(57)【要約】  例えば、ストリンガ又はフォーマのような支持要素（１０）は、航空機又は宇宙機のスキンを補強するために提供され、この要素は、システム媒体（Ｍ）が構造要素を通じて導かれ得るように、閉プロファイル（中空プロファイル）（３）として構成される。これについて、中空プロファイル（３）はそれ自体、耐荷重性要素としての役割を果たす。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機又は宇宙機のスキン（１）を補強するための耐荷重性要素として構成される構造要素（１０）であって、少なくとも１つのシステム媒体（Ｍ）を受けるための中空プロファイル（３）を含むことを特徴とする構造要素。
【請求項２】
フォーマ、特に環状フォーマとして、ストリンガ、圧力バルクヘッド等として構成されることを特徴とする請求項１に記載の構造要素。
【請求項３】
航空機又は宇宙機のスキン（１）の内側に取り付けられ得ることを特徴とする請求項１又は２に記載の構造要素。
【請求項４】
構造要素（１０）がスキン（１）に取り付けられ得る受けスタンド（４）を有することを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項５】
受けスタンド（４）は、スキン（１）に取り付けられ得る脚部（４ａ）、及び中空プロファイル（３）を受けるために構成される受け部（４ｄ）を有することを特徴とする請求項４に記載の構造要素。
【請求項６】
中空プロファイル（３）が受けスタンド（４）に取り付けられ得るクランプ（５）をさらに有することを特徴とする請求項４又は５に記載の構造要素。
【請求項７】
受けスタンド（４）がチタニウムから製造されることを特徴とする請求項４から６のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項８】
システム媒体（Ｍ）を中空プロファイル（３）内に導入し、中空プロファイル（３）からシステム媒体（Ｍ）を取り除くための、半径方向における開口（８）を有することを特徴とする請求項１から７のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項９】
システム媒体（Ｍ）を導くラインが接続され得るアダプタ（９）が開口（８）内に備えられることを特徴とする請求項８に記載の構造要素。
【請求項１０】
システム媒体（Ｍ）が、ガス、液体、電気ライン、グラスファイバケーブル等である請求項１から９のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１１】
中空プロファイル（３）がチタニウムから製造されることを特徴とする請求項１から１０のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１２】
中空プロファイル（３）は、実質的に円形断面を有することを特徴とする請求項１から１１のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１３】
航空機又は宇宙機の胴体であって、スキン（１）と、スキン（１）の内側に取り付けられる、請求項１から１２のいずれか１項に記載の構造要素（１０）とを有することを特徴とする胴体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、構造要素、及びこの種の構造要素を有する航空機若しくは宇宙機の胴体に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機構造の重要な態様は、重量を減少させるという継続的な試みである。これは、特に軽量材料、例えば、ＣＦＲＰ材料を使用して達成される一方で、しかし、他方で、高度の安全性又は軽量での強度を許容する基礎構造を使用して達成される。
【０００３】
それ故、現代の商業用航空機において、胴体の基礎構造は、強化のため、またはスキンを補強するために使用されるストリンガ及びフォーマと同様に、スキンによって構成される。これに関し、ストリンガは、一般に、航空機胴体の長手方向に延び、フォーマは、スキンの内周に沿って周方向に延びる。これらの構造要素は、例えば、エンジン、フィッティング、ワイヤリング等の二次構造が内部に組み込まれる航空機の一次構造を構成する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
例えば、ストリンガ又はフォーマのような一次構造要素の数の減少は、重量の減少を生じるが、これは、安定性の損失、それ故、飛行の安全性の損失となるであろう。
【０００５】
それ故、本発明の目的は、航空機又は宇宙機において安定性を実質的に同じにする一方で、減少される重量を許容する構造要素を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この目的は、本発明による特許請求の範囲の請求項１の特徴を有する構造要素によって達成される。
【０００７】
これによると、例えば、ストリンガ又はフォーマのような支持要素が、航空機又は宇宙機のスキンを補強するために提供され、この要素は、システム媒体が構造要素を通じて導かれ得るように、閉プロファイル（中空プロファイル）として構成される。この態様において、中空プロファイル自体は、耐荷重性構造要素として作用する。
【０００８】
本発明が基礎とされる概念は、二重機能を伴う構造要素を航空機又は宇宙機内に提供することである。一方で、本発明による構造要素は、一次構造として、すなわち、航空機又は宇宙機の胴体を補強するための支持要素として、作用する。他方で、それは、ソース位置とターゲット位置との間のシステム媒体を航空機内に案内する役割を果たす。これは、一方で重量を減少させ、他方で、対応するシステムラインが減少されることから、スペースを確保することを可能にする。
【０００９】
本発明の有利な実施形態及び改良は、従属請求項において明確に述べられる。
【００１０】
ここで使用される「構造要素」の用語は、ロードベアリング一次構造、すなわち、航空機又は宇宙機の胴体を強化し又は補強するために使用される構造を意味する。そのような構造要素の例は、ストリンガ及びフォーマ、特に環状フォーマ、圧力バルクヘッドも含む。
【００１１】
構造要素は、航空機又は宇宙機のスキンの内側に取り付けられる。これは、システム媒体が、省スペース方式で、スキンの内側に沿って案内されることを可能にする。
【００１２】
望ましい発展によれば、構造要素は、構造要素がスキンに対して取り付けられる受けスタンドを有する。この種の分化する構造法は、構造要素の個々の要素の交換を容易にすることが可能になるので、保守を容易にする。
【００１３】
これに関し、受けスタンドは、スキンに取り付けられ得る脚部、及び、中空プロファイルを受けるために構成される受け部を含む。さらに、構造要素は、中空プロファイルが受けスタンドに取り付けられるクランプを含む。
【００１４】
中空プロファイルは、望ましくは、システム媒体を内部に導入させ、中空プロファイルからそれを取り除くための半径方向における開口を有する。この状況において使用される「半径方向」の用語は、中空プロファイルの長手方向の軸に対して直角な方向を意味するものとして理解される。中空プロファイルの長手方向の軸は、少しだけ、又は徐々にのみ、変化する。
【００１５】
本発明の発展において、開口に提供されるのは、システム媒体を案内するラインが接続され得るアダプタである。システム媒体を案内するラインは、それ故、中空プロファイルに容易に接続され、システム媒体は、中空プロファイルの内外に案内され得る。
【００１６】
システム媒体は、例えば、ガス、液体、電気ライン又はグラスファイバケーブルであり得る。
【００１７】
中空プロファイルは、軽量金属、例えば、チタニウム又はアルミニウムから製造され得る。ＣＦＲＰ複合材料で中空プロファイルを製造することもまた可能である。
【００１８】
受けスタンドはまた、軽量金属、例えば、チタニウム若しくはアルミニウム、又はＣＦＲＰ複合材料で製造され得る。
【００１９】
軽量金属として、チタニウムは、その材料特性により、特に好ましいものである。
【００２０】
中空プロファイルは、実質的に円形断面を有し得る。これは、特に、気体、及び液体システム媒体について有利である。
【００２１】
本発明の航空機又は宇宙機による胴体又は機体は、スキン及びスキンの内側に取り付けられる本発明による構造要素を含む。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
以下に、添付の図面を参照する実施形態に基づいて本発明が詳細に記述されるであろう。
【図１】図１は、本発明の実施形態による構造要素の斜視図である。
【図２】図２は、図１におけるＩＩ−ＩＩ線に沿う、本発明の実施形態による構造要素を通じた長手方向断面図である。
【図３】図３は、図１のＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿う、図２における構造要素を介した断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
図において、同じ参照番号は、特に示唆しない限り、同じ又は機能的に同一の要素を記述する。
【００２４】
以下のように、本発明の実施形態による構造要素は、図１から図３を参照して記述されるであろう。
【００２５】
図１は、構造要素１０の斜視図である。図２は、図１のＩＩ−ＩＩ線に沿う、構造要素１０を通じた長手方向断面を示し、図３は、図１のＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿う、構造要素１０を通じた断面を示す。
【００２６】
図１から図３に示す例において、構造要素１０は、航空機又は宇宙機の胴体を強化し、又は補強するためのフォーマアセンブリとして構成され、中空プロファイル３、受けスタンド４及びクランプ５を含む。
【００２７】
受けスタンド４は、それぞれ、脚部４ａ、壁部４ｂ、横のリブ４ｃ、及び受け部４ｄを含む。脚部４ａは、実質的にＴ字状の板から構成される。図２に示すように脚部４ａの低い側で構成されるように、Ｔ字状の自由端における、壁部４ｂの反対の部分は、壁部４ｂに面する部分よりも大きな厚さを有している。脚部４ａの長さは、例えば、約１００ｍｍであり、その幅は、例えば、約８０ｍｍであり得る。
【００２８】
壁部４ｂは、実質的に脚部４ａに対して垂直に延び、より実質的には、脚部のＴ字状の横梁の上端部から延びる。図３の平面図に示すように、壁部４ｂは、脚部４ａに隣接するベースエッジ、互いに向かい合うように延びる２つの側部エッジ、および曲線状の上部エッジを伴う、台形形状を有する。壁部４ｂは、それぞれの場合に、横リブ４ｃと側部エッジ４ｂとの間のほぼ中心にある厚さ部分として構成される２つのリブ４ｅとともに提供される。
【００２９】
受け部４ｄは、壁部４ｂの上部エッジを接合する。受け部４ｄは、実質的に、中空プロファイル３の外径と一致する内径である中空シリンダの半分の形状である。それぞれのフランジ４ｆは、受け部４ｄの両端部で構成される。
【００３０】
横リブ４ｃは、受けスタンド４を安定化するために使用され、脚部４ａと受け部４ｄの両方に対して垂直に構成される。横リブ４ｃは、脚部４ａの全長に沿って延び、横リブ４ｃの高さは、脚部４ａの自由端から壁部４ａに向かって増加する。横リブ４ｃの上部エッジは、わずかに上方に曲がり、重量がさらに減少されることを許容する。しかしながら、横リブ４ｃの上部エッジについて直線的にすることもまた可能である。
【００３１】
中空プロファイル３は、受けスタンド４の受け部４ｄ内に収容され、その内部にクランプ５によって固定される。クランプ５は、例えば、フランジ４ｆとともにねじ６によって回転させられる。それ故、中空プロファイル３は、容易に受けスタンド４に固定され得る。
【００３２】
受けスタンド４は、航空機胴体のスキン１に取り付けられ得る。典型的に、受けスタンド４は、胴体（図に示されない）に受けられ、高度の強度を保証する。このため、脚部４ａは、スキン１上に及びストリンガ２上に配置され、スキン、ストリンガフット、及びストリンガウェブに対して強固にリベット止めされる。これについて、脚部４ａの端部は、スキン１上で、より大きな厚さの状態となり、壁部４ｂに面する脚部４ａの端部は、ストリンガ２上で、より小さな厚さの状態となる。壁部４ｂは、ストリンガ２の垂直ウェブに対向する状態となる。
【００３３】
壁部４ｂから脚部４ａの低い側におけるステップまでの距離は、キャビティ７がストリンガ２の側部エッジと脚部４ａの低い側との間に構成されるように、ストリンガウェブからストリンガ２の側部エッジまでの距離よりも大きい。それ故、ストリンガ２の構成における誤差を補償することが可能な特定の許容範囲が達成される。
【００３４】
複数の受けスタンド４が、図１に示すように、中空プロファイルを航空機の胴体に取り付けるために提供され得る。前記受けスタンド４は、胴体の内側の周りに延びて配置され、胴体の内側に沿って曲がる環状フォーマとして、そこで、中空プロファイル３を受けることができる。この配置において、中空プロファイル３は、完全なユニットとして、胴体の内側の周りに延びていてはならないが、１以上の曲げられた部分としても構成され得る。
【００３５】
これについての有利性は、個々の要素が容易に交換され、再使用されることが可能になる部分構造である。さらに、受けスタンド４は、中空プロファイル３に沿って移動可能であり、変化する環境における構造要素の柔軟な使用を許容する。
【００３６】
例示される実施形態において、中空プロファイル３は、実質的に円形断面を有し、例えば４０ｍｍの外径を有し得る。中空プロファイル３は、少なくとも１つのシステム媒体Ｍを受けるのに適している。これについてシステム媒体として考慮されるのは、エネルギ又は信号を伝達する手段と同様に、航空機内の特定の位置に意図的に案内されるオペレーティングリソース（すなわち、液体又はガス）である。システム媒体の例は、ガス、例えば、酸素、空気、液体、例えば、水、燃料又は油、油圧ライン、空気配管、電気ライン、光導波路等である。
【００３７】
システム媒体Ｍは、中空プロファイル３内に導入され得る。例えば、それは、第１の位置において、中空プロファイル３内に導入され、特定の回転角度（例えば９０°又は１８０°）で、第１の位置から離れている第２の位置において、中空プロファイル３内から取り除かれ得る。それ故、中空プロファイル３は、一次構造（支持要素として）、及び二次構造（システム媒体案内要素として）の機能を充足する。結果として、二次構造、例えば、ケーブルダクト等の数を減少させ、それ故、航空機の重量を減少させることを許容する。
【００３８】
中空プロファイル３が、システム媒体としてのガス又は液体を受けるために使用されるとき、前記中空プロファイル３が、漏れを回避するためのガス密又は液密となるということが有利となる。
【００３９】
システム媒体Ｍは、中空プロファイル３内に直接（すなわち、追加のラインなしに）導かれ得る。しかしながら、中空プロファイル３を通じてライン内にシステム媒体Ｍを導くことも可能である。この場合、中空プロファイル３は、追加の安全機能を実行する。例えば、中空プロファイル３を介して、燃料を単一の壁の燃料ラインに導くことが考えられる。もし、燃料ラインが漏れた場合、中空プロファイル３は、燃料が漏れ出ることを防止することができる。換言すれば、中空プロファイル３は、二重壁の燃料ラインの外壁の機能を実行し得る。
【００４０】
システム媒体を導入し、及び取り除くために、周方向において互いに離れたアダプタステーションが備えられる。最も簡単な場合において、これらのアダプタステーションは、中空プロファイル３内の開口８として構成される。インサート９をこれらの開口８に導入することもまた可能である。この種のインサート９は、例えば、ケーブルガイドとして作用し、それ故、中空プロファイル３を介するケーブルを損傷から保護するゴムスリーブとして構成され得る。さらに、インサート９を、ガス又は液体を導くラインが接続され得るアダプタとして構成することが可能である。
【００４１】
中空プロファイル３の反対の端部で、分離壁部を提供することも可能であり、その一部内で、分離壁部は、中空プロファイル３内で、ガス及び液体の流れを制限する。
【００４２】
中空プロファイル３と受けスタンド４の両方は、典型的に、軽量金属、例えば、チタニウム又はアルミニウムで製造されるが、炭素繊維強化複合材料からも製造され得る。
【００４３】
中空プロファイル３は、例えば、押し出し成形によって製造され得る。受けスタンド４は、例えば、鋳造品又は鍛造品として製造され得る。
【００４４】
本発明は、望ましい実施形態を参照して上記のように記述されたが、それに限定されず、しかし、多くの異なる方法で改良され得る。
【００４５】
例えば、上記の実施形態において、中空プロファイル３は、クリップの機能を実行する受けスタンド４によってスキン１に取り付けられる。しかしながら、受けスタンドなしで、スキン１に中空プロファイル３を直接取り付けることも可能である。例えば、中空プロファイル３は、ヨークによってスキン１に強固にリベット止めされ得る。
【００４６】
さらに、上記の中空プロファイル３は、実質的に円形断面を有し、特に、液体又は気体のシステム媒体を輸送するのに特に有利である。しかしながら、異なる断面、例えば矩形断面を伴う中空プロファイルを提供することも可能である。
【００４７】
さらに、上記の実施形態における脚部４ａは、Ｔ字状の板として構成され、重量の軽減に関連するが、矩形の板として構成されることも可能である。
【００４８】
構造要素は、フォーマアセンブリに基づいて上記された。しかしながら、本発明は、それに限定されず、しかも、他の構造要素、例えば、ストリンガ、圧力バルクヘッド等に適用可能である。
【００４９】
例えばストリンガ、フォーマといった支持要素（１０）が、航空機又は宇宙機のスキンを補強するために提供され、この要素は、システム媒体（Ｍ）が構造要素を通じて導かれ得るように、閉プロファイル（中空プロファイル）として構成される。これに関して、中空プロファイル（３）は、それ自体、耐荷重性要素としての役割を果たす。
【符号の説明】
【００５０】
１…スキン、２…ウェブ、３…中空プロファイル、４…受けスタンド、４ａ…脚部、４ｂ…壁部、４ｃ…横リブ、４ｄ…受け部、４ｅ…リブ、４ｆ…フランジ、５…クランプ、６…ねじ、７…キャビティ、８…開口、９…インサート、１０…構造要素
【図１】
2010538890.tif 000003
【図２】
2010538890.tif 000004
【図３】
2010538890.tif 000005
【手続補正書】
【提出日】平成20年12月17日(2008.12.17)
【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】
航空機又は宇宙機のスキン（１）を補強するための耐荷重性要素として構成される構造要素（１０）であって、少なくとも１つのシステム媒体（Ｍ）を受けるための中空プロファイル（３）を含み、構造要素（１０）がスキン（１）に取り付けられ得る受けスタンド（４）を有し、受けスタンド（４）は、スキン（１）上に配置され、かつスキン（１）に取り付け得る脚部（４ａ）、及び中空プロファイル（３）を受けるために構成される受け部（４ｄ）を有することを特徴とする構造要素。
【請求項２】
フォーマ、特に環状フォーマとして、ストリンガ、圧力バルクヘッド等として構成されることを特徴とする請求項１に記載の構造要素。
【請求項３】
航空機又は宇宙機のスキン（１）の内側に取り付けられ得ることを特徴とする請求項１又は２に記載の構造要素。
【請求項４】
中空プロファイル（３）が受けスタンド（４）に取り付けられ得るクランプ（５）をさらに有することを特徴とする請求項２又は３に記載の構造要素。
【請求項５】
受けスタンド（４）がチタニウムから製造されることを特徴とする請求項２から４のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項６】
システム媒体（Ｍ）を中空プロファイル（３）内に導入し、中空プロファイル（３）からシステム媒体（Ｍ）を取り除くための、半径方向における開口（８）を有することを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項７】
システム媒体（Ｍ）を導くラインが接続され得るアダプタ（９）が開口（８）内に備えられることを特徴とする請求項６に記載の構造要素。
【請求項８】
システム媒体（Ｍ）が、ガス、液体、電気ライン、グラスファイバケーブル等である請求項１から７のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項９】
中空プロファイル（３）がチタニウムから製造されることを特徴とする請求項１から８のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１０】
中空プロファイル（３）は、実質的に円形断面を有することを特徴とする請求項１から９のいずれか１項に記載の構造要素。
【請求項１１】
航空機又は宇宙機の胴体であって、スキン（１）と、スキン（１）の内側に取り付けられる、請求項１から１０のいずれか１項に記載の構造要素（１０）とを有することを特徴とする胴体。
【国際調査報告】
2010538890.tif 000006
2010538890.tif 000007
2010538890.tif 000008
2010538890.tif 000009