(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機胴体用の耐圧隔壁（１）であって、
第１の表面（７）と前記第１の表面（７）に対向して配置される第２の表面（９）とを有する外皮要素（３）と、周方向縁端（１１）と、中心軸線（１３）と、を有し、且つ
前記外皮要素（３）の第１の表面（７）に沿って、前記外皮要素（３）の周方向縁端（１１）にある外端部（１７）と、前記中心軸線（１３）に面している内端部（１９）と、の間で径方向に延びる、複数の径方向に配置された補強要素（１５）を有する補強アセンブリ（５）を有しており、
前記中心軸線（１３）に沿って径方向に延びる断面視において、前記径方向に配置された補強要素（１５）のそれぞれは、第１の輪郭線（２３）と、前記第１の輪郭線（２３）に対向して配置される第２の輪郭線（２５）とを画定し、各輪郭線（２３、２５）が、前記径方向に配置された補強要素（１５）の外端部（１７）から前記径方向に配置された補強要素（１５）の内端部（１９）まで延びており、
前記補強アセンブリ（５）がその第１の輪郭線（２３）によって前記外皮要素（３）の第１の表面（７）に載置されており、
前記第１及び第２の輪郭線（２３、２５）の少なくともいずれか一方のそれぞれが、前記外端部（１７）から前記内端部（１９）に向かう方向に延びる凸状の軌道を有し、前記軌道では、前記第１の輪郭線（２３）と前記第２の輪郭線（２５）との間の距離により接線の傾きが連続的に増加する、航空機胴体用の耐圧隔壁（１）において、
更なる外皮要素が補強アセンブリ（５）の第２の輪郭線（２５）に沿って載置されていないことを特徴とする、航空機胴体用の耐圧隔壁。
【請求項２】
前記外端部（１７）から前記内端部（１９）に向かって見て、前記第１及び第２の輪郭線（２３、２５）の少なくともいずれか一方が懸垂曲線の形態を有する、請求項１に記載の耐圧隔壁。
【請求項３】
前記外端部（１７）から前記内端部（１９）に向かって見て、前記第１及び第２の輪郭線（２３、２５）の少なくともいずれか一方が放物線の形態を有する、請求項１に記載の耐圧隔壁。
【請求項４】
前記外端部（１７）から前記内端部（１９）に向かって見て、前記第１及び第２の輪郭線（２３、２５）の少なくともいずれか一方が円弧状の形態を有する、請求項１に記載の耐圧隔壁。
【請求項５】
前記第１の輪郭線（２３）が、前記外端部（１７）から前記内端部（１９）に向かう方向に延びる凸状の軌道を有し、該軌道では、前記第１の輪郭線（２３）と前記第２の輪郭線（２５）との間の距離により接線の傾きが連続的に増加し、前記第２の輪郭線（２５）が直線状の軌道を有する、請求項１〜４のいずれか一項に記載の耐圧隔壁。
【請求項６】
前記第１の輪郭線（２３）及び前記第２の輪郭線（２５）の両方が、前記外端部（１７）から前記内端部（１９）に向かう方向に延びる凸状の軌道を有し、該軌道では、前記第１の輪郭線（２３）と前記第２の輪郭線（２５）との間の距離により接線の傾きが連続的に増加する、請求項１〜４のいずれか一項に記載の耐圧隔壁。
【請求項７】
前記外皮要素（３）の第１の表面（７）が、前記航空機胴体の与圧側（３３）の方に向けられている、請求項５又は６に記載の耐圧隔壁。
【請求項８】
前記第２の輪郭線（２５）が、前記外端部（１７）から前記内端部（１９）に向かう方向に延びる凸状の軌道を有し、該軌道では、前記第１の輪郭線（２３）と前記第２の輪郭線（２５）との間の距離により接線の傾きが連続的に増加し、前記第１の輪郭線（２３）が直線状の軌道を有する、請求項１〜４のいずれか一項に記載の耐圧隔壁。
【請求項９】
前記外皮要素（３）の第２の表面（９）に載置され、且つ、前記補強アセンブリ（５）に類似するように設計されている、付加的な補強アセンブリ（３１）が提供される、請求項８に記載の耐圧隔壁。
【請求項１０】
前記外皮要素（３）の第２の表面（９）が、前記航空機胴体の与圧側（３３）の方に向けられている、請求項８又は９に記載の耐圧隔壁。
【請求項１１】
前記補強アセンブリ（５）が、１つ又は複数の接線方向に配置された補強要素（２７）を有し、前記１つ又は複数の接線方向に配置された補強要素（２７）が、前記中心軸線（１３）の周りに、前記外皮要素（３）の第１の表面（７）に沿って、且つ、前記第１の輪郭線（２３）から前記第２の輪郭線（２５）まで接線方向に延び、それによって前記径方向に配置された補強要素（１５）との交点（２９）を形成する、請求項１〜１０のいずれか一項に記載の耐圧隔壁。
【請求項１２】
前記径方向に配置された補強要素（１５）と前記接線方向に配置された補強要素（２７）とが交差する２つ以上の交点（２９）が、対角線上に配置された補強要素（３５）によって互いに相互結合され、前記対角線上に配置された補強要素（３５）は、前記外皮要素（３）の第１の表面（７）に沿って前記第１の輪郭線（２３）から前記第２の輪郭線（２５）まで延び、且つ、前記径方向に配置された補強要素（１５）と前記接線方向に配置された補強要素（２７）との間に延びる、請求項１１に記載の耐圧隔壁。
【請求項１３】
少なくとも部分的に繊維強化複合材料、又は、少なくとも部分的に金属材料で形成されている、請求項１〜１２のいずれか一項に記載の耐圧隔壁。
【請求項１４】
前記径方向に配置された補強要素（１５）、又は前記接線方向に配置された補強要素（２７）、又は前記対角線上に配置された補強要素（３５）、或いはその組み合わせが、Ｔプロファイルの形態で、又はＴＴプロファイルの形態で、又はＴＹプロファイルの形態で設計されている、請求項１２に記載の耐圧隔壁。
【請求項１５】
前記径方向に配置された補強要素（１５）の外端部（１７）に複数の結合要素（３７）が設けられており、前記結合要素（３７）が、前記径方向に配置された補強要素（１５）の外端部（１７）の一部を形成するか、又は前記径方向に配置された補強要素（１５）の外端部（１７）に結合されている、請求項１〜１４のいずれか一項に記載の耐圧隔壁。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、外皮要素及び補強アセンブリを有する航空機胴体用の耐圧隔壁に関する。耐圧隔壁は、最も一般的には、航空機胴体の尾部に用いられている。これは、圧力に曝されず、実質的に高度に依存する大気圧を有する航空機の尾部から、圧力に曝される機室を密閉するためである。耐圧隔壁は、したがって、その周方向において見ると、胴体の内壁に適合する、主として丸みのある形態を有する。
【背景技術】
【０００２】
外皮要素は、第１の表面と、第１の表面に対向して配置される第２の表面と、周方向縁端と、中心軸線とを有する。したがって、第１及び第２の表面のうち、一方の表面は与圧側の方、すなわち、機室又は与圧機室の方に向けられており、もう一方の表面は、機室とは反対側に、航空機胴体の尾部の方に向けられている。その縁端は、耐圧隔壁が挿入されるか挿入されることになる航空機胴体構造に結合されているか、又は、前記胴体構造の内周に適合されている。中心軸線は、第１及び第２の表面に略垂直に延び、且つ、航空機胴体の長手方向の軸線に平行に又は略平行に延びる。
【０００３】
補強アセンブリは、複数の径方向に配置された補強要素を有する。複数の径方向に配置された補強要素は、外皮要素の第１の表面に沿って延び、外皮要素に載置され、外皮要素の縁端にある外端部と中心軸線に面している内端部との間で径方向に延びる。内端部は、このため、中心軸線に最も近い、径方向に配置された補強要素の端部である。したがって、複数の径方向に配置された補強要素がその内端部において互いに結合される場合に当てはまり得るように、内端部は、例えば、中心軸線上に配置してもよい。径方向に配置された補強要素の内端部と中心軸線との間の外皮要素に通過開口部を設けてもよく、この通過開口部を通じて、機室から尾部へと、例えば、ケーブル及びホース又はパイプなどの開閉システムを通すことができる。
【０００４】
中心軸線に沿って径方向に、すなわち、径方向に配置された補強要素の外端部と内端部との間に延びる断面視において、径方向に配置された補強要素のそれぞれは、第１の輪郭線を画定し、第１の輪郭線に対向して配置される第２の輪郭線を画定する。その際、各輪郭線は、径方向に配置された補強要素の外端部から、径方向に配置された補強要素の内端部まで延びる。同時に、輪郭線は、径方向に配置された補強要素の外部境界線を形成する。補強アセンブリ、すなわち、径方向に配置された補強要素は、その第１の輪郭線によって、外皮要素の第１の表面に載置される。同時に、更なる外皮要素は補強アセンブリの第２の輪郭線に沿って載置されない。
【０００５】
この種の又はこれに類似するいくつかの耐圧隔壁は従来技術から知られている。現在一般的に使用されている耐圧隔壁の場合、機室圧力と耐圧隔壁が曝される大気圧との間の圧力荷重を最良に吸収することができるように、外皮要素は、外皮要素に固定された補強要素とともに、顕著なドーム形の湾曲を有する。したがって、補強要素は、外皮要素の凸面上に放射状に配置されており、補強要素は、その軌道（ｃｏｕｒｓｅ）全体に沿って一定の厚みを有する。すなわち、前記要素の第１の輪郭線と第２の輪郭線との間の距離は変化せず、それにより、第１の輪郭線及び第２の輪郭線は、第１の輪郭線と第２の輪郭線とが互いに略平行であるように延びる。しかしながら、このような耐圧隔壁構成の欠点は、一方では、耐圧隔壁がその顕著な湾曲によりかなりのスペースを占有し、この湾曲内のスペースは、通常、安全の理由から使用されず、その一方で、凸状外皮要素への補強要素の配置及び固定が非常に複雑なため、繊維複合材工作物としての耐圧隔壁の製造が非常に複雑なことである。
【０００６】
このため、先行技術において、凸状でないことにより、その外皮要素が平面に延び、湾曲を有しない又は極めてわずかな湾曲のみを有する耐圧隔壁を作製するための種々の試みがなされてきた。
【０００７】
湾曲のないこの種の耐圧隔壁は、（特許文献１）に記載されており、平坦な外皮要素を有する。この平坦な外皮要素は、縁端に沿って周方向に支持されており、且つ、その中央に向かって、胴体構造と相対し、複数の支持部材によって支持されている。しかしながら、このような設計を有する耐圧隔壁は、多数の構成要素、特に、補強要素を必要とし、そのすべてを組み立てなければならず、望ましくない大きい重量を伴う。
【０００８】
湾曲を有しない断面を有する耐圧隔壁の更なる代替形態は、平坦な外皮要素が、互いに垂直に延びる補強要素を含む骨組みによって支持される（特許文献２）から知られている。類似の設計を有する耐圧隔壁が、（特許文献３）からも知られている。実際には、しかしながら、耐圧隔壁のそのような構成は、種々の欠点、特に、その組み立ての複雑さの増加、及び望ましくない大きい重量を有する。
【０００９】
（特許文献４）から、互いに対向して配置される２つの外皮要素がレンズの形態のわずかな湾曲を有し、それらの間に発泡体のコアを保持する、サンドイッチ構造を有する耐圧隔壁が知られている。レンズ形状の断面は、構造荷重に関して有利であり、すなわち、この構造により、圧力荷重が良好且つ容易に吸収及び伝達され得、且つ、比較的軽量な設計を有することがわかっているものの、サンドイッチ構造、すなわち、２つの外皮要素間が密閉された構造を有する耐圧隔壁の場合、例えば、日常の点検でコアを簡単に検査できないことは不利である。
【００１０】
最後に、（特許文献５）の耐圧隔壁が知られている。これは、平坦な外皮要素と、径方向に延び、外皮要素の第１の表面上に載置される複数の補強要素とを開示している。外皮要素とは反対側に面する側に、補強要素は第１の輪郭線を有し、第１の輪郭線は、中心軸線から区間ごとに上昇し、第１の輪郭線と外皮要素に載置されている第２の輪郭線との間の距離が増加する。しかしながら、そのような区間で進む第１の輪郭線の不連続な軌道は、圧力荷重が最適に吸収されること又は胴体構造に伝達されることを可能としないことが分かっている。これは、更に、耐圧隔壁が、発生する荷重を吸収するための寸法にされなければならないため、不必要に多量の材料を使用しなければならないこととなり、結果として、これもまた望ましくない大きい重量をもたらす。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１１】
【特許文献１】米国特許第６，４４３，３９２号明細書
【特許文献２】米国特許出願公開第２００９／０２４２７０１号明細書
【特許文献３】米国特許出願公開第２０１４／０１２４６２２号明細書
【特許文献４】独国特許出願公開第１０  ２０１２  ００５  ４５１号明細書
【特許文献５】独国特許出願公開第１０  ２０１０  ０１８  ９３３号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
したがって、本発明の目的は、可能な限り効率的な方法で、すなわち、可能な限り少ない材料及び重量で、発生する圧力荷重を吸収することができ、且つ、航空機胴体構造に前記圧力荷重を伝達することができる航空機胴体用の耐圧隔壁を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
この目的は、第１及び／又は第２の輪郭線が、外端部から内端部に向かう方向に凸状の軌道を有し、この軌道では、第１の輪郭線と第２の輪郭線との間の距離により接線の傾き（ｔａｎｇｅｎｔ）が連続的に増加するという点で達成される。これは、付加的な補強要素を設けることを排除せず、その第１又は第２の輪郭線は、上述の形状を有しない。この概念は、したがって、前記要素の径方向断面が、少なくともその輪郭線の１つに沿ってレンズ形状の軌道を有するか、又は部分的にレンズ形状の軌道を有するように径方向に配置された補強要素を設計することである。もう一方の輪郭線がどのように形成されるか、及び２つのうちのいずれが第１の輪郭線となるか、すなわち、２つの輪郭線のいずれが外皮要素に載置されるかについては、この時点では確定しないままとすることができ、種々の実施形態の対象である。その際、また、第１及び／又は第２の輪郭線は、区間に分かれた湾曲した軌道を有し、各区間は、隣接する区間の湾曲とは異なる湾曲を有することとし得る。
【００１４】
径方向に配置された補強要素がそのような形態を有する場合、耐圧隔壁が曝される圧力荷重、特に、圧力荷重に起因する曲げトルク及び衝撃荷重は、航空機胴体構造に特に効果的に吸収及び伝達され得るため、最小限の材料の使用と、したがってまた耐圧隔壁の最小の重量とが可能となる。
【００１５】
好適な実施形態において、外端部から内端部に向かって見て、第１の輪郭線及び／又は第２の輪郭線は懸垂曲線の形態を有する。このため、懸垂曲線は以下のように定義され得る。
【００１６】
【数１】
0006636462.tif 000002
式中、ｘ軸は、中心軸線に対して直交するように径方向に延び、ｙ軸は、ｘ軸に対して直交し、したがって中心軸線に対して直交するように延び、αは、拡大率を表し、ｘ０は、頂点から中心軸線までの距離を表し、ｙ０は、中心軸線に沿った変位を表す。懸垂曲線の形態で設計された、径方向に配置された補強要素は、耐圧隔壁の両側の圧力差によって特に効果的な方法で、補強アセンブリ、すなわち、径方向に配置された補強要素で発生した曲げ荷重及び引張荷重を伝達することができる。
【００１７】
別の実施形態において、外端部から内端部に向かって見て、第１の輪郭線及び／又は第２の輪郭線は放物線の形態を有する。放物線の形状は、前記形状が耐圧隔壁の両側の圧力差に起因する耐圧隔壁の曲げトルクの軌道に略一致するように選択されることが好ましい。同じく、放物線の形状を有して設計してもよい径方向に配置された補強要素は、特に効果的な方法で、発生する荷重を伝達することができる。
【００１８】
別の更なる実施形態において、外端部から内端部に向かって見て、第１の輪郭線及び／又は第２の輪郭線は、円弧状の形態を有する。同じく、円弧状を有して設計してもよい径方向に配置された補強要素は、特に効果的な方法で荷重を伝達することができる。
【００１９】
好適な実施形態によれば、第１の輪郭線は、外端部から内端部に向かう方向に延びる凸状の軌道を有し、この軌道では、第１の輪郭線と第２の輪郭線との間の距離により接線の傾きが連続的に増加する。第２の輪郭線は、その一方で、直線、すなわち、湾曲していない軌道を有する。外皮要素に対する補強アセンブリのこのような配置は、特に効果的な方法で力を吸収及び伝達するのに適している。
【００２０】
別の実施形態によれば、第１の輪郭線及び第２の輪郭線の両方が、外端部から内端部に向かう方向に延びる凸状の軌道を有し、この軌道では、第１の輪郭線と第２の輪郭線との間の距離により接線の傾きが連続的に増加する。外皮要素に対する補強アセンブリのこのような配置は、特に効果的な方法で力を伝達することができる。
【００２１】
その際、第１の表面が胴体の与圧側の方、すなわち、機室の方に向けられている場合は特に好ましい。換言すると、外皮要素は、機室からの圧力が外皮要素の凹側に直接作用するように配置されている。
【００２２】
別の実施形態によれば、第２の輪郭線は、外端部から内端部に向かう方向に延びる凸状の軌道を有し、この軌道では、第１の輪郭線と第２の輪郭線との間の距離により接線の傾きが連続的に増加する。しかしながら、その際に、第１の輪郭線は、直線、すなわち、湾曲していない軌道を有する。外皮要素に対する補強アセンブリのこのような配置の場合、荷重は特に効果的な方法で伝達され得る。
【００２３】
このため、外皮要素の第２の表面に載置され、且つ、補強アセンブリに類似するように設計されている付加的な補強アセンブリが設けられる場合は特に好ましい。これに関連して、類似とは、外皮要素が対称軸線を画定する対称を意味することが好ましいものの、補強デバイスに関して非対称な付加的な補強アセンブリの構成も意味してよい。付加的な補強アセンブリを用いることで荷重が特に効果的な方法で伝達され得る。また、中心軸線に平行な方向に見て、付加的な補強アセンブリは補強アセンブリと整列しないようになっていることが好ましい場合があるが、これは、特に、外皮要素の座屈挙動がこの方法で向上し得るためである。
【００２４】
このため、第２の表面が胴体の与圧側、すなわち、機室の方に向けられている場合も特に好ましい。このようにして、機室からの圧力が第２の輪郭線の凸側の方向に作用し、その結果、荷重が特に効果的な方法で伝達され得る。
【００２５】
好適な実施形態において、補強アセンブリは、１つ又は複数の接線方向に配置された補強要素を有し、１つ又は複数の接線方向に配置された補強要素は、好ましくは互いに均一に離間し、中心軸線の周りに、外皮要素の第１の表面に沿って、第１の輪郭線から第２の輪郭線まで接線方向に延びる。その際、接線方向に配置された補強要素は、径方向に配置された補強要素との交点を形成し、接線方向に配置された補強要素は、径方向に配置された補強要素に固定されるか、又は、その一体部品として形成されるかのいずれかである。接線方向に配置された補強要素によって、複数の径方向に配置された補強要素は互いに結合することができ、その結果、荷重が補強アセンブリ全体にわたりより良好に分配され得るため、補強アセンブリはより頑丈であり且つ効果的な設計を有する。
【００２６】
その際、径方向に配置された補強要素と接線方向に配置された補強要素とが交差する交点の２つ以上が、対角線上に配置された補強要素によって互いに相互結合する場合は特に好ましい。対角線上に配置された補強要素は、外皮要素の第１の表面に沿って第１の輪郭線から第２の輪郭線まで、且つ、径方向に配置された補強要素と接線方向に配置された補強要素との間に延びる。その際、交点の外側にある点において、個々の径方向に配置された補強要素又は接線方向に配置された補強要素に、対角線上に配置された補強要素が交差してもよい。径方向に配置された補強要素と、接線方向に配置された補強要素及び対角線上に配置された補強要素との組み合わせにより、自然界で、例えば、睡蓮などの植物の葉の場合において頻繁に生じるような略生体工学的な形態が形成される。このような形態は、特に頑丈であり、径方向に、接線方向に及び対角線上に配置された補強要素間に特に効果的に力を分配する。
【００２７】
更に好適な実施形態において、耐圧隔壁は少なくとも部分的に、好ましくは完全に繊維強化複合材料、好ましくは炭素繊維強化材料で形成されている。或いは、耐圧隔壁は、少なくとも部分的に、好ましくは完全に金属材料、好ましくはアルミニウムで形成されている。その際、耐圧隔壁は、モノリシック構造を有し、すなわち、１つの、結合した、一体の構成要素として設計されることが好ましい。繊維強化複合材料の場合、例えば、この隔壁は、「真空アシスト樹脂トランスファー成形」（ＶａＲＴＭ：ｖａｃｕｕｍ  ａｓｓｉｓｔｅｄ  ｒｅｓｉｎ  ｔｒａｎｓｆｅｒ  ｍｏｌｄｉｎｇ）法を用いて、又はオートクレーブ内で硬化されるプリプレグ要素を用いて形成してもよく、金属材料の場合、例えば、金属ブロックから削られてもよく、「積層造形」（ＡＬＭ：ａｄｄｉｔｉｖｅ  ｌａｙｅｒ  ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ）によって形成してもよい。補強アセンブリ、すなわち、特に径方向に配置された補強要素は、外皮要素に溶接され得ることも考えられ、溶接は、例えば、「レーザ溶接」法を用いて行ってもよい。
【００２８】
更に別の好適な実施形態において、径方向に配置された補強要素及び／又は接線方向に配置された補強要素及び／又は対角線上に配置された補強要素は、Ｔプロファイルの形態、又は好ましくはＴＴプロファイルの形態、又は更に好ましくはＴＹプロファイルの形態で設計されている。その際、機械的な側面では、ＴＴプロファイル及びＴＹプロファイルがＴプロファイルよりも好ましい。ＴＹプロファイルは、更には、少なくとも繊維強化複合材料が用いられる場合にはＴＴプロファイルよりも好ましく、その理由は、ＴＹプロファイルの場合、個々のプロファイルの間に製造コアを挿入すること又は個々のプロファイルの間から製造コアを取り出すことがより容易になるからであり、前記製造コアは、硬化プロセス中に個々のプロファイル間の支持物として必要である。或いは又は加えて、径方向に配置された補強要素及び／又は接線方向に配置された補強要素及び／又は対角線上に配置された補強要素は、また、ＴＬプロファイル又はＣプロファイルの形態で設計されてもよい。補強アセンブリ、すなわち、径方向に、接線方向に及び対角線上に配置された補強要素は、サンドイッチ設計で設計されることも好ましい。したがって、径方向に、接線方向に及び対角線上に配置された補強要素は、このため、例えば、帽子状のプロファイル又はオメガ状のプロファイルなどの閉じたプロファイルを有することが好ましい。
【００２９】
更に別の好適な実施形態によれば、径方向に配置された補強要素の外端部において、航空機胴体構造の縦通材に、径方向に配置された補強要素を結合するための複数の結合要素が設けられる。その際、結合要素は、径方向に配置された補強要素の外端部の一部を形成してもよく、或いは径方向に配置された補強要素の外端部に結合されてもよい。径方向に配置された補強要素はそれらが、接線方向に回転する曲げトルクを航空機胴体構造に伝えることなく、航空機胴体構造、特に縦通材に結合することができ、結果として、しかしその代わりに、引張力又は圧力による力のみを航空機胴体構造に伝えるように設計されていることが好ましい。その際、結合要素は、内部及び外部輪郭線の一部又は伸長部を形成していることが好ましい。特定の実施形態において、しかしながら、上述の胴体へのトルクフリー結合の代わりに、接線方向に回転する曲げトルクが耐圧隔壁から航空機胴体構造へと伝達される、胴体への耐トルク性の結合が選択されるように結合要素を設計することも有用とされ得る。
【００３０】
本発明の例示的実施形態が、以下、図面に基づきより詳細に記載される。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】径方向に配置された補強要素及び接線方向に配置された補強要素を有する、本発明による耐圧隔壁の例示的実施形態の斜視図である。
【図２】図１の耐圧隔壁の第２の斜視図の詳細である。
【図３】凸状の第１の輪郭線及び直線の第２の輪郭線を有する、本発明による耐圧隔壁の一実施形態の概略側面図である。
【図４】凸状の第１及び第２の輪郭線を有する、本発明による耐圧隔壁の一実施形態の概略側面図である。
【図５】凸状の第２の輪郭線及び直線の第１の輪郭線を有する、本発明による耐圧隔壁の例示的実施形態の概略側面図である。
【図６】凸状の第２の輪郭線、直線の第１の輪郭線、及び付加的な補強アセンブリを有する、本発明による耐圧隔壁の例示的実施形態の概略側面図である。
【図７】径方向に配置された補強要素、接線方向に配置された補強要素、及び対角線上に配置された補強要素を有する、耐圧隔壁の例示的実施形態の接線セグメント部分の概略頂面図である。
【発明を実施するための形態】
【００３２】
図１は、航空機胴体用の耐圧隔壁１を示す。耐圧隔壁１は、外皮要素３及び補強アセンブリ５を有する。
外皮要素３は、第１の表面７及び第２の表面９を有し、第２の表面９は、第１の表面７に対向して配置されている。加えて、外皮要素３は、航空機胴体の内周に載置されている周方向縁端１１と、中心軸線１３とを有する。中心軸線１３は、外皮要素３に対して略直交しており、且つ、耐圧隔壁１が取り付けられる航空機胴体の長手方向の軸線に略平行であるように延びる。
【００３３】
補強アセンブリ５は、複数の径方向に配置された補強要素１５を有する。補強要素１５は、外皮要素３の第１の表面７に沿って延び、外皮要素３に載置され、外皮要素３の縁端１１にある外端部１７と中心軸線１３に面している内端部１９との間に径方向に延びる。図１及び図２に示される例示的実施形態は、内端部１９と中心軸線１３との間に配置された、システムが耐圧隔壁１内を通過するための開口部２１を有する。
【００３４】
中心軸線１３に沿って径方向に延びる断面視において、各径方向に配置された補強要素１５は、第１の輪郭線２３を画定し、且つ、第１の輪郭線２３に対向して配置される第２の輪郭線２５を画定する。各輪郭線２３、２５は、径方向に配置された補強要素１５の外端部１７から内端部１９まで延びる。補強アセンブリ５は、その第１の輪郭線２３によって、外皮要素３の第１の表面７上に載置されている。更なる外皮要素は補強アセンブリ５の第２の輪郭線２５に沿って載置されないため、径方向に配置された補強要素１５の間のスペースにこの側から到達可能である。
【００３５】
図１及び図２に示されるように、径方向に配置された補強要素１５に加え、補強アセンブリ５は、複数の接線方向に配置された補強要素２７も有する。補強要素２７は、互いに均一に離間しており、中心軸線１３の周りに、外皮要素３の第１の表面７に沿って、且つ、第１の輪郭線２３から第２の輪郭線２５まで接線方向に延び、それによって径方向に配置された補強要素１５との交点２９を形成する。図１及び図２の例示的実施形態において、径方向に配置された補強要素１５及び接線方向に配置された補強要素２７は、ＴＹプロファイルの形態で設計されているが、それらはまた、ＴＴ又はＴプロファイルの形態で設計されてもよい。本例示的実施形態において、耐圧隔壁１全体が完全に繊維強化複合材料、特に炭素繊維強化材料で形成されているが、金属材料で形成されてもよい。
【００３６】
図３〜図６に示されるように、概して、第１及び／又は第２の輪郭線２３、２５のそれぞれは、外端部１７から内端部１９に向かう方向に軌道を有してもよい。この軌道は、第１の輪郭線２３と第２の輪郭線２５との間の距離により接線の傾きが連続的に増加する凸状である。図５に示される例示的実施形態に類似する、図１及び図２に示される例示的実施形態では、第２の輪郭線２５は、外端部１７から内端部１９に向かう方向に、第１の輪郭線２３と第２の輪郭線２５との間の距離により接線の傾きが連続的に減少する凸状の軌道を有し、第１の輪郭線２３は直線状の軌道を有する。加えて、図６に示されるように、補助的な補強アセンブリ３１が設けられてもよい。補助的な補強アセンブリ３１は、外皮要素３の第２の表面９に載置され、且つ、第１の補強アセンブリ５に類似する、すなわち、対称となるように設計されている。外皮要素３は対称軸線を画定する。上述の並びに図１、図２、図５及び図６に示される実施形態において、耐圧隔壁１は、外皮要素３の第２の表面９が航空機胴体の与圧側３３、すなわち、機室の方に向けられるように、航空機胴体に取り付けられるか、又は、それぞれ航空機胴体内に取り付けられるようになっている。しかしながら、概して、付加的な補強アセンブリ３１の非対称構成もまた可能である。
【００３７】
その代替形態として、図３及び図４に示すように、第１の輪郭線２３は、また、外端部１７から内端部１９に向かう方向に延び、第１の輪郭線２３と第２の輪郭線２５との間の距離により接線の傾きが連続的に増加する凸状の軌道を有してもよい。その際、第２の輪郭線２５は図３に示すような直線状の軌道を有してもよく、又は同様に、外端部１７から内端部１９に向かう方向に延び、第１の輪郭線２３と第２の輪郭線２５との間の距離により接線の傾きが連続的に増加し、第１の輪郭線２３に対称であるように設計されている凸状の軌道を有してもよい。その場合、外皮要素３の第１の表面７は、航空機胴体の与圧側３３、すなわち、機室の方に向けられてもよい。
【００３８】
示される例示的実施形態のすべてにおいて、外端部１７から内端部１９に向かって見て、第１の輪郭線２３又は第２の輪郭線２５は、懸垂曲線の形態を有する。しかしながら、或いは外端部１７から内端部１９に向かって見て、第１又は第２の輪郭線２３、２５は、また、放物線の形態又は円弧状の形態を有してもよい。
【００３９】
図７に示されるように、補強アセンブリ５は、外皮要素３を支持し、耐圧隔壁１を補強するために、付加的な、対角線上に配置された補強要素３５を有してもよい。この付加的な、対角線上に配置された補強要素は、径方向に配置された補強要素１５と接線方向に配置された補強要素２７とが交差する交点２９の２つ以上を結合する。対角線上に配置された補強要素３５は、外皮要素３の第１の表面７に沿って第１の輪郭線２３から第２の輪郭線２５まで延び、且つ、径方向に配置された補強要素１５と接線方向に配置された補強要素２７との間に延びる。
【００４０】
図１及び図２に示されるように、径方向に配置された補強要素１５の外端部１７において、耐圧隔壁１が取り付けられるか又は取り付けられることになる航空機胴体構造の縦通材に、径方向に配置された補強要素１５を結合するための複数の結合要素３７が設けられる。その際、結合要素３７は径方向に配置された補強要素１５の外端部１７の一部として形成され、したがって、同様に、第１及び第２の輪郭線２３、２５に沿って延びる。
【図１】
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【図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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【図７】
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