(57)【要約】      （修正有）【課題】座屈強度の高い耐熱材料からなる熱シールド外販パネルを提供する。【解決手段】熱シールドアセンブリ１００は、外板パネル１０２と補強材、フレーム部材１１０を含む。外板パネル１０２として、基本外板パネルと側面外板パネル１０６を特に含み得る。基本外板パネル１０４と側面外板パネル１０６は、フレーム部材１１０の全体にわたり配置され且つフレーム部材１１０に連結され、内部容積を有する３次元本体１１４を画定する。外板パネル１０２とフレーム部材１１０との間の連結は、溶接及び／又は機械式締め具（例えば、リベット、ナット／ボルトなど）などによる。断熱材料が、熱シールドアセンブリ１００の本体１１４の内部容積内に配置され得る。様々な組成（例えば、セラミックス、ガラス繊維など）が、断熱材料として使用され、様々な物理的形態（例えば、フォーム、モノリス、バルク材料、シート、ブランケットなど）で提供され得る。【選択図】図３
2017206230.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
外板パネル（１０２）と、
基部（１３２、３３２）及び前記基部から突出するビード部（１３４、１３４’、２３４、２３４’、２３５、２３５’、３３４、３３４’）を備えた補強材（１１２、１１２’、２１２、２１２’、３１２、３１２’）とを備え、前記基部が、前記外板パネルに連結されて、前記ビード部と前記外板パネルとの間のビード容積（１３６）を画定する、熱シールドアセンブリ（１００、１００’、２００、２００’、３００、３００’）。
【請求項２】
複数のフレーム部材（１１０）を更に備え、前記外板パネル（１０２）が、前記複数のフレーム部材に連結されている、請求項１に記載の熱シールドアセンブリ（１００）。
【請求項３】
前記ビード部（１３４）が、前記複数のフレーム部材（１１０）の２つの隣接するフレーム部材の間に配置されている、請求項２に記載の熱シールドアセンブリ（１００）。
【請求項４】
前記外板パネル（１０２、１０４）が内面（１４８）と外面（１４６）を備え、前記複数のフレーム部材（１１０）が前記内面に連結されており、前記補強材（１１２）の前記基部（１３２）が、前記内面に連結されている、請求項２又は３に記載の熱シールドアセンブリ（１００）。
【請求項５】
前記外板パネル（１０２）が基本外板パネル（１０４）であり、前記複数のフレーム部材（１１０）に連結された第１の側面外板パネル（１０６）と前記複数のフレーム部材に連結された第２の側面外板パネル（１０８）を更に備える、請求項２から４のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ（１００）。
【請求項６】
前記補強材（１１２）がモノリシック本体（１３０）を備え、前記モノリシック本体が前記基部（１３２）と前記ビード部（１３４）を画定する、請求項１から５のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ（１００）。
【請求項７】
前記補強材（１１２）が、前記基部（１３２）と前記ビード部（１３４）との間にフィレット（１３８）を備える、請求項１から６のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ（１００）。
【請求項８】
前記ビード部（１３４）が、連続的な湾曲を備える、請求項１から７のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ（１００）。
【請求項９】
主要な長手方向軸（Ｘ）を画定し、前記ビード部（１３４’）が長手方向軸（Ａ）に沿って細長くされており、前記ビード部の前記長手方向軸が、前記主要な長手方向軸を横断している、請求項１から８のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ（１００’）。
【請求項１０】
前記補強材（２１２’）が、第２のビード部（２３５’）を更に備え、前記第２のビード部が前記ビード部（２３４’）と交差している、請求項１から８のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ（２００’）。
【請求項１１】
パイロンフェアリング（２０）を備えた航空機（１０）であって、前記パイロンフェアリングが、請求項１から１０のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ（１００、１００’、２００、２００’、３００、３００’）を備える、航空機（１０）。
【請求項１２】
熱シールドアセンブリ（１００、１００’、２００、２００’、３００、３００’）の外板パネル（１０２）を補強するための方法であって、
ブランク（１５０）を基部（１３２、３３２）及び前記基部から突出するビード部（１３４、１３４’、２３４、２３４’、３３４、３３４’）を備えた補強材（１１２、１１２’、２１２、２１２’、３１２、３１２’）へと形成すること、及び
前記基部を前記外板パネルに連結することを含む、方法。
【請求項１３】
前記形成するステップが、
前記ブランク（１５０）が超塑性になる温度まで前記ブランクを加熱すること、及び
前記超塑性ブランクをダイ（１５２）に対して形作ることを含む、請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
前記形作るステップが、ガス（１５６）を注入して前記超塑性ブランク（１５０）を前記ダイ（１５２）に押し付けることを含む、請求項１３に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、航空機の熱シールドなどのシールドに関し、特に、熱シールドの補強に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の外部要素として取り付けられるエンジンは、通常、パイロンによって関連付けられた航空機に取り付けられる。一例として、パイロンは、エンジンを航空機の翼に連結し得る（例えば、エンジンは、パイロンによって翼の下方に吊るされ得る）。別の一例として、パイロンは、エンジンを航空機の胴体に直接に連結し得る（例えば、パイロンは、エンジンと胴体後部近傍の胴体側部との間に延在し得る）。空力的な目的で、パイロンは通常フェアリング内に収容されている。
【０００３】
航空機のエンジンンと近いために、特に、航空機のエンジンから高温排気ガスが放出されるので、パイロンのフェアリングは、通常、熱シールドを含む。例えば、民間航空機の後方パイロンフェアリングは、その従属構成要素として熱シールドを含み得る。通常の熱シールドは、内部容積／コンパートメントを画定するフレーム部材に取り付けられた外板パネルを含む。熱シールドの内部容積／コンパートメントは、断熱材料で満たされ得る。
【０００４】
熱シールドの外板パネルは、航空宇宙級（ａｅｒｏｓｐａｃｅ‐ｇｒａｄｅ）のチタニウム合金などの、様々な耐熱材料から形成される。にもかかわらず、熱シールドの外板パネルは、特に隣接するフレーム部材間の距離がより長い、より大きな航空機において加熱されたときに、座屈に対して脆弱であり得る。
【０００５】
したがって、当業者は、航空機の熱シールドの分野において研究開発の努力を継続している。
【発明の概要】
【０００６】
一実施形態では、開示される熱シールドアセンブリが、外板パネルと基部及び基部から突出するビード部を含む補強材とを含み得る。基部は、外板パネルに連結されて、ビード部と外板パネルとの間のビード容積を画定する。
【０００７】
一実施形態では、熱シールドアセンブリの外板パネルを補強するための本開示の方法が、（１）ブランクを基部及び基部から突出するビード部を含む補強材へと形成するステップ、及び（２）基部を外板に連結するステップを含み得る。
【０００８】
開示される熱シールドアセンブリと方法の他の実施形態は、以下の詳細な説明、添付の図面、及び別記の特許請求の範囲により、明確になるであろう。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】本開示の熱シールドアセンブリを組み込んだ航空機の概略斜視図である。
【図２】翼とエンジンとの間に配置されたパイロンフェアリングを示している、図１の航空機の一部分の側面図である。
【図３】図２のパイロンフェアリングの一部分の後面斜視図である。
【図４】基底構造を露出させるために側面の外板を取り除いて示されている、図３のパイロンフェアリングの熱シールドアセンブリの側面斜視図である。
【図５Ａ】図４の熱シールドアセンブリの補強材の斜視図である。
【図５Ｂ】図５Ａの補強材の平面図である。
【図５Ｃ】図５Ｂの補強材の断面図である。
【図６Ａ】図４の熱シールドアセンブリの一部分の断面図である。
【図６Ｂ】図６Ａで示された熱シールドアセンブリの一部分の一変形例を描いている。
【図７Ａ】本開示による、熱シールドアセンブリのための補強材を製造するための例示的な方法を描いている。
【図７Ｂ】本開示による、熱シールドアセンブリのための補強材を製造するための例示的な方法を描いている。
【図８】本開示の一実施形態による、図４の熱シールドアセンブリの一部分の斜視図である。
【図９】第１の代替的な実施形態による、熱シールドアセンブリの一部分の斜視図である。
【図１０】第２の代替的な実施形態による、熱シールドアセンブリの一部分の斜視図である。
【図１１】第３の代替的な実施形態による、熱シールドアセンブリの一部分の斜視図である。
【図１２】第４の代替的な実施形態による、熱シールドアセンブリの一部分の斜視図である。
【図１３】第５の代替的な実施形態による、熱シールドアセンブリの一部分の斜視図である。
【図１４】航空機の製造及び保守方法のフロー図である。
【図１５】航空機のブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本開示の熱シールドアセンブリ１００は、図１で示されるような固定翼航空機１０又は回転翼航空機などの、航空機の中へ組み込まれ得る。民間航空機、個人用航空機、及び軍用航空機を含む、様々な航空機は、本開示の範囲から逸脱することなしに、本開示の熱シールドアセンブリ１００から利益を受け得る。
【００１１】
図１及び図２を参照すると、特定の一態様では、本開示の航空機１０が、胴体１２、１以上の翼１４（図１では、２つの翼１４が示されている）、及び１以上のエンジン１６（図１では、２つのエンジン１６が示されている）を含み得る。航空機１０の各翼１４は、胴体１２に固定的に連結され、胴体１２から外向きに延在し得る。各エンジン１６は、図１で破線として概略的に示されているパイロン１８によって、関連付けられた翼１４に連結され得る（例えば、下方に吊るされ得る）。パイロン１８（構造部材）は、パイロンフェアリング２０（空力部材）内に包含され得る。本開示の熱シールドアセンブリ１００は、後方パイロンフェアリングであり得る（又は含み得る）パイロンフェアリング２０と関連付けられ得る（例えば、連結／統合され得る）。
【００１２】
図２で示されているように、航空機１０の各エンジン１６は、高バイパス比のターボファンエンジンなどの、ジェットエンジンであり、インレット側２２及びインレット２２から長手方向反対側のアウトレット側２４を含み得る。したがって、航空機１０の各エンジン１６は、航空機１０を前方向（矢印Ｆ）において推進する排気ジェット２６を出力する。本開示の熱シールドアセンブリ１００は、排気ノズル２８の近傍などのエンジン１６のアウトレット側２４の近傍に配置され、それによって、熱シールドアセンブリ１００が、排気ジェット２６とパイロンフェアリング２０のバルク３０との間に配置され得る。
【００１３】
図３及び図４を参照すると、本開示の熱シールドアセンブリ１００は、１以上の外板パネル１０２と１以上の補強材１１２を含む。熱シールドアセンブリ１００は、１以上のフレーム部材１１０を更に含み得る。示されている実施形態では、熱シールドアセンブリ１００が、外板パネル１０２として、基本外板パネル１０４と２つの側面外板パネル１０６（図３参照）及び１０８（図４参照）を特に含み得る。基本外板パネル１０４と側面外板パネル１０６及び１０８は、フレーム部材１１０の全体にわたり配置され且つフレーム部材１１０に連結され、内部容積１１６を有する３次元本体１１４を画定する（図４参照）。外板パネル１０２とフレーム部材１１０との間の連結は、溶接及び／又は機械式締め具（例えば、リベット、ナット／ボルトなど）などによる、様々な技術を使用してもたらされ得る。
【００１４】
任意選択的に、断熱材料１１８（図４参照）が、熱シールドアセンブリ１００の本体１１４の内部容積１１６内に配置され得る。様々な組成（例えば、セラミックス、ガラス繊維など）が、断熱材料１１８として使用され得る。断熱材料１１８は、本開示の範囲から逸脱することなしに、様々な物理的形態（例えば、フォーム、モノリス、バルク材料、シート、ブランケットなど）で提供され得る。具体的で非限定的な一実施例として、断熱材料１１８は、英国チェシャーのＳａｆｆｉｌ  Ｌｔｄ．から購入可能なＳＡＦＦＩＬ（登録商標）アルミナ繊維（ａｌｕｍｉｎｕｍ  ｏｘｉｄｅ  ｆｉｂｅｒ）などの、アルミナ繊維であり得る（又は含み得る）。
【００１５】
フレーム部材１１０は、関連付けられたエンジン１６（図２参照）の中心線Ｃ（図２参照）と概して平行であり得る、熱シールドアセンブリ１００の主要な長手方向軸（図４参照）に沿って間隔を空けられ得る。したがって、フレーム部材１１０は、本体１１４の内部容積１１６を、複数のコンパートメント１２０（図４では、８つの個別のコンパートメント１２０）へ分割し得る。図４では、断熱材料１１８を含む４つのコンパートメント１２０が示されているが、１以上のコンパートメント１２０（例えば、各コンパートメント１２０）が、断熱材料１１８を含み得る。
【００１６】
任意選択的に、カバー１２２（図４参照）が、熱シールドアセンブリ１００の本体１１４の全体にわたり配置され、内部容積１１６を包含し得る。カバー１２２は、溶接及び／又は機械式締め具（例えば、リベット、ナット／ボルトなど）などによる、様々な技術を使用して、外板パネル１０２及び／又はフレーム部材１１０に連結され得る。機能的に、熱シールドアセンブリ１００のカバー１２２は、本体１１４の内部容積１１６内に断熱材料１１８を含み得る一方で、異物（例えば、オイル、グリース、塵、デブリなど）が、本体１１４の内部容積１１６の中へ、意図せずに導入されることを抑止する。
【００１７】
排気ジェット２６（図２参照）及びそれに関連付けられた高い温度との近接のために、本開示の熱シールドアセンブリ１００の基本外板パネル１０４、側面外板パネル１０６、１０８、及び／又はフレーム部材１１０は、比較的高い温度に耐える材料（又は材料の組み合わせ）から形成され得る。一実施例では、基本外板パネル１０４、側面外板パネル１０６、１０８、及び／又はフレーム部材１１０が、チタニウム合金などの金属材料から形成され得る。具体的で非限定的な一実施例として、基本外板パネル１０４、側面外板パネル１０６、１０８、及びフレーム部材１１０は、Ｔｉ‐６２４２（Ｔｉ‐６Ａｌ‐２Ｓｎ‐４Ｚｒ‐２Ｍｏ）又は同様なチタニウム合金から形成され得る。別の一実施例では、基本外板パネル１０４、側面外板パネル１０６、１０８、及び／又はフレーム部材１１０が、セラミック複合材料などの複合材料から形成され得る。
【００１８】
図４で示されているように、補強材１１２は、外板パネル１０２の１以上から分離しているが外板パネル１０２の１以上に連結され（基本外板１０４に連結されているように示されている）、外板パネル１０２に構造的な強度を提供し、したがって、補強機能を提供し得る。したがって、熱シールドアセンブリ１００が、図２で示されているように、エンジン１６の排気ジェット２６に晒されるなどして、比較的高い温度に加熱されたときに、補強された外板パネル１０２は、座屈し難いだろう。
【００１９】
図５Ａ〜図５Ｃを参照すると、熱シールドアセンブリ１００の補強材１１２は、基部１３２と少なくとも１つのビード部１３４（図５Ａ及び図５Ｂでは、３つのビード部１３４が示されている）を画定する、モノリシック本体１３０を含み得る。各ビード部１３４は、基部１３２から外向きに距離Ｄ（図５Ｃ参照）だけ突出し、ビード部１３４と下にある基部１３２との間のビード容積１３６（図５Ｃ参照）を画定する。フィレット（ｆｉｌｌｅｔ）１３８が、ビード部１３４の周りで延在し、ビード部１３４から周囲の基部１３２への滑らかな移行を提供し得る。
【００２０】
補強材１１２のビード部１３４の突出する距離Ｄ（図５Ｃ参照）は、（ビード部１３４の長手方向軸Ａ（図５Ｂ参照）を横断する）ビード部１３４の幅Ｗ（図５Ｃ参照）などの、ビード部１３４のサイズによって決定され得る。補強材１１２に薄い輪郭（ｌｏｗ  ｐｒｏｆｉｌｅ）を提供するために、ビード部１３４の突出する距離Ｄは、ビード部１３４の幅Ｗ以下であり得る。一実施例では、ビード部１３４の突出する距離Ｄが、ビード部１３４の幅Ｗの約５パーセントから約９５パーセントまでの範囲内に含まれ得る。別の一実施例では、ビード部１３４の突出する距離Ｄは、ビード部１３４の幅Ｗの約１０パーセントから約８０パーセントまでの範囲内に含まれ得る。更に別の一実施例では、ビード部１３４の突出する距離Ｄは、ビード部１３４の幅Ｗの約２０パーセントから約５０パーセントまでの範囲内に含まれ得る。
【００２１】
図５Ｃで最もよく示されているように、特定の一構造では、ビード部１３４が、概して、連続的な湾曲を有し得る。例えば、ビード部１３４は、ビード部１３４の曲率半径Ｒによって決定されるように、断面積における半円形状の輪郭を有し得る（図５Ｃ参照）。ビード部１３４の曲率半径Ｒは、他の可能な要因の中で、補強材１１２の断面厚さＴと補強材１１２の全体のサイズに基づいて、選択され得る。弓形状又は半楕円形状などの、ビード部１３４の他の断面輪郭も、考慮される。
【００２２】
図５Ｂを参照すると、各ビード部分１３４は、長手方向軸Ａに沿って細長くされていてもよい。示されている実施形態では、３つのビード部１３４の各々が、同軸上に位置合わせされ得るが、単一の長手方向軸に沿って間隔を空けられている。しかし、位置合わせされない形状も考慮され、本明細書で説明される。したがって、各ビード部１３４は長さＬを有する。ビード部１３４の長さＬは、他の可能な要因の中で、ビード部１３４の曲率半径Ｒ（図５Ｃ参照）と補強材１１２の全体のサイズに基づいて、選択され得る。
【００２３】
ビード部１３４の長さＬ（図５Ｂ参照）は、ビード部１３４の幅Ｗ（図５Ｃ参照）の関数として表現され得る。その逆もあり得る。一実施例では、ビード部１３４の長さＬは、ビード部１３４の幅Ｗの少なくとも５倍であり得る。別の一実施例では、ビード部１３４の長さＬは、ビード部１３４の幅Ｗの少なくとも１０倍であり得る。別の一実施例では、ビード部１３４の長さＬは、ビード部１３４の幅Ｗの少なくとも５０倍であり得る。更に別の一実施例では、ビード部１３４の長さＬは、ビード部１３４の幅Ｗの少なくとも１００倍であり得る。
【００２４】
図５Ｂで最もよく示されているように、各ビード部１３４は、第１の端部１４０から第２の端部１４２まで、長手方向軸Ａに沿って細長くされていてもよい。ビード部１３４の第１及び第２の端部１４０、１４２は、平面図で半球状であり、それによって、角部を除去し、ビード部１３４から基部１３２への滑らかで連続的な移行を提供する。
【００２５】
本開示の熱シールドアセンブリ１００の補強材１１２は、比較的高い温度に耐える材料（又は材料の組み合わせ）から形成され得る。補強材１１２を形成するために使用される材料は、基本外板パネル１０４、側面外板パネル１０６、１０８、及びフレーム部材１１０のうちの１以上を形成するために使用される材料と、同じ、類似、又は異なり得る。一実施例では、補強材１１２が、チタニウム合金などの金属材料から形成され得る。具体的で非限定的な一実施例として、補強材１１２は、Ｔｉ‐６２４２（Ｔｉ‐６Ａｌ‐２Ｓｎ‐４Ｚｒ‐２Ｍｏ）又は同様なチタニウム合金から形成され得る。別の一実施例では、補強材１１２が、セラミック複合材料などの複合材料から形成され得る。
【００２６】
図４及び図６で示されるように、補強材１１２は、熱シールドアセンブリ１００の基本外板パネル１０４などの、熱シールドアセンブリ１００の外板パネル１０２に連結され得る。基本外板パネル１０４は、外面１４６（図３及び図６参照）と内面１４８（図４及び図６参照）を含む。補強材１１２は、基本外板パネル１０４の内面１４８に連結され得る。
【００２７】
補強材１１２と基本外板パネル１０４の内面１４８との間の連結は、補強材１１２の本体１３０の基部１３２によって作られ得る。特に、補強材１１２の基部１３２は、基本外板パネル１０４に対する補強材１１２の連結を容易にするフランジとして働き得る。したがって、基部１３２が基本外板パネル１０４に適正に連結されたときに、補強材１１２の本体１３０のビード部１３４は、基本外板パネル１０４から外向きに突出し、基本外板パネル１０４は、少なくとも部分的に、ビード容積１３６を取り囲む。
【００２８】
補強材１１２の基部１３２と基本外板パネル１０４との間の連結をもたらすために、様々な技術が使用され得る。非限定的な一実施例として、図６Ａで示されるように、補強材１１２の基部１３２が、溶接、ろう付け、半田付けなどの、熱接合（ｔｈｅｒｍａｌ  ｊｏｉｎｔ）１３３によって、基本外板パネル１０４に連結され得る。別の非限定的な一実施例として、図６Ｂで示されるように、リベット、ナット／ボルト、ねじなどの、機械式締め具が使用されて、補強材１１２の基部１３２を基本外板パネル１０４に連結し得る。
【００２９】
任意の特定の理論に限定されることなしに、ビード部１３４を有する補強材１１２を、直接、熱シールドアセンブリ１００の外板パネル１０２、特に、熱シールドアセンブリ１００の基本外板パネル１０４に連結することは、外板パネル１０２を有利に補強し、それによって、図２で示されるように、エンジン１６の排気ジェット２６などにより、熱シールドアセンブリ１００が加熱されたときに、座屈の発生を（除去するのでなければ）低減させ得る、ということが信じられている。重要なことに、本開示の補強材１１２のビード部１３４の薄い輪郭が、熱シールドアセンブリ１００の他の構成要素（例えば、フレーム部材１１０と断熱材料１１８）に対する修正をほとんどすることなしに、熱シールドアセンブリ１００に補強材１１２を導入することを容易にし得る。したがって、本開示の補強材１１２は、元々の構成要素としての熱シールドアセンブリ１００の外板パネル１０２に連結され、又は代替的に、熱シールドアセンブリ１００は、補強材１１２を含むように変形され得る。
【００３０】
本開示の補強材１１２へと形成される材料のコスト及び組成を含む、様々な設計事項に応じて、本開示の補強材１１２を形成するために様々な技術が採用され得る。
【００３１】
特定の一実施態様では、本開示の補強材１１２が、超塑性成形プロセスを使用して形成され得る。しかし、他の適切な方法も使用されて、補強材１１２を形成し得る。図７Ａで示されるように、材料のブランク１５０が、ダイ１５２の上に配置される。非金属材料の使用も考慮されるが、ブランク１５０は、チタニウム合金（例えば、Ｔｉ‐６２４２）などの、金属又は金属合金から形成され得る。ブランク１５０をダイ１５２の上に配置する前に、ブランク１５０は、望ましい輪郭（例えば、細長い矩形状のストリップ）に切断（例えば、ダイカット）される。カバー１５４がブランク１５０を覆って配置され、それによって、ダイ１５２とカバー１４５との間にブランク１５０をサンドウィッチする。
【００３２】
望ましい超塑性成形をもたらすために、（ダイ１５２とカバー１５４のみならず）ブランク１５０は、ブランク１５０の材料が超塑性になる温度まで、加熱される。例えば、ブランク１５０がチタニウム合金から形成されるときに、ブランク１５０の超塑性は、ブランク１５０を、約華氏１，４５０度（摂氏７８７．８度）から約華氏１，８５９度（摂氏１，０１０度）までの範囲内に含まれる温度まで加熱することによって達成され得る。一旦、望ましい温度になると、図７Ｂで示されるように、ブランク１５０とカバー１５４との間にガス１５６（例えば、不活性ガス／ガス混合物）を注入し、超塑性ブランク１５０をダイ１５２に押し付けることなどによって、ブランク１５０がダイ１５２に対して形成される。一変形例では、ガス１５６を注入することよりもむしろ、ダイ１５２を通して真空が引かれ、超塑性ブランク１５０がダイ１５２に押し付けられ得る。別の一変形例では、ガス１５６を注入する又は真空を引くことよりもむしろ、超塑性ブランク１５０が、重力の下でダイ１５２に対して形成され得る。
【００３３】
図４及び図８を参照すると、特定の一実施形態では、補強材１１２のビード部１３４が、熱シールドアセンブリ１００の主要な長手方向軸Ｘ（図４参照）と実質的に位置合わせされるように方向付けられるように、本開示の補強材１１２が、基本外板パネル１０４に連結され得る（例えば、補強材１１２のビード部１３４の長手方向軸Ａ（図５Ａ参照）は、熱シールドアセンブリ１００の主要な長手方向軸Ｘと平行であり得る）。更に、図４及び図８では１つの補強材１１２だけが示されているので、補強材１１２は、概して、基本外板パネル１０４の中心に配置され得る。しかし、熱シールドアセンブリ１００の主要な長手方向軸Ｘに対する補強材１１２の方向における変形のみならず、基本外板パネル１０４に対する補強材１１２の位置における変形も、本開示の範囲からの逸脱をもたらさない。
【００３４】
図９を参照すると、代替的な一実施形態では、複数の補強材１１２’が、本開示の熱シールドアセンブリ１００’の基本外板パネル１０４’に連結されている。各補強材１１２’（又は幾つかの補強材１１２’）は、他の補強材１１２’から分離されており、他の補強材１１２’と直接に連結されていない。８個の補強材１１２’が、図９で特に示されているが、８個未満の補強材１１２’（例えば、１つの補強材１１２’）又は８個よりも多くの補強材１１２’が、本開示の範囲から逸脱することなしに含まれ得る。熱シールドアセンブリ１００’内に含まれる補強材１１２’の数は、他の可能な要因の中で、各補強材１１２’の全体のサイズと基本外板パネル１０４’の全体のサイズに基づいて選択され得る。
【００３５】
未だ図９を参照すると、熱シールドアセンブリ１００’の補強材１１２’は、各補強材１１２’（又は幾つかの補強材１１２’）のビード部１３４’が、熱シールドアセンブリ１００’の主要な長手方向軸Ｘ（図４参照）に対して（例えば、横に）横断するように、基本外板パネル１０４’に連結され得る。熱シールドアセンブリ１００’の主要な長手方向軸Ｘに対する様々な代替的方向（例えば、位置合わせされず、横断もしない）が、本開示の範囲から逸脱することなしに使用され得る。
【００３６】
図１０を参照すると、別の代替的な一実施形態では、複数の補強材２１２が、本開示の熱シールドアセンブリ２００の基本外板パネル２０４に連結されているが、１つの補強材２１２のみを使用することも考慮される。各補強材２１２は、ビード部２３４の形状を除いて、補強材１１２及び１１２’と実質的に同様である。より具体的には、各補強材２１２（又は幾つかの補強材２１２）は、細長いが（補強材１１２及び１１２’のように）直線的でないビード部２３４を含む。図１０で示されている特定の実施形態では、ビード部分２３４が、補強材２１２の山形（ｃｈｅｖｒｏｎ）パターンを形成し得る。ビード部２３４を囲む基部２３２は、ビード部２３４に近接して合致し、それによって、平面図において補強材２１２に山形輪郭を与える。
【００３７】
図１１を参照すると、別の代替的な一実施形態では、複数の補強材２１２’が、本開示の熱シールドアセンブリ２００’の基本外板パネル２０４’に連結されているが、１つの補強材２１２’のみを使用することも考慮される。補強材２１２’は、ビード部２３４’、２３５’の形状を除いて、補強材１１２及び１１２’と実質的に同様である。より具体的には、各補強材２１２’（又は幾つかの補強材２１２’）が、第１のビード部２３４’と第２のビード部２３５’を含み、第２のビード部２３５’は、ビード部２３４’、２３５’の端部の間の中間領域で、第１のビード部２３４’と交差する。したがって、ビード部２３４’、２３５’は、補強材２１２’の上に十字形状（例えば、Ｘ）を形成し得る。ビード部２３４’を囲む基部２３２’は、ビード部２３４’、２３５’に近接して合致し、それによって、平面図において補強材２１２’にＸ形状を与える。
【００３８】
図１２を参照すると、別の代替的な一実施形態では、複数の補強材３１２が、本開示の熱シールドアセンブリ３００の基本外板パネル３０４に連結されているが、１つの補強材３１２のみを使用することも考慮される。補強材３１２は、ビード部３３４の形状を除いて、補強材１１２及び１１２’と実質的に同様である。より具体的には、各補強材３１２（又は幾つかの補強材３１２）が、基部３３２から突出する複数のビード部３３４を含む。補強材３１２の各ビード部３３４は、補強材３１２の他のビード部３３４から分離しており且つ概してそれらと平行であり得る（交差していない）。ビード部３３４は、熱シールドアセンブリ３００の主要な長手方向軸Ｘ（図４）に対して横方向に方向付けられ得る。熱シールドアセンブリ３００の主要な長手方向軸Ｘに対する様々な代替的方向（例えば、横方向ではない）が、本開示の範囲から逸脱することなしに使用され得る。
【００３９】
図１３を参照すると、更に別の代替的な一実施形態では、複数の補強材３１２’が、本開示の熱シールドアセンブリ３００’の基本外板パネル３０４’に連結されているが、１つの補強材３１２’のみを使用することも考慮される。補強材３１２’は、ビード部３３４’の形状を除いて、補強材１１２及び１１２’と実質的に同様である。より具体的には、各補強材３１２’（又は幾つかの補強材３１２’）が、基部３３２’から突出する複数のビード部３３４’を含む。補強材３１２’の各ビード部３３４’は、他のビード部３３４’から分離しており、且つ、熱シールドアセンブリ３００の主要な長手方向軸Ｘ（図４参照）に対して角度Ｔで方向付けられ得る。一実施例では、角度Ｔが、約０度から約９０度までの範囲内に含まれ得る。別の一実施例では、角度Ｔが、約０度から約４５度までの範囲内に含まれ得る。別の一実施例では、角度Ｔが、約０度から約３０度までの範囲内に含まれ得る。別の一実施例では、角度Ｔが、約４５度から約９０度までの範囲内に含まれ得る。更に別の一実施例では、角度Ｔが、約６０度から約９０度までの範囲内に含まれ得る。
【００４０】
補強材の位置、使用される補強材の数、所与の補強材の上のビード部の数、及び／又はビード部の方向は、特定の用途に対して補強材を最適化させるように選択され得る。様々な組み合わせ及び変形例が、本開示の範囲から逸脱することなく可能である。
【００４１】
本開示の実施例は、図１４で示される航空機の製造及び保守方法４００並びに図１５で示される航空機４０２の文脈で説明され得る。製造前の段階では、航空機の製造及び保守方法４００が、航空機４０２の仕様及び設計４０４、及び材料の調達４０６を含み得る。製造段階では、航空機４０２の構成要素／サブアセンブリの製造４０８と、システムインテグレーション４１０とが行われる。その後、航空機４０２は、認可及び納品４１２を経て運航４１４に供され得る。顧客により運航される期間に、航空機４０２には、改造、再構成、改修なども含み得る定期的な整備及び保守４１６が予定される。
【００４２】
方法４００の各工程は、システムインテグレータ、第三者、及び／又はオペレータ（例えば顧客）によって、実行又は実施され得る。本明細書の目的では、システムインテグレータは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含み、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであり得る。
【００４３】
図１５で示されるように、実施例の方法４００によって生産された航空機４０２は、複数のシステム４２０及び内装４２２を有する機体４１８を含み得る。複数のシステム４２０の例には、推進システム４２４、電気システム４２６、油圧システム４２８、及び環境システム４３０のうちの１以上が含まれ得る。任意の数の他のシステムが含まれることもある。
【００４４】
本開示の熱シールドアセンブリ及び方法は、航空機の製造及び保守方法４００の１以上の任意の段階で採用することができる。一実施例として、構成要素／サブアセンブリの製造４０８、システムインテグレーション４１０、及び／又は整備及び保守４１６に対応する構成要素又はサブアセンブリは、本開示の熱シールドアセンブリを使用して作製され又は製造され得る。別の一実施例では、機体４１８が、本開示の熱シールドアセンブリ及び方法を使用して構築され得る。また、１以上の装置例、方法例、又はこれらの組み合わせは、例えば、機体４１８及び／又は内装４２２などの航空機４０２の組み立てを実質的に効率化するか、又は航空機４０２のコストを削減することにより、構成要素／サブアセンブリの製造４０８及びシステムインテグレーション４１０において利用され得る。同様に、システムの実施例、方法の実施例、又はそれらの組み合わせのうちの１以上は、航空機４０２の運航期間に、例えば、整備及び保守４１６に利用され得るが、それらに限定されるものではない。
【００４５】
本開示の熱シールドアセンブリ及び方法は、航空機に関連して説明されているが、当業者のうちの一人は、開示される熱シールドアセンブリ及び方法が、様々な用途に利用され得ることを容易に理解するだろう。例えば、本開示の熱シールドアセンブリ及び方法は、例えば、ヘリコプター、客船、自動車などを含む、様々な種類の輸送体に実装され得る。
【００４６】
更に、本開示は、下記の条項による実施形態を含む。
条項１
外板パネルと基部及び前記基部から突出するビード部を備えた補強材とを備え、前記基部が、前記外板パネルに連結されて、前記ビード部と前記外板パネルとの間のビード容積を画定する、熱シールドアセンブリ。
条項２
複数のフレーム部材を更に備え、前記外板パネルが、前記複数のフレーム部材に連結されている、条項１に記載の熱シールドアセンブリ。
条項３
前記ビード部が、前記複数のフレーム部材の２つの隣接するフレーム部材の間に配置されている、条項２に記載の熱シールドアセンブリ。
条項４
前記外板パネルが内面と外面を備え、前記複数のフレーム部材が前記内面に連結されている、条項２又は３に記載の熱シールドアセンブリ。
条項５
前記補強材の前記基部が、前記内面に連結されている、条項４に記載の熱シールドアセンブリ。
条項６
前記外板パネルが基本外板パネルであり、前記複数のフレーム部材に連結された第１の側面外板パネルと前記複数のフレーム部材に連結された第２の側面外板パネルを更に備える、条項２から５のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ。
条項７
前記補強材がモノリシック本体を備え、前記モノリシック本体が前記基部と前記ビード部を画定する、条項１から６のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ。
条項８
前記補強材が、前記基部と前記ビード部との間にフィレットを備える、条項１から7のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ。
条項９
前記基部が、熱接合によって前記外板パネルに連結されている、条項１から８のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ。
条項１０
前記基部が、機械式締め具によって前記外板パネルに連結されている、条項１から８のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ。
条項１１
前記ビード部が、連続的な湾曲を備える、条項１から１０のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ。
条項１２
主要な長手方向軸を画定し、前記ビード部が長手方向軸に沿って細長くされている、条項１から１１のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ。
条項１３
前記ビード部の前記長手方向軸が、前記主要な長手方向軸と実質的に位置合わせされている、条項１２に記載の熱シールドアセンブリ。
条項１４
前記ビード部の前記長手方向軸が、前記主要な長手方向軸を横断している、条項１２に記載の熱シールドアセンブリ。
条項１５
前記補強材が、第２のビード部を更に備える、条項１から１４のいずれか一項に記載の熱シールドアセンブリ。
条項１６
前記第２のビード部が、前記ビード部と交差している、条項１５に記載の熱シールドアセンブリ。
条項１７
パイロンフェアリングを備えた航空機であって、前記パイロンフェアリングが、条項１から１６のいずれか一項に記載の前記熱シールドアセンブリを備える、航空機。
条項１８
熱シールドアセンブリの外板パネルを補強するための方法であって、ブランクを基部及び前記基部から突出するビード部を備えた補強材へと形成すること、及び前記基部を前記外板パネルに連結することを含む、方法。
条項１９
前記形成するステップが、前記ブランクが超塑性になる温度まで前記ブランクを加熱すること、及び前記超塑性ブランクをダイに対して形作ることを含む、条項１８に記載の方法。
条項２０
前記形作るステップが、ガスを注入して前記超塑性ブランクを前記ダイに押し付けることを含む、条項１９に記載の方法。
【００４７】
本開示の熱シールドアセンブリ及び方法の様々な実施形態を図示及び説明してきたが、当業者は、本明細書を読むことで変形例を想起し得る。本出願は、こうした変形例を含み、特許請求の範囲によってのみ限定される。
【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５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図５Ｃ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【外国語明細書】
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