(57)【要約】本発明の目的は損傷域全体を包含すると同時に少なくとも１ヵ所のアール部が含まれる切り取り域(24)の区画を仕切る胴体(20)内の少なくとも１ヵ所の切り取り部の施工からなるとともに、その直径が所要アール部に合う直径の工具を使用した切り取り域（24）の前記アール部領域の孔(34)の施工からなることを特徴とする航空機胴体損傷域の切り取り方法である。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
特に損傷域全体を包含し少なくとも１ヵ所のアール部を含む切り取り域(24)を区切る少なくとも１ヵ所の胴体(20)切り取り部の施工からなる損傷域の補修を目的とした航空機胴体損傷域の切り取り方法であって、所要アール部直径と合う直径の工具を利用した該切り取り域(24)の前記アール部領域に孔(34)の施工が行われることからなる点を特徴とする、航空機胴体損傷域の切り取り方法。
【請求項２】
該切り取り域(24)が複数辺(32)を伴った多角形形状であり各隅角部領域に所要アール部の直径と合う直径の孔(34)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損傷域の切り取り方法。
【請求項３】
該孔(34)領域が数ミクロンの中ぐり再加工操作からなり該孔(34)の小端面の仕上がり品質が改善されることを特徴とする、請求項２に記載の航空機胴体損傷域の切り取り方法。
【請求項４】
該切り取り域(24)の該辺(32)ならびに該孔(34)が割線であることを特徴とする、請求項２または請求項３に記載の航空機胴体損傷域の切り取り方法。
【請求項５】
該辺(32)が該孔(34)領域に配置されて前記孔領域で円弧曲線(36)がおよそ270度にわたる境界を定めることを特徴とする、請求項４に記載の航空機胴体損傷域の切り取り方法。
【請求項６】
少なくとも１ヵ所の該胴体(20)の切り取り部の施工ならびにその後の残りの胴体(20)部と一体となれる部品(28)を使用した該切り取り域(24)に対応した開口部の密閉からなる、請求項１から請求項５のいずれかに記載の航空機胴体損傷域の切り取り方法。
【請求項７】
請求項６に記載の補修方法を実施して補修される航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は航空機胴体の損傷域に関する補修方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機胴体には一般的には骨組を構成する内側補剛材により補強される板状の外側ケーシングが含まれる。
【０００３】
航空機胴体外側部分は鳥あるいはその他の物体の衝撃により損傷される可能性がある。衝撃の痕跡が非常に大きい場合には乱流が生じると同時に胴体廻りの空気の流れを阻害しうるので、衝撃を受けた胴体部分の取り換えの必要がありうる。
【０００４】
構造補修マニアル（ＳＲＭ：構造補修マニアル）５１−２７−００項によると、補修は板部を切り取って実施されなくてはならない。
【非特許文献１】構造補修マニアル（ＳＲＭ：構造補修マニアル）５１−２７−００
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
図１に示されるように、衝撃部12全体を包含する多角形形状の切り取り部10は板金レベルで施工される。一般的に切り取り部10は正方形あるいは長方形である。
【０００６】
応力集中抑制のため切り取り部10の隅角部はアールが付けられる。
【０００７】
この切り取り部またさらに特にそのアール隅角部の施工のため、補修担当作業者により穿孔機が使用されて、切り取り部内側に配置されるとともにその周囲が施工される切り取り部にほぼ接する例えば6ミリ程度の直径の小穴14が穿孔される。その後、これらの小穴14はこの作業者によりやすりが使用されて接合され、この同工具が使用されてアール部も仕上げられる。
【０００８】
フリーハンドのこれらの切り取り作業は切り取りによるキズを抑制するよう多くの時間をかけて行われなくてはならない。従って、これらの作業は比較的時間を長く要すると同時にコストもかかるばかりか、必然的に航空機の利用が停止し収益を損なう時間が生ずる。
【０００９】
しかしながら、たとえこれらの作業が最大限の時間をかけて行われたとしても、やすりの利用により、例えば、やすりの通り道のずれや局部的作用のために切り取りキズが生まれる。
【００１０】
これらのアール部は最大応力域であるので、これらの切り取りキズは図３に示されるような口の開いたクラック16の発生源となる。
【００１１】
これらの補修キズはこの種の補修後に、訪問検査頻度を上げるかどうか予測する損傷許容度計算により検討される。訪問回数が増すことにより航空機はさらに利用が停止し多くの営業時間が減少することになる。
【００１２】
この種の補修後の訪問検査時に口の開いたクラックが見つかると、また新たな補修を強いられる。胴体上の新たな切り取り部は新たに口の開いたクラックと古い補修部の全体を包括する大きさを有する。その結果、連続する複数の補修部に応じた切り取りにより区切られる面積が増して、ついには航空機の寿命期間が低下することになる。
【００１３】
また、この補修方法は施工時間がかかるだけでなくこれにより訪問検査の頻度が増し新たなキズが発生する危険や航空機営業時間の減少ひいては一般的にその寿命時間の低下となって現れるので満足すべき方法ではない。
【００１４】
また、本発明は先行技術の欠点を打開することを目的として特に衝撃による胴体の損傷域の切り取り方法を提案するものであり、補修処置時間の短縮ならびに、例えば、新たな口の開いたクラックの発生などの事後の損傷の危険の低減の可能性があると同時に、航空機の利用度とその寿命の向上を可能にするものである。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
このため、本発明は、特に航空機胴体の損傷域の補修を目的とした損傷域の切り取り方法を対象とし、損傷域全体を包含すると同時に、少なくとも１ヵ所のアール部を含む切り取り域の区画を目的とした胴体上の少なくとも１ヵ所の切り取り部の施工からなっており、所要アールの直径に合う直径の工具を使用してこの切り取り域の前記アール部領域の孔の施工からなることを特徴とする。
【００１６】
その他の特徴と利点は本発明に関して以下に続く説明すなわち付録の図面を参照して例としてのみ挙げられる説明により浮かび上がろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
図４に衝撃痕22により損傷した航空機胴体域が20で示された。
【００１８】
以降の説明に関して、胴体とは翼類や安定板類も合わせて飛行体全体を包含した空気の流れと接触しうる航空機外皮すべての部分をさすものと拡大理解される。
【００１９】
衝撃とは、空気の流れに関する乱流を起こしうる、特に、鳥あるいはその他のあらゆる要素との衝突が原因の前記胴体外面の任意の破損部である胴体外面上のすべてのキズと理解される。
【００２０】
損傷した胴体20区域の補修方法は、衝撃痕22全体を包含する切り取り域24を区画する目的の胴体20内の少なくとも１ヵ所の切り取り部の施工、ならびにその胴体内における開口部26の作成、ならびにその後、その寸法がこの開口部26のものより大きい胴体20残部と併存する板部分28を利用した前記開口部の密閉からなる。
【００２１】
応力集中を抑制するため切り取り域24には少なくとも１ヵ所のアール部が含まれる。
【００２２】
付加される板部分28は、特にリベット打ち、溶接その他によって任意の適当な手段で残りの胴体に固定される。
【００２３】
残りの胴体上への固定と同様に付加される板部分28の切り取り部については専門家であれば公知であるのでこれ以上詳細には説明しない。これらの段階については構造上の補修マニアルにより推奨される方案が利用されるのが好ましい。
【００２４】
図４では、先行技術による切り取り部30は混合破線で示された。
【００２５】
切り取り域24はほぼ長方形の辺32を伴った多角形形状を有する。変型例では、辺32は軽く曲線が付いている場合もある。
【００２６】
一般的に、切り取り域24は長方形であるか正方形であると同時に４つの辺32が含まれる。
【００２７】
本発明によると、切り込み域24には各隅角部についてその直径が所要アールと合う工具を使用して施工される１つの孔34が含まれる。
【００２８】
本発明による切り取り方法は、特に太いきりかあるいは頭部付きの穿孔器を利用したその直径が所要アールと合う直径の工具を使用した切り取り域24の各隅角部領域の孔34の施工、次いで鋸を使用した辺32に対応する切り取り部による前記孔34の接合からなる。
【００２９】
各隅角領域におけるアールはアール部に合う唯一の孔の穿孔により作成されるので、アール部小端面の状態は互いに接合される連続した複数の穴により手動で施工される先行技術のアール部のものよりも良好な仕上がり品質である。
【００３０】
また、回転工具を利用して孔を施工することにより孔の小端面の仕上がり状態は改善しうる。
【００３１】
アール部の仕上がり品質は従来よりも良好であるので、口の開いたクラックなどのキズの発生する危険が減少する。
【００３２】
数ミクロン単位の中ぐりの再加工作業が行えるので孔34の領域におけるキズ発生の危険が減って孔34の小端面の仕上がり品質が改善されるのは安全の点からの利点である。
【００３３】
こうして、本発明によると本切り取り方法の実施は従来よりも迅速となって航空機の補修処置時間の低減ならびに利用度の向上が可能となる。
【００３４】
キズ発生の危険の低減により、訪問検査と事後の補修頻度の増加回避が行えるようになって航空機の利用度やその寿命向上も可能となる。
【００３５】
孔34に損傷が含まれないことを確実にするために、例えばHFEC（高周波渦電流）タイプの試験による非破壊検査が可能である。
【００３６】
孔34の直径は例えば、20ミリ程度の鋸の刃の挿入に十分足るだけのものでなくてはならない。
【００３７】
本発明のもう１つの特徴は、切り取り域24の辺32は先行技術のもののように多角形の隅角部領域に設けられるアール部の接線ではなく割線である。
【００３８】
従って、たとえ２つの孔間で鋸の引き道に小さなずれが存在しても、鋸アールの仕上がり品質が改めて問題となることはなく鋸は最大応力を受けるアール域に届くことも全くない。
【００３９】
さらに、辺32が孔34の割線であるように設けられる点により、従来のものよりも長い隅角部領域に円弧状曲線36が得られてより良好な応力分配に寄与すると同時に、口の開いたクラック発生の原因となりうる１点への応力集中現象が抑制できることになる。
【００４０】
辺32は孔34に関してほぼ270度にわたり拡がる前記孔の領域において円弧状曲線36により境界が区画されるように配置されると都合が良い。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】先行技術による切り取り部を図示した衝撃痕による胴体損傷域の立面図。
【図２】先行技術による切り取り部アール部の詳細図。
【図３】口の開いたクラックのある先行技術によるアール部図。
【図４】本発明による切り取り部を太線で、先行技術による切り取り部を混合破線で示した衝撃痕による胴体損傷域の立面図。
【図５】本発明による切り取り後の胴体域の立面図。
【図６】補修域の断面図。
【図１−２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【国際調査報告】
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