(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
要素領域にわたって拡がるコア構成要素（４０８）と、
コア構成要素（４０８）の対向する境界面に、要素領域にわたって拡がって構成される第１（４０１）及び第２（４０２）の表面板と、
コア構成要素（４０８）内のインサート（３００，３０２）によって形成される補強帯（１０６）であって、インサートが、表面板（４０１，４０２）間の補強経路（１０４）に沿って拡がり、前記補強経路が要素領域に対して略平行に拡がり、かつ、インサートが、インサートコア（３００）と、インサートコア（３０２）を囲む管状繊維紐（３００）とを備える、補強帯と、
要素領域にわたって分配される複数のストラット（４０３，５００，５０２）であって、第１（４０１）及び第２（４０２）の表面板を、コア構成要素（４０８）を介して互いに接続するストラットと、を備え、
少なくとも１つのストラット（５００，５０２）が、少なくとも１つの表面板（４０１，４０２）及び管状繊維紐（３００）を貫通する航空機又は宇宙機のための構造要素（１０２）。
【請求項２】
コア構成要素（４０８）及び／又はインサートコア（３０２）は、発泡材料を備えることを特徴とする請求項１に記載の構造要素（１０２）。
【請求項３】
各ストラット（４０３）は、樹脂が含浸される繊維束を備えることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の構造要素（１０２）。
【請求項４】
少なくとも１つのストラット（５００，５０２）は、インサート（３００，３０２）を貫通することを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の構造要素（１０２）。
【請求項５】
少なくとも１つのストラット（５００，５０２）は、要素領域に対して対角線状に拡がることを特徴とする請求項４に記載の構造要素（１０２）。
【請求項６】
表面板（４０１，４０２）、管状繊維紐（３００）及びストラット（４０３，５００，５０２）は共に樹脂が含浸されていることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の構造要素（１０２）。
【請求項７】
要素領域は、少なくとも１つの湾曲方向（２０４）における湾曲部を備え、補強帯（１０６）は、湾曲方向（２０４）において螺旋状で対角線状に拡がることを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の構造要素（１０２）。
【請求項８】
角度（α）で互いに交差して拡がる第１（１０６）及び第２（１０６’）の補強帯によって特徴づけられる請求項１から７のいずれか１項に記載の構造要素（１０２）。
【請求項９】
補強帯（１０６）は、実質的に補強経路（１０４）の方向において、第１（２１１）及び第３（２１３）の部分内で延び、第１（２１１）と第３（２１３）の部分との間に設けられる第２の部分（２１２）内に、２つの環状に接続される分岐部内への分割体（２００）を備えることを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載の構造要素（１０２）。
【請求項１０】
請求項１から９のいずれか１項に記載の構造要素を備える航空機又は宇宙機のための胴体シェル（２０６）。
【請求項１１】
請求項１０に記載の胴体シェル（２０６）又は請求項１から９のいずれか１項に記載の構造要素（１０２）を備える航空機又は宇宙機。
【請求項１２】
以下のステップ、
要素領域にわたって拡がり、発泡材料を備えるコア構成要素（４０８）の準備と、
コア構成要素（４０８）の２つの対向する境界面上への第１（４０１）及び第２（４０２）の表面板の配置であって、表面板が要素領域にわたって拡がる、表面板の配置と、
コア構成要素（４０８）内で、インサート（３００，３０２）によって形成される補強帯（１０６）の挿入であって、インサートが、表面板（４０１，４０２）間の補強経路（１０４）に沿って拡がり、前記補強経路が要素領域に対して略平行に拡がり、インサートが、インサートコア（３００）及びインサートコア（３０２）を囲む管状繊維紐（３００）を備える、補強帯（１０６）の挿入と、
要素領域にわたって分配される複数のストラット（４０６，５００，５０２）の形成であって、少なくとも１つのストラット（５００，５０２）が少なくとも１つの表面板（４０１，４０２）及び管状繊維紐（３００）を貫通するように、ストラットが、第１（４０１）及び第２（４０２）の表面板を、コア構成要素（４０８）を介して互いに接続する、複数のストラットの形成と、
を備える航空機又は宇宙機のための構造要素（１０２）を製造するための方法。
【請求項１３】
表面板（４０１，４０２）、管状繊維紐（３０２）及びストラット（４０３，５００，５０２）の樹脂含浸結束によって特徴づけられる請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
発泡材料の少なくとも部分的な除去のステップによって特徴づけられる請求項１２又は１３に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機又は宇宙機のための構造要素、及びこの種の構造要素を製造するための方法に関する。本発明は、さらに、この種の構造要素を備える航空機及び宇宙機に関する。
【背景技術】
【０００２】
いかなる構造要素にも適用可能であるが、本発明及びその元となる問題は、商業用航空機の胴体シェルを参照して、より詳細に説明されるであろう。
【０００３】
欧州特許第１１３４０６９号は、発泡コアを備えるサンドイッチ要素を使用する二重シェル構造における航空機のための構造要素の製造を開示する。この種の構造要素は、特に、繊維強化プラスチック材料を使用して製造される場合に、アルミニウムのような従来の材料から製造される構造要素と比較して、重量の点で大きな有利性を示す。しかしながら、より大きな構造、例えば航空機又は宇宙機を形成するためのアセンブリについての二重シェル構造におけるこの種の構造要素の製造及び取り扱いは、極めて時間とコストがかかってしまう。さらに、組み立て中に受ける損傷は、補修にとても費用がかかってしまう。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
それ故、本発明の目的は、二重シェル構造要素における、信頼性のある経済的な応用を可能にすることである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明によれば、この目的は、請求項１の特徴を有する構造要素によって、又は、請求項１３の特徴を有する製造方法によって達成される。
【０００６】
本発明が基礎とする概念は、平面の方式で要素領域にわたって拡がり、かつ、その間で包囲されるコアを介して接続される２つの表面板を備える構造要素を補強することにあり、すなわち、補強帯が表面板の間に備えられ、この帯は、表面板の間の補強経路に沿って延び、この経路は、要素領域に対して略平行に拡がる。補強帯は、コアと同様に、表面板間の内部で延びることから、ストリンガやフォーマのような従来の補強要素を使用するアセンブリと比較して大きなコスト効果を示すサンドイッチの製造に使用される方法によって形成され得る。補強帯は、表面板の内側に延びることから、さらに、表面板間での損傷から保護される。
【０００７】
望ましい発展によれば、コア構成要素は、発泡材料を備える。これは、発泡材料内のストラット（支柱）が一時的に支持する補助材料として構成され、表面板に接続されるので、コスト効果のある構造要素の製造を可能にし、発泡材料は、その軽さにより、コスト削減方式で、コア構成要素の内側に単に残存し得る。あるいは、発泡体は、さらなる低重量を達成するために取り除かれ得る。
【０００８】
望ましい発展によれば、各ストラットは樹脂含浸繊維束を備える。ストラットが、例えば簡単な縫い合わせ法を使用して発泡材料内に形成され、そして、結果として生じる孔を通じて樹脂が含浸されることから、これは、構造要素が経済的に製造されるということを可能にする。
【０００９】
望ましい発展によれば、補強帯は、コア構成要素内において、ストラットの増加した密度の領域によって形成される。これは、補強帯が、ストラットの挿入のために既に使用された方法及び装置を使用して製造され得ることから、極めて低い製造コストを可能にする。さらに、ストラットは、幾何学的な制限がほとんどなく、補強帯に挿入され得る。
【００１０】
別の望ましい発展によれば、補強帯は、補強経路にわたってコア構成要素内に拡がるインサートによって構成される。このようにして、高レベルの安定性が達成され得る。さらに、インサートに沿って互いに隣接する表面板の安定な相互接続が可能になる。この構造が特に安定しており、かつ、低い自重を有していることから、インサートは、好ましくは、インサートを囲む管状の繊維紐を備える。
【００１１】
望ましい発展によれば、少なくとも１つのストラットがコア構成要素及びインサートコアを貫通する。このようにして、インサートは、特に堅く接続される。ストラットは、好ましくは、要素領域に対して対角線状に延び、それ故、外側から容易に挿入できる。
【００１２】
望ましい発展によれば、要素領域は、少なくとも一方向に間隔をおいて湾曲部を備え、補強帯は、湾曲の方向に対して螺旋状で対角線状に拡がる。構成要素は、それ故、湾曲の軸に沿うねじり振動に対して有利に補強され得る。
【００１３】
望ましい発展によれば、互いに傾斜して交差して延びる第１及び第２の補強帯が提供される。構成要素は、それ故、異なる方向における荷重の場合における変形に対して有利に補強され得る。
【００１４】
望ましい発展によれば、補強帯は、対応する方向において第１及び第３の部分内で実質的に延び、第１の部分と第３の部分との間に配置される部分内で、環状に接続される２つの分岐部内に分割体を備える。このようにして、補強帯は、構造要素内において、平面カットアウト、例えばウィンドウカットアウトの回りに、実質的な安定性の損失なしで案内され得る。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】図１は、一実施形態による構造要素の例示の断面図を示す。
【図２】図２は、一実施形態による構造要素を備える航空機の胴体バレル部の側面図を示す。
【図３】図３は、一実施形態によるライニングを備える構造要素の概略的な断面図を示す。
【図４】図４は、図３に示す構造要素のための一実施形態による製造方法の表現を示す。
【図５】図５は、さらなる実施形態による、インサートを備える構造要素の概略的な断面図を示す。
【図６】図６は、一実施形態による、ウィンドウ開口を備える構造要素の概略的な断面図を示す。
【図７】図７は、一実施形態による、ドア開口を備える構造要素の概略的な断面図を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
以下のように、本発明は、図面の添付図を参照し、実施形態に基づいて、より詳細に説明される。
【００１７】
図面において、同様の参照符号は、他に指定のない限り、同様又は機能的に同一な要素を示す。
【００１８】
図１は、第１のフェイシング４０１と第２のフェイシング４０２とが構成されるコア構成要素の略平行な側で、発泡材料から製造され、平面方式でサンドウィッチ要素の要素領域にわたって拡がるコア構成要素４０８を備える構造要素１０２の断面図を示す。要素領域は、フェイシング４０１，４０２に対して平行に拡がり、図１の投影面に対して鉛直である。第１のフェイシング４０１と第２のフェイシング４０２の間には、繊維束から製造されるストラット４０３がコア構成要素４０８を通じて拡がり、ストラットの端部４０６は、フェイシング４０１，４０２に支持されている。フェイシング４０１，４０２及びストラット４０３は、共通のポリマーマトリックスで満たされている。
【００１９】
ストラット４０３は、略一定な最小の面密度で、構造要素１０２の全体の要素領域にわたって分配される。加えて、ストラット４０３の面密度は補強帯１０６の長尺の範囲に沿って、最小面密度を越えて増加し、補強帯１０６は、表面板の間で略平行に拡がり、経路１０４は要素領域に対して略平行に拡がる。構造要素１０２は、それ故、補強帯１０６の領域内で増加した剛性を有する。
【００２０】
図２は、航空機の胴体バレル部２０６の側面図を示す。胴体バレル形状は、長手方向において分けられ、胴体バレルの上側の半分は、図１に示される二重シェル構造を有する構造要素１０２によって構成される。この構造要素１０２は、外側の耐性を保証すべく、例えば、内部モールド面を有するモールドを使用してワンピースで製造される。胴体バレルの下側の半分２０２は、例えば、金属又は他の材料を使用して同様な方法で製造され得る。
【００２１】
構造要素１０２内では、ストラット４０３の増加した面密度によって形成される補強帯１０６，１０６’，１０６’’，１０６’’’は、航空機の長手方向２０３及び、航空機の長手方向に傾斜して拡がる方向において、そして、略円筒状に湾曲し、胴体バレル部２０６のまわりで螺旋状に対角線状に曲がる構造要素１０２の湾曲方向２０４に対して拡がる。この場合、対角線状に拡がる補強帯１０６，１０６’は、約９０°の角度αで交差する。
【００２２】
胴体バレル部２０６内において、ウィンドウ開口２０８の列が構成され、開口は、環状の補強部材２００によって囲まれる。環状の補強部材２００は、補強帯１０６，１０６’，１０６’’，１０６’’’の途中に含められ、すなわち、例えば、補強帯１０６の第１の部分２１１が、ウィンドウ開口２０８のまわりの環状の補強部材２００に隣接するまで、対角線状の補強経路１０４の方向において延びる。ウィンドウ開口の範囲内の第２の部分２１２内では、環状の補強部材２００が、ここで、２つの環状に接続される分岐部に分けられる補強帯の機能を担う。環状の補強部材２００の反対側では、これらの分岐部が接触し、補強帯は、補強経路１０４の方向において、第３の部分２１３内へと続く。
【００２３】
表示される補強構造は、単なる例であり、局所的な荷重（荷重の導入、カットアウト）に十分に適合化される。発泡における幾何学的変化（厚さの変化、湾曲、傾斜）は、補強構造にさらに含められ得る。
【００２４】
図３は、投影面に対して垂直な図３の中心内で拡がるジョイントラインに沿って、発泡コア４０８と表面板４０１，４０２とを備える第１の半分の要素３１１と、発泡コア４０８’と、表面板４０１，４０２とを備える第２の半分の要素３１２とから組み立てられる更なる構造要素１０２の概略的な断面図を示す。ジョイントラインに沿って、インサート３０２，３００が、表面板４０１，４０１’と４０２，４０２’との間に挿入され、インサートは、発泡材料で製造されるインサートコア３０２と、管状の繊維紐で製造される被覆材料３００とを備える。被覆材料３００は、例えば、表面板４０１，４０１’，４０２，４０２’及びストラット４０３とともに、樹脂が含浸される。インサートは、被覆材料によって補強帯１０６として機能する。
【００２５】
図４は、図３の構造要素のための可能な製造方法を示し、それぞれのコア４０８，４０８’の部分は、２つの半分の要素３１１，３１２から取り除かれ、インサート３００，３０２は、その代わりに挿入される。インサートの組み込みは、さらに、表面板４０１，４０１’，４０２，４０２’及びインサート３００，３０２の被覆部材３００を貫通する追加のストラット５００，５０２の挿入を介してさらに補強され得る。
【００２６】
図６は、ウィンドウ６００のための開口を備える構造要素１０２の概略的な断面図を示し、図２を参照して説明される３つの部分２１１，２１２，２１３からなる補強帯が、ウィンドウ開口を覆って拡がる。環状インサート２００は、例えば、同じ方法で、図３におけるインサート３００，３０２として構成される。図７は、ドア７０４のための開口を備える構造要素１０２の概略的な断面図を示す。追加の補強部材として、サポート７００及びさらなるフェイシング７０２が航空機胴体の内面に固定される。
【００２７】
本発明は、ここで望ましい実施形態に基づいて説明されたが、それに制限されず、多くの異なる方法で変更可能である。
【００２８】
例えば、さらに、エアロフォイル又はテイルユニットのような航空機の構造要素が、説明された方式で構成され得る。
【符号の説明】
【００２９】
１０２    構造要素
１０４    補強経路
１０６    補強帯
２００    リング構造
２０２    下側シェル
２０３    航空機の長手方向
２０４    湾曲の方向
２０６    胴体バレル部
２１１    帯部分
２１２    帯部分
２１３    帯部分
３００    管紐
３０２    挿入コア
３１１    要素の半分
３１２    要素の半分
４０１    フェイシング
４０２    フェイシング
４０３    ストラット
４０６    アンカ
４０８    コア構成要素
５００    追加ストラット
５０２    追加ストラット
６００    ウィンドウ
５００    垂直ストラット
５０２    対角ストラット
７００    サポート
７０２    更なるフェイシング
７０４    ドア
【図１】
0005463414.tif 000002
【図２】
0005463414.tif 000003
【図３】
0005463414.tif 000004
【図４】
0005463414.tif 000005
【図５】
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【図６】
0005463414.tif 000007
【図７】
0005463414.tif 000008