(57)【要約】  航空機胴体はチューブ状のシェルを含み、シェルは、中心線軸と、対向端と、φが円柱座標系の角座標である半径Ｒ（φ）、シェルの表面の曲率の局部半径の逆数である曲率Ｃｕｒｖ（φ）、およびノーズ端とテール端との間の中心線軸に沿った実質的にすべての測点で楕円形の断面から±７％だけ径方向に異なる周方向形状を有する断面とを有する。シェルの重量は、φの関数として表わされかつシェルのあらゆる要素と関連付けられる少なくとも１つの構造的属性を「誂える」、すなわち最適化することにより、自身に対する設計荷重に反作用を及ぼす必要があるシェルの重量が、同じ設計荷重に反作用を及ぼす必要があるがしかし同じ構造的属性がそのように誂えられていないシェルの重量よりも小さくなるように最小化される。
2009515774.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部与圧可能航空機胴体構造であって、
中心線軸ｘと、対向する閉じたノーズ端およびテール端と、２つの前記端の間の前記ｘ軸に沿った実質的にあらゆるポイントで半径Ｒ（φ）を有する非円形の断面とを有する細長いチューブ状のシェルを備え、φは前記ｘ軸の周りで０度から＋３６０度まで変化する横揺れ仰角であり、
前記シェルの各々の断面の前記半径Ｒ（φ）は、２・ｒmaxの寸法の長軸と２・ｒminの寸法の短軸とを有する楕円形の断面の半径ｒ（φ）から±７％だけ径方向に異なる、胴体構造。
【請求項２】
前記シェルの最大幅はその最大高さよりも大きく、
前記シェルの前記最大幅および高さは前記楕円形の断面の前記長軸および短軸とそれぞれ実質的に整列される、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項３】
ｒ（φ）は
【数１】
2009515774.tif 000011
の関係で与えられる、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項４】
前記シェルの表面の曲率の局部半径の逆数として定義される曲率Ｃｕｒｖ（φ）はＲ（φ）と関連付けられ、ｒ（φ）と関連付けられる対応の曲率κ（φ）は
【数２】
2009515774.tif 000012
によって与えられる、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項５】
前記シェルは少なくとも１つの構造的属性を有し、前記少なくとも１つの構造的属性は前記仰角φの関数として誂えられて、それに対する設計荷重に反作用を及ぼす必要がある前記シェルの重量が、同じ設計荷重に反作用を及ぼす必要があるがしかし前記少なくとも１つの構造的属性がそのように誂えられていないシェルの重量よりも小さくなるようにする、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項６】
前記シェルは圧力容器として機能し、前記設計荷重は内部与圧荷重を備える、請求項５に記載の胴体構造。
【請求項７】
前記シェルは構造的構成要素を含み、前記構造的構成要素は、
内部長手方向縦通材および軸方向に間隔をあけられた周方向フレームに取付けられた少なくとも１つの外部周方向スキン、
内部コア構造に貼り合わされた外部周方向スキンおよび内側スキン、ならびに
グリッドパターンに配置された補強部材に取付けられる少なくとも１つの外部周方向スキンを有するイソグリッド構造
のうち１つを備える、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項８】
前記構造的構成要素のうち少なくとも１つの少なくとも１つの寸法はＲ（φ）およびＣｕｒｖ（φ）のうち少なくとも１つの関数として誂えられる、請求項７に記載の胴体構造。
【請求項９】
前記少なくとも１つの寸法は、径方向の寸法、軸方向の寸法または周方向の寸法を備える、請求項８に記載の胴体構造。
【請求項１０】
前記少なくとも１つの寸法は前記周方向スキンの厚みを備える、請求項８に記載の胴体構造。
【請求項１１】
中心軸ｘと、対向するノーズ端およびテール端と、２つの前記端の間の前記ｘ軸に沿った実質的にあらゆるポイントで半径Ｒ（φ）を有する非円形の断面とを有する細長いチューブ状のシェルを備えるタイプの与圧可能航空機胴体の重量を最小化するための方法であって、φは前記ｘ軸の周りを０度から＋３６０度まで変化する前記シェルの横揺れ仰角であり、Ｒ（φ）は２・ｒmaxの寸法の長軸および２・ｒminの短軸を有する楕円形の断面の半径ｒ（φ）から±７％だけ径方向に異なり、曲率Ｃｕｒｖ（φ）は前記シェルの表面の曲率の局部半径の逆数として定義されかつＲ（φ）と関連付けられ、ｒ（φ）と関連付けられる曲率κ（φ）は
【数３】
2009515774.tif 000013
によって与えられ、前記方法は
前記仰角φの関数として前記シェルの少なくとも１つの構造的属性を規定するステップと、
前記シェルの前記少なくとも１つの構造的属性を誂えて、それに対する設計荷重に反作用を及ぼす必要がある前記シェルの重量が、同じ設計荷重に反作用を及ぼす必要があるがしかし前記少なくとも１つの構造的属性がそのように誂えられていないシェルの重量よりも小さくなるようにするステップとを備える、方法。
【請求項１２】
前記シェルは厚みを有する周方向スキンを備え、
前記少なくとも１つの構造的属性を誂えるステップは、実質的にＲ（φ）およびＣｕｒｖ（φ）のうち少なくとも１つの関数として前記スキンの前記厚みを誂えるステップを備える、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記周方向スキンは、非金属および金属の材料のうち少なくとも１つからなる複数プライ複合構造を備え、
各々のプライは他のプライに対して選択された角度に向けられ、
前記少なくとも１つの構造的属性を誂えるステップは、プライの数、前記プライのうち少なくとも１つの前記角度の向き、および前記プライの材料のうち少なくとも１つについて前記プライを誂えるステップを備える、請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
前記シェルは、ほぼ平行の、長手方向に間隔をあけられた周方向の複数のフレームを備え、
前記少なくとも１つの構造的属性を誂えるステップは、実質的にＲ（φ）およびＣｕｒｖ（φ）のうち少なくとも１つの関数として前記フレームの径方向深さを誂えるステップを備える、請求項１１に記載の方法。
【請求項１５】
各々の周方向フランジは、内側および外側の周方向フランジのうち少なくとも１つを備え、
前記少なくとも１つの構造的属性を誂えるステップは、実質的にＲ（φ）およびＣｕｒｖ（φ）のうち少なくとも１つの関数として前記フランジの径方向深さを誂えるステップを備える、請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
各々の周方向フランジは径方向ウェブを備え、
前記少なくとも１つの構造的属性を誂えるステップは、実質的にＲ（φ）およびＣｕｒｖ（φ）のうち少なくとも１つの関数として前記ウェブの長手方向厚みを誂えるステップを備える、請求項１４に記載の方法。
【請求項１７】
前記ウェブの前記長手方向厚みは径方向に可変であり、
前記少なくとも１つの構造的属性を誂えるステップは、実質的にＲ（φ）およびＣｕｒｖ（φ）のうち少なくとも１つの関数として前記ウェブの厚みの前記径方向の分布を誂えるステップを備える、請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
各々の周方向フランジは、非金属および金属の材料のうち少なくとも１つからなる複数プライ複合構造を備え、
各々のプライは他のプライに対して選択された角度の向きに向けられ、
前記少なくとも１つの構造的属性を誂えるステップは、プライの数、前記プライの相対的な角度の向き、および前記プライの材料のうち少なくとも１つについて前記プライを誂えるステップを備える、請求項１４に記載の方法。
【請求項１９】
細長い内部与圧可能チューブ状シェルを含む胴体を備え、前記シェルは、中心線軸と、対向する閉じたノーズ端およびテール端と、φが前記中心線軸と同心の円柱座標系の角座標であるＲ（φ）、前記シェルの表面の曲率の局部半径の逆数である曲率Ｃｕｒｖ（φ）、および前記ノーズ端と前記テール端との間の前記中心線軸に沿った実質的にすべての位置で楕円形の断面の周から±７％だけ径方向に異なる周を有する近楕円形の断面とを有し、さらに
前記胴体を地面から持上げ、かつそれを前記地面に対して少なくとも前方方向に推進するための手段を備える、航空機。
【請求項２０】
Ｒ（φ）およびＣｕｒｖ（φ）のうち少なくとも１つからなるφの関数として表わされる、前記シェルの前記断面の実質的に各々の前記周の実質的にすべての要素は少なくとも１つの関連の構造的属性を有し、前記少なくとも１つの構造的属性はφの関数として誂えられて、それに対する設計荷重に反作用を及ぼす必要がある前記シェルの重量が、同じ設計荷重に反作用を及ぼす必要があるがしかし前記少なくとも１つの構造的属性がそのように誂えられていないシェルの重量よりも小さくなるようにする、請求項１９に記載の航空機。
【請求項２１】
前記シェルは、周方向外側スキンと、前記スキンの内側面に隣接して配置される、周方向に間隔をあけられた長手方向の縦通材とを備え、
前記少なくとも１つの誂えられた構造的属性は、前記縦通材の断面形状およびサイズ、数、ならびに材料のうち少なくとも１つを備える、請求項２０に記載の航空機。
【請求項２２】
前記周方向スキンおよび前記縦通材のうち少なくとも１つの各々は、各々が他のものに
対して選択された角度の向きを有する複数のプライの複合体を備え、
前記少なくとも１つの誂えられた構造的属性は、前記プライの数、相対的角度の向き、および材料のうち少なくとも１つを備える、請求項２０に記載の航空機。
【請求項２３】
前記シェルは、発泡材および複数の剛性の相互接続されたセルのうち少なくとも１つの剛性コアに取付けられる周方向外側スキンを備え、
前記少なくとも１つの誂えられた構造的属性は、前記コアの厚み、コアセルの密度、およびコア材料のうち少なくとも１つを備える、請求項２０に記載の航空機。
【請求項２４】
前記シェルは、内部補強部材を備えるグリッドに取付けられる少なくとも１つの外部表面板を有するイソグリッド構造を備え、
前記少なくとも１つの誂えられた構造的属性は、グリッドスペーシング、グリッド外形、グリッド材料、および表面板材料のうち少なくとも１つを備える、請求項２０に記載の航空機。
【請求項２５】
前記シェルはフィラメント巻回構造を備える、請求項１９に記載の航空機。
【請求項２６】
前記シェルはテープを貼られた複合構造を備える、請求項１９に記載の航空機。
【請求項２７】
前記シェルは、オートクレーブ硬化複合構造、マイクロ波硬化複合構造、およびＥビーム硬化複合構造のうち少なくとも１つを備える、請求項１９に記載の航空機。
【請求項２８】
前記シェルは、カーボン・ファイバ・イン・レジン複合構造、および複合材料と金属材料との組合せのうち少なくとも１つを含む、請求項１９に記載の航空機。
【請求項２９】
前記シェルは、縫合複数プライ複合構造、縫合樹脂フィルム含浸（ＲＦＩ）複合構造、およびステープル留め複数プライ複合構造のうち少なくとも１つを含む、請求項１９に記載の航空機。
【請求項３０】
前記シェルは、前記航空機に対して働く電磁放射（ＥＭＥ）および雷の影響のうち少なくとも１つを緩和するための導電要素を含む複合構造を備える、請求項１９に記載の航空機。
【請求項３１】
前記シェルは、装飾用の色、空力抵抗の減少、ならびに前記航空機に作用する雷および電磁放射（ＥＭＥ）の緩和を与えるための、色付けされた導電リブレットフィルムを配置した外表面を有する複合構造を備える、請求項１９に記載の航空機。
【請求項３２】
前記シェルは、局部胴体表面軸系に対して０度プラスまたはマイナス２０度の向きを有する、長手方向に向いたあるファイバプライと、前記シェルの周りに周方向に巻回され、かつ前記局部胴体表面軸系に対して９０度プラスまたはマイナス２０度の範囲内で変化する向きを有する他のプライとを有する複合スキンを備える、請求項１９に記載の航空機。
【請求項３３】
前記シェルは、前記局部胴体表面軸系に対して＋４５度プラスまたはマイナス２０度の範囲内で変化する向きを有する第１の角度付けられたプライと、前記局部胴体表面軸系に対して−４５度プラスまたはマイナス２０度の範囲内で変化する向きを有する第２の角度付けられたプライとをさらに備える、請求項３２に記載の航空機。
【請求項３４】
前記第１の角度付けられたプライおよび前記第２の角度付けられたプライは、前記シェルに対する周方向の荷重が選択された量だけそれに対する長手方向の荷重を超えるφの領域についてそれらのそれぞれの向きの大きさが４５度を超えるように、操舵経路に沿った
その構築の間に前記シェルの周りに敷設される、請求項３３に記載の航空機。
【請求項３５】
前記第１の角度付けられたおよび第２の角度付けられたプライは、前記シェルに対する長手方向の荷重が選択された量だけ前記シェルに対する周方向の荷重を超えるφの領域についてそれらのそれぞれの向きの大きさが４５度未満であるように、操舵経路に沿ったその構築の間に前記シェルの周りに敷設される、請求項３３に記載の航空機。
【請求項３６】
前記局部胴体表面軸系に対して０度プラスまたはマイナス２０度の範囲内の向きを有する付加的な長手方向のプライは、それに対する水平尾翼荷重または昇降舵荷重または前輪スラップダウン荷重によって誘導される胴体曲げモーメントに効率的に反作用を及ぼすように、その構築の間に前記胴体のクラウンおよびキール領域のうち少なくとも１つに置かれる、請求項３２に記載の航空機。
【請求項３７】
胴体クラウン区域における雹による損傷のおそれを低減するために前記シェルのクラウン領域に少なくとも１つの付加的な複合プライ層をさらに備える、請求項１９に記載の航空機。
【請求項３８】
前記シェルの上側のウインドウベルト区域に少なくとも１つの付加的な複合プライ層をさらに備える、請求項１９に記載の航空機。
【請求項３９】
前記胴体のクラウン領域の前記周方向フレームの局所フレーム深さは平均フレーム深さに対して増大している、請求項７に記載の胴体構造。
【請求項４０】
前記胴体のキール領域の前記周方向フレームの局所フレーム深さは平均フレーム深さに対して増大している、請求項７に記載の胴体構造。
【請求項４１】
前記構造の客室部分の前記構造の左右側領域の前記周方向フレームの局所フレーム深さは平均フレーム深さに対して減少している、請求項７に記載の胴体構造。
【請求項４２】
前記周方向フレームの各々は、第１の楕円形の経路に実質的に沿って横たわる前記フレームの外側端縁および第２の楕円形の経路に実質的に沿って横たわる内側端縁によって規定されるような異なる深さを有し、前記長軸対前記短軸の比は、前記第１の楕円形の経路についてよりも前記第２の楕円形の経路についてより大きい、請求項７に記載の航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は一般的に航空機の設計に関し、特に楕円形または近楕円形の断面を有する与圧可能航空機胴体のための軽量構造の設計に関する。
【背景技術】
【０００２】
旅客機などの、ある種類の内部与圧可能な航空機胴体は、近楕円形の断面を有利に用い得る。たとえば、サンクリッチ，エム・ケイ・ブイ（M. K. V. Sankrithi）に対する米国特許第６，８３４，８３３号は、高さよりも幅が大きい擬似楕円形または近楕円形の断面を持つ胴体１０を有する航空機の使用を開示する。この種類の胴体形状の代表的な正面端および上面平面断面図がそれぞれ図１Ａおよび図１Ｂに示され、胴体は、それぞれの対向する閉じたノーズ端およびテール端１４および１６を有する剛性の軽量シェル１２を備える。この断面は、典型的にはゆったりとして快適な２通路７列並びのキャビンとして提供されるメインデッキキャビン１８を、下デッキ貨物室２０中の貨物コンテナ１４（典型的にはＬＤ−３−４６Ｗまたは同様の標準タイプのコンテナ）とともに効率的に収容する。この２通路の胴体の断面形状は、円形または混合円弧の断面を有する、対応の１通路６列並びの従来の航空機胴体のものに匹敵するシート当たりの周の比を与えることもわかっており、その結果、より優れた乗客の快適性および所有者の収入オプションを与えつつ、ゼロ次分析では対応の１通路胴体断面のものに匹敵するシート当たりの断面寄生抗力の比およびシート当たりの空重量の比も与えることができる。
【０００３】
しかしながら、そのような近楕円形の断面の胴体のための最適化された軽量構造の達成は、従来の円形断面を有する胴体設計から非円形の断面を有する胴体設計への移行に係る構造的かつ重量上の不利、特に、高高度ジェット機の設計に固有の与圧の影響に関連する不利のためにかなりの工学的な設計上の課題を提起する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
したがって、航空機産業において、楕円形または近楕円形の断面を有する与圧可能航空機胴体用の軽量構造を達成するための設計方法および技術に対する必要性が存在する。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本明細書中に記載のさまざまな例示的な実施例に従うと、本発明は、近楕円形状と、胴体の円柱座標系の角座標φの関数として表わされる胴体の実質的にあらゆる要素の構造的属性を、それに対するすべての設計荷重に必ず反作用を及ぼす（react）、すなわち支えるように「誂える（tailoring）」、すなわち最適化することによって最小化される重量とを有する航空機のための内部与圧可能胴体構造を提供する。
【０００６】
好ましい例示的な実施例では、胴体構造は、中心軸ｘと、対向する閉じたノーズ端およびテール端と、２つの端の間のｘ軸に沿った実質的にあらゆるポイントで半径Ｒ（φ）を有する非円形の断面とを有する細長いチューブ状のシェルを備え、φは、円柱角座標、すなわちｘ軸の周りで０度から＋３６０度に変化する、シェルの横揺れ仰角である。シェルの各々の断面の半径Ｒ（φ）は、寸法が２・ｒmaxである長軸および寸法が２・ｒminである短軸を有する真楕円断面の半径ｒ（φ）から±７％だけ径方向に異なるように制限されており、ｒ（φ）は以下の関係によって与えられる。
【０００７】
【数１】
2009515774.tif 000003
【０００８】
好ましい実施例では、シェルの最大幅はその最大高さを超えており、シェルの最大幅および高さはそれぞれ真楕円形の断面の長軸および短軸と実質的に整列する。シェルの表面の曲率の局部半径の逆数として定義される曲率Ｃｕｒｖ（φ）はＲ（φ）と関連付けられ、真楕円形の断面のｒ（φ）と関連付けられる対応の曲率κ（φ）は以下によって与えられる。
【０００９】
【数２】
2009515774.tif 000004
【００１０】
例示的なシェルは、そのあらゆる断面要素と関連付けられる少なくとも１つの構造的属性を有し、この少なくとも１つの構造的属性は、その要素に対する設計荷重に反作用を及ぼす必要があるシェルの重量が、同じ設計荷重に反作用を及ぼす必要があるがしかしこの少なくとも１つの構造的属性がそのように誂えられていないシェルの重量よりも小さくなるように、仰角φの関数として誂えられている。好ましい実施例では、φの関数は、Ｒ（φ）またはＣｕｒｖ（φ）のいずれかからなる。したがって、胴体の重量を最適化する、すなわち胴体の重量を最小化するための方法の例示的な実施例は、Ｒ（φ）またはＣｕｒｖ（φ）のいずれかの関数として、すなわち「汎関数」として、シェルのあらゆる周方向要素の少なくとも１つの構造的属性を規定するステップと、要素の少なくとも１つの構造的属性を誂えて、それにより、その各々の周方向要素に対するすべての設計荷重に反作用を及ぼす必要があるシェルの重量が、それに対して働く同じ設計荷重に反作用を及ぼす必要があるがしかしこの少なくとも１つの構造的属性がそのように誂えられていないシェルの重量よりも小さくなるようにするステップとを備える。
【００１１】
有利には、胴体のシェルは、主に関心のある設計荷重が内部与圧荷重を含む圧力容器として機能し得る。シェルは、周方向外側スキンと、スキンの内側面に隣接して配置される周方向に間隔をあけられた長手方向の縦通材（stringer）とを備え得、少なくとも１つの誂えられた構造的属性は、縦通材の断面形状およびサイズ、数、ならびに材料のうち少なくとも１つを備え得る。周方向スキンおよび縦通材のうち少なくとも１つの各々は、各々が他のものに対して選択された角度の向きを有する複数のプライ（plies）の「複合体」を備え得、少なくとも１つの誂えられた構造的属性は、プライの数、相対的な角度の向き、および材料のうち少なくとも１つを備え得る。
【００１２】
これに代えて、シェルは、連続的な剛性の発泡体または相互に接続されたセルのいずれかを備え得る「サンドイッチ」構造、すなわち剛性コアに取付けられた周方向の外側スキンおよび内側スキンを備え得、少なくとも１つの誂えられた構造的属性は、コアの厚み、コア密度、またはコアセル密度およびコア材料のうち少なくとも１つを備え得る。スキンは、熱硬化性または熱可塑性材料のうちいずれかから作製可能であり、手でレイアップされるか、機械でレイアップされるか、または樹脂で含浸される。
【００１３】
別の実施例では、シェルは、内部補強部材を備えるグリッドに取付けられた少なくとも１つの外部表面板を有する「イソグリッド」構造を備え得、少なくとも１つの誂えられた構造的属性は、グリッドスペーシング、グリッド外形、グリッド材料、および表面板材料のうち少なくとも１つを備え得る。
【００１４】
さらに別の実施例では、シェルは、少なくとも１つの誂えられた構造的属性がフィラメント断面形状およびサイズ、巻回ピッチ、ならびに／またはフィラメント中の繊維の数を含み得るフィラメント巻回構造を備え得る。
【００１５】
以下の例示的な実施例の詳細な説明の考察から、特に添付の図面と関連してそのような考察がなされれば、本発明の上記ならびに数多くの他の特徴および利点のよりよい理解が得られるであろう。図面中、同じ参照番号は１つ以上の図に図示される同様の要素を同定するのに用いられる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
詳細な説明
図１Ａおよび図１Ｂは、旅客キャビン１８および貨物区画２０を有する先行技術の与圧可能航空機胴体１０の正面端断面および平面図をそれぞれ図示する。この発明は、より厳密に臨界設計荷重に一致するように、断面の中心線軸の周りで測定される横揺れ仰角φの関数として構造の「誂え」、すなわち最適に選択された調節を適用することにより、シェルが近楕円形の断面を有するそのような航空機用の軽量胴体シェル構造を提供する。本発明に従う近楕円形の断面を有する胴体シェル２０の例示的な実施例が図２Ａの正面端断面図に図示される。図２Ａで、シェルの周または外周は２８で示され、ウインドウベルト３１がメインキャビンの床３２を有する客室２２に隣接して配置される。貨物区画２６はユニットロードデバイスまたは貨物コンテナ２４とともに示される。シェルのクラウン領域２７およびキール領域２９はシェルの上方端部および下方端部を規定する。
【００１７】
この発明の目的のため、「近楕円形の断面」という用語は、形状がほぼ楕円形である断面として理解されるべきであり、幅対高さ（または高さ対幅）の比は１．０１から１．３０の間であり、断面の周または円周は、「純粋な」楕円、すなわち形状が厳密に楕円形であるか、または胴体シェル断面の中心線軸から径方向に外向きに延びる方向の実質的にすべてのポイントでもしくは中心軸に沿った長手方向の測点（station）で測定したような厳密に楕円形の形状から±７％の範囲にあるかのいずれかである。
【００１８】
図２Ｂは図２Ａの実施例の平面図を図示し、細長い内部与圧可能なチューブ状のシェル２１ならびに対向する閉じたノーズ端およびテール端２３および２５と、シェルを地面から持上げる１３（たとえば翼）およびそれを地面に対して推進する１５（たとえばエンジン）ための手段とを示す。
【００１９】
図３に概略的に図示されるように、説明の目的のため、円柱座標系が想定される。ｘは胴体シェル３０の長手方向または中心線軸に実質的に沿って前方が正であり、半径ｒはｘ軸から径方向に外向きが正であり、角座標φは、ｘ軸に対して直角で、前方に向いて（looking forward）、航空機の右への実質的に水平方向のベクトルから、すなわちφ＝０から上向きが正として回転する。このように、円柱角座標φは、ｘ軸の周りを０度から＋３６０度まで変化するシェルの「横揺れ仰角」に対応することが分かるであろう。対応のデカルト座標系は、図３に図示されるように、胴体シェル断面の中心線軸に沿って前方が正であるｘ軸と、航空機の中心線軸の左側に向かって正であるｙ軸と、中心線軸から上向きが正であるｚ軸とを有する。
【００２０】
航空機の胴体シェル３０の断面の周または周方向の周縁３８の名目上の形状は、図３の想像線で示されるような「真」楕円である。すなわち２・ｒmaxと等しい直径Ｄmaj（幅）の実質的に水平方向の長軸と、２・ｒminに等しい直径Ｄmin（高さ）の実質的に垂直方向の短軸とを有し、偏心率ｅが以下の式で与えられるとすると
【００２１】
【数３】
2009515774.tif 000005
【００２２】
φの関数として表わされる半径ｒは、
【００２３】
【数４】
2009515774.tif 000006
【００２４】
によって与えられるか、または、Ａ＝（ｒmin／ｒmaj）＝（Ｄmin／Ｄmaj）と規定することにより、
【００２５】
【数５】
2009515774.tif 000007
【００２６】
によって与えられる。
表面の曲率の局部半径の逆数として定義される「曲率」κ（φ）は、真楕円形状３８について、以下の式によって与えられる。
【００２７】
【数６】
2009515774.tif 000008
【００２８】
しかしながら、シェル３０の名目上の断面外表面または周縁３８が真楕円ではなく、むしろ上述のように近楕円形であれば、局部半径および曲率についての式は正確に上述のようなものではなく、代わりにわずかに異なる式になるか、またはより実際的にはデジタルコンピュータモデリング技術に適する、デジタルに特定される曲線を備え得る。したがって、この発明の目的のため、胴体シェル３０は、その半径の関数Ｒ（φ）が図３に図示されるように真楕円形の断面ｒ（φ）の半径ｒ（φ）から±７％だけ径方向に異なる場合に近楕円形の断面形状を有すると考えられる。同様に、「Ｃｕｒｖ（φ）」として本明細書中で定義される近楕円形の局部曲率は、純粋な楕円形状の曲率κ（φ）から対応して異なり得、依然としてこの発明に従う近楕円形の断面形状を有すると考えられる。
【００２９】
当業者が認めるように、近楕円形の断面を有する胴体シェル３０の周方向の周縁３８の周りの臨界設計荷重の分布は、与圧によって誘導される荷重だけでなく、たとえば水平方向および垂直方向の尾翼操作に関連の荷重または突風による荷重などの他の胴体曲げおよびトーション荷重とそのような与圧荷重との組合せにも依存して、異なる長手方向の胴体場所または測点において異なり得、臨界設計荷重は、胴体構造の選択される部分における圧縮、張力、せん断力および座屈の参酌と、最小材料ゲージもしくは厚みの参酌と、雹もしくは他の衝撃による潜在的な損傷についての目視で発見が困難な損傷（ＢＶＩＤ）の基準と、疲労および／または空力弾性上の設計参酌および基準とによってさらに動かされ得る。
【００３０】
そのような近楕円形の断面の胴体用の最適化された軽量構造またはシェルの達成は、非円形の断面を有する設計を実現することに係る構造的かつ重量上の不利、特に与圧の影響と関連付けられる不利のために、設計上の課題を提起することがさらに認められ得る。しかしながら、後述される方法に従って重量が最適化された近楕円形の胴体シェルを達成することが可能であることがわかった。
【００３１】
まず、例示的なシェル３０はあらゆる断面のあらゆる周方向の要素と関連付けられる少なくとも１つの構造的属性を有し、この少なくとも１つの構造的属性を仰角φの関数として誂えることが可能であり、それにより、所望のいずれの安全率も含んで、それに対して作用する設計荷重に反作用を及ぼす必要があるシェルの重量が、同じ設計荷重に反作用を及ぼすのに必要であるがしかし同じ要素の構造的属性がそのように誂えられていない同一シェルの重量よりも小さくなることを理解すべきである。１つの好ましい実施例では、φの関数はＲ（φ）、Ｃｕｒｖ（φ）またはその組合せのいずれかを備える。このように、胴体シェル３０の重量を最小化するための方法の例示的な実施例は、Ｒ（φ）、Ｃｕｒｖ（φ）またはその組合せの関数として、すなわち汎関数として、シェルのあらゆる断面のあらゆる周方向の要素の少なくとも１つの構造的属性を規定し、次に要素の少なくとも１つの構造的属性を誂えて、それによりその各々の要素に対するすべての設計荷重に反作用を及ぼす必要があるシェルの重量が、それに対する同じ設計荷重に反作用を及ぼす必要があるがしかし少なくとも１つの構造的属性がそのように誂えられていないシェルの重量よりも小さくなるようにするステップを備える。
【００３２】
図４は、シェルの中心線軸ｘに平行な横軸と、横軸（図３を参照）から周方向の距離ｌcに対応する縦軸とを有する二次元平面に長手方向に切り開かれかつ平らに展開されるかまたは「マッピング」されたかのように示される、典型的な航空機胴体シェル構成で用いられる代表的な「スキン−縦通材」外形を概略的に図示する。ここで、シェルの構造的構成要素は、互いにおよびシェルの長手方向のｘ軸にほぼ平行に配置される複数の周方向に間隔をあけられた長手方向の「縦通材」４２と、互いにほぼ平行におよび縦通材に直交するように配置される複数の長手方向に間隔をあけられたフォーマ（former）または「フレーム」４４とを含むほぼ直交するグリッド構造に取付けられる少なくとも外周方向のスキン４０または「エアロスキン」を含む。フレームは、周方向のフランジ４６および径方向のウェブ４８を含み得る。
【００３３】
本発明に従うと、図４に図示されるものなどのスキン−縦通材胴体構成のための構造の重量最適化または誂えは、φの観点での関連の構造的属性、すなわちスキン４０のゲージまたは厚み、フレーム４２の径方向深さ、それぞれのフレームフランジ４６の厚み、それぞれのフレームウェブ４８の厚みの誂えと、φの関数としての属性、すなわち縦通材４２の断面形状および／またはサイズ（たとえば「帽子形状」、「Ｆ」、「Ｔ」、「Ｌ」形状など）に加えて、アルミニウムなどの金属の、またはこれらの構造的構成要素の各々が形成される樹脂マトリックス中で特定の向き、パターンおよび層に埋込まれるカーボンファ
イバなどの非金属の材料のタイプの誂えとのうち、１つ以上を含み得る。
【００３４】
いわゆる「複合体」スキン４０について、構造的属性は、φの関数として誂えることができる。たとえば、スキン中のプライもしくは層の数、および／または互いに対するプライの相対的な角度の向き、および／またはその特定のφで与えられるプライの向きの角度によるパーセント分布である。スキンは、用いられる材料のタイプおよび量（すなわち複合、金属またはその組合せ）の違いの観点でもφの関数として誂え可能である。
【００３５】
公知のように、複合体の航空機胴体シェルは有利には、複合「サンドイッチ」、すなわち２つの周方向のスキンまたは表面板の間に貼り合わされた連続的な発泡体またはハニカムセル５２のいずれかを備える硬くて軽量の「コア」構造５０を備えるスキンを有利には組入れ得る。代表的なコアセルの外形が図５Ａから図５Ｄに図示され、コアは内側表面板と外側表面板（図示せず）との間に挟まれることが理解されるべきである。
【００３６】
φの関数としての胴体シェル構造的属性および１つ以上の他の変数のそのような誂えは、そのスキンを含むサンドイッチ複合構造の他の構造的構成要素にも適用できることが有利である。すなわち、φの関数としての、その中のプライの数、それぞれのプライの相対的および／絶対的な向きの角度、および／またはその特定のφの値で与えられるプライの向きの角度によるパーセント分布を含む内側および外側表面板の特性の誂えと、φの観点での、サンドイッチコアの厚み、および／またはセル密度、コア材料および／またはサンドイッチ特有の局所化された設計および構築の誂えと、である。このように、たとえばコア材料、タイプおよび密度を変化させることにより、設計プロセスを通してたとえばコア材料を誂えることが可能である。
【００３７】
φの関数としての胴体構造属性の誂えは、いわゆる「イソグリッド」構造の文脈でも行なうことができる。イソグリッドパネルは、図６Ａから図６Ｇに図示されるようなセル６２のパターンに配置される一体型補強または縦通材部材６０とともに、少なくとも上記のような外部スキンまたは表面板を備え、公知のイソグリッドプレートモデリング技術を用いた分析に適している（たとえば、Meyer, R., et al., Isogrid Design Handbook, NASA
Center for Aerospace Information (CASI), NASA-CR-120475; MDC-G4295A, Feb. 1, 1973を参照）。航空機胴体シェルの場合、そのようなイソグリッド構造は、上述のような複合体構造の場合にはたとえば公知のファイバ装着またはフィラメント巻回技術によってともにレイアップ可能な表面板および一体型縦通材部材を備え得る。φの関数としてのイソグリッド構造の構造的属性の誂えは、φの関数として変化するイソグリッド設計および構築属性に類似の態様で、イソグリッド構造について行なわれ得る。このことは、グリッド表面板とイソグリッド一体型縦通材部材の両者用に材料のタイプを混ぜることを含む、グリッドタイプ、形状、スペーシングおよび材料の利用を含み得る。
【００３８】
図７は、φの関数としてプロットされる構造的属性の例示的な誂え関数を図示する。このタイプの例示的な関数は、
【００３９】
【数７】
2009515774.tif 000009
【００４０】
または
【００４１】
【数８】
2009515774.tif 000010
【００４２】
が増大すると構造的属性が線形にまたは単調に増加する場合を表わす。構造的属性は、スキンゲージ、フレーム深さ、または他の構造的属性であり得る。構造的属性がフレーム深さである場合、クラウン領域の局所的フレーム深さ（すなわち９０°近くでのφ）は平均フレーム深さに対して増大し、キール領域の局所的フレーム深さ（２７０°近くでのφ）も平均フレーム深さに対して増大する。図７に示される誂え関数は例示的なものに過ぎず、飛行機に特有の誂え関数は適用可能な荷重についての重量および抗力を最小化する必要に応じて、形状、文字、および大きさが異なり得ることを理解すべきである。
【００４３】
図８は、０度のプライ８１、９０度のプライ８２、ならびにプラスおよびマイナス４５度のプライ８３を含む代表的な複合ファイバプライの向きを図示する平面図である。
【００４４】
これまでに、当業者は、この発明の意味および範囲から逸脱することなく、本発明の近楕円形の航空機胴体構造の実現および重量最適化の材料、装置、構成ならびに方法においておよびそれらに対して、数多くの変更例、置換例および変形がなされ得ることを認めるであろう。したがって、本発明の範囲は本明細書中に図示され説明された特定の実施例に限定されるべきではない、というのもそれらは単に例示的な性質のものであるからであり、むしろ以下に添付の請求項およびそれらの機能的均等物に完全に一致すべきである。
【図面の簡単な説明】
【００４５】
【図１Ａ】先行技術に従う内部与圧可能航空機胴体の前方端断面図である。
【図１Ｂ】先行技術に従う内部与圧可能航空機胴体の断面上面平面図である。
【図２Ａ】本発明に従う内部与圧可能航空機胴体の例示的な実施例の前方端断面図である。
【図２Ｂ】本発明に従う内部与圧可能航空機胴体の例示的な実施例の断面上面平面図である。
【図３】円柱座標系で表わされるような、図２の胴体の代表的な断面図である。
【図４】胴体構成の縦通材−フレームタイプを示す、円柱座標系で表わされかつ二次元平面にマッピングされる、図２の胴体の構造的構成要素の例示的な実施例を表わす図である。
【図５】図５Ａから図５Ｄは、複合−サンドイッチ胴体構成のコアセルの例示的な実施例を示す、図２の胴体の構造的構成要素の代替的な実施例の平面図である。
【図６】図６Ａから図６Ｇは、複合イソグリッド胴体構成のグリッドの例示的な実施例を示す、図２の胴体の構造的構成要素の代替的な実施例の平面図である。
【図７】構造的属性の例示的な誂え関数を図示する図である。
【図８】例示的なプライの向きを示す胴体構造の概略平面図である。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図３】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図５Ｃ】
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【図５Ｄ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図６Ｃ】
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【図６Ｄ】
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【図６Ｅ】
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【図６Ｆ】
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【図６Ｇ】
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【図７】
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【図８】
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【国際調査報告】
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