(57)【要約】航空機構造コンポーネント組立システム（４６）に使用するフレーム素子（１０，１０′）は、を航空機構体（３６）に取付け可能にし、また少なくとも１個の航空機内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の断熱パック（５２）をフレーム素子（１０，１０′）に固定する固定装置を有する。航空機構造コンポーネント組立システム（４６）は、このようなフレーム素子（１０，１０′）を複数個有する。内部構造コンポーネント（３４，５２）を航空機に装着する方法においては、フレーム素子（１０，１０′）を用意する。少なくとも１個の内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の断熱パック（５２）をフレーム素子（１０，１０′）に固定する。つぎに、少なくとも１個の内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の断熱パック（５２）を固定して有するフレーム素子（１０，１０′）を航空機構体（３６）に取り付ける。
2010501391.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機構造コンポーネント組立システム（４６）に使用するフレーム素子（１０；１０′）であって、前記フレーム素子（１０；１０′）は、航空機構体（３６）に取付け可能とし、また少なくとも１個の内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の断熱パック（５２）をフレーム素子（１０；１０′）に固定するための少なくとも１個の固定装置を備えた、該フレーム素子において、前記フレーム素子（１０；１０′）の連結支柱（１６，１８）には、少なくとも１個の窪み（２６，２８，３０，３２）を設け、この窪みは、フレーム素子（１０）を航空機構体（３６）に取り付けるとき、航空機構体（３６）のリブ（４２，４４）を収容するよう設計したことを特徴とするフレーム素子（１０；１０′）。
【請求項２】
請求項１に記載のフレーム素子において、少なくとも１個の前記内部構成コンポーネント（３４）を前記フレーム素子（１０；１０′）に固定するための少なくとも１個の固定装置は、取付け装置、クランプ装置、または戻り止め装置の形式として設計したことを特徴とするフレーム素子。
【請求項３】
請求項１に記載のフレーム素子において、少なくとも１個の前記断熱パック（５２）を前記フレーム素子（１０；１０′）に固定するための少なくとも１個の固定装置は、前記フレーム素子（１０；１０′）に機械的に着脱可能に前記断熱パック（５２）を固定するよう構成したことを特徴とするフレーム素子。
【請求項４】
請求項１〜３のいずれか一項に記載のフレーム素子において、前記フレーム素子（１０；１０′）は、少なくとも部分的に互いに平行に延在する２個の縦支柱（１２，１４；１２′，１４′）、ならびに少なくとも部分的にこれら縦支柱（１２，１４；１２′，１４′）間に延在する少なくとも１個の連結支柱（１６，１８；１６′）を有する構成としたことを特徴とするフレーム素子。
【請求項５】
請求項１〜４のいずれか一項に記載のフレーム素子において、前記フレーム素子（１０）の各前記縦支柱（１２，１４）に、少なくとも１個の力印加装置（２０，２２）を形成し、この力印加装置（２０，２２）により、前記航空機構体（３６）に前記フレーム素子（１０）を取り付けるように構成したことを特徴とするフレーム素子。
【請求項６】
請求項１〜５のいずれか一項に記載のフレーム素子において、前記フレーム素子（１０；１０´）は、衝撃吸収取付部を介して前記航空機構体（３６）に取付け可能にしたことを特徴とするフレーム素子。
【請求項７】
請求項１〜５のいずれか一項に記載のフレーム素子において、前記フレーム素子（１０）は固定モジュール（５０）を備え、この固定モジュール（５０）には、少なくとも１個の内部構造コンポーネント（３４）を固定するための少なくとも１個の固定装置を形成または配置したことを特徴とするフレーム素子。
【請求項８】
請求項１〜７のうち一項に記載のフレーム素子において、前記フレーム素子（１０；１０′）は、少なくとも１個の前記断熱パック（５２）または少なくとも１個の前記内部構造コンポーネント（３４）を前記フレーム素子（１０；１０′）に固定するための、少なくとも１個の他の固定装置をさらに備えたことを特徴とするフレーム素子。
【請求項９】
請求項１〜８のいずれか一項に記載のフレーム素子を複数個有すること特徴とする航空機構造コンポーネント組立システム（４６）。
【請求項１０】
請求項９に記載の航空機構造コンポーネント組立システムにおいて、前記航空機構造コンポーネント組立システム（４６）の互いに隣接する前記フレーム素子（１０）間に、ギャップカバー（４８）を設けたことを特徴とする航空機構造コンポーネント組立システム。
【請求項１１】
航空機に内部構造コンポーネント（３４，５２）を装着する方法において、
請求項１〜７のいずれか一項に記載のフレーム素子（１０；１０′）を用意するステップと、
少なくとも１個の内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の断熱パック（５２）を前記フレーム素子（１０；１０′）に固定するステップと、および、
固定された少なくとも１個の前記内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の前記断熱パック（５２）を有する前記フレーム素子（１０；１０′）を前記航空機構体（３６）に取り付ける取付ステップであって、固定された少なくとも１個の前記内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の前記断熱パック（５２）を有する前記フレーム素子（１０）を、前記フレーム素子（１０）の連結支柱（１６，１８）に設けた窪み（２６，２８，３０，３２）が前記航空機構体（３６）のリブ（４２，４４）を収容するよう、前記航空機構体（３６）に取り付ける該取付ステップと
を有する方法。
【請求項１２】
請求項１１に記載の方法において、少なくとも１個の前記内部構造コンポーネント（３４）は、取付け装置、クランプ装置、または戻り止め装置の形式として設計した固定装置によって、前記フレーム素子（１０；１０´）に固定することを特徴とする方法。
【請求項１３】
請求項１１に記載の方法において、少なくとも１個の前記断熱パック（５２）は、前記フレーム素子（１０；１０′）に機械的に着脱可能に前記断熱パック（５２）を固定するよう構成した固定装置によって、前記フレーム素子（１０；１０´）に固定することを特徴とする方法。
【請求項１４】
請求項１１〜１３のいずれか一項に記載の方法において、固定された少なくとも１個の前記内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の前記断熱パック（５２）を有する前記フレーム素子（１０；１０´）は、前記フレーム素子（１０）の各前記縦支柱（１２，１４）に形成した力印加装置（２０，２２）によって、前記航空機構体（３６）に取り付けることを特徴とする方法。
【請求項１５】
請求項１１〜１４のいずれか一項に記載の方法において、固定された少なくとも１個の前記内部構造コンポーネント（３４）または少なくとも１個の前記断熱パック（５２）を有する前記フレーム素子（１０；１０´）は、衝撃吸収取付部を介して前記航空機構体（３６）に取り付けることを特徴とする方法。
【請求項１６】
請求項１１〜１５のいずれか一項に記載の方法において、少なくとも１個の前記内部構造コンポーネント（３４）は、前記フレーム素子（１０）に設ける固定モジュール（５０）に形成または配置する固定装置によって、前記フレーム素子（１０）に固定することを特徴とする方法。
【請求項１７】
請求項１１〜１６のいずれか一項に記載の方法において、少なくとも１個の前記内部構造コンポーネント（３４）および少なくとも１個の前記断熱パック（５２）を前記フレーム素子（１０）に固定することを特徴とする方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機構造コンポーネント組立システムに使用するフレーム素子、航空機構造コンポーネント組立システム、および内部構造コンポーネント、とくに内部構造コンポーネントまたは断熱パックを航空機に装着する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機に内部構造コンポーネントを装着するとき、現行では、例えばダド（腰羽目）パネル、サイドトリム、照明細条などの様々な構造コンポーネントを、それぞれ航空機構体に連結する。各構造コンポーネントを個別に位置決めし、個別に航空機構造体に固定しなければならないため、内部構造コンポーネントの装着にはしばしば相当時間がかかる。さらに、各内部構造コンポーネントの配置変更、または内部構造コンポーネントのデザイン（設計）変更は、しばしば大きな困難を伴ってのみ達成可能である。なぜなら、概してこのような変更は、航空機構体側のホルダを適合させること、または少なくとも、内部構造コンポーネントを装着するために航空機構体に設けた固定ポイントを適合させることが必要だからである。
【０００３】
一次断熱体は航空機外殻（スキン）の内側に直接取り付けるのに対し、航空機の二次断熱体を形成する断熱パックは、従来、内部構造コンポーネントに接着してから、これら内部構造コンポーネントを航空機構体に固定する。内部構造コンポーネントの輪郭は、しばしば湾曲した設計とし、また肩部等を設けてあり、この輪郭に倣うようにするために、複数の異なる形状の断熱パックを必要とすることがよくある。したがって、二次断熱体の装着には時間とコストがかかる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明の根底にある目的は、航空機構造コンポーネント組立システムに使用するフレーム素子、航空機構造コンポーネント組立システム、および航空機構造コンポーネントの容易で迅速な装着を可能にする、少なくとも1つの構造コンポーネント、とくに内部構造コンポーネントまたは断熱パックを航空機に装着する方法を得るにある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
この目的を達成するために、航空機構造コンポーネント組立システムにおいて使用するフレーム素子は、航空機構体に取付け可能とし、また少なくとも１個の航空機内部構造コンポーネントまたは少なくとも１個の断熱パックをフレーム素子に固定するための、少なくとも1個の固定装置を備える。
【０００６】
フレーム素子は、望ましくは航空機構体にねじで固定するよう構成する。例えば、4個のねじ連結によって航空機構体にフレーム素子を固定することができる。このために、航空機構体および／またはフレーム素子に、随意にねじ山を設けた対応する孔を設ける。
【０００７】
フレーム素子の航空機構体へのとくに容易な装着を可能にするために、フレーム素子は、さらに、一方の端部を差し込み連結によって、また他方の端部をねじまたは戻り止め連結によって航空機構体に固定するよう構成する。このような設計のフレーム素子は、航空機構体から取り外すのが特に容易である。差し込み連結を構成するために用いられるフレーム素子または航空機構体の構造コンポーネントは、関節連結構造の設計とするとき、組み立ては特に容易となる。
【０００８】
フレーム素子は、望ましくは、例えばアルミニウム、アルミニウム合金、ＧＦＲＰ，ＣＦＲＰまたは他の炭素繊維材料などの軽量かつ剛体材料で形成する。
【発明の効果】
【０００９】
本発明によるフレーム素子を使用して、内部構造コンポーネントを航空機構体に連結する場合、内部構造コンポーネントを、まずフレーム素子に固定する。つまり、フレーム素子および内部構造コンポーネントを組立体として予め組み立て、この組立体は独立して取り扱うことができる。必要に応じて、複数個の内部構造コンポーネントをフレーム素子に取り付けることも当然可能である。この場合、フレーム素子およびこのフレーム素子に固定した内部構造コンポーネントからなる予め組み立てた組立体は、容易かつ迅速に航空機構体に連結できる。
【００１０】
本発明によるフレーム素子の特別な利点は、様々な内部構造コンポーネント、すなわち異なる形状またはサイズの内部構造コンポーネントのキャリヤ素子として用いることができることである。この結果、内部構成コンポーネントのために航空機構体に用意した固定ポイントの個数および配置を、もはや様々な内部構造コンポーネントに適合させる必要はなく、様々な内部構成コンポーネントを担持するフレーム素子のみに適合させればよい。したがって、本発明フレーム素子によれば、航空機構体に用意された固定ポイントから内部構造コンポーネントに用意された固定ポイントを分離することを可能にする。したがって、内部構造コンポーネントのために用意された航空機構体における固定ポイントの個数は、本発明によるフレーム素子を用いることによって、かなり減少できる。さらに、航空機構体における内部構造コンポーネントの固定ポイントの配置を標準化することができる。
【００１１】
本発明によるフレーム素子を用いることによって、内部構造コンポーネントおよび航空機構体の固定ポイント調整を省くことができるため、内部構造コンポーネントおよび航空機構体双方の設計により大きな柔軟性が得られる。このより大きな柔軟性は、内部構造コンポーネントまたは航空機構体の重量を最適化するのに利用できる。
【００１２】
本発明によるフレーム素子を、例えば航空機の二次断熱体の一部を形成する断熱パックを航空機構体に連結するのに使用する場合、断熱パックは、同様にまずフレーム素子に固定できる。つまり、フレーム素子および断熱パックは、組立体として予め組み立て、この組立体は独立して取り扱うことができる。必要ならば、フレーム素子に複数個の断熱パックを取り付けることも当然可能である。そして、フレーム素子およびこのフレーム素子に固定した断熱パックを有する予め組み立てた組立体は、容易かつ迅速に航空機構体に連結できる。
【００１３】
例えば航空機の二次断熱体を形成する断熱パックを装着するために本発明によるフレーム素子を用いることにより、断熱パックの内部構造コンポーネントに対する困難な接着を省くことができる。とくに、多くの航空機内部構造コンポーネントと比べると、フレーム素子は、肩部等のないかなり単純な形状の輪郭を有する。この結果、より少ない個数の、個別に設計した断熱パックを設置するだけで済む。これにより、コストをかなり節約できる。
【００１４】
内部構造コンポーネントをフレーム素子に固定する固定装置としては、フレーム素子に設けた取付け装置、クランプ装置または戻り止め装置とすることができ、これら固定装置は、また、フレーム素子と一体に設計できる。しかし、代案として、ねじまたはリベットにより内部構造コンポーネントをフレーム素子に固定することもでき、この場合、内部構造コンポーネントまたはフレーム素子には、随意にねじ山を設けた対応する孔を設けることができる。
【００１５】
断熱パックをフレーム素子に固定する固定装置は、望ましくは断熱パックを機械的に着脱可能にフレーム素子に固定するよう構成する。
【００１６】
例えば固定装置は、ベルクロ（登録商標）ファスナ、フック−ループ細条、マッシュルーム型ヘッド付き細条、またはもみの木状ファスナの形式として設計できる。他の可能性としては、また、ねじ、リベット、クリップ、クランプ装置、磁気的ホルダ、ばね付きプレスファスナ、拡張式固定装置、またはボール型固定装置によって、断熱パックをフレーム素子に固定する。さらに、フレーム素子に設けた固定ポイントに断熱パックを懸垂する、または、断熱パックをフレーム素子より少し大きくし、断熱パックをフレーム素子上にかぶせる、またはゴムバンドによってフレーム素子に固定することが考えられる。最後に、本発明によるフレーム素子を航空機構造に固定する固定装置は、また、同時に断熱パックをフレーム素子に固定することを可能にするように設計できる。
【００１７】
本発明の好適な実施形態によれば、フレーム素子は、少なくとも部分的に互いにほぼ平行に延在する２個の縦支柱、ならびにこれら縦支柱間に延在する少なくとも１個の連結支柱を有する構成とする。縦支柱の長さは、必要に応じて多様のものとすることができる。これは、フレーム素子の形状もまた、所望通りに多様なものにすることができることを意味する。例えば、フレーム素子は、航空機客室の床を形成する平面から航空機客室の天井の中心線まで延在するものとする。代案として、フレーム素子は、さらに、航空機客室の床を形成する平面の一方の側面から航空機客室の床を形成する平面の反対側の側面まで延在する、すなわち航空機客室の両側の側面、ならびに航空機客室の天井にわたることが考えられる。
【００１８】
縦支柱の長さに基づいて、フレーム素子の十分な剛性を保証するために、フレーム素子は相当数の連結支柱を備えることができる。フレーム素子を装着した状態で、フレーム素子の縦支柱は航空機構体のリブに平行に延在することができる。したがって、縦支柱は、望ましくは、少なくとも部分的に、航空機構体のリブの輪郭に適合する輪郭を有するものとする。
【００１９】
例えばフレーム素子は、フレーム素子を装着した状態で縦支柱が航空機構体の互いに隣接するリブに平行に延在するような寸法にできる。しかし、代案として、フレーム素子は、フレーム素子の縦支柱間の距離が航空機構体の２個の互いに隣接するリブ間の距離より大きいサイズにできる。この場合、フレーム素子の連結支柱には、望ましくは少なくとも１個の窪みを設ける。フレーム素子を航空機構造体に装着した後、この窪みは航空機構体のリブと相互作用し、リブは連結支柱に設ける窪みに収容される。これは、フレーム素子を装着した状態でフレーム素子の縦支柱間に位置するリブが、フレーム素子を航空機構体に固定するのを妨げることを回避する簡単な方法である。フレーム素子が複数個の連結支柱を有する場合、各連結支柱には望ましくは少なくとも１個の窪みを設ける。窪みは、フレーム素子を装着した状態で、航空機構体のリブを収容する。本発明によるフレーム素子の特に好適な実施形態において、全ての連結支柱は、２個の隣接するリブを収容する２個の窪みを有する。
【００２０】
フレーム素子には、例えばシャックル状の形式とした設計の少なくとも１個の力印加装置を、望ましくはフレーム素子を航空機構体に装着するために形成する。例えば、フレーム素子の各縦支柱には、少なくとも１個の力印加装置を設けることができ、フレーム素子を航空機構体に容易に確実に連結するために、この力印加装置にねじまたはボルトを挿通することができる。フレーム素子のサイズやフレーム素子の縦支柱の長さによって、フレーム素子の航空機構体への確実な固定を保証するために、フレーム素子の縦支柱の長さに沿って複数の力印加装置を分散して配置できる。
【００２１】
本発明の好適な実施形態において、フレーム素子は衝撃吸収取付部を介して航空機構体に装着できる。現在の状況における衝撃吸収取付部は、例えばゴム弾性材料など振動減衰材料で形成した支持体を意味し、それは、フレーム素子、ひいてはフレーム素子に装着した内部構成コンポーネントの航空機構造体に対する衝撃のない固定を保証する。衝撃吸収取付部を介してフレーム素子を固定することにより、フレーム素子を航空機構体から音響的に分離することができる。衝撃吸収取付部は、例えばリブをフレーム素子に固定するために設けるように、例えばフレーム素子に形成した力印加装置と航空機構体の構造コンポーネントとの間に位置決めできる。しかし、フレーム素子を航空機構体に固定するための上述した全ての固定装置に、フレーム素子を航空機構体から音響的に分離するための、対応する衝撃吸収取付部を設けることができる。
【００２２】
衝撃吸収取付部には、望ましくは貫通孔を設ける。これら貫通孔には、フレーム素子を航空機構体に固定するために、ねじまたはボルトを挿通することができる。代案として、衝撃吸収取付部をフレーム素子に連結するために、衝撃吸収取付部に適当な弾性ブッシュを設けることができる。
【００２３】
本発明によるフレーム素子は、望ましくは固定モジュールを備え、この固定モジュールには、少なくとも１個の航空機内部構造コンポーネントを固定するための、少なくとも１個の固定装置を形成または配置する。上述したように、内部構造コンポーネントは、取付け装置、クランプ装置または戻り止め装置によって固定するだけでなく、ねじまたはリベットによってもフレーム素子に固定できる。取付け装置、クランプ装置、戻り止め装置は、固定モジュールに装着するか、固定モジュールと一体的に設計できる。内部構造コンポーネントをフレーム素子にねじ連結またはリベット連結する場合、固定モジュールには、随意にネジ山を設けた対応する孔を設けることができる。
【００２４】
固定モジュールは、フレーム素子と一体化して設計する、またはフレーム素子に着脱可能に連結することができる。そして固定モジュールは、形状および配置ならびに固定装置の形状および配置に関して、フレーム素子に取り付けるべき内部構造コンポーネントに適合させる。したがって、フレーム素子を使用して、様々な内部構造コンポーネントを航空機構体に固定できるようにするために、フレーム素子には、単に、様々な内部構造コンポーネントに適合する様々な固定装置を設ける。したがって、例えばより小さい内部構造コンポーネントをフレーム素子に固定することもでき、結果として本発明によるフレーム素子は極めて用途が広くなる。
【００２５】
本発明のとくに好適な実施形態によれば、フレーム素子は、さらに、断熱パックまたは内部構造コンポーネントをフレーム素子に固定するための他の固定装置を備える。言い換えると、フレーム素子は、少なくとも1個の内部構造コンポーネントと、例えば航空機の二次断熱体の一部を形成する少なくとも１個の断熱パックと共に、独立して扱うことができる組立体として予め組み立てるよう設計する。そしてこの組立体は、上述したように、航空機構体に装着できる。この場合のフレーム素子は、望ましくはそのように設計され、前記フレーム素子に固定した内部構造コンポーネントは、フレーム素子、内部構造コンポーネント、および断熱パックからなる組立体を装着した状態で、フレーム素子の航空機構体から背反する側に装着する。他方、組立体を装着した状態で、断熱パックは、フレーム素子の航空機構体に対面する側で、フレーム素子と航空機構体との間に配置する、またはフレーム素子の航空機構体に背反する側で、少なくとも１個の内部構造コンポーネントとフレーム素子との間に固定できる。
【００２６】
組立体を形成するために、本発明によるフレーム素子を、内部構造コンポーネントを断熱パックに連結することを意図する場合、上述した固定装置は、内部構造コンポーネントおよび断熱パック用の固定装置として用いることができる。とくに、内部構造コンポーネントは、固定モジュールに任意に固定または形成する、取付け装置、クランプ装置または戻り止め装置によってフレーム素子に固定でき、断熱パックは、例えばベルクロ（登録商標）ファスナまたは粘着テープのような機械的に着脱可能な固定装置によってフレーム素子に固定できる。
【００２７】
本発明による航空機構造コンポーネント組立システムは、上述した複数個のフレーム素子を備える。望ましくは、航空機構造コンポーネント組立システムの互いに隣接するフレーム素子の間にギャップカバーを設ける。
【００２８】
航空機に内部構造コンポーネントを固定する本発明による方法は、上述のフレーム素子を用意するステップと、少なくとも１個の内部構造コンポーネントまたは少なくとも１個の断熱パックをフレーム素子に固定するステップと、およびフレーム素子に固定した少なくとも１個の内部構造コンポーネントまたは少なくとも１個の断熱パックを有するフレーム素子を航空機構体に装着するステップとを備える。
【００２９】
少なくとも１個の内部構造コンポーネントは、取付け装置、窪み皮装置または戻り止め装置の形式として設計した固定装置によってフレーム素子に固定できる。望ましくは、内部構造コンポーネントは、フレーム素子に設ける固定モジュールに形成または配置する固定装置によって、フレーム素子に固定する。一方少なくとも１個の断熱パックは、望ましくは、断熱パックを機械的に着脱可能にフレーム素子に固定するよう構成した固定装置によって、フレーム素子に固定する。
【００３０】
固定した少なくとも１個の内部構造コンポーネントまたは機械的に着脱可能に固定した少なくとも１個の断熱パックを有するフレーム素子は、フレーム素子の連結支柱に設ける窪みが航空機構体のリブを収容するように、航空機構体に装着できる。フレーム素子と航空機構体との間に任意に配置する断熱パックは、この場合おそらく、リブを有する断熱パックの接触域において圧縮される。しかし、断熱材料は、これにより断熱パックが損傷に至らないように十分に弾性がある。断熱パックには、さらに随意的に、航空機構体のリブまたは他の構造コンポーネントを収容する対応の窪みを設けることができる。
【００３１】
固定した内部構造コンポーネントまたは断熱パックを有するフレーム素子は、望ましくは、フレーム素子に形成する力印加装置によって航空機構体に装着する。そこにおいて、この種の力印加装置は、望ましくはフレーム素子の各縦支柱に設ける。
【００３２】
固定した少なくとも１個の内部構造コンポーネント、または少なくとも１個の断熱パックを有するフレーム素子は、衝撃吸収取付部を介して航空機構体に装着できる。
【００３３】
最後に、本発明による方法は、フレーム素子を航空機構体に取り付ける前に、少なくとも１個の内部構造コンポーネントおよび少なくとも１個の断熱パックの双方をフレーム素子に固定することができる。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】本発明によるフレーム素子の第１実施形態を示す。
【図２】図１に示されるフレーム素子の縦縦支柱に配置した力印加伝達装置の詳細図を示す。
【図３】内部構成コンポーネントを取り付ける本発明によるフレーム素子の第１実施形態を装着した状態示す。
【図４】２個のフレーム素子を有する、本発明による航空機内部構成コンポーネント組立システムを示す。
【図５】内部構成コンポーネントをフレーム素子に固定するための固定モジュールを有する、本発明によるフレーム素子の第１実施形態を示す。
【図６】断熱パックを固定した本発明によるフレーム素子の第１実施形態を示す。
【図７】本発明によるフレーム素子の第２実施形態を示す。
【図８】断熱パックをフレーム素子に固定するための固定装置の第１実施例を示す。
【図９】断熱パックをフレーム素子に固定するための固定装置の第２実施例を示す。
【図１０】断熱パックをフレーム素子に固定するための固定装置の第３実施例を示す。
【発明を実施するための形態】
【００３５】
図１は、アルミニウムで形成したフレーム素子の第１実施形態１０を示し、互いに平行に配置した２個の湾曲した縦支柱１２，１４、ならびにこれら縦支柱１２，１４間で互いに平行に延在する２個の連結支柱１６，１８を有する。フレーム素子１０の各縦支柱１２，１４の第１端部には、シャックル状の力印加装置２０，２２を形成し、これら力印加装置２０，２２を図２に拡大詳細図として示す。フレーム素子１０の各連結支柱１６，１８には、２個の窪み２６，２８，３０，３２を設ける。
【００３６】
フレーム素子１０は、図示しない固定装置を有し、この固定装置は、図３に示す航空機内部構造コンポーネント３４をフレーム素子１０に固定するのに用いる。内部構造コンポーネント３４をフレーム素子１０に固定する固定装置としては、取付け装置、クランプ装置、または戻り止め装置を用いることができる。しかし、代案として、ねじまたはリベットによって内部構造コンポーネント３４をフレーム素子１０に固定することもでき、この場合、内部構造コンポーネント３４またはフレーム素子１０には、随意にねじ山を付けた、対応する孔を設ける。図３に示す実施形態においては、フレーム素子１０に固定した内部構造コンポーネント３４をサイドトリムパネルとする。しかし、他の航空機内部構造コンポーネント、例えばダド（腰羽目）パネル、天井トリムパネル、ドアフレームコンポーネント、照明細条等をフレーム素子１０に取り付けることもできる。
【００３７】
フレーム素子１０の縦支柱１２，１４に形成した力印加装置２０，２２によって、航空機構体３６の航空機内部に対面する側で、フレーム素子１０を航空機構体３６に固定することができる。このため、フレーム素子１０の縦支柱１２，１４に形成した力印加装置２０，２２にねじを挿通し、孔にねじ込む。この孔にはネジ山を設け、航空機構体３６のリブ３８，４０に形成する。フレーム素子１０を航空機構体３６に特にしっかり固定する必要がある場合、付加的な固定システムを設ける。
【００３８】
フレーム素子１０の航空機構体３６への固定は、衝撃吸収取付部（図３には示さない）、すなわち振動減衰材料で形成した支持体を介して行い、フレーム素子１０の航空機構体３６に対する衝撃のない固定を確実にする。ゴム弾性材料で形成した衝撃吸収取付部には、それぞれ貫通孔を設け、これら貫通孔には、フレーム素子１０および内部構造コンポーネント３４よりなる組立体を航空機構体３６に固定するのに用いるねじを挿通する。衝撃吸収取付部によって、フレーム素子１０、ひいては内部構成コンポーネント３４を航空機構体３６から音響的に分離することができる。
【００３９】
図３から分かるように、フレーム素子１０の縦支柱１２，１４の曲率は、航空機構体３６のリブ３８，４０の曲率に部分的に適合させる。この結果、フレーム素子１０を装着した状態で、フレーム素子１０の縦支柱１２，１４は、リブ３８，４０にほぼ平行に延びて存在する（延在する）。航空機構体３６のリブ３８，４０間に存在するリブ４２，４４は、フレーム素子１０の連結支柱１６，１８に設けた窪み２６，２８，３０，３２に収容し、これにより、リブ４２，４４がフレーム素子１０の航空機構体３６に対する固定を妨げるのを回避する。
【００４０】
複数個のフレーム素子１０は、航空機内部構造コンポーネント組立システム４６を形成する。２個のフレーム素子１０を有するる航空機内部構造コンポーネント組立システム４６を図４に示す。航空機内部構造コンポーネント組立システム４６における互いに隣接するフレーム素子１０間には、ギャップカバー４８を設ける。
【００４１】
図５は、フレーム素子１０に取り付ける、湾曲した支柱の形式として設計した固定モジュール５０を有するフレーム素子１０を示す。この固定モジュール５０には、図５には示さない、航空機内部構造コンポーネントをこの固定モジュール５０に、ひいてはフレーム素子１０に固定する固定装置を形成する。図１および図３につき説明したように、固定装置は、取付け装置、クランプ装置、または戻り止め装置の形式とすることができる。しかし、代案として、内部構造コンポーネントを、ねじ連結またはリベット連結によって固定モジュール５０に、ひいてはフレーム素子１０に連結することもできる。
【００４２】
固定モジュール５０は、形状および寸法、ならびに固定モジュール５０に設ける固定装置の形状および構成に関して、フレーム素子１０に取り付けるべき内部構造コンポーネントに適合させる。さらに、固定モジュール５０の曲率を航空機構体のリブの曲率に適合させ、これにより、航空機構体の航空機内部に対面する側で、容易にフレーム素子１０を航空機構体に固定することができる。
【００４３】
図6に示すフレーム素子１０は、航空機内部構造コンポーネントを固定する固定装置に加え、航空機二次断熱体の一部を形成する断熱パック５２を機械的に着脱可能にフレーム素子１０に固定する他の固定装置（図6には示さない）を有する。フレーム素子１０、航空機内部構造コンポーネントを固定する固定装置、および断熱パック５２を固定する他の固定装置は、フレーム素子１０を装着した状態で、フレーム素子１０の航空機内部に対面する第1側面で内部構造コンポーネントを固定するように設計および配置するとともに、断熱パック５２は、フレーム素子１０を装着した状態で、フレーム素子１０の航空機内部から背反する側の第２側面に装着取り付けることができるようにする。
【００４４】
フレーム素子１０、内部構造コンポーネント、および断熱パック５２よりなる組立体を装着した状態で、断熱パック５２はフレーム素子１０と航空機構体との間に配置される。この結果、断熱パック５２は、リブまたは他航空機構体の構造コンポーネントとの接触域において、圧縮されることになる。しかし、断熱パック５２の材料は十分に弾性があり、断熱パック５２の損傷には至らない。代案として、断熱パック５２に、さらに、リブまたは他の航空機構造コンポーネントを収容するための対応する位置を設ける。
【００４５】
図７は、アルミニウムで形成したフレーム素子の第２実施形態１０′を示す。フレーム素子１０′は２個の縦支柱１２′，１４′を有し、これら縦支柱は第１部分Ａ１において互いにほぼ平行に延在する。図１〜６に示すフレーム素子１０と同様に、第１部分Ａ１における縦支柱１２′，１４′の輪郭は、航空機構体のリブの輪郭に適合させる。しかし、図１〜６に示すフレーム素子１０に対し、図７によるフレーム素子１０′の縦支柱１２′，１４′は、それぞれ約９０°外方に湾曲した端部ＥＡ１，ＥＡ２を有し、この結果、各縦支柱１２′，１４′はほぼＬ字状の設計である。
【００４６】
フレーム素子１０′は、さらに、連結支柱１６′を有する。連結支柱１６′の中間部ＭＡは、縦支柱１２′，１４′間に延在する。連結支柱１６′は、さらに２個の外方端部ＡＡ１，ＡＡ２を有する。これら外方端部ＡＡ１，ＡＡ２は、それぞれ縦支柱１２′，１４′から外方に突出し、そして縦支柱１２′，１４′に接する部分において、初めは連結支柱１６′の中間部ＭＡの延長部を形成するが、それから約９０°湾曲し、縦支柱１２′，１４′とほぼ平行に延在する。したがって、フレーム素子１０′の連結支柱１６′はほぼＣ字状の設計である。
【００４７】
フレーム素子１０のように、フレーム素子１０′は、さらに固定装置を有する。固定装置は、図７には示さないが、航空機内部構造コンポーネントをフレーム素子１０′に固定するのに用いる。また、図７には示さないが、航空機二次断熱体の一部を形成する断熱パックを機械的に着脱可能にフレーム素子１０′に固定するための他の固定装置を設ける。
【００４８】
図８〜１０には、断熱パック５２をフレーム素子１０，１０′に固定する他の固定装置の様々な実施例を示す。
【００４９】
図８において、この他の固定装置は、マッシュルーム型ヘッド付き細条５４の形式として設計し、保護剥離紙層５６、保護剥離紙層５６上に配置する自己粘着性の発泡ネオプレン層５８、および発泡ネオプレン層５８上に配置するポリオレフィン層６０を有する。複数個のマッシュルーム型ヘッド付き装置６２は、ポリオレフィン層６０からほぼ垂直な方向に突出する。マッシュルーム型ヘッド付き細条５４をフレーム素子１０，１０′に固定するため、保護剥離紙層５６を剥がし、自己粘着性の発泡ネオプレン層５８によってマッシュルーム型ヘッド付き細条５４をフレーム素子１０に接着する。断熱パック５２は、最終的に、マッシュルーム型ヘッド付き装置６２が断熱パック５２の断熱材料に係止することによって、機械的に着脱可能にフレーム素子１０，１０′に固定することができる。
【００５０】
図９は、もみの木状である固定装置６４の形式として設計した他の固定装置を示す。もみの木状の固定装置６４は、複数個のもみの木状装置６６を有する。それは、フレーム素子１０に形成する孔に収容され、フレーム素子１０，１０′からほぼ垂直な方向に突出する。断熱パック５２の断熱材料に係止するもみの木状装置６６によって、断熱パック５２を機械的に着脱可能にフレーム素子１０，１０′に固定できる。
【００５１】
図示しないが、拡張する固定装置の形式として設計した他の固定装置は、複数個の保持ノブを有し、各保持ノブは、ヘッド、ならびにこのヘッドから伸びるベースを有する。保持ノブのベースは、フレーム素子１０，１０′に形成した窪みに収容するように構成する。保持ノブをフレーム素子１０に固定するために、保持ノブのベースを、フレーム素子１０，１０′に形成した窪みに導入する。この後、保持ノブを、ベースに形成する突起がフレーム素子１０，１０′に形成した窪みに設けた補完装置と相互作用するまで１５°の増分間隔で回転する。最後に、保持ノブのヘッドに配置したロックシリンダを、ヘッド内部に配置したロックピンと相互作用するまで、下方に押圧する。断熱パック５２は、最終的に、保持ノブのヘッドに形成したねじ山に相互作用するねじによって、フレーム素子１０，１０′に固定できる。
【００５２】
最後として図１０には、ボール固定装置８８の形式として設計した他の固定装置を示す。ボール固定装置８８は、さらに、それぞれ円筒状のボルト９２を有する複数個のボール取付部９０を備える。ボール９４を、窪み９８に収容するためにボルト９２の一方の端部に配置する。窪み９８は、フレーム素子１０，１０′に形成し、ゴムインサート９６で内張りする。断熱パック５２をフレーム素子１０，１０′に固定するため、断熱パック５２の断熱材料は、ボルト９２の反対側端部に形成した取付部１００とフレーム素子１０，１０′の表面との間にクランプする。
【００５３】
フレーム素子１０，１０′の組み立て中に、まず所望の内部構造コンポーネント３４をフレーム素子１０，１０′に固定する。つぎに、航空機二次断熱体の一部を形成する断熱パック５２を、機械的に着脱可能にフレーム素子１０，１０′に取り付ける。
【００５４】
この後、少なくとも１個の内部構造コンポーネント３４、少なくとも１個のフレーム素子１０，１０′、および少なくとも１個の断熱パック５２よりなる組立体を、航空機構体３６にねじ連結する。内部構造コンポーネント３４、フレーム素子１０，１０′、および断熱パック５２よりなる組立体を航空機構体３６から音響的に分離するために、衝撃吸収取付部を介して固定を行う。
【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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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【国際調査報告】
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