを可能にし、一方で前記フェアリング（１０４）は、そのような温度に応じて構造的に劣化することを許容される、
   方法（１０００）。
9. 前記複数の斜め骨組み要素（１１２）を、前記複数のノード（１１０）の近くで、前記複数の環状骨組み要素（１０６）と前記複数の長手骨組み要素（１０８）のうちの少なくとも一方に連結するステップが、前記複数の斜め骨組み要素のうちのそれぞれを、長手方向に隣り合う一対の前記複数の環状骨組み要素と径方向に隣り合う一対の前記複数の長手骨組み要素の交差部分において形成された斜めに対向する一対の前記複数のノードの間に連結することを含む、請求項８に記載の方法（１０００）。
10. 前記航空機（２００）の補助動力装置（２２２）を、前記立体骨組み（１０２）によって画定された前記補助動力装置コンパートメント（１３０）内に収容することを更に含む、請求項８又は９に記載の方法（１０００）。
11. 前記第１の臨界温度（１３２）までの前記補助動力装置コンパートメント（１３０）内の温度に応じて、前記立体骨組み（１０２）の前記第１の材料（１２６）は、その極限強度を超えない、請求項１０に記載の方法（１０００）。

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