(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機インテリアパネル（１０）であって、
複数の構造プライ（１６）間に挟まれたコアパネル（１４）と、
前記航空機インテリアパネル（１０）に埋め込まれ、該航空機インテリアパネル（１０）に荷重を取り付ける固締具を支持するように構成されたパネルインサート（１２）と、を含んでおり、前記パネルインサート（１２）は前記コアパネル（１４）を通過して割り込み、該パネルインサート（１２）はその両端に拡大フランジ（２４）が被せられた長形軸（２２）を有しており、該長形軸（２２）は前記コアパネル（１４）に対して軸方向で垂直に配置されており、前記コアパネルと前記構造プライが前記拡大フランジの間で挟持されるように、前記拡大フランジ（２４）は該コアパネル（１４）に対して平行に配置されており、前記航空機インテリアパネル（１０）は、
前記拡大フランジ全体を、表面板材（２０）の下に見えないように隠遮する前記拡大フランジの外側に接着された前記表面板材をさらに含んでいることを特徴とする航空機インテリアパネル。
【請求項２】
前記パネルインサート（１２）は、前記長形軸（２２）を周方向に包囲する注入樹脂（２６）、補強グラスファイバ層およびアラミド糸（２８）の中の少なくとも１つで前記コアパネル（１４）に結合されていることを特徴とする請求項１記載の航空機インテリアパネル。
【請求項３】
前記コアパネル（１４）の外側にて該コアパネル（１４）に対して平行で、前記長形軸（２２）を周方向に包囲するように配置された少なくとも１つの円形の繊維補強合板プライ（１８）をさらに含んでいることを特徴とする請求項１記載の航空機インテリアパネル。
【請求項４】
前記コアパネル（１４）の上側と下側の前記構造プライ（１６）は複数の円形の繊維補強合板プライ（１８）間に挟まれていることを特徴とする請求項１記載の航空機インテリアパネル。
【請求項５】
前記コアパネル（１４）の上側と下側の前記構造プライ（１６）は、前記航空機インテリアパネル（１０）全体に荷重を配分するように、様々な方向に配向された複数の構造プライを含んでいることを特徴とする請求項１記載の航空機インテリアパネル。
【請求項６】
前記複数の構造プライ（１６）と、複数の外側に配置された合板プライ（１８）とは、それぞれの隣接するプライに対して様々な配向性で配置されていることを特徴とする請求項５記載の航空機インテリアパネル。
【請求項７】
離間した複数のパネルインサート（１２）をさらに含んでおり、それぞれのパネルインサート（１２）は該パネルインサート（１２）のパネル領域に合板プライ（１８）を含んでいることを特徴とする請求項１記載の航空機インテリアパネル。
【請求項８】
前記パネルインサート（１２）は、互いに引き離れるのを防止するために、互いの方向にプレスし、ロック部に係合する２つの分割体を含んでいることを特徴とする請求項１記
載の航空機インテリアパネル。
【請求項９】
前記２つの分割体は雌分割体（３２）と、該雌分割体（３２）内に係合する雄分割体（３０）とを含んでいることを特徴とする請求項８記載の航空機インテリアパネル。
【請求項１０】
前記雄分割体（３０）と前記雌分割体（３２）は係合すると前記拡大フランジ（２４）間で前記コアパネル（１４）、前記構造プライ（１６）および合板プライ（１８）を挟持することを特徴とする請求項９記載の航空機インテリアパネル。
【請求項１１】
前記パネルインサート（１２）は、外溝ネジ固締具を内部に挿入する内溝ネジ筒穴（３６）を提供していることを特徴とする請求項１記載の航空機インテリアパネル。
【請求項１２】
前記拡大フランジ（２４）は円形であることを特徴とする請求項１記載の航空機インテリアパネル。
【請求項１３】
前記表面板材（２０）を前記拡大フランジ（２４）に接着するため、該拡大フランジ（２４）の外表面に貼り付けられる接着フィルム（２９）をさらに含んでいることを特徴とする請求項１記載の航空機インテリアパネル。
【請求項１４】
前記コアパネル（１４）はアラミドまたはハニカム材料であることを特徴とする請求項１記載の航空機インテリアパネル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のインテリア外観向上に貢献する材料の分野に関する。特には、高荷重を支えるための埋込みインサートを含んだ高強度サンドイッチ（挟み）形態のパネルに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の内壁および仕切壁の構造で普通に使用される従来型のサンドイッチ（形態）パネルは、好適には高強度を有し、軽量である。典型的にはこのようなパネルは、例えばアラミドコア（芯材）であるコア材料の両側に接着剤によって表面板材を接着することで構成されている。サンドイッチパネルは、追加的に強度を提供し、荷重の分布を最良化するために追加の内部層を含むことができる。
【０００３】
従来のサンドイッチパネル、例えば、客室乗務員シートに高重量が作用するとき、パネルにダメージを与えることなく、変形させずに乗務員シート、着席者および追加の荷重の総重量をパネルが支持できることは必須条件である。サンドイッチパネルに構造物を取り付ける１つの便利な方法には、パネルに穴を開けて固締具受領アンカーを挿入することが含まれる。この方法は軽荷重の場合には適しているが、パネルの構造的完全性を犠牲にするものであり、パネル全体に高荷重を適正に配分することはできない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従って、荷重をパネルの繊維補強プライ（板材料）に分散し、荷重をサンドイッチパネルに均等に配分するように設計されたサンドイッチ構造物が求められている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
１実施形態では、高強度パネルを提供するために航空機インテリアパネルに埋め込まれるパネルインサート（挿入具）が提供される。
【０００６】
別実施形態では、高強度パネルを提供するための埋込みインサートを含んだ航空機インテリアサンドイッチパネルが提供される。
【０００７】
別実施形態では、パネルは高荷重を支持するように設計されている。
【０００８】
別実施形態では、インサートは、荷重をパネルに取り付け、高荷重をパネル全体（パネルを通して）配分し、固締具を受領するように（支持するように）設計されている。
【０００９】
別実施形態では、インサートはパネルの装飾表面の下側でパネルに埋め込まれる。
【００１０】
これら、および他の実施形態は本発明によって提供される。本発明は、１実施態様によれば、構造プライ（構造的な層、積層）間に挟まれたコアパネルを含んだ航空機インテリアパネルを提供する。パネルインサートは航空機インテリアパネル内に埋め込まれ、航空機インテリアパネルに荷重を取り付けるために固締具を受領するように設計されている。パネルインサートはコアパネルを通過してコアパネルを固定する。インサートは両端に拡大フランジを備えた長形軸を有する。長形軸はコアパネルに対して垂直方向となるように配置されており、拡大フランジはコアパネルに対して平行となるように配置されている。表面板材は航空機インテリアパネル内にパネルインサートを隠遮するためにパネルインサートの外側で接着される。
【００１１】
別実施形態では、パネルインサートは、注入樹脂（埋め込み樹脂）、補強グラスファイバ層および長形軸を周方向に包囲するアラミド糸の中の少なくとも１種によってコアパネルに結続（結合）される。
【００１２】
別実施形態では、航空機インテリアパネルは、コアパネルの外側の上側と下側でコアパネルに対して平行に配置され、長形軸を周方向に包囲する円形の繊維補強合板プライを含む。コアパネルの上側および下側の構造プライは円形繊維補強合板プライ間で挟持することが可能である。コアパネルの上側と下側の構造プライは航空機インテリアパネル全体にわたる荷重の配分を最良化するために様々な方向性の複数の構造プライを含むことができる。この複数の構造プライと外側に配置される合板プライは、様々な方向性、例えば０°、４５°および９０°の織組織を有するように様々な方向性で配置できる。
【００１３】
別実施形態では、荷重の形態に応じて、航空機インテリアパネルは間隔を開けた複数のパネルインサートを含むことができ、それぞれのパネルインサートはインサートのパネル領域に合板プライを含む。
【００１４】
別実施形態では、パネルインサートは２体の分割体を含むことができ、それら分割体の離間を防止するため、それら分割体は相互方向にプレスされ、ロック式に係合する。パネルインサートのこれら２つの分割体は雌分割体と雄分割体を含むことができ、雄分割体は雌分割体内に係合する。雄分割体と雌分割体は係合するとコアパネル、構造プライ、および合板プライを拡大フランジ間で挟持する。
【００１５】
別実施形態では、パネルインサートは外溝ネジ固締具を受領する（挿入する）内溝ネジ筒穴を提供する。拡大フランジは円形または皿状の形状を有することができる。
【００１６】
別実施形態では、航空機インテリアパネルは、拡大フランジの外面と表面板材との間に位置し、両者を接着する接着フィルムにごとき接着フィルムを含むことができる。
【００１７】
別実施形態では、コアパネルはアラミドまたはハニカム材料でよい。
【００１８】
本発明の別な特徴、形態および利点は以下の詳細な説明において開示されており、一部はその説明によって専門家に容易に理解され、あるいは本発明をここで説明するように実施することによって理解されよう。上述の内容と以下の詳細な説明の両方は本発明の様々な実施形態および実施例を提供しており、本発明の特性および特徴の理解のための大要または骨格を提供するものである。添付の図面は本発明のさらなる理解のために提供されてり、この明細書の一部を構成する。
【００１９】
本発明の特徴、形態および利点は本発明の以下の詳細な説明から、および添付図面を参照することで理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明の１実施例による埋込みインサートを含んだ高強度パネルの概略図である。
【図２】図１のパネルの断面図である。
【図３Ａ】パネルインサートの片側を示す。
【図３Ｂ】図３Ａのインサートの反対側を示す。
【図３Ｃ】図３Ａと図３Ｂのインサートの断面図である。
【図４】パネルインサートの別実施例の雌分割体を示す。
【図５】図４の雌分割体と係合する雄分割体を示す。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
本発明の実施例を図示する添付図面を活用して本発明をさらに詳細に説明する。しかし、本発明は多くの異なる実施形態で実施が可能であり、それら代表的な実施形態に限定されるものではない。これら例示的実施例は、開示内容が完全なものとなるように提供されており、通常技術者に本発明を実行、利用および実施できるように開示されている。
【００２２】
図面には、航空機インテリアで使用するか、他の形態で利用するための高強度パネル１０が図示されている。航空機インテリアパネル１０は、内壁および高荷重、例えば客室乗務員シートが取り付けられるパネルで使用するように設計されている。ここで提供される航空機インテリアパネル１０は埋込みパネルインサート１２と、荷重に対して最良に反応し、荷重を航空機インテリアパネル１０の隣接繊維補強プライに配分するように設計されている多層プライあるいは複層構造のプライを含んでいる。パネルインサート１２は、美観理由等で装飾表面プライのごとき航空機インテリアパネル１０の表面板材の下側に隠遮されている。１つの航空機インテリアパネル１０は、複数の荷重をパネルに取り付けるために、あるいは高荷重、例えば客室乗務員シートの取付けブラケットの複数の取付け点と整合するよう離間させた複数のパネルインサート１２を含むことができる。
【００２３】
図１で示す航空機インテリアパネル１０の主表面の一部は、埋込みパネルインサート１２と共に示されており、このパネルインサートは、航空機インテリアパネル１０の表面板材の下側での位置が破線で示されている。
【００２４】
図２は図１の航空機インテリアパネル１０とパネルインサート１２の断面図であり、航空機インテリアパネル１２と、そこに埋め込まれたパネルインサート１２の多層構成を示している。航空機インテリアパネル１０は複数の構造プライ１６（複数の層１６、積層１６）間に挟持されたコアパネル１４を含む。コアパネル１４は航空機インテリアパネル１０の厚みの大きな部分を含んでおり、アラミドコアパネル、あるいは好適には軽量防火タイプのパネルでよい。構造プライ１６または構造層は、コアパネル１４の上側と下側に配置され、コアパネル１４に対して平行で、コアパネル１４と共に広がるように提供されている。
【００２５】
構造プライ１６はコアパネル１４の上側と下側に任意の数のプライを含むことができ、好適には様々な方向性で配置され、航空機インテリアパネル全体の荷重の配分を最良化する。構造プライ１６は例えば、０°、４５°あるいは９０°のごとき様々な配向性の方向性織形態を有することができる。コアパネル１４の上側および下側の構造プライ１６は、様々な配向性で方向付けられ、異なる直径を有することができる複数の合板プライ１８間に挟まれている。ここで使用する用語「合板プライ」は、樹脂体内に分散された繊維を含んだプライを意味することもできる。
【００２６】
パネル領域は、それぞれのパネルインサート１２の領域に位置する合板プライ１８を含み、構造プライ１６はパネル領域全体にわたって広がることができる。航空機インテリアパネル１０は埋込みパネルインサート１２を隠遮する最外層として表面プライ２０と対面する。
【００２７】
パネルインサート１２は２部材構造を有することができる。これら部材は、プライとコアパネル１４を通して結合され、互い方向にプレスされてロック構造部に係合し、それら２部材の離別が防止される。図３Ａから図５が以下で詳細に説明されており、これら２部材は雌部材と、雌部材に係合して２部材をロックし、プライとコアパネル１４とを間に挟んだ雄部材とを含んでいる。
【００２８】
パネルインサート１２は航空機インテリアパネル１０内に配置され、長形軸２２（細長ステム２２）はコアパネル１４に対して軸方向で垂直に配置され、拡大フランジはコアパネル１４に対して平行に配置される。拡大フランジ２４の内側縁部と外側縁部の少なくとも一方は、プライ１６と１８、または表面板材２０を通る亀裂に抵抗するために滑らかな放射部を形成するよう、サンド処理または面取り処理できる。
【００２９】
パネルインサート１２は少なくとも一種の注入樹脂２６（埋め込み樹脂２６）でコアパネル１４に結続（結合）され、補強グラスファイバ層とアラミド糸２８は長形軸２２を周方向に包囲し、航空機インテリアパネル１０の構造完全性を維持する。接着フィルム２９は拡大フランジ２４の外表面に適用でき、拡大フランジ２４と表面板材２０との間の接着性を向上させることができる。他の配置では、コアパネル１４、構造プライ１６、合板プライ１８、表面板材２０、およびパネルインサート１２の任意の組み合わせ間の接着性を向上させるために、接着フィルムが航空機インテリアパネル１０内で使用できる。
【００３０】
図３Ａから図４で示すパネルインサート１２は、雄分割体３０（一方の分割体３０）と雌分割体３２（他方の分割体３２）を含んだ２部材インサートである。雄分割体３０と雌分割体３２は互い方向にプレスされてロック式に係合し、離間が防止される。雄分割体３０は、パネルインサート１２の雌分割体３２に提供される筒穴内で相補形状の捕獲部上を滑走するときに係止する突起部を端部に有し、内側に押込み可能なタブ３４を含む。図３Ａと図３Ｂの組み合わせで示すように、雄分割体３０は、例えば、荷重を航空機インテリアパネル１０に取り付けるためのスクリューである外溝ネジ固締具を受領する拡大フランジ２４の外表面を通って開いている内溝ネジ筒穴３６を提供する。固締具は回転して雄分割体３０を雌分割体３２にまで前進させ、雄分割体３０と雌分割体３２を相互ロックさせる。図３Ｃで示すように、内溝ネジは筒穴３６の長さの一部だけ延びることができる。
【００３１】
図５には、図４の雌分割体３２内に係合する雄分割体の別実施例が数字３８で示されている。雄分割体３８の筒穴（図示せず）はその長形軸全長で延びなくてもよい。パネルインサートの形状に関係なく、長形軸は任意の長さ、任意の直径を有することができ、好適には拡大フランジ２４の外径よりも小さな直径を有する。
【００３２】
高強度航空機インテリアパネルが実施例に従って解説されたが、本発明の様々な細部は本発明のスコープから逸脱することなく変更が可能である。さらに、本発明の前述の好適実施例の説明および本発明の最良形態の説明は、本発明を説明する目的のみで提供されているものであり、本発明の限定を目的としたものではない。
【図１】
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【図２】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図３Ｃ】
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【図４】
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【図５】
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