(57)【要約】航空機胴体構造は、互いに接合され、それぞれが航空機胴体（１０）の部分を形成する複数のシェル（１１，１２）から組み立てられ、支持構造（１３，１３ａ、１４，１４ａ）及び支持構造上に配置され、かつ耐圧縮方式で外見上航空機胴体（１０）を密封するスキン（１５，１６）を含むように記述される。本発明によれば、航空機胴体構造は、上側及び側部シェル（１１）と下側シェル（１２）とを含み、下側シェル（１２）が、上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）よりも実質的に相当大きな半径（Ｒ２）を有し、上側及び側部シェル（１１）と、下側シェル（１２）とが、航空機の長手方向に広がる移動範囲（１８，１９）で互いに接合され、主クロスメンバを用いることなく、下側シェル（１２）の内部圧力負荷を吸収することができるような方式で、下側シェル（１２）の支持構造（１３，１３ａ）が、その強度について設計される。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
互いに接合され、それぞれが航空機胴体（１０）の部分を形成する複数のシェル（１１，１２）から組み立てられ、支持構造（１３，１３ａ、１４，１４ａ）及び支持構造上に配置され、かつ耐圧縮方式で外見上航空機胴体（１０）を密封するスキン（１５，１６）を含む航空機胴体構造であって、上側及び側部シェル（１１）と下側シェル（１２）とを含み、下側シェル（１２）が、上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）よりも実質的に相当大きな半径（Ｒ２）を有し、上側及び側部シェル（１１）と、下側シェル（１２）とが、航空機の長手方向に広がる移動範囲（１８，１９）で互いに接合され、主クロスメンバを用いることなく、下側シェル（１２）の内部圧力負荷を吸収することができるような方式で、下側シェル（１２）の支持構造（１３，１３ａ）が、その強度について設計されることを特徴とする航空機胴体構造。
【請求項２】
外周全体に平均化された下側シェル（１２）の半径（Ｒ２）は、外周全体に平均化された上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）の１．２倍よりも大きいことを特徴とする請求項１に記載の航空機胴体構造。
【請求項３】
外周全体に平均化された下側シェル（１２）の半径（Ｒ２）は、外周全体に平均化された上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）の１．５倍よりも大きいことを特徴とする請求項１に記載の航空機胴体構造。
【請求項４】
外周全体に平均化された下側シェル（１２）の半径（Ｒ２）は、外周全体に平均化された上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）の２倍よりも大きいことを特徴とする請求項１に記載の航空機胴体構造。
【請求項５】
上側及び側部シェル（１１）は実質的に一定な半径（Ｒ１）を有することを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機胴体構造。
【請求項６】
下側シェル（１２）は、下側シェル（１２）が上側及び側部シェル（１１）に滑らかに結合するように、航空機の中心から両方の側部に広がる中央範囲（１２ａ）と、実質的に一定な半径（Ｒ２）と、移動範囲（１８，１９）の近傍の両側の側部（１２ｂ，１２ｃ）での、より小さな半径とを有することを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機胴体構造。
【請求項７】
下側シェル（１２）は、中央範囲（１２ａ）において、上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）の１．３倍よりも大きな半径（Ｒ２）を有することを特徴とする請求項６に記載の航空機胴体構造。
【請求項８】
下側シェル（１２）は、中央範囲（１２ａ）において、上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）の２倍よりも大きな半径（Ｒ２）を有することを特徴とする請求項６に記載の航空機胴体構造。
【請求項９】
下側シェル（１２）は、中央範囲（１２ａ）において、上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）の２．５倍よりも大きな半径（Ｒ２）を有することを特徴とする請求項６に記載の航空機胴体構造。
【請求項１０】
下側シェル（１２）は、周方向に関して、１つの部材で製造されることを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載の航空機胴体構造。
【請求項１１】
上側及び側部シェル（１１）は、周方向に関して、複数の部分的なシェルで製造されることを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の航空機胴体構造。
【請求項１２】
下側シェル（１２）は、軽金属成分により製造されることを特徴とする請求項１から１１のいずれか１項に記載の航空機胴体構造。
【請求項１３】
上側及び側部シェル（１１）は、繊維強化成分で製造されることを特徴とする請求項１から１２のいずれか１項に記載の航空機胴体構造。
【請求項１４】
軽金属成分の下側シェル（１２）と繊維強化成分の上側及び側部シェル（１１）とのハイブリッド構造で製造されることを特徴とする請求項１２または１３に記載の航空機胴体構造。  
【請求項１５】
下側シェル（１２）の支持構造は、周方向に広がり、かつ対応する上側及び側部シェル（１１）のフレームよりも相当に高い高さを有するフレーム（１４）を含むことを特徴とする請求項１２または１４に記載の航空機胴体構造。
【請求項１６】
周方向に広がる下側シェル（１２）のフレーム（１４）は、中心に向かって増加する高さを有することを特徴とする請求項１５に記載の航空機胴体構造。
【請求項１７】
下側シェル（１２）のフレーム（１４）は、強化された内部弦（１７ａ）を有することを特徴とする請求項１５または１６に記載の航空機胴体構造。
【請求項１８】
下側シェル（１２）のフレーム（１４）は、放射状に広がる強化リブ（１７）を有することを特徴とする請求項１５から１７のいずれか１項に記載の航空機胴体構造。
【請求項１９】
上側及び側部シェル（１１）は、フレーム（１３）と、繊維強化成分で製造されたストリンガ（１３ａ）とを伴う支持構造と、繊維強化成分で製造されたスキン（１５）とを含むことを特徴とする請求項１３または１４に記載の航空機胴体構造。
【請求項２０】
上側及び側部シェル（１１）のスキン（１５）は、炭素繊維強化プラスチック材料で製造されることを特徴とする請求項１９に記載の航空機胴体構造。
【請求項２１】
上側及び側部シェル（１１）のスキン（１５）は、アルミニウムとガラス繊維複合材料で製造されることを特徴とする請求項１９に記載の航空機胴体構造。
【請求項２２】
上側及び側部シェル（１１）、及び下側シェル（１２）は、積層板中に交互に配置されたガラス繊維層（２１）と軽金属層（２２）を伴う、ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ（２０）によって移動範囲（１８，１９）内で結合されることを特徴とする請求項１４から２１のいずれか１項に記載の航空機胴体構造。
【請求項２３】
ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ（２０）に積層（２３）が備えられることを特徴とする請求項２２に記載の航空機胴体構造。
【請求項２４】
一方の上側及び側部シェル（１１）と他方の下側シェル（１２）間の結合は、複数列リベット結合（２４，２５）によって製造されることを特徴とする請求項２２または２３に記載の航空機胴体構造。
【請求項２５】
リベット結合（２４，２５）は、チタニウムリベットを含むことを特徴とする請求項２４に記載の航空機胴体構造。
【請求項２６】
互いに接合され、かつそれぞれが航空機胴体（１０）を形成する複数のシェル（１１，１２）から組み立てられ、支持構造（１３，１３ａ、１４，１４ａ）と、支持構造上に配置され、かつ耐圧縮方式で外見上航空機胴体（１０）を密封するスキン（１５，１６）とを含み、上側及び側部シェル（１１）と下側シェル（１２）とを含み、下側シェル（１２）が、上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）よりも実質的に相当大きな半径（Ｒ２）を有し、上側及び側部シェル（１１）と、下側シェル（１２）とが、航空機の長手方向に広がる移動範囲（１８，１９）で互いに接合され、主クロスメンバを用いることなく、下側シェル（１２）の内部圧力負荷を吸収することができるような方式で、下側シェル（１２）の支持構造（１３，１３ａ）が、その強度について設計される航空機胴体構造の製造のための方法であって、支持構造（１３，１３ａ）を含む、繊維複合材料からの上側及び側部シェル（１１）の製造、支持構造（１４，１４ａ）を含む、アルミニウム材料からの下側シェル（１２）の製造、積層内で、ガラス繊維層（２１）と軽金属層（２２）とが交互になる方式で配置される、ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ（２０）への上側及び側部シェル（１１）の結合、上側及び側部シェル（１１）上で突出する、ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ（２０）を含む、下側シェル（１２）への上側及び側部シェル（１１）の適合、下側シェル（１２）へのガラス繊維とアルミニウムとの複合タブの結合、を含むことを特徴とする方法。
【請求項２７】
繊維複合材料からの上側及び側部シェル（１１）の製造は、支持構造に含まれるストリンガ（１３ａ）及びフレーム（１３）とスキン（１５）との接着接合工程を含むことを特徴とする請求項２６に記載の方法。
【請求項２８】
アルミニウム材料からの下側シェル（１２）の製造は、ストリンガ（１４ａ）とフレーム（１４）とスキン（１６）の製造を含むことを特徴とする請求項２６または２７に記載の方法。
【請求項２９】
上側及び側部シェル（１１）、及び下側シェル（１２）へのガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ２０の結合は、チタニウムボルト（２４，２５）によるリベッティングを含むことを特徴とする請求項２６、２７または２８に記載の方法。
【請求項３０】
上側及び側部シェル（１１）と下側シェル（１２）との結合は、ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ（２０）上の積層（２３）の提供を含むことを特徴とする請求項２６から２９のいずれか１項に記載の方法。
【請求項３１】
全ての必要な胴体セグメントの製造と、胴体全体を形成するための胴体セグメントの接合および結合とを含むことを特徴とする請求項２６から３０のいずれか１項に記載の方法。
【請求項３２】
チタニウムボルトによる胴体セクション間の横ジョイントのロッキングを含む請求項２６から３１のいずれか１項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、請求項１の前提文に係る航空機胴体構造、及び請求項２６の前提文に係るこの種の航空機胴体構造の製造のための方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
今日、商業用航空機の胴体構造は、ほぼ円形の横断面において、同様のスキン材料の複数のシェルから典型的に製造され、通常、胴体の仮想垂直中心の近傍において、クロスメンバ（主クロスメンバ）の形式で、横強化手段を有する。全体の多くのクロスメンバは、乗客キャビンのための支持グリッドシステムとして同時に作用する。ほぼ円形または楕円の横断面は、キャビンの内圧に対して胴体を安定化させる役割を果たす。最も現代的なタイプの胴体スキンは、炭素繊維複合材料によって製造され、それ故、均一材料が胴体の外周一面に用いられる。クロスメンバによる横の強化は、横断面において実質的に円形の胴体を２つのセクションに分割し、それによって上側のデッキ及び下側のデッキを製造する胴体を典型的に作り出す。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
本発明の目的は、従来のクロスメンバのタイプについて引き起こされる空間的な制限なしに達成し、かつ、同時に高い安定性を有する航空機胴体を提供できる、航空機胴体構造とこのタイプの構造を製造するための方法とを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
この目的は、第１に、請求項１の特徴を伴う航空機胴体構造によって達成される。この目的は、第２に、請求項２６の特徴を伴う航空機胴体構造の製造のための方法によって達成される。
【図面の簡単な説明】
【０００５】
【図１】図１は、航空機胴体構造の高度に図式化された断面図を示す。
【図２】図２は、航空機胴体構造のスキンの断面図である。
【図３】図３は、接続タブの説明のための断面図である。
【図４】図４（ａ）（ｂ）は、接続タブの説明のための断面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００６】
本発明の望ましい実施形態を、図面を参照しながら以下に説明する。
【０００７】
図１は、本発明の望ましい実施形態によって例示され得るように、及び本発明による方法の望ましい実施形態に従って製造され得るように、航空機胴体構造の高度に図式化された横断面図を示す。
【０００８】
図２は、本発明の望ましい実施形態による航空機胴体構造のスキンを介した断面図を示し、前記図は、本発明による航空機胴体構造の上側及び側部シェルのスキンと下側シェルのスキンとの結合を例示している。
【０００９】
図３及び図４ａ）及びｂ）のそれぞれは、本発明の望ましい実施形態において、本発明の望ましい実施形態による上側及び側部シェルのスキンと下側シェルのスキンとを結合する役割を果たす結合タブの構造を説明するための横断面の説明図を示す。
【００１０】
図１は、高度に図式化された形式において、上側及び側部シェル１１及び下側シェル１２によって形成される航空機胴体１０の横断面の説明図を示す。上側及び側部シェル１１は、図１において、いくつかのみが部分的に例示され、描かれた形式であり、それぞれのフレーム１３およびストリンガ１３ａによって形成される支持構造を有し、下側シェル１２は、図式化された形式だけで同様に例示されるようなフレーム１４及びストリンガ１４ａによって形成される支持構造を有する。航空機胴体１０を耐圧縮方式で外見上密封している各スキン１５及び１６は、上側及び側部シェル１１及び下側シェル１２の支持構造１３，１３ａ，及び１４，１４ａ上に配置される。
【００１１】
図１に示すように、下側シェル１２は、上側及び側部シェル１１の半径Ｒ１よりも実質的に相当に大きい半径Ｒ２を有する。上側及び側部シェル１１、及び下側シェル１２は、航空機の長手方向に広がる移動範囲１８，１９で胴体１０の両側において互いに繋げられている。下側シェル１２の支持構造１４，１４ａは、従来のクロスメンバ（主クロスメンバ）の方式で横方向に強化されることを必要とする航空機胴体を除いて、下側シェル１２の内部の圧力負荷を吸収することができるような方式において、その強度の点から設計される。
【００１２】
下側シェル１２の外周全体に平均化された半径Ｒ２は、上側及び側部シェル１１の外周全体に平均化された半径Ｒ１の１．２倍よりも大きく、１．５倍よりも大きく、または、２倍よりも大きくなることができ、上記の値が限定を含むように理解されるような意味ではない。
【００１３】
上側及び側部シェル１１は、実質的に一定な半径Ｒ１を有し得る。
【００１４】
下側シェル１２は、航空機の中心から両側に広がる中央範囲１２ａを有し、実質的に一定な半径Ｒ２を有し、さらに、上側及び側部シェル１１が下側シェル１２内に結合する移動範囲１８，１９の近傍における側部１２ｂ，１２ｃでの小さな半径を有し、そして、それ故、下側シェル１２は、上側及び側部シェル１１内に滑らかに結合する。この場合、下側シェル１２は、中央範囲１２ａ内で、上側及び側部シェル１１の半径Ｒ１の１．３倍よりも大きく、２倍よりも大きく、２．５倍よりも大きな半径Ｒ２を有し、上記の値は、限定を含むものと理解されることを意図するものではない。
【００１５】
下側シェル１２は、周方向に関して、１つの部材で製造され得る。しかしながら、適切な場合、上記の方向に関して、複数の部材で製造されてもよい。
【００１６】
上側及び側部シェル１１は、周方向に関して、複数の部分的なシェルで製造され得る。しかしながら、適切な場合、単一のシェルで製造されることも可能である。
【００１７】
航空機胴体構造の上側の部分１１についての「上側及び側部シェル」の表現は、ここでは、上側の範囲に加えて、胴体の横の範囲もまた含むというように理解されるべきであり、一方、その一部が下側シェルとして参照される航空機胴体の下側部分１２は、胴体構造の下側の範囲を主として含むだけである。図１が、上側の部分１１及び下側の部分１２の両方を示しているので、しかしながら、それぞれはまた航空機胴体の側部の範囲を含み、この意味は、比較的に狭い意味や限定の中で理解されるべきでなく、そして、それは部分１１が主として胴体の上側の範囲とその側部をふさぎ、部分１２が主として胴体の下側の範囲を塞ぐということを意味する。
【００１８】
下側シェル１２は、軽金属成分から製造され得る。原則として、上側及び側部シェル１１と、下側シェル１２の両方は、従来の構造における軽金属成分、または、現代の構造における繊維強化成分のいずれか一方から製造され得る。
【００１９】
例示される望ましい実施形態において、航空機胴体構造は、下側シェル１２が軽金属成分で製造され、上側及び側部シェル１１が繊維強化成分で製造されたハイブリッド構造で製造される。下側シェル１２の支持構造は、周方向に広がり、図１から明らかなように、上側及び側部シェル１１の対応するフレームよりも相当に大きな高さを有するフレーム１４（横フレーム）を含む。特に、下側シェル１２の周方向に広がるフレーム１４は、下側シェル１２の負荷プロファイルに一致する方法で、側部から中心に向かって増加する高さを有する。下側シェル１２のフレーム１４の大きな高さは、大きな半径Ｒ２のせいで起こる内部の圧力負荷を吸収するために求められる。しかしながら、大きなフレーム高さはまた、強い応力にさらされたときに下側シェル１２の保護手段として、および、キャビンの支持構造として同時に使用され得るかぎり、有利である。デッキ３０は、下側シェル１２のフレーム１４に配置可能であり、デッキ３０は、図１において破線によって示されるだけであり、この出願の主要な事項ではない。
【００２０】
下側シェル１２のフレーム１４は、放射状に広がり、かつそれぞれがフレーム１４の要求される強度を生み出すという役割を果たす強化内部弦１７ａ及び強化リブ１７を有し得る。
【００２１】
ここで記述される望ましい実施形態において、上側及び側部シェル１１は、フレーム１３と、及び繊維強化材料で製造されたストリンガ１３ａとを伴う支持構造と繊維強化材料で製造されたスキン１５とを含む。上側及び側部シェル１１のスキン１５は、炭素繊維強化プラスチック材料、または、他のアルミニウムと繊維との複合材料、特にアルミニウムとガラス繊維との複合材料から製造され得る。
【００２２】
図２に示すように、織物繊維材料、特にガラス繊維材料の層２１と、軽金属層２２、特にアルミニウム合金の層とが交互に配置された形式の積層板を含む「ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ」２０（「ＧＬＡＲＥ」）によって、上側及び側部シェル１１と下側シェル１２とが移動範囲１８，１９内に結合される。積層２３は、ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ２０の反対側にあるシェル１１、１２の側に備えられる。この種の複合タブは、軽金属合金と繊維強化プラスチックとの異なる熱膨張係数を補償する役割を果たす。それらの複合構造は、含まれる材料の異なる熱膨張係数の適合を保証することができる。
【００２３】
一方の上側及び側部シェル１１と、他方の下側シェル１２との間の結合は、複数列リベット結合２４，２５、特に、いずれの場合も３列リベット結合によって製造される。リベット結合２４，２５は、チタニウムリベットまたはチタニウムボルトを含み得る。
【００２４】
一方の上側及び側部シェル１１と他方の下側シェル１２との間の結合は、図３のさらなる望ましい実施形態に従って例示される。ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ２０が再び結合の一方側で、積層２３の他方側に配置される。
【００２５】
図４ａ）およびｂ）は、図式化された横断面の例示において、それぞれ、図式化され、部分的に開かれた分解図で、ガラス繊維層２１と軽金属層２２とが交互に配置された方式を伴う上記のガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ２０の構造を示す。
【００２６】
本発明の望ましい実施形態によれば、本発明による航空機胴体構造の製造は、上述されるように、接着接合工程によって、ストリンガ１３ａ及びフレーム１３により形成される前記シェルの支持構造１３，１３ａを含む繊維複合材料からの上側及び側部シェル１１の製造、ストリンガ１４ａとフレーム１４とによって順に形成されるその支持構造１４，１４ａを含むアルミニウム又は軽金属材料からの下側シェル１２の製造、ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ２０への上側及び側部シェル１１の結合（これは最初に、繊維複合耐性をより良く補償するためである）、下側シェル１２に向けられる上側及び側部シェル１１の、上側及び側部シェル１１に結合されるガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ内への挿入、によって行われる。ガラス繊維複合タブの下側シェル１２へのリベッティングは、リベット手段、特にチタニウムボルト手段によって行われ得る。全ての胴体セグメントは、記述された方式で接合され、その後胴体セグメントは、リベット手段、特にチタニウムリベット又はチタニウムボルトによって順に接合される。
【００２７】
小さな半径Ｒ１を伴う胴体の形状の理由で内部圧力による負荷がより小さく、かつ外部の影響による危険性がより低い上側及び側部シェル１１のために軽量化繊維複合材料が使用される限り、記述されたハイブリッド構造は有利であり、一方、下側シェル１２についての軽金属またはアルミニウム材料の使用は、外部の影響に対する高い抵抗能力に関して有利であり、検査、修理が比較的簡単であり、電気メッキ特性と、上側及び側部シェル１１の帯電に関する放電手段として、および環境中からのライン及び装置の遮蔽としての静電遮蔽とに関して有利になる。
【符号の説明】
【００２８】
１０    航空機胴体構造
１１    上側及び側部シェル
１２    下側シェル
１２ａ  中央範囲
１３    フレーム
１３ａ  ストリンガ
１４    フレーム
１４ａ  ストリンガ
１５    スキン
１６    スキン
１７    強化リブ
１７ａ  内部弦
１８    移動範囲
１９    移動範囲
２０    ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ
２１    ガラス繊維層
２２    軽金属層
２３    積層
２４    リベット結合
２５    リベット結合
３０    デッキ
【図１】
2009539672.tif 000003
【図２】
2009539672.tif 000004
【図３】
2009539672.tif 000005
【図４】
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【手続補正書】
【提出日】平成21年4月27日(2009.4.27)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
互いに接合され、それぞれが航空機胴体（１０）の部分を形成する複数のシェル（１１，１２）から組み立てられ、支持構造（１３，１３ａ、１４，１４ａ）及び支持構造上に配置され、かつ耐圧縮方式で外見上航空機胴体（１０）を密封するスキン（１５，１６）を含む航空機胴体構造であって、上側及び側部シェル（１１）と下側シェル（１２）とを含み、外周全体に平均化された下側シェル（１２）の半径（Ｒ２）が、外周全体に平均化された上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）の１．２倍よりも大きくされ、上側及び側部シェル（１１）と、下側シェル（１２）とが、航空機の長手方向に広がる移動範囲（１８，１９）で互いに接合され、主クロスメンバを用いることなく、下側シェル（１２）の内部圧力負荷を吸収することができるような方式で、下側シェル（１２）の支持構造（１３，１３ａ）が、その強度について設計され、下側シェル（１２）は、下側シェル（１２）が上側及び側部シェル（１１）と滑らかに結合するように、航空機の中心から両方の側部に広がる中央範囲（１２ａ）と、実質的に一定な半径（Ｒ２）と、移動範囲（１８，１９）の近傍の両側の側部（１２ｂ，１２ｃ）での、より小さな半径とを有することを特徴とする航空機胴体構造。
【請求項２】
下側シェル（１２）は、中央範囲（１２ａ）において、上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）の１．３倍よりも大きな半径（Ｒ２）を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機胴体構造。
【請求項３】
下側シェル（１２）は、中央範囲（１２ａ）において、上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）の２倍よりも大きな半径（Ｒ２）を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機胴体構造。
【請求項４】
下側シェル（１２）は、中央範囲（１２ａ）において、上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）の２．５倍よりも大きな半径（Ｒ２）を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機胴体構造。
【請求項５】
軽金属成分の下側シェル（１２）と繊維強化成分の上側及び側部シェル（１１）とのハイブリッド構造で製造されることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機胴体構造。
【請求項６】
上側及び側部シェル（１１）、及び下側シェル（１２）は、積層板中に交互に配置されたガラス繊維層（２１）と軽金属層（２２）を伴う、ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ（２０）によって移動範囲（１８，１９）内で結合されることを特徴とする請求項５に記載の航空機胴体構造。
【請求項７】
ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ（２０）に積層（２３）が備えられることを特徴とする請求項６に記載の航空機胴体構造。
【請求項８】
一方の上側及び側部シェル（１１）と他方の下側シェル（１２）間の結合は、複数列リベット結合（２４，２５）によって製造されることを特徴とする請求項６または７に記載の航空機胴体構造。
【請求項９】
互いに接合され、かつそれぞれが航空機胴体（１０）を形成する複数のシェル（１１，１２）から組み立てられ、支持構造（１３，１３ａ、１４，１４ａ）と、支持構造上に配置され、かつ耐圧縮方式で外見上航空機胴体（１０）を密封するスキン（１５，１６）とを含み、上側及び側部シェル（１１）と下側シェル（１２）とを含み、下側シェル（１２）が、上側及び側部シェル（１１）の半径（Ｒ１）よりも実質的に相当大きな半径（Ｒ２）を有し、上側及び側部シェル（１１）と、下側シェル（１２）とが、航空機の長手方向に広がる移動範囲（１８，１９）で互いに接合され、主クロスメンバを用いることなく、下側シェル（１２）の内部圧力負荷を吸収することができるような方式で、下側シェル（１２）の支持構造（１３，１３ａ）が、その強度について設計される航空機胴体構造の製造のための方法であって、支持構造（１３，１３ａ）を含む、繊維複合材料からの上側及び側部シェル（１１）の製造、支持構造（１４，１４ａ）を含む、アルミニウム材料からの下側シェル（１２）の製造、積層内で、ガラス繊維層（２１）と軽金属層（２２）とが交互になる方式で配置される、ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ（２０）への上側及び側部シェル（１１）の結合、上側及び側部シェル（１１）上で突出する、ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ（２０）を含む、下側シェル（１２）への上側及び側部シェル（１１）の適合、下側シェル（１２）へのガラス繊維とアルミニウムとの複合タブの結合、を含むことを特徴とする方法。
【請求項１０】
繊維複合材料からの上側及び側部シェル（１１）の製造は、支持構造に含まれるストリンガ（１３ａ）及びフレーム（１３）とスキン（１５）との接着接合工程を含むことを特徴とする請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
アルミニウム材料からの下側シェル（１２）の製造は、ストリンガ（１４ａ）とフレーム（１４）とスキン（１６）の製造を含むことを特徴とする請求項９または１０に記載の方法。
【請求項１２】
上側及び側部シェル（１１）、及び下側シェル（１２）へのガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ２０の結合は、チタニウムボルト（２４，２５）によるリベッティングを含むことを特徴とする請求項９、１０又は１１に記載の方法。
【請求項１３】
上側及び側部シェル（１１）と下側シェル（１２）との結合は、ガラス繊維とアルミニウムとの複合タブ（２０）上の積層（２３）の提供を含むことを特徴とする請求項９から１２のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１４】
全ての必要な胴体セグメントの製造と、胴体全体を形成するための胴体セグメントの接合および結合とを含むことを特徴とする請求項９から１３のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１５】
チタニウムボルトによる胴体セクション間の横ジョイントのロッキングを含む請求項９から１４のいずれか１項に記載の方法。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００４
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００４】
この目的は、第１に、請求項１の特徴を伴う航空機胴体構造によって達成される。この目的は、第２に、請求項９の特徴を伴う航空機胴体構造の製造のための方法によって達成される。
本発明に係る航空機胴体構造は、互いに接合され、それぞれが航空機胴体の部分を形成する複数のシェルから組み立てられ、支持構造及び支持構造上に配置され、かつ耐圧縮方式で外見上航空機胴体を密封するスキンを含み、上側及び側部シェルと下側シェルとを含み、下側シェルが、上側及び側部シェルの半径よりも実質的に相当大きな半径を有し、上側及び側部シェルと、下側シェルとが、航空機の長手方向に広がる移動範囲で互いに接合され、主クロスメンバを用いることなく、下側シェルの内部圧力負荷を吸収することができるような方式で、下側シェルの支持構造が、その強度について設計される。
望ましい実施形態によれば、外周全体に平均化された下側シェルの半径は、外周全体に平均化された上側及び側部シェルの半径の１．２倍よりも大きい。
望ましい実施形態によれば、外周全体に平均化された下側シェルの半径は、外周全体に平均化された上側及び側部シェルの半径の１．５倍よりも大きい。
望ましい実施形態によれば、外周全体に平均化された下側シェルの半径は、外周全体に平均化された上側及び側部シェルの半径の２倍よりも大きい。
望ましい実施形態によれば、上側及び側部シェルは実質的に一定な半径を有する。
望ましい実施形態によれば、下側シェルは、下側シェルが上側及び側部シェルに滑らかに結合するように、航空機の中心から両方の側部に広がる中央範囲と、実質的に一定な半径と、移動範囲の近傍の両側の側部での、より小さな半径とを有する。
望ましい実施形態によれば、下側シェルは、周方向に関して、１つの部材で製造される。
望ましい実施形態によれば、上側及び側部シェルは、周方向に関して、複数の部分的なシェルで製造される。
望ましい実施形態によれば、下側シェルは、軽金属成分により製造される。
望ましい実施形態によれば、上側及び側部シェルは、繊維強化成分で製造される。
望ましい実施形態によれば、下側シェルの支持構造は、周方向に広がり、かつ対応する上側及び側部シェルのフレームよりも相当に高い高さを有するフレームを含む。
望ましい実施形態によれば、周方向に広がる下側シェルのフレームは、中心に向かって増加する高さを有する。
望ましい実施形態によれば、下側シェルのフレームは、強化された内部弦を有する。
望ましい実施形態によれば、下側シェルのフレームは、放射状に広がる強化リブを有する。
望ましい実施形態によれば、上側及び側部シェルは、フレームと、繊維強化成分で製造されたストリンガとを伴う支持構造と、繊維強化成分で製造されたスキンとを含む。
望ましい実施形態によれば、上側及び側部シェルのスキンは、炭素繊維強化プラスチック材料で製造される。
望ましい実施形態によれば、上側及び側部シェルのスキンは、アルミニウムとガラス繊維複合材料で製造される。
望ましい実施形態によれば、リベット結合は、チタニウムリベットを含む。
【国際調査報告】
2009539672.tif 000007
2009539672.tif 000008
2009539672.tif 000009