(57)【要約】  本発明は、少なくとも部分的に又は完全にＣＲＰ材料からなる外部スキン及び内部スキンを有し、外部スキンと内部スキンとの間に複合コア要素が設けられた、ＣＲＰ構造のシェル要素または胴体バレルからなり、シェル要素または胴体バレルに接続される金属骨組（１）を内部に有する航空機または宇宙船の固有の剛性を有する胴体を提供する。（図１ａ）
2010516536.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも部分的にはＣＲＰ材料から形成された外部スキン及び内部スキンを有し、前記外部スキンと内部スキンとの間に複合コア要素が設けられたＣＲＰ構造の胴体要素を備え、前記胴体要素に接続可能であり、ファラデーケージの一部を形成する金属骨組（１）を内部に有する、航空機または宇宙船の固有の剛性を有する胴体（１０）。
【請求項２】
前記複合コア要素は、例えば、パネル及び／又は輪郭形成部からなるハニカム構造及び／又は他の適切な補強構造を有することを特徴とする請求項１記載の胴体。
【請求項３】
前記複合コア要素は、少なくとも１つの有機材料、ＣＲＰ、ＧＲＰ又はＡＲＰなどの繊維強化プラスチック、プラスチックフォーム、例えばノーメックス紙などのワックス紙及び／又は、アルミニウム、鋼鉄及び／又はチタン合金などの金属又は金属合金からなるか、少なくともこれらを含んでいることを特徴とする請求項１又は２記載の胴体。
【請求項４】
前記外部スキン及び／又は前記内部スキンは、１以上のＣＲＰ材料の層を含み、少なくとも１つのＧＲＰ材料及び／又はＡＲＰ材料の層を付加的に備えたラミネートからなることを特徴とする請求項１乃至３記載のいずれかの胴体。
【請求項５】
前記金属骨組（１）は、例えば、アルミニウム、鋼鉄及び／又はチタンの形体である金属及び／又はこれらの金属合金から形成される構成要素（２〜８、１１、１３）を含むことを特徴とする請求項１乃至４記載のいずれかの胴体。
【請求項６】
前記骨組（１）はファラデーケージの形状に設計されていることを特徴とする請求項１乃至５記載のいずれかの胴体。
【請求項７】
前記骨組（１）は、構成要素として、フレーム要素（２、３、４、１１）、ストリンガ、クロスバー（７）及び／又は長手バー（１３）を含んでいることを特徴とする請求項１乃至６記載のいずれかの胴体。
【請求項８】
前記骨組（１）は、少なくとも１つの機首部用フレーム要素（１１）、前桁の翼接続用フレーム要素（２）、後桁の翼接続用のフレーム要素（３）、脚室の後部接続用フレーム要素（４）、後方胴体端部用フレーム要素（５）、１以上の客室床または貨物室床クロスバー（７）及び／又は少なくとも１つの長手方向のシェル接合部に接続する接続部（６）を含むことを特徴とする請求項１乃至７記載のいずれかの胴体。
【請求項９】
前記外部スキン、内部スキン及びこれらの間に配設される複合コア要素からなる胴体要素のサンドイッチ構造は、当該胴体要素が、少なくとも胴体（１０）内部での結露を減らすために、十分な断熱材を形成するように寸法設定されることを特徴とする請求項１乃至８記載のいずれかの胴体。
【請求項１０】
全胴体表面の少なくとも一部を覆う金属製のメッシュ（８）を備えていることを特徴とする請求項１乃至９記載のいずれかの胴体。
【請求項１１】
例えば、２つ、３つ、４つ又は５つのシェル要素から成形されることを特徴とする請求項１乃至１０記載のいずれかの胴体。
【請求項１２】
その長さに沿って結合された複数の胴体バレルから成形されることを特徴とする請求項１乃至１１記載のいずれかの胴体。
【請求項１３】
請求項１乃至１２記載のいずれかの胴体（１０）を有する航空機または宇宙船。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、金属フレームを備えたＣＲＰ／金属の複合構造の航空機胴体に関する。
【背景技術】
【０００２】
金属のパネリング材で構成される航空機胴体は、先行技術から一般的に知られているが、金属製の胴体は比較的重いという欠点がある。
【０００３】
一方、従来の単層のＣＲＰ構造の航空機胴体は、金属製の胴体に比べ、かなり軽量化することができる。しかしながら、ＣＲＰ構造は、電磁干渉（ＥＭＩ）の保護に必要となる能力及び電気系統の取付けのための前提条件を満たそうとすると、ほぼ完全にこの利点を失ってしまう。対照的に、金属製の胴体を用いると、自動的にこのような電磁干渉を保護する能力がもたらされる。
【０００４】
近年の発展において、金属フレーム要素を用いて、この欠点を補おうとしてきた。しかし、このフレーム要素を約５３３ｍｍという狭い間隔で配置することにより重量の増加は減っている。また、軽量化というのは、まさしく、ＣＲＰ材料を用いる主な理由の一つである。
【０００５】
さらに、ＣＲＰ／金属の複合設計の場合、ガルバニック腐食や接触腐食から保護するために特別な手段を用いる必要がある。ガルバニック腐食の場合、ＣＲＰ構成要素と金属構成要素との間の電位差が、結露水などの電解質と作用して腐食が引き起こされる。従って、ＣＲＰ構成要素と金属構成要素とを、直接相互に接触しないように分離するために適切な手段を用いる必要がある。この目的のために、ＣＲＰ構成要素と金属構成要素との間に、例えば、ガラス繊維マットやテドラーフィルムなどの分離層が設けられており、さらに、例えば、ＧＲＰ材料で覆われた適切な接続手段が用いられている。また、当該保護手段は定期的に点検しなくてはならない。従って、ＣＲＰ材料からなるパネリング材に固定される金属フレーム要素の保護には、ガルバニック腐食を防止するために、高い費用がかかり、重量問題に関わる補助的な手段が必要となる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
よって、本発明は、固有の剛性を十分に有するＣＲＰ構造の航空機胴体の提供を目的とし、これにより、胴体の補強のための付加的なフレーム要素を実質的に不要にする、又は少なくともその数を減らすことを可能にする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明によれば、この目的は、請求項１記載の特徴を有する航空機胴体及び請求項１４に記載の、航空機胴体を有する航空機又は宇宙船によって達成される。
【０００８】
上述した先行技術は、新しい技術を導入せずに解決することはできない目的の衝突を引き起こしている。これが、本発明の根拠となっている。本発明によれば、考えられる改良の一つは、前記フレーム要素の機能、つまり胴体の断面を補強する機能を胴体壁自体に集約し、これにより、この設計の中で機能を失ったフレーム要素を取り除くことができるという点にある。
【０００９】
本発明の意図する技術的効果は、現在普及している公知の胴体設計の欠点及び制限を克服すること、及び高性能の−同時により単純且つ軽量で、費用のかからない−技術的解決と、最終的には、より優れた製品とを提供することにある。
【００１０】
従って、本発明の第１の態様は、航空機胴体に十分な固有の剛性を与えるＣＲＰサンドイッチ構造であり、これにより航空機胴体を補強するための付加的なフレーム要素の必要性を実質的に除くことができるシェル要素または胴体バレルからなる航空機胴体に関する。前記シェル要素または胴体バレルのＣＲＰサンドイッチ構造は、外部スキン及び内部スキンからなり、その間には複合コア要素が配設される。さらに、前記外部スキン及び内部スキンは、部分的にまたは完全にＣＲＰ材料からなるか、またはＣＲＰ構造に製造される。
【００１１】
本発明によれば、先行技術から知られているように胴体壁を補強する代わりに、固有の剛性を有する構造を用いたり、または２つのＣＲＰ製のパネリング部又はスキンの間に配設される複合コア要素を用いて連続的に支持したりする。前記複合コア要素は、空気を通すように構成され、これによりその内部に水が溜まらないようにすることが好ましい。
【００１２】
本発明の一実施形態によれば、前記複合コア要素は、例えば、パネル及び／又は輪郭形成部からなるハニカム構造及び／又は他の適切な補強構造からなる。本発明によれば、多くの補強構造の設計が考えられる。必須の要素は、胴体構造を補強するためのフレーム要素を取り除くこと、又は少なくともその数を減らすことを可能にするためにシェル要素及び当該シェル要素からなる胴体構造が固有の剛性を十分に有していることである。前記複合コア要素の材料として、多くの材料が考えられる。例えば、有機材料、プラスチックフォーム、繊維強化プラスチック、ワックス紙、ノーメックス紙及び／又は、金属又は金属合金が挙げられる。金属又はこれらの金属合金の例として、チタン、鋼鉄及び／又はアルミニウムが挙げられる。
【００１３】
例を挙げると、前述したパネルや輪郭形成部は、金属又は金属合金から構成されていてもよい。原則として、材料を組み合わせて前記複合コア要素に用いることも可能である。
【００１４】
本発明の他の実施形態として、前記外部スキン及び／又は内部スキンはラミネートで構成されていてもよい。これらのラミネートは、１以上のＣＲＰ材料からなる層を含んでいてもよく、選択的に、例えば、ＧＲＰ材料及び／又はＡＲＰ材料からなる少なくとも１つの付加的な層を備えていてもよい。このようなＧＲＰ材料又はＡＲＰ材料からなる層には、ＣＲＰと金属との組み合わせにより引き起こされる接触腐食やガルバニック腐食の発生を防止するために、ＣＲＰ製の胴体と金属フレームとの間で分離層として用いることができるという利点がある。
【００１５】
本発明の基礎となる物理的原理は、構造上の機械効率が非常に高く、付加的に支持することなく長い胴体を可能にしている。この理由により、フレーム要素の必要性がない。
【００１６】
しかしながら、胴体内の、大きな負荷や力を胴体内に導入する必要がある位置ではフレーム要素が必要となる。骨組の一部を形成するこれらの構成要素は、金属又は金属合金からなり、ファラデーケージの一部を形成している。逆に、このような構成要素がＣＲＰ材料から構成されているとすると、これらはファラデーケージとしての役割を果たすことができない。
【００１７】
本発明による航空機胴体の骨組の構成要素として、例えば、機首部用及び前桁及び後桁の翼接続用のフレーム要素、脚室（後端部（隔壁））用のフレーム要素及び後方胴体端部用フレーム要素が挙げられる。前記フレーム要素に加えて、長手方向のシェル接合部に接続する、客室及び貨物室の床用のクロスバーを用いることもできる。前記フレーム要素及びクロスバーに加えて、金属布又はメッシュが付加的に胴体の表面に設けられる。前記金属メッシュには、落雷から航空機を効果的に保護するという利点がある。この場合の金属骨組は、ファラデーケージの役割を果たす機能を付加的に有する。
【００１８】
さらに、上述した骨組は、特にフレーム要素について、力導入要素としての必要最小限の数の構成要素を有している。当該金属骨組には、胴体構造自体が、十分に固有の剛性を有するように形成されているので、胴体を補強するための付加的なフレーム要素の必要性がなく、かなり軽量化できるという利点がある。
【００１９】
しかしながら、原則として、特定の設計においては、金属フレーム要素及び／又は金属部品をさらに加えることができる。これは、導電性のシェルコネクタ近くのフレーム要素のうち、胴体側壁に独立して取り付けられる床に関する。この状況においては、前記フレーム要素に加えてストリンガを用いることができる。このストリンガは、同様に、例えば、金属又は金属合金から構成されていてもよい。
【００２０】
前記固有の剛性を有する胴体壁は、実質的に胴体内部の結露を防止できるように、断熱設計であることが好ましい。これは、例えば、間に複合コア要素を有する外部スキンと内部スキンとからなる胴体壁の２部設計により達成される。この設計は、胴体内部での結露を実質的に防止するための断熱効果を十分に有する。これによりガルバニック腐食のリスクが大幅に減る。このようにすれば、非腐食手段は、より軽量にでき、費用を抑えることができる。
【００２１】
本発明の一実施形態においては、前記複合コア要素の構造と厚み、外部スキンと内部スキンの厚み、及び材料の使用の点から、前記シェル要素又は前記胴体バレルのサンドイッチ構造は、十分な断熱材を形成するように寸法設定される。前記航空機胴体のシェル要素又は胴体バレルの付加的な断熱機能の結果として、これまで述べたように、航空機胴体内部の結露の発生を防止し、これによりガルバニック腐食を緩和することができる。これは、この場合のようなＣＲＰ／金属の複合構造に場合には非常に重要である。
【００２２】
本発明の他の態様は、本発明に係る、航空機胴体を有する航空機又は宇宙船に関する。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１ａ】図１ａは、外部パネリング材を省いて航空機胴体の骨組を示した、本発明に係る航空胴体の斜視図である。
【図１ｂ】図１ｂは、概略的に外部パネリング材を示した図１ａにおける骨組を示している。
【図２】図２は、図１ｂに示した本発明に係る航空機胴体の骨組の概略正面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２４】
図１ａは、本発明に係る航空機胴体１０を概略的に示している。この図は、まず、外部パネリング材９を除いた状態の前記航空機胴体１０の骨組１を示している。前記骨組１は、例えば、後方胴体端部から機首部の始点まで延びている。
【００２５】
骨組１は、機首部用フレーム要素１１と、前桁の翼接続用フレーム要素２（ＣＷＢ前方負荷導入フレーム）と、後桁の翼接続用フレーム要素３（ＣＷＢ後方負荷導入フレーム）とを備えている。さらに、脚室の後端部（隔壁）用フレーム要素４（ＭＬＧ後方隔壁フレーム）及び後方胴体端部用フレーム要素５（後方圧力ドーム用フレーム）を備えている。前記骨組１は、長手方向のシェル接合部６（長手方向パネル接合部）に接続した複数の客室床クロスバー７（客室床クロスビーム）を有している。図１に示した前記クロスバー７の図は、単に、一例として、かなり簡素化された形であげているにすぎない。用いられるクロスバー７の数は、例えば、意図する目的や航空機のタイプに依存しており、また、例えば、実質的に胴体部分全体に及んでもよい。さらに、このようなクロスバー７は、以下の図１ｂに示すように、貨物室床に設けられてもよい。
【００２６】
図１に示した本発明に係る航空機胴体１０の骨組１は、実質的に、例えば、力導入要素として必要となる、前記フレーム要素を含む最小限の骨組部品又は要素を有しており、さらに／又は、ファラデーケージの形成に用いられている。本好適な実施形態によれば、先行技術から知られている別個の胴体壁強化材料を用いる代わりに、ＣＲＰ製の２つのスキンの間に配設される、有機材料からなる複合コア要素を用いて、胴体を連続的に支持している。物理的原理は、高い構造上の機械効率を有しており、付加的な支持を用いずに、若しくはごくわずかな付加的な支持により長い胴体を可能にしている。胴体及び／又はシェル要素の固有の剛性を有する構造により、フレーム要素を不要にすることが可能にとなっているが、上述したように、大きな負荷及び／又は力が胴体内に導入されなければならない位置では、依然としてフレーム要素２、３、４、５が必要となる。
【００２７】
これまでに述べたように、設計によっては、付加的な金属フレーム要素及び、例えば、クロスバー、又は長手バー及びストリンガなどの他の金属要素を加えることができる。前記骨組１の構成に用いられる金属フレーム要素２、３、４、５及び／又は他の金属要素６、７、８には、パネリング材がＣＲＰ材料から構成されている場合であっても、胴体を一種のファラデーケージとして形成できるという利点がある。このように、電磁干渉に対して必要な保護及び電気系統の取付けのための前提条件を達成することができる。
【００２８】
逆に、もし、前記フレーム要素２、３が同様にＣＲＰ材料から構成されているとすると、上述した保護を達成するために付加的な金属要素を設けなくてはならない。しかしながら、これは余分な重量が加わることになり、ＣＲＰ材料を用いて実現した軽量化が相殺されてしまう。
【００２９】
図１ｂでは、図１ａの骨組１に概略的に外部パネリング材９及び金属製のメッシュ又は布８（金属メッシュ）を設けている。金属製のメッシュ８は図１ｂに示されており、実際には胴体の外部表面全体に及んでいる。前記金属メッシュの重さは、例えば、１４０ｇ／ｍ２である。上述したように、この金属製のメッシュは、特に落雷から保護する役割を果たす。さらに、図１ｂに示した図は、翼接続部１２をそれぞれ有した前記前桁用フレーム要素２及び後桁用フレーム要素３も示している。
【００３０】
本発明による航空機胴体は、前記ＣＲＰ構造のおかげで、一定の固有の剛性を有する。つまり、胴体が曲がっている時には、「平ら」にはならない。
【００３１】
必要な剛性を有するＣＲＰ胴体構造を達成するために、胴体構造は、例えば、ＣＲＰサンドイッチ構造を有する。ＣＲＰサンドイッチ構造には、従来の単層の構造を持つ構成要素よりも高い剛性を達成できるという利点がある。しかしながら、原則として、本発明はＣＲＰサンドイッチ構造に限定されず、十分に固有の剛性を有するシェル要素を製造できる他の適切なＣＲＰ構造を用いることもできる。
【００３２】
上で説明したように、この場合に用いられる複合コア要素の例として、例えば、流通しているハニカム構造を挙げられるが、基本的に、他の適切な補強構造やそれらの組み合わせを用いることも可能である。前記複合コア要素は、様々な材料やその組み合わせから製造されていてもよい。
【００３３】
本ＣＲＰ／金属の複合構造には、２つのＣＲＰスキンの間に配設されるコア要素または複合コア要素は空気を通し、これによりその内部での水分の増加を防止できるという利点がある。さらに、胴体壁の２シェル設計は、胴体内部での結露を防止するのに十分な断熱作用を有する。その結果、ガルバニック腐食のリスクを徹底的に減らすことができ、腐食の発生を防ぐ為に必要な保護手段の範囲を減らすことができる。
【００３４】
図２は、図１に示した本発明による航空機胴体の骨組の概略正面図である。矢印で示したように、一例として、５つのシェル要素が前記骨組１に取り付けられており、航空機胴体１０の円周を形成し、前方の機首部から後方の胴体端部まで延びている。本発明の一つの好適な実施形態によれば、航空機胴体は、少なくとも２つのシェル要素、又は３つ、４つもしくは５つ以上のシェル要素から構成されていてもよい。さらに、シェル要素を用いるだけでなく、胴体バレルを用いて固有の剛性を有する胴体構造を構成することもでき、上述したようなＣＲＰサンドイッチ構造や他の適切なＣＲＰ構造に従って製造されてもよい。この場合、シェル要素に関しての図の説明は、胴体バレルに同様に当てはめることができる。
【００３５】
図２は、正面から見た客室床クロスバー７及び貨物室床クロスバー７も示している。客室床は、図１ｂに概略的に図示したように、付加的にバー要素又は長手バー１３により支持されていてもよい。
【００３６】
本発明は、高性能でありながら生産費用が少なくてよい、将来の航空機胴体の発展を意図している。
【００３７】
本発明は、好ましい実施形態を基に説明したが、この実施形態に限定されず、様々な方法で修正することができる。
【符号の説明】
【００３８】
１    骨組
２    前桁の翼接続用フレーム要素
３    後桁の翼接続用フレーム要素
４    脚室の後部接続（隔壁）用フレーム要素
５    後方胴体端部へのフレーム要素
６    長手方向のシェル接合部
７    客室床及び貨物室床クロスバー
８    金属製メッシュ又は布
９    外部パネリング材
１０  航空機又は宇宙船の胴体
１１  機首部用フレーム要素
１２  翼接続部
１３  バー要素
【図１ａ】
2010516536.tif 000003
【図１ｂ】
2010516536.tif 000004
【図２】
2010516536.tif 000005
【国際調査報告】
2010516536.tif 000006
2010516536.tif 000007