(57)【要約】  本発明は、航空機または宇宙機の胴体（１）に関する。胴体（１）は、一つ以上のシェル部材（２）と一つの絶縁部材（５）とを備える。絶縁部材（５）は、受動的防水絶縁部材として構成され、かつ一つ以上のシェル部材（２）の内側（９）に完全気密かつ水密状態で取付可能である。さらに、本発明は、それに対応する航空機または宇宙機に関する。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
一つ以上のシェル部材（２）と一つの絶縁部材（５）とを備える、航空機または宇宙機のための胴体（１）であって、前記絶縁部材（５）は、受動的防水絶縁部材として構成され、かつ前記一つ以上のシェル部材（２）の内側（９）に完全気密かつ水密状態で取付可能である胴体（１）。
【請求項２】
前記絶縁部材（５）は、水の露点が前記絶縁部材（５）内に位置するように構成される請求項１記載の胴体（１）。
【請求項３】
前記絶縁部材（５）は、空気密状またはガス密状、および／または水密状に構成される請求項１または２記載の胴体（１）。
【請求項４】
前記絶縁部材（５）は、独立気泡の絶縁性材料である請求項１から３のいずれかに記載の胴体（１）。
【請求項５】
前記絶縁部材（５）は、ＶＩＰ（真空断熱パネル）技術を用いて製造される請求項１から４のいずれかに記載の胴体（１）。
【請求項６】
前記絶縁部材（５）は、複数の個別部材から構成される請求項１から５のいずれかに記載の胴体（１）。
【請求項７】
前記シェル部材（２）は複数のシェルで構成され、コア空洞部（７）を画定する、外側シェル部材（３）と内側（９）を有する内側シェル部材（４）とを備え、前記コア空洞部（７）は、能動的絶縁用の空気流（１２，１３）によって熱することができる請求項１から６のいずれかに記載の胴体（１）。
【請求項８】
フェアリング（１０）は、前記絶縁部材（５）から離間して配置されることで、能動的絶縁用の付加的な空気流によって熱することのできる中間空間（１１）が形成される請求項１から７のいずれかに記載の胴体（１）。
【請求項９】
前記フェアリング（１０）は断熱性および遮音性を備える請求項８記載の胴体（１）。
【請求項１０】
前記絶縁部材（５）は、有利的なＦＳＴ（火煙毒）特性を有する材料を備える請求項１から９のいずれかに記載の胴体（１）。
【請求項１１】
請求項１から１０のいずれかに記載されたように構成される胴体（１）を有する航空機または宇宙機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機または宇宙機の胴体、およびそれに対応する航空機または宇宙機に関する。
【背景技術】
【０００２】
このような胴体はいくつかの部品で組み立てられる。例えば飛行機等の航空機は、かなりの負荷サイクルや運転中の負荷のみならず、かなりの温度差にもさらされる。そのため、ある巡航高度での胴体の外側の外部温度が約−５５°Ｃであるのに対し、機室の部分における内部温度が約＋２０°Ｃになることがある。従って、従来の飛行機胴体の内部には断熱材が設けられ、それがさらに遮音機能をも構成する。
【０００３】
胴体には、一つの又は複数のシェル、具体的には二つのシェルが設けられていてもよい。
【０００４】
図３は、本出願者にとって公知の技術を採用した一重シェル胴体１であって、例えば所謂ストリンガと呼ばれる補強材１７をその内側９に備えるシェル部材２を有する一重シェル胴体１の部分断面図を示す。絶縁材２０の従来構造は、通常ガラスウールからなり、かつシェル部材２の内側９と機室の内側フェアリング１０の間にある例えばプラスチックホイルのライナ１９に組み込まれた絶縁層を備える。フェアリング１０は、例えば隔壁１５に取り付けられ、例えばガラス繊維複合材料からなる。また、側板１８を備えていてもよい。この集合体によって、胴体１外の外部空間２１に対する内部空間２２の断熱性と遮音性の機能を実現する。
【０００５】
しかし、この構成において考えられる不利な点は、絶縁材の付加重量、それに必要なスペース、および組み立てに要する労力である。また、凝縮水の蓄積が重量を増加させ、さらにこの集合体における腐食の可能性につながってしまい、結果としてそれに対応するメインテナンスが必要になってしまう。不利な点として、乾燥および／または絶縁材２０の交換による蓄積水分の除去が必要になる。
【０００６】
それゆえに、例えば独国特許出願公開第１０１５４０６３号明細書に記載されたような二重シェル構造の胴体の概念が提案されている。図４は、例えば繊維強化材料からなる最新技術による二重シェル胴体の一部の部分断面図を示す。
【０００７】
胴体１のシェル部材２は、外側シェル３と内側シェル４とを備え、それらは互いに離間して配置されることでコア空洞部７が形成される。コア空洞部７は、ガラス繊維強化プラスチックまたは炭素繊維強化プラスチック等からなる例えば折返しハニカム構造を備えたコア構造８を有し、力やモーメントを伝達し、胴体構造を安定化させる。同時に、コア構造８は断熱性および遮音性を与え、そのコンパクト性によって機室の内部空間をより大きくする。空気流入１２および空気流出１３の矢印で示すように、コア空洞部７においては換気が可能であり、それによってコア空洞部７内における凝縮に対する所謂湿度管理が可能となる。内側シェル５は、その内側９で内部空洞部２２に対向し、当該内側９上に例えば装飾用ホイルのフェアリング１０が配置される。
【０００８】
従って、もう一つの絶縁材を追加することは不利であり、それは例えば＋２０°Ｃの制御可能な内壁温度の目的が達成できなくなってしまうからである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】独国特許出願公開第１０１５４０６３号明細書
【発明の概要】
【００１０】
これらの事情に基づき、本発明は、上記した不利な点を有しない胴体およびそれに対応する航空機または宇宙機を提供することを目的とする。
【００１１】
本発明によると、上記目的は請求項１の特徴を有する胴体、あるいは請求項９の特徴を有する航空機または宇宙機によって達成される。
【００１２】
よって、一つ以上のシェル部材と絶縁部材とを有する、航空機または宇宙機の胴体であって、前記絶縁部材が、受動的防水絶縁部材として構成され、かつ一つ以上のシェル部材の内側に完全気密かつ水密状態で適用可能である胴体が提供される。
【００１３】
従って、本発明では、最新技術に比べて、絶縁に要する設置スペースがより小さいという効果を有する。さらに、最新技術に比べて、重量が低減される。例えば接着による完全気密性および水密性の適用によって、絶縁部材とシェル部材の間には中間空洞部が存在せず、それにより、一方では断熱性が向上し、他方では水分蓄積のおそれや腐食の発生がなくなる。
【００１４】
絶縁部材を水密状態で設けることができ、さらに、好ましい実施形態では空気密状態またはガス密状態で設けることができるため、絶縁材料における水分蓄積や腐食の可能性をなくすという更なる効果が得られる。絶縁部材は、例えば独立気泡の絶縁性材料であっても良い。よって、凝縮液の重量が排除され、航空機の重量がさらに低減される。
【００１５】
絶縁部材は、さらに遮音機能を構成する。材料の適切な選択により、ＦＳＴ（火煙毒）特性が確実に改善される。
【００１６】
絶縁部材に対してＶＩＰ（真空断熱パネル）技術を用いることは、上記した効果を全て達成できるため、特殊の効果を奏する。
【００１７】
本発明の効果的な実施形態や改善は、従属請求項に記載されている。
【００１８】
絶縁部材は、水の露点が絶縁材料内に位置するように構成されていても良く、それにより機室内における水の凝縮が回避される。このような最適露点絶縁は、二重シェル胴体構造において特に効果的であり、それは二重シェル胴体が既に絶縁効果の大部分を占有しており、第二絶縁のごく一部のみが必要であるからである。
【００１９】
例えば外側シェル部材と少なくとも内側シェル部材とを有する複数シェル胴体では、コア空洞部がそれらによって形成され、能動的絶縁用の空気流によって熱することができる。従って、小さい絶縁部材が容易に使用でき、それによってより大きな機室内スペースが形成される。また、重量も低減される。
【００２０】
このような絶縁を有する二重シェル胴体のもう一つの効果として、隔壁距離の増加および補強材を有しない構造が挙げられ、例えば、複数の個別絶縁部材の構成をもつ絶縁部材が、隔壁や補強材を有する従来の胴体（図３参照）に比べて、より簡単に気密かつ水密状態で直接胴体構造に接着することができる。
【００２１】
絶縁の厚みの更なる低減あるいは断熱性の向上のため、フェアリングを絶縁部材から離間して配置することが可能であり、それにより能動的絶縁用の付加的な空気流によって熱することのできる中間空間が形成される。
【００２２】
よって、上記のような胴体を有して構成される航空機または宇宙機が提供される。
【００２３】
本発明を図面の概要図に示す実施形態を参照しながら、より詳細に説明する。それは以下に示されている。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明の第一実施形態による胴体の一部の部分断面図である。
【図２】本発明の第二実施形態による胴体の一部の部分断面図である。
【図３】最新技術による一重シェル胴体の一部の部分断面図である。
【図４】最新技術による二重シェル胴体の一部の部分断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
全図面において、同一のまたは機能的に同等な構成要素は、特に記載がない限り同一の符号で示す。
【００２６】
図３および図４に示す最新技術は、既に上記した。
【００２７】
図１は、本発明の第一実施形態による複数シェル構造の胴体１の一部の部分断面図である。
【００２８】
胴体１の複数シェル構造は、本実施形態では二重壁シェル部材２で構成される。外側シェル３は、その片側が図不示の航空機の外部空間２１に向くように配置される。その逆側は、内側シェル４の片側から離間して配置されることで、コア集合体８が配置されるコア空洞部７が形成される。コア集合体８は、外側シェル３と内側シェル４を形状ロック状態で連結し、例えば航空機の機室である内部空間２２に対する断熱性および遮音性のための絶縁性を備える。
【００２９】
シェル部材２の内側シェル９（この例では内側シェル４の内側９）には、それに完全気密かつ水密状態で接着された絶縁部材５が設けられている。絶縁部材５は絶縁性構造材料６を備える。それは、例えば独立気泡の絶縁性材料であっても、真空断熱パネル（ＶＩＰ）であっても良い。
【００３０】
従って、この実施形態では、絶縁部材５は受動的絶縁を形成する。
【００３１】
この受動的絶縁に加えて、この例では能動的絶縁も可能であり、その詳細は後述する。
【００３２】
絶縁部材５の内部空間２２側の前には、フェアリング１０が配置されている。本実施形態では、前記フェアリングは絶縁部材５とともに中間空間１１を形成する。
【００３３】
コア空洞部７は、空気またはガスの流れによって換気や流入出ができるように構成されている。矢印１２と１３は、空気流入および空気流出を例示的に示す。空気流は図不示の方法で熱せられ、そのエネルギーをコア空洞部７に付与し、それによって能動的絶縁が形成される。このような場合、絶縁部材５の厚みを低減することができ、よって内部空洞部２２を大きくし、それが軽量化につながる。
【００３４】
さらに、当業者にとって好ましくは、空気流が中間空洞部１１をも流れるように構成する。これにより、フェアリング１０にも絶縁効果を持たすことができ、よって絶縁部材５およびフェアリング１０の厚みを低減するという効果が得られる。
【００３５】
例えば図１による二重シェル胴体１等のような繊維強化胴体構造を有する複数シェル胴体１においては、絶縁部材５を使用することが特に効果的である。これは図２に示す実施形態であって、補強材を備えておらず、かつ隔壁１５間の隔壁距離１６が大きい胴体構造において特に効果的である。
【００３６】
ここではシェル部材２はその外側シェルとともに示されており、絶縁部材５が隔壁ギャップ１４内に配置されている。上述したように、それはシェル部材２の内側９に気密かつ水密状態で接着されている。なお、隔壁１５は原理上示されているだけである。
【００３７】
絶縁部材５は、一重シェル胴体で効果的に使用されることも可能である。当業者にとって好ましいが、絶縁部材５は図不示の複数の個別部材で構成されていても良い。
【００３８】
本発明は、上記実施形態に限定されるものではない。
【００３９】
絶縁部材５は、最適露点状態で構成されることが好ましい。これは、水の露点あるいはこの露点の条件が絶縁部材５の内部のみで生じ、内部空間２２の内部では生じないという意味である。従って、機室内における水の凝縮が回避される。
【符号の説明】
【００４０】
１  胴体
２  シェル部材
３  外側シェル
４  内側シェル
５  絶縁部材
６  構造材料
７  コア空洞部
８  コア集合体
９  内側
１０  フェアリング
１１  中間空間
１２  空気流入
１３  空気流出
１４  隔壁ギャップ
１５  隔壁
１６  隔壁距離
１７  補強材
１８  側板
１９  ライナ
２０  絶縁材
２１  外部空間
２２  内部空間
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【国際調査報告】
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