(57)【要約】  本発明は、高剛性の積層縦材を備えた低重量の筐体構造を提供する。該縦材は、複数の金属層（Ｓ１、Ｓ３、Ｓ５、Ｓ７）および少なくとも一つの合成繊維層（Ｓ２、Ｓ４、Ｓ６）を備え、該合成繊維層（Ｓ２、Ｓ４、Ｓ５）は少なくとも部分的にザイロン繊維から製造され、二つの金属層（Ｓ１、Ｓ３、Ｓ５、Ｓ７）の間に備えられる。【選択図】    図２
2010508203.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の金属層（Ｓ１、Ｓ３、Ｓ５、Ｓ７）と、少なくとも部分的にはザイロン繊維から製造され、２つの金属層（Ｓ１、Ｓ３、Ｓ５、Ｓ７）の間に備えられた少なくとも一つの合成繊維層（Ｓ２、Ｓ４、Ｓ６）とを備え、積層体の形状である、航空機又は宇宙船のための縦材。
【請求項２】
Ｚ形状を有することを特徴とする、請求項１記載の縦材。
【請求項３】
９０から１００ＧＰａの間の弾性係数を有することを特徴とする請求項１記載の縦材。
【請求項４】
第一直線状縦材側部（ＳＢ１）、中央領域（ＭＢ）、および第二直線状縦材側部（ＳＢ２）を有し、それらが円弧により互いに統合されていることを特徴とする請求項１記載の縦材。
【請求項５】
前記複数の金属層（Ｓ１、Ｓ３、Ｓ５、Ｓ７）が、アルミニウム又はアルミニウム化合物又はアルミニウム合金から製造されることを特徴とする請求項１記載の縦材。
【請求項６】
上記請求項の何れか一つに基づく縦材を備えた、航空機又は宇宙船における胴体構造。
【請求項７】
前記縦材が、二次元構造要素、特に外板（５）に、接着領域（Ｋ）又は代替的なリベットの手段により連結されたことを特徴とする請求項６記載の胴体構造。
【請求項８】
前記二次元構造要素が、グレア（ＧＬＡＲＥ）から製造されていることを特徴とする請求項７記載の胴体構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、高剛性の積層縦材を備えた航空機又は宇宙船の硬化筐体と、対応する積層縦材に関する。
【背景技術】
【０００２】
如何なる構造物にも適用することができるが、本発明とその基となる挑戦は、多数の胴体部品から作られる航空機胴体の胴体部分に関する詳細において説明される。
【０００３】
図３は、その一般的な問題を説明するべく、多数の胴体部品から作られた航空機胴体Ｆの後方胴体部Ａを概略的に示している。
【０００４】
図３に示された、該航空機胴体Ｆの該後方胴体部Ａは、後側へ向かって湾曲した圧力ドーム１により、胴体の後ろ方向において区切られている。該胴体部Ａは、それが集まって円筒を形成する６つのセグメントを備えている。
【０００５】
符号２は、対応する横方向ビーム２ａ上に固定される床を示している。外板又は筐体５は、環状のフレーム３上に固定される。該胴体の外板を硬くするため、フレーム３の間に縦材４が適用され、これら縦材４がその外板５と、例えば接着やリベット打ちにより、連結される。
【０００６】
前記縦材４は、通常Ｚ、Ｌ、又はＩ型の長状の補強要素であり、（大きな衝撃容量を有する）外板が被害を受けた場合に第二の負荷の経路となる。該縦材４は前記フレームに対して垂直に走り、その結果、該航空機の長手方向軸と平行となっている。該縦材４は、これまで、アルミニウム合金から製造された。最近、一体的なアルミニウム構造からそれを製造するという元の技術に代わり、外板５のために繊維状金属積層体構造（ＦＭＬ）を用いることに賛同するという変化が起こった。そのような積層体の例は、ＷＯ９４／０１２７７により開示されている。
【０００７】
グレア（ＧＬＡＲＥ（登録商標））は、一つ一つの層が数十ミリメートル厚みであるような複数の層から構成された積層体のような物質の組み合わせである。これらの層は、アルミニウムとグラスファイバー層とを交互に備え、加圧下において接着されている。グレア（ＧＬＡＲＥ）という用語は、“ガラス繊維強化アルミニウム（Ｇｌａｓｓ  Ｆｉｂｒｅ  Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ  Ａｌｕｍｉｎｉｕｍ）”の頭文字である。それは、特に航空機の建造のために開発され、エアバスＡ３８０において初めて広い領域で使用され、そこでは、上方外板の大きな部品がグレア（ＧＬＡＲＥ）から構成された。アルミニウムを超える利点は、特に、その高い損傷許容性、低密度、および優れた耐火性である。疲労クラックは、ガラス繊維層によって埋められるため、アルミニウムの場合には該クラックの伝播速度が急激に増加することに比べ、該クラックの伝播速度は安定して低く保たれる。
【０００８】
グレア（ＧＬＡＲＥ）の密度は、通常の航空機の建造におけるアルミニウムのそれと比べて、９．５％から１３％低い。グレア（ＧＬＡＲＥ）の場合、通常、層の約３０％が前記ガラス繊維から構成されている。グレア（ＧＬＡＲＥ）の優れた特性によって外板５の厚みを減らすことができるため、即ち、外板５の断面領域を減らすことができるため、グレア（ＧＬＡＲＥ）は、かなりの重量削減をもたらす。
【０００９】
グレア（ＧＬＡＲＥ）の弱点は、アルミニウムの７０ＧＰａに対して５７ＧＰａにまで、弾性係数（modulus of elasticity）が減少することである。そのような低い剛性（rigidity）によって、該グレア（ＧＬＡＲＥ）要素から他の、周囲の構成要素へと、負荷が移行する可能性がある。その結果、グレア（ＧＬＡＲＥ）の重量における利点は、その周囲の構造の重量によって相殺されてしまう。中央ウイングボックスはそれ自身が高い剛性を有しているため、該中央ウイングボックスに対する胴体構造においては、それが不可避となる。
【００１０】
ＥＰ１３３６４６９Ａ１は、ＦＭＬ構造を有する航空機または宇宙船のための縦材を開示している。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
本発明の目的は、グレア（ＧＬＡＲＥ）外板の利点が十分に享受でき、すなわち、負荷の移行を生じさせることのない、筺体または胴体構造を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明は、特許クレーム１の特徴を備えた、航空機または宇宙船のための高剛性のＦＭＬ縦材、およびクレーム６に従って前記縦材を含んだ胴体構造を提供する。
【００１３】
本発明の基盤となった思想は、例えばグレア（ＧＬＡＲＥ）からなる、繊維−金属積層外板を、高い弾性係数を有する特殊な縦材又はストラットと組み合わせることである。特に、本発明は、ザイロン（Zylon）繊維とともに（例えば、Ｚの形状に）形作られた繊維−金属層状縦材を用いることを提案する。これらの繊維は、該縦材に９０〜９８ＧＰａの大きさの弾性係数を付与するものである。該ザイロン繊維縦材は、無地のシートとして商業的に入手可能であり、それに対して従来の全ての成形方法が適用されうる。上述の外板／縦材の組み合わせは、負荷の移行を回避しつつ、さらにＦＭＬ構造の重量を１５％から２０％の大きさのオーダーで節約する。
【００１４】
本発明のより有利な微細事項、改善、および改良は、サブクレームにおいて見出されうる。
【００１５】
好ましい改善によれば、前記縦材はＺ形状を有する。
【００１６】
より好ましい改善によれば、前記縦材は、９０から１００ＧＰａの弾性係数を有する。
【００１７】
より好ましい改善によれば、前記縦材は、第一縦材側部、中央領域、および第二縦材側部を有し、円弧によって互いに統合されている。
【００１８】
より好ましい改善によれば、前記複数の金属層は、アルミニウム、又はアルミニウム化合物、又はアルミニウム合金から製造されている。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
本発明は、以下の添付図面を伴った例示的な実施例によりさらに詳細に説明される。ここで、
【図１ａ】図１ａは、本発明の例示的な実施例による胴体構造の概略平面図を示す。
【図１ｂ】図１ｂは、図１においえるＩ−Ｉ線に沿った断面図を示す。
【図２】図２は、図１ａ、ｂによる構造の縦材を示す。
【図３】図３は、一般的な問題を説明するべく、複数の胴体部品から作られた航空機胴体の後方胴体部を概略的に示す。
【００２０】
前記図において、同じ符号は、同じ又は機能的に同じである構成要素を示すものである。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
図１ａは、本発明の例示的な実施例による胴体構造の概略平面図を示す。図１ｂは、図１におけるＩ−Ｉ線に沿った断面図を示す。図２は、図１ａ、ｂによる構造の縦材を示す。図３は、一般的な問題を説明するべく、複数の胴体部品から作られた航空機胴体の後方胴体部を概略的に示す。
【００２２】
図１において、符号ＳＰ１、ＳＰ２は、航空機の胴体構造の第一および第二のフレームを示したものであり、該フレームの間には、該フレームＳＰ１，ＳＰ２と、接着面Ｋにおいてグレア（ＧＬＡＲＥ）の外板ＲＨとの両方に接着された縦材ＳＴ１，ＳＴ２、ＳＴ３が備えられる。
【００２３】
該縦材ＳＴ１，ＳＴ２、ＳＴ３は、図１ｂ及び図２の断面で見られるように、直立したＺ型の形状を有している。特に、該縦材ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３は、第一直線状側部ＳＢ１，中間領域ＭＢ、および第二直線状側部ＳＢ２を有しており、半径Ｒ１およびＲ２の１／４円弧によって、それぞれ、互いに結合されている。該半径Ｒ１、Ｒ２は、好ましくは４５ｍｍであり、前記高さＨは３８ｍｍであり、前記厚みＢは２．３５ｍｍであり、長さＬ１は３４ｍｍであり、長さＬ２は２５ｎｍである。
【００２４】
該縦材ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３は、フレームＳＰ１，ＳＰ２には結合されておらず、外板ＲＨに、接着されている。図１ｂから分かるように、対応する短い側部ＳＢ２が、該外板ＲＨに接着されている。
【００２５】
該縦材ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３はアルミニウム／ザイロン繊維層からなり、該層Ｓ１，Ｓ３，Ｓ５，Ｓ７はアルミニウム層、該層Ｓ２、Ｓ４、Ｓ６がザイロン繊維層である。ザイロンは合成繊維であり、高い弾性を有するとともに高い引き裂き強度を有する。ザイロンは人工的に作られた酸素濃度６８％以上の環境下においてのみ燃焼する。融点は、約６５０℃に達する。ザイロンは、ＰＢＯとも称される、ポリ（ｐ−フェニレン−２，６−ベンゾビスオキサゾール）の硬い棒状鎖分子からなる。
【００２６】
ＧＴＭ社は、アルミニウムの層とザイロン繊維の層とを備え、前記縦材ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３に適した、ザイロン繊維を備えた繊維−金属層状体を開発している。該材料は、オートクレーブ中で養生した後、延伸されなければならず、それゆえ、一方向性の繊維強化成形において製造されうる。
【００２７】
従来のアルミニウム縦材を、弾性係数が焼く９４ＧＰａであるザイロン繊維縦材と置換することにより、アルミニウム構造と比較して、同じ硬さに対して１３．８％の重量が節約できる。該ザイロン繊維縦材における繊維含有量が増加すると、弾性係数は９８ＧＰａまで増加し、重量節約能力は１５．７％へと増加する。
【００２８】
ここでは、本発明は、好ましい例示的な実施例に基づいて説明されたが、それらに限定されるものではなく、様々な方法において変形されうるものである。
【００２９】
特に、前記幾何学的形状、縦材の層の数、および設置手順は、単に例示の方法が示されただけであり、具体的な適用により変形されうるものである。
【００３０】
例えば、接着剤による接合に代えて、リベットによる接合も可能である。
【符号の説明】
【００３１】
ＳＰ１、ＳＰ２            フレーム
ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３    縦材
ＲＨ                      外板
Ｋ                        接着領域
ＳＢ１、ＳＢ２            側部
ＭＢ                      中央領域
Ｓ１、Ｓ３、Ｓ５、Ｓ７    アルミニウム層
Ｓ２、Ｓ４、Ｓ６          ザイロン繊維層
１                        圧縮フレーム
２                        床
２ａ                      ビーム
３                        フレーム
４                        縦材
５                        筐体
【図１ａ】
2010508203.tif 000003
【図１ｂ】
2010508203.tif 000004
【図２】
2010508203.tif 000005
【図３】
2010508203.tif 000006
【手続補正書】
【提出日】平成20年4月16日(2008.4.16)
【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】
外板（ＲＨ）が固定される第一および第二のフレーム（ＳＰ１、ＳＰ２）の間に複数の縦材（ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３）が備えられた、特に航空機又は宇宙船の胴体構造であって；前記複数の縦材（ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３）は、前記第一および第二のフレーム（ＳＰ１、ＳＰ２）、並びに前記外板（ＲＨ）の対応する接着面（Ｋ）の両方に接着され；前記各縦材（ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３）は、複数の金属層（Ｓ１、Ｓ３、Ｓ５、Ｓ７）と、２つの金属層（Ｓ１、Ｓ３、Ｓ５、Ｓ７）の間に備えられた合成繊維層（Ｓ２、Ｓ４、Ｓ６）とを備え、合成繊維層（Ｓ２、Ｓ４、Ｓ６）は少なくとも部分的にポリ（ｐ−フェニレン−２，６−ベンゾビスオキサゾール）繊維から製造されている、胴体構造。
【請求項２】
前記縦材（ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３）が、円弧により互いに統合された第一直線状側部（ＳＢ１）、中央領域（ＭＢ）、および第二直線状端部（ＳＢ２）とを含むＺ形状を有し、該第二直線状側部（ＳＢ２）が前記外板（ＲＨ）に接着剤で接合されていることを特徴とする、請求項１記載の胴体構造。
【請求項３】
前記第二直線状側部（ＳＢ２）が前記第一直線状側部（ＳＢ１）よりも短い、請求項１又は２記載の胴体構造。
【請求項４】
前記横梁（ＳＴ１、ＳＴ２、ＳＴ３）が、９０から１００ＧＰａの間の弾性係数を有することを特徴とする請求項１、２又は３記載の胴体構造。
【請求項５】
前記複数の各金属層（Ｓ１、Ｓ３、Ｓ５、Ｓ７）が、アルミニウム又はアルミニウム化合物又はアルミニウム合金から製造される前記請求項の何れか一つに記載の胴体構造。
【請求項６】
前記外板（ＲＨ）が、アルミニウムとガラス繊維層から交互に構成され、接着接合された層である、複数の層を含む層状物質の組み合わせから製造されている、前記請求項の何れか一つに記載の胴体構造。
【国際調査報告】
2010508203.tif 000007
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