(57)【要約】【課題】火元から炎の延焼によって航空機の外部環境から胴体に影響を受けることを防ぐ航空機胴体を提供すること。【解決手段】胴体構造であり、胴体の機械強度ブレーシングを構成要素とし、力の吸収を促進する構造要素で構成される航空機胴体であって、様々な材料からなる外板を含み、その外板は、せん断に抵抗性を有するよう構成され、前記機械強度ブレーシングにベアリング部材として組み込まれ、そこに働く前記力及びトルクを吸収して分散させる。外板は、非金属材料又は防炎性金属材料からなる耐溶け落ち性の製品原材料より製造され、この製品原材料は追加処理によって鋳造される。また、非金属材料及び金属材料を組み合わせた製品原材料により、外板を具現化してもよく、外板は追加処理により鋳造可能かつ接合可能なハイブリッド材料である。【選択図】図２
2007517711.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機胴体構造であり、該航空機胴体の機械強度を増強するブレーシングを構成要素とし、力の吸収を促進する構造要素で構成される航空機胴体であって、
様々な材料からなる外板を含み、
前記外板は、
せん断に対して抵抗性を有するよう構成され、
前記機械強度を増強するブレーシングにベアリング部材として組み込まれ、そこに働く前記力及びトルクを吸収して分散させ、
非金属材料又は防炎性金属材料からなる耐溶け落ち性の製品原材料より製造され、該製品原材料は追加処理によって鋳造される航空機胴体。
【請求項２】
航空機胴体構造であり、該航空機胴体の機械強度を増強するブレーシングを構成要素とし、力の吸収を促進する構造要素で構成される航空機胴体であって、
様々な材料からなる外板を含み、
前記外板は、
せん断に対して抵抗性を有するよう構成され、
前記機械強度を増強するブレーシングにベアリング部材として組み込まれ、そこに働く前記力及びトルクを吸収して分散させ、
前記外板は、非金属材料及び金属材料の組み合わせからなる製品原材料により具現化され、追加処理によって鋳造可能かつ接合可能なハイブリッド材料である航空機胴体。
【請求項３】
前記材料の組み合わせは、炭素繊維及び／又はガラス繊維、及び／又はセラミック繊維からなる非金属材料と、樹脂層に被膜された、又は樹脂に埋め込まれたアルミニウム、チタニウム、アルミニウム又はタニウム合金からなる金属材料によって具現化される請求項２に記載の航空機胴体。
【請求項４】
前記外板は、前記材料の組み合わせにより得られ、複合材料及び前記金属材料と層状に接着接合されるサンドイッチデザインを有しており、これにより、長時間の火炎の露出に対して耐溶け落ち性を有する請求項２又は３に記載の航空機胴体。
【請求項５】
前記外板は、炭素繊維材料、ガラス繊維材料、セラミック繊維材料、又はシリケート繊維材料からなる非金属材料を用いて製造される請求項１又は２のいずれかに記載の航空機胴体。
【請求項６】
前記材料の組み合わせは、製造する際に様々な前記非金属材料を含むことが考慮される請求項５に記載の航空機胴体。
【請求項７】
前記非金属材料は、ガラス繊維又はプラスチック繊維で強化されたプラスチックにより具現化される請求項１又は２のいずれかに記載の航空機胴体。
【請求項８】
前記防炎性金属材料は、チタニウム又はチタニウム合金により具現化される請求項１に記載の航空機胴体。
【請求項９】
前記材料の組み合わせは、ＧＦＫ材又はＣＦＫ材と、アルミニウム、チタニウム、又はそれらの合金により具現化される請求項３又は７のいずれかに記載の航空機胴体。
【請求項１０】
前記複合材料は、耐熱性のある複合材料であり、その性質は耐温度性及び抗張力も示す請求項４に記載の航空機胴体。
【請求項１１】
前記耐熱材料は、窒素又は炭素結合からなる材料により被膜された炭素繊維、及び該被膜された炭素繊維が埋め込まれている金属又はセラミック材料により具現化される請求項１０に記載の航空機胴体。
【請求項１２】
前記サンドイッチデザインは、耐溶け落ち性の高い反射材を用いて具現化される請求項４又は１０のいずれかに記載の航空機胴体。
【請求項１３】
前記航空機の外部環境からの風化作用に曝される前記外板の外表面は、プレート状の板張りに接合されており、
前記板張りは、非金属材料又は防炎性金属材料を用いた耐溶け落ち性を有する半製品、又は非金属材料及び金属材料を用いて該半製品の材料を組み合わせて具現化され、追加処理により鋳造可能かつ接合可能であり、
前記外板は、ハイブリッド材料である請求項１又は２のいずれかに記載の航空機胴体。
【請求項１４】
前記板張りは、高い火災安全性を示し、前記外板の外側輪郭に合わせられる請求項１３に記載の航空機胴体。
【請求項１５】
前記板張りは、反射材により具現化される請求項１４に記載の航空機胴体。
【請求項１６】
前記外板は、耐溶け落ち性を有するプレート状の前記板張りに接合されたアルミニウム又はアルミニウム合金からなる材料により具現化される請求項１３〜１５のいずれかに記載の航空機胴体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本願は、２００４年１月５日付出願のドイツ特許出願第１０２００４００１０７８号及び２００４年８月９日付出願の米国特許出願第６０／６００，１０５号に優先権を主張し、それらの内容は本願明細書に援用される。
【０００２】
本発明は、航空機胴体、特に旅客機の胴体に関する。
【背景技術】
【０００３】
かつて、アルミニウム構造体は、航空機製造において大成功を収めた。詳細を述べるまでもなく、専門家、そして航空機製造に興味のある愛好家に対してすら、胴体の伝統的な構造設計にはアルミニウム又はアルミニウム合金のみからなる胴体外板を必要とすることが知られている。これに関連する例は従来公知である。
【０００４】
残念ながら、緊急着陸した航空機から漏れるケロシンにより引き起こされる火災に由来する事故が発生する。このため、防火性を改良した航空機が求められている。
【０００５】
航空機の緊急胴体着陸中に火災が発生する場合、航空機から漏れるケロシンが燃える（発火する）ことにより、航空機構造のアルミニウム機体と内部絶縁体の両方が溶け落ち又は燃え落ちてしまうことがある。
【０００６】
現在では、特許文献１において、上記のような緊急事態において火災の発生に対抗する解決方法が開示されている。この解決方法は、「耐火性がある」とされる航空機胴体用の胴体絶縁体に関する。この特許文献は、主絶縁体として胴体内部クラッディング及び胴体外板の間一帯に配置される絶縁パッケージが開示されている。ここで、この絶縁パッケージの領域は、耐火材料（「断火材料」）からなるフィルムにより保護されており、この耐火フィルム領域は、（防火シールドのような）航空機胴体の外板に直接面している。この提案によっては、火災に対して絶縁パッケージと胴体内部領域を不適切に保護することしかできない。さらに、大火災が起こった場合、その炎が損傷を受けた外板を通過後短時間で内部絶縁体に到達する。つまり、長時間にわたって航空機の外部からの炎に曝される場合、耐火性（だけ）を有し、防炎性を有しないフィルムも通過してしまうため、耐火フィルムを領域ごとに配置するだけでは、胴体内部領域に対して十分な火災安全性を確保することができない。また、この特許文献は、一般的にポリアミドなどのプラスチックなどからなる、胴体絶縁体を固定する取付部材を提案している。
【特許文献１】国際公開第００／７５０１２号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
特許文献１は、火災安全性の観点からの航空機胴体の技術設計、さらには胴体外板を対象とした防火対策についてはこれ以上触れていない。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の例示的実施形態によれば、外板を備える航空機胴体を提供し、外板は製品原材料から作製される。この製品原材料は、非金属材料と金属材料とを組み合わせてなる。この外板は、追加処理によって鋳造可能かつ接合可能なハイブリッド材料である。
【０００９】
本発明の別の例示的実施形態によれば、外板を備える航空機胴体を提供することができる。この外板は、非金属材料又は防炎性金属材料からなる耐溶け落ち性の製品原材料より製造され、この製品原材料は、追加処理により鋳造される。
【００１０】
本発明の例示的実施形態にかかる胴体は、火元からの炎の延焼によって航空機の外部環境から胴体に影響を受けることを防ぐことにも考慮されている。この胴体の概念は、（緊急着陸の際に）航空機の外部環境より広がる炎の侵入を許さないように航空機の客室領域を保護する材料や材料の組み合わせを考慮している。これにより、乗客の航空機からの避難は明らかに容易となる。さらに、外板の耐溶け落ち性によって航空機胴体の胴体外板の防火安全を向上させることができる。
【００１１】
本発明は、添付の図面に示す例示的実施形態を参照して、さらに詳細に説明される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
図１は、航空機客室１の区画領域に限定した旅客機胴体の一部断面を示す。この構成はおそらく航空機製造の専門家には馴染みであり、（胴体において）可燃性の内部クラッディング３が外板２の非常に近くに位置するという関係を開示しており、外板３３とともに設置される場合は、胴体絶縁体（図１には図示せず）によって内部に備えられる空間１９が取り囲まれる。本構成において、従来のようにアルミニウム材料又はアルミニウム合金からなる外板２を設置すると、前述のような火災の程度を評価することができる。（その例のように）図１に示される航空機客室２１に組み込まれる内部装備及び胴体構造の追加部品及び部材は、本発明とは関係ないため説明しない。
【００１３】
図２は、ストリンガー８に取り付けられた外板２の外板領域部分の断面を示す。この外板領域は、前記ストリンガーに固定された２つのリブ６，７により仕切られた外板領域に限定される。リブは、胴体の縦軸に対して垂直に並んでいる。完全を期して述べておくと、外板２、ストリンガー８（１又は複数）、及びリブ６，７は胴体の機械強度を増強するブレーシングの構成要素であり、力を吸収する。外板２はそれぞれ異なる材料からなり、一般的には前述のようにせん断に対して抵抗性を有するよう構成された「アルミニウム又はアルミニウム合金」材料からなる。外板２は、そこに働く力とトルクを吸収し分散するためのベアリング部材として、機械強度を増強するブレーシングに組み込まれている。
【００１４】
提案される解決方法は、航空機の防火法や火災予防安全の概念から生まれたと考えられ、外板２の耐溶け落ち性によって、旅客機や軍用機、特に旅客機の火災安全性を技術的に高め、例えば航空機が緊急着陸に成功した後に前述のような火災状況が大火災に発展させないようにする。
【００１５】
提案される解決方法は、（Ａ）外板２用の材料の使用に基づいており、この材料は、非金属材料又は防炎性金属材料からなる防炎性を有する（プレート状の）製品原材料により提供される。この製品原材料は胴体外板２の輪郭を内側に湾曲させるための追加処理によって鋳造可能である。
【００１６】
一方、ステップ（Ｂ）では、非金属材料と金属材料とからなる製品原材料を組み合わせて外板２を具現化することを提案する。かかる材料を組み合わせて製造した外板はハイブリッド材料であり、追加処理によって鋳造可能かつ接合可能である。この材料は、（混合繊維構造の）炭素繊維とガラス繊維、又は炭素繊維とガラス繊維のみ、及び／又はセラミック繊維からなる非金属材料と金属材料の組み合わせによって具現化される。この金属材料は、アルミニウム、チタニウム、アルミニウム合金、又はチタニウム合金からなる。
【００１７】
好ましい配置は樹脂層により被膜されるか、樹脂に埋め込まれている。この材料の組み合わせで得られた外板は、サンドイッチデザインとなっている。このサンドイッチデザインにおいては、複合材料と前記金属材料が層状（フィルム状）に接着接合され、長時間の火災の炎への露出に対して耐溶け落ち性のある前記外板が得られる。また、このサンドイッチデザインは、耐溶け落ち性が高い反射材を用いて具現化してもよい。
【００１８】
上記ステップ（Ａ）及びステップ（Ｂ）において、炭素繊維材料、ガラス繊維材料、セラミック繊維材料、又はシリケート繊維材料からなる非金属材料を用いて外板２を製造する（又は製品原材料を処理する）ことにより適用範囲が広がる。外板（２）をステップ（Ｂ）により製造する際には、各種の非金属材料からなる材料の組み合わせが考慮される。この場合、この非金属材料はガラス繊維又はプラスチック繊維（ＧＦＫ材及び／又はＣＦＫ材）で強化されたプラスチックにより具現化される。上記材料の組み合わせは、ここでは、ＧＦＫ材又はＣＦＫ材及びアルミニウム、チタニウム、又はそれらの合金によって具現化される。
【００１９】
上記複合材料には、耐温度性及び抗張力である耐熱性複合材料が含まれる。この耐熱材料が、例えば炭化ケイ素、窒化ケイ素、又は窒化ホウ素などの窒素又は炭素結合からなる材料で被膜された炭素繊維、及びこの被膜された炭素繊維が埋め込まれる金属又はセラミック材料による具現化が提案される。
【００２０】
さらに、ステップ（Ａ）に記述される防炎性金属材料は、チタニウム又はチタニウム合金により具現化される。
【００２１】
（ここで検討した）航空機の火災予防安全の概念を補足するために、さらに（Ｃ）（耐溶け落ち性を有する）外板２の外表面、すなわち、航空機の外部環境からの風化作用に曝される外板の領域は、図２の例のようにプレート状の板張り５と接合されるステップが提案される。この板張り５は、また、非金属材料又は防炎性金属材料を用いた耐溶け落ち性を有する半製品により具現化される。一方、ステップ（Ｂ）に従って、非金属材料と金属材料を用いて上記半製品の材料を組み合わせて板張り５を具現化してもよい。これによって作製された外板はハイブリッド材料であり、この板張りも追加処理によって鋳造可能かつ接合可能である。板張り５は、（高い）火災安全性を示し、外板２の外側輪郭に合わせて鋳造される。反射材によって具現化してもよい。あるいは、外板２とその外側輪郭に合わせて作製した板張り５を、外板２の外表面全体を被膜するように接合することによって、火災予防安全を備えることもできる。このような仮定において、耐溶け落ち性のあるプレート状の板張りに精密に接合されたアルミニウム又はアルミニウム合金からなる材料により外板２を具現化してもよい。
【００２２】
耐溶け落ち性のある航空機胴体を用いることにより、外部からの火災に曝される旅客機に関して最高レベルの安全性が得られると考えられる。耐溶け落ち性の航空機胴体は、胴体に設置された客席からもっとも遠い位置にあるため、客室に侵入する炎から最適に保護し、火元から炎が貫通することを防ぐ。ここで、航空機胴体が例えば炭素繊維構造による耐溶け落ち性の材料から製造されるならば、「防火障壁」（本願明細書においてはこれ以上説明しない）に取り付ける耐溶け落ち性の取付部材を追加的に取り付ける必要もない。この防火障壁は、空間４に配置した胴体絶縁体で囲まれ、防炎性のフィルム材料からなる耐溶け落ち性のフィルムにより完全に密閉されている。この防火障壁は、胴体構造の最小要件として規定され、機能するはずである。というのも、溶け落ち安全性を確実にするとはいえ、本願明細書に記載の航空機胴体ほど溶け落ち安全性が高くない、重量を増加する追加部品を必要としないからである。
【００２３】
確実な耐溶け落ち性を有する最新式の航空機は、一般的に厚さ約１．５〜３ｍｍのアルミニウムシートからなる外板２を、本願明細書に記載の耐溶け落ち性シートとして代用することによっても具現化してもよい。
【００２４】
耐溶け落ち性外板シートは、例えば、以下のような材料を用いて具現化される。
【００２５】
（ａ）  アラミドからなる炭素繊維材料（ＣＦＫ）
（ｂ）  ガラス繊維材料（ＧＦＫ）
（ｃ）  チタニウムなど、防炎性材料
（ｄ）  セラミック繊維材料
（ｅ）  ケイ酸繊維材料
【００２６】
上記材料の利点は、アルミニウムよりも融点が明らかに高いことである。
【００２７】
結果として、上記材料は、火災に対して明らかに高い抵抗性を有する。
【００２８】
処理、強度、重量、及び耐溶け落ち性に関して最適な特性を得るために、これらの材料をそれぞれ組み合わせてもよい。ここで、「複合材料」又は「サンドイッチ構造」について述べる。この場合、上記の異なる材料は、互いに接着接合又は貼付けされる。特に耐温度性の接着剤を用いることによって、火災に対する特性を最適にしたり向上したりすする。
【００２９】
その後、このようにして製造された耐溶け落ち性のシートは、航空機の従来のアルミニウム外板シートと同じように、リブ６，７及びストリンガー８にリベットで留められる。
【００３０】
航空機胴体の特別な構造的完全性に関連するストリンガー８及びリブ６，７と呼ばれる強化材も、従来の材料（アルミニウム）から作製されてもよい。というのも、それらの強化材は、航空機の外板２の内側にすでに配置しており、耐溶け落ち性の板張り５によって「衝突後火災」の炎から保護されるからである。そして、ストリンガー８、リブ６，７、クリップなどのその他の部品すべてを、同じ耐溶け落ち性の材料から製造してもよい。
【００３１】
以下のような提案される解決方法の利点が得られると考えられる。旅客機用防火障壁のその他すべての配置に比べて、耐溶け落ち性を有する航空機胴体の使用は特に効果的である。追加部品が全く必要ないと考えられるので、特に費用効率が高く、重量にも影響しない。この場合、その他すべての類似の解決方法に比べて、炎が客室へ侵入することから乗客を一層保護することができる。胴体構造そのものが溶け落ちから保護されるため、航空機機体の伝統的な構成要素、例えば内部クラッディング３や胴体絶縁体が、乗客の上に落下して乗客を危険にさらしたり、乗客の避難を妨げたりすることを防ぐことができる。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】胴体構造と内部設備の要素を示す、本発明の例示的実施形態にかかる旅客航空機の航空機胴体の図である。
【図２】本発明の例示的実施形態にかかる胴体構造の外板の選択された領域とその他の構造要素を示す図である。
【符号の説明】
【００３３】
１      航空機客室
２      外板（又は航空機胴体）
３      内部クラッディング
４      空間
５      板張り
６，７  リブ
８      ストリンガー
【図１】
2007517711.tif 000003
【図２】
2007517711.tif 000004
【手続補正書】
【提出日】平成18年9月11日(2006.9.11)
【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】
航空機胴体構造であり、該航空機胴体の機械強度を増強するブレーシングを構成要素とし、力の吸収を促進する構造要素で構成される航空機胴体であって、
様々な材料からなる外板を含み、
前記外板は、
せん断に対して抵抗性を有するよう構成され、
前記機械強度を増強するブレーシングにベアリング部材として組み込まれ、そこに働く前記力及びトルクを吸収して分散させ、
非金属材料及び金属材料の組み合わせからなる製品原材料により具現化され、追加処理によって鋳造可能かつ接合可能なハイブリッド材料であり、
前記材料の組み合わせは、炭素繊維及び／又はガラス繊維、及び／又はセラミック繊維からなる非金属材料と、樹脂層に被膜された、又は樹脂に埋め込まれたアルミニウム、チタニウム、アルミニウム又はタニウム合金からなる金属材料によって具現化される航空機胴体。
【請求項２】
前記外板は、前記材料の組み合わせにより得られ、複合材料及び前記金属材料と層状に接着接合されるサンドイッチデザインを有しており、これにより、長時間の火炎の露出に対して耐溶け落ち性を有する請求項１に記載の航空機胴体。
【請求項３】
前記外板は、炭素繊維材料、ガラス繊維材料、セラミック繊維材料、又はシリケート繊維材料からなる非金属材料を用いて製造される請求項１又は２のいずれかに記載の航空機胴体。
【請求項４】
前記材料の組み合わせは、製造する際に様々な前記非金属材料を含むことが考慮される請求項３に記載の航空機胴体。
【請求項５】
前記非金属材料は、ガラス繊維又はプラスチック繊維で強化されたプラスチックにより具現化される請求項１〜４のいずれかに記載の航空機胴体。
【請求項６】
前記防炎性金属材料は、チタニウム製又はチタニウム合金製である請求項１に記載の航空機胴体。
【請求項７】
前記材料の組み合わせは、ＧＦＫ材又はＣＦＫ材と、アルミニウム、チタニウム、又はそれらの合金により具現化される請求項１〜６のいずれかに記載の航空機胴体。
【請求項８】
前記複合材料は、耐熱性のある複合材料であり、その性質は耐温度性及び抗張力も示す請求項２に記載の航空機胴体。
【請求項９】
前記耐熱材料は、窒素又は炭素結合からなる材料により被膜された炭素繊維、及び該被膜された炭素繊維が埋め込まれている金属又はセラミック材料により具現化される請求項８に記載の航空機胴体。
【請求項１０】
前記サンドイッチデザインは、耐溶け落ち性の高い反射材を用いて具現化される請求項２に記載の航空機胴体。
【請求項１１】
前記航空機の外部環境からの風化作用に曝される前記外板の外表面は、プレート状の板張りに接合されており、
前記板張りは、非金属材料又は防炎性金属材料を用いた耐溶け落ち性を有する半製品、又は非金属材料及び金属材料を用いて該半製品の材料を組み合わせて具現化され、追加処理により鋳造可能かつ接合可能であり、
前記外板は、ハイブリッド材料である請求項１に記載の航空機胴体。
【請求項１２】
前記板張りは、高い火災安全性を示し、前記外板の外側輪郭に合わせられる請求項１１に記載の航空機胴体。
【請求項１３】
前記板張りは、反射材により具現化される請求項１２に記載の航空機胴体。
【請求項１４】
前記外板は、耐溶け落ち性を有するプレート状の前記板張りに接合されたアルミニウム又はアルミニウム合金からなる材料により具現化される請求項１１〜１３のいずれかに記載の航空機胴体。
【国際調査報告】
2007517711.tif 000005
2007517711.tif 000006
2007517711.tif 000007
2007517711.tif 000008
2007517711.tif 000009