(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
振動発生要素を支持する主機体フレーム構造を備えた航空機のキャビン内装アッセンブリであって、
キャビン内装アッセンブリの一方の側部から延び、天井を横切ってキャビン内装アッセンブリの他方の側部へと降りていく単体構造のベルフレームが、複数個、軸方向に離間して配置され、対となる隣接するベルフレームが、両者間に延びる少なくとも２本の縦方向支持部材にそれぞれ取り付けられて構成され、かつ上記機体フレーム構造の内側に配置された骨格構造と、
上記骨格構造に、隣接する端縁が突き合わせ接合となるようにして取り付けられた複数のパネルと、
上記骨格構造と上記機体フレーム構造との間に複数配置され、かつ、機体フレーム構造に取り付けられたフレーム側振動絶縁要素と、これに合致するように構成されるとともに上記ベルフレームの下端に取り付けられたキャビン側振動絶縁要素と、を備え、上記骨格構造を上記機体フレーム構造に取り付ける機能を果たすとともに上記機体フレーム構造から上記骨格構造への振動伝達を低減する機能を果たす振動絶縁部と、
を備えていることを特徴とするキャビン内装アッセンブリ。
【請求項２】
上記ベルフレームは、コアに設けたグラファイト強化樹脂材料から構成されていることを特徴とする請求項１記載のキャビン内装アッセンブリ。
【請求項３】
上記パネルが、上記ベルフレームおよび上記縦方向支持部材に取り付けられていることを特徴とする請求項１記載のキャビン内装アッセンブリ。
【請求項４】
上記パネルが、クイックリリース型ファスナを用いて取り付けられていることを特徴とする請求項３記載のキャビン内装アッセンブリ。
【請求項５】
隣接するベルフレームの間に少なくとも４本の縦方向支持部材を有し、２本の縦方向支持部材がベルフレームの下端付近に取り付けられ、他の２本の縦方向支持部材がベルフレームの上部コーナ部に取り付けられていることを特徴とする請求項１記載のキャビン内装アッセンブリ。
【請求項６】
上記縦方向支持部材が第１，第２ブラケットを介して上記ベルフレームに取り付けられており、少なくとも一方のブラケットは、縦方向支持部材に取り付けられていることを特徴とする請求項１記載のキャビン内装アッセンブリ。
【請求項７】
隣接するベルフレームの間に複数のパネルが取り付けられており、最も下方のパネルがキャビンフロアに連結されるように構成されていることを特徴とする請求項１記載のキャビン内装アッセンブリ。
【請求項８】
ヘリコプタの変速機およびロータシステムを支持し、かつキャビン部を画成する主機体フレーム構造と、
上記キャビン部内に配置され、かつ上記機体フレーム構造に取り付けられたフロアと、
軸方向に離間して複数配置され、それぞれ天井部分と側部部分とが連続したベルフレームと、隣接するベルフレームの間に延び、該ベルフレームに取り付けられた少なくとも４本の縦方向支持部材と、を備え、かつ上記キャビン部内に配置されるとともに上記機体フレーム構造の内側ならびに上記フロアの上方に離れて位置する骨格構造と、
上記骨格構造に、隣接する端縁が突き合わせ接合となるようにして取り付けられた複数のパネルと、
上記骨格構造と上記機体フレーム構造との間に複数配置され、かつ、上記ベルフレームの下端に取り付けられた第１構成要素と、この第１構成要素に合致するように構成されるとともに上記機体フレーム構造に取り付けられた第２構成要素と、を備え、上記骨格構造を上記機体フレーム構造に取り付ける機能を果たすとともに上記機体フレーム構造から上記ベルフレームへの振動伝達を低減する機能を果たす振動絶縁部と、
を備えていることを特徴とするヘリコプタ。
【請求項９】
上記ベルフレームは、コアに設けたグラファイト強化樹脂材料から構成されていることを特徴とする請求項８記載のヘリコプタ。
【請求項１０】
上記パネルが、上記ベルフレームおよび上記縦方向支持部材に取り付けられていることを特徴とする請求項８記載のヘリコプタ。
【請求項１１】
上記パネルが、クイックリリース型ファスナを用いて取り付けられていることを特徴とする請求項１０記載のヘリコプタ。
【請求項１２】
２本の縦方向支持部材がベルフレームの下端付近に取り付けられ、他の２本の縦方向支持部材がベルフレームの上部コーナ部に取り付けられていることを特徴とする請求項８記載のヘリコプタ。
【請求項１３】
上記縦方向支持部材が第１，第２ブラケットを介して上記ベルフレームに取り付けられており、少なくとも一方のブラケットは、縦方向支持部材に取り付けられていることを特徴とする請求項８記載のヘリコプタ。
【請求項１４】
隣接するベルフレームの間に複数のパネルが取り付けられており、最も下方のパネルがキャビンフロアに連結されるように構成されていることを特徴とする請求項８記載のヘリコプタ。
【請求項１５】
上記ベルフレームに取り外し可能に取り付けられる隔壁部をさらに有することを特徴とする請求項８記載のヘリコプタ。
【請求項１６】
振動発生要素を支持する主機体フレーム構造を備えた航空機のキャビン内装アッセンブリであって、
軸方向に離間して複数配置され、それぞれ天井部分と側部部分とが一体に連続してほぼ逆Ｕ字形をなすベルフレームと、隣接するベルフレームの間に延び、該ベルフレームに取り付けられた複数の縦方向支持部材と、を備え、かつ上記機体フレーム構造の内側にこれから離れて配置されるとともに、剛性を有する構造空間を構成する骨格構造と、
上記骨格構造に、隣接する端縁が突き合わせ接合となるようにして取り外し可能に取り付けられた複数のパネルと、
上記骨格構造と上記機体フレーム構造との間に複数配置され、かつ、上記ベルフレームの下端に取り付けられた第１構成要素と、上記機体フレーム構造に取り付けられた第２構成要素と、を備え、上記骨格構造を上記機体フレーム構造に取り付けるために上記第１構成要素と上記第２構成要素とが互いに組み合わさるように構成されているとともに、上記機体フレーム構造から上記骨格構造への振動伝達を低減する機能を果たす振動絶縁部と、
を備えていることを特徴とするキャビン内装アッセンブリ。
【請求項１７】
上記ベルフレームが、コア周囲に設けたグラファイト強化樹脂材料から構成され、上記縦方向支持部材が、ハニカムコアのサンドイッチ構造から構成されていることを特徴とする請求項１６記載のキャビン内装アッセンブリを備えたヘリコプタ。
【請求項１８】
上記パネルが、クイックリリース型ファスナを用いて取り付けられていることを特徴とする請求項１６記載のキャビン内装アッセンブリを備えたヘリコプタ。
【請求項１９】
隣接するベルフレームの下端の間に延びた縦方向支持部材と、隣接するベルフレームの上部コーナ部の間に延びた縦方向支持部材と、を少なくとも備えていることを特徴とする請求項１６記載のキャビン内装アッセンブリを備えたヘリコプタ。
【請求項２０】
上記縦方向支持部材が第１，第２ブラケットを介して上記ベルフレームに取り付けられており、少なくとも一方のブラケットは、縦方向支持部材に取り付けられていることを特徴とする請求項１６記載のキャビン内装アッセンブリを備えたヘリコプタ。
【請求項２１】
隣接するベルフレームの間に複数のパネルが取り付けられており、最も下方のパネルがキャビンフロアに取り付けられていることを特徴とする請求項１６記載のキャビン内装アッセンブリを備えたヘリコプタ。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、航空機キャビンの内装構造に関し、より詳しくは、航空機キャビンの内部への騒音伝達を抑制するようにした骨格フレームとパネルとからなる構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機での旅行の際に、乗客が苦痛に感じるものの一つは、キャビンの中での騒音である。航空機キャビンの内部における騒音は、いくつかの騒音源によって生じる。最も一般的な騒音源は、内部もしくは外部に配置された駆動機構、例えば変速機、エンジン、ロータシステムなどである。キャビン騒音の他の騒音源は、エンジンや離着陸ギア、カウリング等の種々の胴体部構造物に沿って流れる空気流である。これらの構造物は、振動を生じ、この振動が、機体フレームを通してキャビンへ伝達される。
【０００３】
ヘリコプタにおいては、変速機システムが機体フレーム構造に非常に大きな振動を与えるので、キャビンにおける騒音が特に問題となる。これらの振動は、機体フレーム構造を通してキャビン内部に入り、振動性の騒音となる。振動遮断されていない航空機の内部においては、騒音レベルが１１０デシベル以上に達するのは稀ではなく、乗客を非常に不愉快にさせるとともに有害である。
【０００４】
航空機キャビンの内装は、一般に、航空機内部の騒音をある所定レベル以下に保つように設計されている。例えば、シコルスキーエアクラフトコーポレーションによって開発されている民間用Ｓ−９２Ｃ型航空機では、平均騒音レベルが、環境コントロールシステム（ファン、換気装置および冷暖房システム）がオフとなっているときに、座席なしの状態で８５ｄＢ  ＳＩＬ４以上であるのに、８０ｄＢ  ＳＩＬ４が上限となるように設計されている。環境コントロールシステムがオンのときの平均騒音レベルの上限値は、８１ｄＢ  ＳＩＬ４であり、座席なしの状態では８９ｄＢ  ＳＩＬ４以上である。このＳＩＬ４（Ｓｐｅｅｃｈ  Ｉｎｔｅｒｆｅｒｅｎｃｅ  Ｌｅｖｅｌ  ４）騒音測定基準は、米国海軍の技術者によって１９５０年代に開発されたもので、米国規格協会ＡＮＳＩ（Ａｍｅｒｉｃａｎ  Ｎａｔｉｏｎａｌ  Ｓｔａｎｄａｒｄｓ  Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ）の規格として適用されている。
【０００５】
キャビン構造内部の騒音の低減は、最近の数年で著しく進歩した。その一つの解決法は、キャビンでの騒音の反響を低減するように、内装パネルに吸収材料を組み合わせるものである。キャビン内部への騒音の伝達を低減する他の方法は、減衰要素（吸収要素）を、機体フレームとキャビン内装との間の取付点に配置することである。この減衰要素は、機体フレームからキャビン内装パネルへの振動伝達を弱めるゴムのような振動吸収要素を含んでいる。
【０００６】
最近、本出願人によって、騒音振動を逆の振動の伝達によって能動的に低減するようにした積極的な騒音低減技術が開発された。この伝達される逆振動は、振動騒音とほぼ等しい周波数を有し、かつ振動騒音を効果的に打ち消すように逆の位相となっている。この能動的騒音制御システムは、米国特許第５，３１０，１３７号に開示されており、これは本発明の参考となる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
従来のキャビン内装は、航空機の機体フレームに直接取り付けられた複数のパネルを備えている。上述したように、機体フレームからキャビン内部への振動伝達を低減するために、パネルを機体フレームに取り付ける取付点において、パネルにゴム吸収要素のような減衰要素を配置することがしばしば行われている。伝統的な設計では、このようなパネルが航空機の機体フレームに直接取り付けられるので、かなり多数の減衰要素が必要である。例えば、シコルスキーエアクラフトコーポレーションのＳ−７６型航空機（Ｓ−７６は同社の米国登録商標である）においては、パネルは、ほぼ４０箇所以上の分散した取付点によって機体フレームに直接取り付けられている。一つのフレームに対して、６個以上の取付点となることがある。これらの取付点のそれぞれに、機体フレームからパネルへの振動伝達を減衰するように、個々に吸収要素を装着する必要がある。このような多数の吸収要素を装着することは、時間の浪費であるとともに、コストが嵩み、かつ保守点検の項目が増える。また機体フレーム構造に多数点で直接取り付けることは、騒音エネルギが比較的高くなり、パネルシステムの潜在的音響特性は、このような伝統的な設計では十分に発揮できない。
【０００８】
キャビン内部への振動伝達をさらに低減するために、従来の航空機の内装におけるパネルは、一般に、互いに組み合わさったインターロック構造となっている。つまり、隣接するパネルの端部同士が互いに重なり合って、重なり接合（ｌａｐ  ｊｏｉｎｔ）を構成するように、パネルが設計されている。重なり接合は、２つのパネル間での騒音の通過を阻止する点では非常に良いが、個々のパネルの取り外しを非常に困難にする。パネルは全て組み合わさっているので、特定のパネルの背部の空間で作業する場合や１枚の破損したパネルを取り外す場合に、通常、複数のパネルを取り外す必要がある。この結果、定期的な保守点検作業の際にかなりの時間が無駄となる。
【０００９】
従来の内装システムにおける他の問題は、パネルが機体フレームに直接取り付けられるように設計されていることから、それぞれのパネルを、特定部位に適合するように特別仕様に設計する必要があることである。そのため、パネルの中で共通となるものはなく、さらに言えば、個々の航空機の機体フレームは製造公差によってわずかに大きさが異なるので、航空機の中で共通となるものはない。従って、一つのパネルが破損したときに、簡単に航空機に装着し得る”規格品”と言えるパネルはない。規格品ではなく、特定の機体フレーム構造に適合するように、パネルを切断する必要がある。また、従来のパネルは、一般に、微細な螺条を加工した機械ネジ型のファスナによって機体フレームに取り付けられており、取り付けおよび取り外しに時間がかかるとともに、ネジの螺条が損傷しやすい。この結果、上記Ｓ−７６型航空機における従来の内装構造を完全に取り外すためには、２人の作業者で１交替勤務時間の全部を費やす必要がある。内装の再取り付けには、２人の作業者のほぼ２交替勤務時間が必要である。これにより、内装の保守が必要となったときに、航空機の休止期間が過度に長くなってしまう。
【００１０】
従来の内装システムにおける他の問題は、内装パネル自体にある。内装パネルは、機体フレーム構造に直接取り付けられるので、飛行中の高レベルの振動や激しい着陸によって、パネルが変形したり潰れたりしないように、パネルの剛性を高く確保する必要がある。そのため、パネルを、耐高荷重構造に設計することが必要となる。これにより、パネルは、一般に、重い複合構造となり、製造にコストがかかるものとなる。
【００１１】
従来のヘリコプタの内装における他の問題は、いくつかのものが独立した構造をなし、キャビンフロア以外の全ての機体フレーム構造から独立した形でキャビンフロアに支持されていることである。これらは、実質的にモノコック構造として組み立てられており、支持フレーム部材を用いずに高い剛性のパネルの組み合わせとなっている。この構成では、機体フレームの振動から遮断されるものの、全体として１組の組み合わせパネルとなるので、個々のパネルを取り外す場合でも全体を取り外さなければならない。この構成もまた保守に実質的に時間がかかる。この形式の構成では、取り外しのために、２人の作業者が１日中かかることも稀ではない。
【００１２】
従って、騒音を低減でき、かつ組立および分解が容易な改良されたキャビン内装構造が必要となっている。
【００１３】
本発明の一つの目的は、個々のパネルを容易に取り外すことができる改良されたキャビン内装を提供することにある。
【００１４】
本発明の他の目的は、キャビン内部への振動伝達を最小化できる改良されたキャビン内装を提供することにある。
【００１５】
本発明の他の目的は、キャビン内装パネルの独立した支持構造を提供し、パネル自体は、高い剛性を具備せずに重量およびコストが少ない設計とすることができるようにすることにある。
【００１６】
本発明のさらに他の目的は、支持もしくは取付の骨格フレーム構造を提供し、キャビン装着状態において音響パネルにおける十分な音響特性を実現できるようにすることにある。
【００１７】
【課題を解決するための手段】
これらの目的ならびに他の目的は、本発明に係るキャビン内装アッセンブリによって提供される。このキャビン内装アッセンブリは、航空機の主たる機体フレーム構造内に取り付けられるように設計される。キャビン内装アッセンブリは、機体フレーム内に位置する骨格構造を含む。複数の内装パネルは、実質的に密閉されたキャビンを形成するように、上記骨格構造に取り付けられる。
【００１８】
上記骨格構造は、軸方向に離間した複数のベル型フレームによって構成されている。各ベルフレームは、単体構造であり、キャビン内装の一側部から延び、天井を横切って、他方の側部を下方へ降りており、ほぼ逆Ｕ字形の構造をなしている。軽量で高い強度を得るために、ベルフレームは、軽量材料から構成されることが望ましく、例えば、樹脂基材に配合した、グラファイト、ケブラ、あるいはガラス繊維材料が、構造フォーム材あるいはハニカムコアとともに用いられる。
【００１９】
少なくとも２本の縦方向支持部材が、隣接する一対のベルフレームに取り付けられ、かつ両者間で延びている。好ましくは、隣接するベルフレームの各組の間に、少なくとも４本の縦方向支持部材が設けられ、各ベルフレームの下端付近にそれぞれ１本の縦方向支持部材が位置し、ベルフレームの上部コーナのそれぞれに、１本の縦方向支持部材が位置する。
【００２０】
パネルは、好ましくはベルフレームおよび縦方向支持部材に取り付けられ、隣接するパネルの端部が、ベルフレームおよび縦方向支持部材の上に覆い被さっているとともに、パネル端部同士は、突き合わせ接合となっている。このパネルは、好ましくは、１／４回転型ファスナあるいは類似のクイックリリース型ファスナを用いて取り付けられる。
【００２１】
振動絶縁部が、上記骨格構造と機体フレーム構造との間に配置されている。各振動絶縁部は、ベルフレームの下端付近に取り付けられた第１構成要素と、機体フレーム構造に取り付けられた第２構成要素と、からなる。この振動絶縁部は、上記骨格構造を機体フレーム構造に取り付ける機能を果たすとともに、機体フレームから骨格構造への振動伝達を低減する機能を果たしている。
【００２２】
本発明の一つの実施例では、上記第１構成要素は、ベルフレームに取り付けられたカフ（そで口部）を含む。このカフは、空洞部を画定しており、その中に、マウンティングシリンダが配置される。このマウンティング部材は、上記第２構成要素に取り付けられている。このマウンティング部材と上記カフとの間には、弾性部材が配置されている。上記カフおよび上記弾性部材は、好ましくは円環状をなし、マウンティング部材とほぼ同心状である。
【００２３】
【発明の実施の形態】
以下、この発明の好ましい実施の形態を図面を参照して説明する。なお同一参照符号は、対応するあるいは類似した構成要素を示す。
【００２４】
図１は、ヘリコプタのキャビン部１０を示している。このキャビン部１０は、主機体フレーム構造１２とキャビン内装アッセンブリ１４とを有する。上記機体フレーム構造１２は、離間して配置された一連のフレーム１６を有し、これらのフレーム１６はビーム１７によって互いに連結されている。外板１８がフレーム１６およびビーム１７に取り付けられ、航空機の主機体フレーム構造１２を構成している。なお、本実施例では、ヘリコプタのキャビンに適用したものとして説明しているが、本発明は、種々の航空機、例えば固定翼機のキャビンにも適用することができる。航空機の機体フレーム構造は当業者によく知られており、従って、本発明に関しては、以下の説明を除き、機体フレーム構造の完全な説明は省略する。
【００２５】
キャビン内装アッセンブリ１４は、主機体フレーム構造１２の内側に取り付けられている。このキャビン内装アッセンブリ１４は、骨格構造２０および複数のパネル２２を有する。図２に示すように、骨格構造２０は、縦方向支持部材２６によって連結された複数の部分的なフープ材つまりベルフレーム２４を有する。このベルフレーム２４は、好ましくは、キャビン内装アッセンブリ１４の一方の側部ないしは底部付近から延び、キャビン天井を横切り、かつ反対側の側部ないしはフロア付近まで延び、ほぼ逆Ｕ字形の形状をなしている。好ましい実施例においては、ベルフレーム２４は、高強度の軽量材料から構成されており、例えば、樹脂基材に配合した、グラファイト、ケブラ、あるいは、ガラス繊維材料、が構造フォーム材あるいはハニカムコアあるいはアルミニウムチューブとともに用いられる（ケブラは、合成アラミド繊維についてのイー・アイ・デュポン社の商標である）。このベルフレーム２４は、ほぼ３／４インチ（約１．９０５ｃｍ）の成形厚さを有し、ほぼ２インチ（約５．０８ｃｍ）の幅を有する。一実施例においては、ベルフレーム２４は、約０．６２インチ（約１．５７４８ｃｍ）の厚さのロハセル（Ｒｏｈａｃｅｌｌ）フォームコアを備えている。そして、厚さ０．００７５インチ（約０．０１９０５ｃｍ）のカーボンファイバのプライがこのコアに巻き付けられている。３層のカーボンファイバのテープ（厚さ０．００６インチ（約０．０１５２４ｃｍ））が、その積層品の上部および底部に配置され、続いて、積層品全体に、第２のカーボンファイバプライ（厚さ０．００７５インチ（約０．０１９０５ｃｍ））が巻き付けられている。
【００２６】
図２に示すように、キャビン内装アッセンブリ１４全体に亘って、複数の離間したベルフレーム２４が配置されていることが望ましい。ベルフレーム２４は、好ましくは、キャビン内装アッセンブリ１４の全体に亘って、ほぼ同一の形状をなし、キャビンの形状がほぼ一定の航空機では、いかなる位置でもベルフレーム２４の互換性があるようになっている。キャビンの形状が一定でない場合は、ベルフレーム２４の形状および設計を、それぞれ異ならせることができる。各図に示すように、それぞれのベルフレーム２４は、好ましくは、その全長に亘って、一体構造ないしは単体構造に形成されており、キャビン内装アッセンブリ１４の製造に際して、取付を行うべき構成要素を少なくしている。また、ベルフレーム２４の接続部が少なくなることから、より強度の高いフレームとすることができる。
【００２７】
上述したように、ベルフレーム２４は、縦方向支持部材２６によって、互いに離間している。この縦方向支持部材２６によって、航空機の飛行中や激しい着陸時における内装１４の前後の伸縮を阻止するための骨格構造２０の縦方向の剛性が与えられ、また、パネルシステムにおけるパネルの縦方向に沿った音響的シールのための独立したパネル面が構成される。実施例では、少なくとも２本、好ましくは少なくとも４本の縦方向支持部材２６が、隣接したベルフレーム２４の間に設けられている。この縦方向支持部材２６は、前述した位置となるように、ベルフレーム２４の周囲に、それぞれ離れて配置されている。また後述するように、縦方向支持部材２６の正確な位置は、パネル２２の取付位置に一致する。図示例では、縦方向支持部材２６は、キャビン内装アッセンブリ１４の大部分について、ベルフレーム２４の端部と、上部コーナ部と、天井に沿った位置とに、配置されている。
【００２８】
縦方向支持部材２６は、好ましくは、グラスファイバのスキン層の間にハニカムコアが積層されたサンドイッチ構造として構成されている。一実施例においては、縦方向支持部材２６は、ハニカムコアの底面および上面に０°の配向のグラスファイバテープ（厚さ０．００６インチ（約０．０１５２４ｃｍ））を一層設け、続いて、９０°の配向のグラスファイバテープ（厚さ０．００６インチ（約０．０１５２４ｃｍ））を一層設けた構成となっている。この縦方向支持部材２６は、約３／８インチ（約０．９５２５ｃｍ）の厚さを有し、約２インチ（約５．０８ｃｍ）の幅を有する。縦方向支持部材２６がベルフレーム２４に取り付けられた状態では、骨格構造２０は、航空機内で、キャビン内装パネル２２を支持するための剛性の高い空間フレームとして機能する。
【００２９】
図２に示すように、最前端のベルフレーム２４において、その下端同士を連結するための横方向支持部材２６’が設けられている。この横方向支持部材２６’は、最前端のベルフレーム２４に付加的な剛性を与え、これにより、キャビン前端隔壁と良好な適合状態が得られるようになる。上記前端隔壁には、キャビンとコクピットとを仕切るためのドアやカーテンが設けられることがある。
【００３０】
組立の容易性ならびに互換性のためには、キャビンの全体に亘って、各ベルフレーム２４がほぼ等しい距離だけ離間していることが望ましい。これにより、縦方向支持部材２６を同一の長さに製造することが可能となる。しかしながら、航空機の機体フレーム構造によって、ベルフレーム２４の間隔が多少異なる必要があるのが一般的であり、異なる長さの縦方向支持部材２６を使用する必要が生じる。しかし、隣接するベルフレーム２４間の間隔を周方向には等しいものとし、縦方向支持部材２６の周方向での互換性を確保することが望ましい。
【００３１】
重量を最低限のものとするために、ベルフレーム２４の殆どは、キャビンフロア１１に達せずに終端している。しかし、図示するように、いくつかのベルフレーム２４、通常、前端および後端に位置するものを、他のベルフレーム２４よりも長く構成する必要がある場合がある。この場合、そのベルフレーム２４の側部そのものを長く形成してもよく、あるいは、フレーム延長部９６をベルフレーム２４の下端にブラケット（図示せず）によって取り付けるようにしてもよい。フレーム延長部９６は、適宜な材料で形成することができるが、通常は、ベルフレーム２４あるいは縦方向支持部材２６と同様のもので構成される。
【００３２】
図３および図４に示すように、骨格構造２０は、好ましくは、機体フレーム構造１２の内側の高さおよび幅よりも小さな高さおよび幅に設計される。機体フレーム構造１２とキャビン内装アッセンブリ１４との間の間隙は、機体フレーム構造１２からキャビン内部への音響振動の伝達を最小とするように設計される。好ましくは、機体フレーム構造１２内側とキャビン内装アッセンブリ１４の天井との間には、少なくとも１．５インチ（約３．８１ｃｍ）の間隙があり、機体フレーム構造１２内側とキャビン内装アッセンブリ１４の側部との間には、少なくとも０．５インチ（約１．２７ｃｍ）の間隙がある。これらの間隙は、振動する機体フレーム構造１２とキャビン内装アッセンブリ１４との間の緩衝要素となる。機体フレーム構造１２とキャビン内装アッセンブリ１４との間の間隙に、吸音材（図示せず）を配置することにより、さらに大幅な騒音低減が可能である。
【００３３】
骨格構造２０は、機体フレーム構造１２に、ベルフレーム２４の下端もしくはその近傍に位置する下部取付点において取り付けられる。この取付点は、その全体が符号４４で示されている。この取付点４４についての詳細は後述する。キャビン内部への振動伝達を最小とするために、重要なことは、ヘリコプタの振動源である例えば変速機ＴやロータシステムＲから比較的離れた位置に、骨格構造２０との取付点を配置することが好ましいということである。従来の内装構造では、内装パネルが機体構造に直接取り付けられており、いくつかの例では、振動源の構成要素の主たる支持体となるビームやフレームに直接取り付けられている。そのため、振動源に非常に近い場所でキャビン内部へ振動が伝達され、その振動エネルギは、最大レベルに近いものとなる。本発明では、振動を発生させる構成要素から離れた位置において、骨格構造２０を機体フレーム構造１２に取り付けることにより、振動伝達が減少する。つまり、振動する構成要素によって発生した振動の大部分は、骨格構造２０ひいてはキャビン内装アッセンブリ１４へ伝達される前に、機体フレーム構造１２に沿った伝搬距離によって弱められる。このように、本発明では、騒音振動が伝搬されなければならない距離が、従来のものに比べて長くなる。
【００３４】
上述したように、複数のパネル２２が骨格構造２０上に取り付けられる。互いに隣接するパネル２２は、骨格構造２０に対し、突き合わせ接合の形で取り付けられており、個々のパネル２２を、隣接するパネル２２を取り外すことなく、取り外すことができるようになっている。従って、パネル２２が破損したり、修理もしくは交換する必要が生じた場合、そのパネル２２を航空機の内装１４から簡単に分解することができる。骨格構造２０はパネル２２背面の端縁と重なり合っており、隣接するパネル２２を除去しない状態で航空機外部からキャビン内部への騒音の侵入を防止するための堅固なシールを構成している。パネル２２は、好ましくは、紙質のハニカムコアに繊維強化樹脂製のスキン層を設けた材料から構成され、約３／８インチ（約０．９５２５ｃｍ）の厚さを有する。一実施例においては、このパネル２２は、３／８インチ（約０．９５２５ｃｍ）の厚さのハニカムコアを含み、その上面および底面に、グラスファイバの７７８１ファブリック（fiberglass 7781 fabric）（厚さ０．０１２インチ（約０．０３０４８ｃｍ））の１層のプライが設けられている。この複合積層品は、側面パネルに適したものとなる。天井および上部コーナ部付近に取り付けられるパネルは、３／８インチ（約０．９５２５ｃｍ）の厚さのハニカムコアの底面に、グラスファイバの１２０ファブリック（fiberglass 120 fabric）（厚さ０．００６インチ（約０．０１５２４ｃｍ））のプライを１層、上面に２層設けた構成となっている。
【００３５】
図５および図６は、縦方向支持部材２６の取付の好ましい方法を示している。取付手段として、縦方向支持部材２６の一端に取り付けられた第１ブラケット２８と、縦方向支持部材２６の他端に取り付けられた第２ブラケット３０と、を備えている。図示例では、第１ブラケット２８は、好ましくは、接着もしくはこれに類似した形で縦方向支持部材２６に取り付けられている。この第１ブラケット２８を縦方向支持部材２６に接着する代わりに、一般的なネジを用いて固定するようにしてもよい。第１ブラケット２８は、縦方向支持部材２６の外側へ拡がったフランジ３２を有する。フランジ３２の図示せぬ孔に挿入されたファスナ３４によって、第１ブラケット２８がベルフレーム２４に取り付けられている。
【００３６】
第２ブラケット３０は、好ましくは、縦方向支持部材２６の３面を囲むチャンネル部３６を有する。ネジのようなファスナ３８が第２ブラケット３０を縦方向支持部材２６に取り付けている。第２ブラケット３０を縦方向支持部材２６に他の方法、例えば、接着、スナップ型継ぎ手等によって取り付けることもできる。第２ブラケット３０は、縦方向支持部材２６の外側へ拡がったフランジ４０を有する。フランジ４０の図示せぬ孔に挿入されたファスナ３６によって、第２ブラケット３０がベルフレーム２４に取り付けられている。
【００３７】
縦方向支持部材２６の取付のために用いられるファスナは、いずれも、骨格構造２０の分解が万一必要となったときに、容易に分解できるように、取り外し可能なものであることが望ましい。従来の一般的な取り外し可能なファスナを第１，第２ブラケット２８，３０の取付に用いることができ、例えば、１０−３２ＮＦ型ねじ式ファスナが用いられる。第１，第２ブラケット２８，３０は、好ましくは、１／８インチ（約０．３１７５ｃｍ）の厚さのアルミニウム材料によって構成される。
【００３８】
図７に詳細に示されているように、ベルフレーム２４は振動絶縁部４４を介して機体フレーム構造１２に取り付けられている。この振動絶縁部４４は、キャビン側振動絶縁要素４６とフレーム側振動絶縁要素４８とを有する。好ましい実施例においては、キャビン側振動絶縁要素４６は、円環状のカフ５０とカフフランジ５２とを有する。カフ５０は、ベルフレーム２４の下端に形成された凹部５４内に配置されている。凹部５４は、図示するように、ベルフレーム２４の厚さ方向に、その少なくとも途中まで延びている。カフフランジ５２は、平面形状をなし、カフ５０が凹部５４内に装着された状態では、ベルフレーム２４の外側面に接して配置される。このカフフランジ５２は、当業者に周知の一般的な方法、例えば接着や締付等によって、ベルフレーム２４に固定されている。カフ５０およびカフフランジ５２は、好ましくは、アルミニウム材料もしくは鋼材料から構成されている。カフ５０は、好ましくは、約１インチ（約２．５４ｃｍ）の外径を有し、かつ内部空洞部を有する。好ましくは、カフ５０は円環状であるが、他の形状も用いることができる。
【００３９】
カフ５０の内部空洞部内には、弾性部材５６が配置されている。この弾性部材５６は、好ましくは、硬度として３０〜９８ＩＲＨＤ（international rubber hardness：国際ゴム硬度−ショア硬度デュロメータＡにほぼ等しい）のゴム材料のようなものが用いられる。実施例では、弾性部材５６が用いられているが、他の振動減衰材料を用いることもできる。弾性部材５６は、好ましくは、円環状に形成されている。
【００４０】
好ましくは円筒状をなすマウンティング部材５８が弾性部材５６の内周に配置され、かつ接着もしくは他の方法で係合している。このマウンティング部材５８は、好ましくは、アルミニウム材料にて形成されている。カフ５０、弾性部材５６、マウンティング部材５８は、好ましくは、互いに同心状に位置している。振動絶縁部として好適な例は、フランスのパウルストラビブロコック社（Paulstra Vibrochoc,Levallois-Perret Cedex,France）から販売されている９２５００−０２８１９−０４１型振動絶縁部である。
【００４１】
ベルフレーム２４の背面には、孔６０が形成されており、この孔６０が凹部５４に連通しているため、後述するようにマウンティング部材５８へ到達することができる。なお、このような別の孔６０を形成する代わりに、凹部５４をベルフレーム２４の厚さ全体に貫通させて形成してもよい。
【００４２】
フレーム側振動絶縁要素４８は、フレームフランジ６２を有し、該フレームフランジ６２が、機体フレーム構造１２のフレームもしくはビームの内側面に接して配置されている。フレームフランジ６２は、当業者に周知の一般的な方法、例えば接着や締付等によって、フレームもしくはビームに固定されている。フレームフランジ６２から横方向にシャフト６４が延びており、このシャフト６４は、マウンティング部材５８に形成された孔に適合する外形寸法を有している。シャフト６４の先端部には、ねじ孔６６が設けられている。
【００４３】
ベルフレーム２４を機体フレーム構造１２に取り付けるために、シャフト６４は、マウンティング部材５８内に摺動可能に挿入されている。好ましくは、ワッシャ６８が孔６０を通して挿入され、かつ円筒状マウンティング部材５８に当接している。ボルト７０ないしは類似した取付具がシャフト６４のねじ孔６６にねじ込まれている。ボルト７０およびワッシャ６８によって、フレーム側振動絶縁要素４８のシャフト６４と、キャビン側振動絶縁要素４６のマウンティング部材５８とが、互いに連結される。この連結によって、シャフト６４はキャビン側振動絶縁要素４６に係止される。機体フレーム構造１２が振動すると、シャフト６４が、キャビン側振動絶縁要素４６内で振動する。弾性部材５６が、シャフト６４から伝達される振動の大部分を吸収する。弾性部材５６は、所定の振動周波数を減衰するようにその硬度が調整されている。
【００４４】
図５には、パネル２２を骨格構造２０に取り付けるための好ましい構成が示されている。上述したように、パネル２２は、その横の端縁が突き合わせ接合９８となる形で骨格構造２０に取り付けられている。パネル２２を骨格構造２０に突き合わせ接合９８により取り付けることで、個々のパネル２２を、隣接するパネル２２を取り外すことなく、素早くかつ簡単に取り外すことが可能となる。隣接するパネル２２の間の突き合わせ接合９８による隙間は、できるだけ小さくすることが望ましい。しかし、製造公差や構造上の撓みに対応するために、多少の隙間は必要である。
【００４５】
パネル２２がベルフレーム２４および縦方向支持部材２６に重なる位置において、パネル２２に開口部が形成されている。この開口部を通して、１／４回転型ファスナ７２が挿入され、ベルフレーム２４や縦方向支持部材２６に植設されたメス型インサート部材に、取り付けられている。このように、１／４回転型ファスナがメス型インサート部材に取り付くことによって、パネル２２が骨格構造２０に取り付けられている。骨格構造２０が、キャビン内装アッセンブリ１４の主要なフレーム構成要素として機能するので、パネル２２の取付の際に、微細なネジ式のファスナを用いる必要はない。これに代えて、１／４回転型ファスナなどのクイックリリース型ファスナを用いることができ、パネル２２の取り外しや交換が容易となる。従来から知られている種々の形式のクイックリリース型ファスナ７２を利用することができる。ファスナ７２がキャビン内部へ突出するのを防ぐために、開口部をさらもみ状とすることが望ましい。
【００４６】
パネル２２の異なる取付構造の例が図１０に示されている。この実施例においては、パネル２２，２２が、ピンとクリップとの係合により、縦方向支持部材２６に取り付けられている。これにより、パネル２２の取り外しがさらに改善される。図示するように、インサート部材２００がパネル２２に設けられた凹部内に取り付けられている。このインサート部材２００は、ピン２０２を有する。マウンティングクリップ２０４が縦方向支持部材２６の機内側に取り付けられている。このマウンティングクリップ２０４は、一般的な手段、例えば、縦方向支持部材２６に植設されたインサート部材２０８に螺合するネジ２０６、などによって取り付けられている。パネル２２は、図示するように、ピン２０２がクリップ２０４に係合することによって、縦方向支持部材２６に取り付けられる。
【００４７】
本発明の一つの好適実施例では、一つのパネル２２をベルフレーム２４および縦方向支持部材２６に取り付けるために、４つのファスナ７２が使用されている。
【００４８】
図４に示すように、本発明は、キャビン内部の周方向に離れた複数のパネル２２を備えている。図示例では、キャビン内装アッセンブリ１４は、下部パネル２２Ｌ、側部パネル２２Ｓ、上部パネル２２Ｕ、および天井パネル２２Ｃを備えている。側部パネル２２Ｓ、上部パネル２２Ｕ、天井パネル２２Ｃは、いずれも上述したように骨格構造２０に取り付けられている。しかし、下部パネル２２Ｌの底縁は、弾性マウントおよびネジインサート部材を含むブラケットを介してキャビンフロアに取り付けられている。図８に示すように、複数のブラケット１０２がネジ式ファスナ１０５によってフロア１１に固定されている。それぞれのブラケット１０２は、弾性振動吸収部材１０６を有し、ここにネジインサート部材が設けられている。パネル２２の下端に孔が設けられており、この孔を通して、ネジ１０７が弾性振動吸収部材１０６に螺合している。
【００４９】
キャビン内装アッセンブリ１４は、換気用ダクトや乗客の荷物を収容するためのオーバヘッド型収納棚８０を一つあるいは複数備える場合がある。このオーバヘッド型収納棚８０は、好ましくは、キャビン内装アッセンブリ１４に、ヒンジされている。詳しくは、オーバヘッド型収納棚８０はヒンジ８２を有し、このヒンジ８２が、パネル２２を通して、上部の縦方向支持部材２６あるいはベルフレーム２４に取り付けられている。このヒンジ８２をキャビン内装アッセンブリ１４に取り付けるためには、好ましくは、１／４回転型ファスナが用いられる。
【００５０】
図示例では、縦方向支持部材２６は、キャビン内装アッセンブリ１４の側部とコーナ部と天井とに設けられているが、キャビンの設計や要求剛性に応じて、さらに多数の、あるいはこれより少ない数の縦方向支持部材２６を用いることもできる。
【００５１】
本発明によれば、キャビン内装アッセンブリによって、前述した従来の種々の問題を解決することができ、剛性を保ちつつ保守が容易となり、航空機の休止期間を短くすることができる。
【００５２】
本発明の他の実施例として、取り外し可能な内装隔壁を骨格構造２０に取り付けたものがある。図９においては、上部隔壁８４がベルフレーム２４に取り付けられた状態で示されている。本発明のいくつかの特徴を示すために下部隔壁は図示されていないが、上部隔壁８４と同様に取り付けられている。隔壁８４は、該隔壁８４をベルフレーム２４に取り外し可能に取り付けるために、取り外し可能なファスナ８６を複数備えている。一つの実施例では、この取付部は、容易に離脱可能なロックピンからなる。好適なロックピンの一例は、カルフォルニア州バーバンクのアビバンク・マニファクチュアリ・インク（Avibank Manufacturing Inc.）から販売されているＰＭＢＬＣ４ＬＡ１３Ｓ型のものである。隔壁８４は、該隔壁８４の側部端縁付近に接合されたインサート部材８８を有する。このインサート部材８８は、図示せぬ孔を有し、ロックピン９０がベルフレーム２４側の係止部９２に係合可能となっている。係止部９２は、ベルフレーム２４に孔を加工したものでもよく、あるいはより望ましくは、ベルフレーム２４に接着等によって取り付けたインサート部材に設けた凹部からなる。好ましい実施例では、隔壁８４をベルフレーム２４に取り付けるために、４つのロックピン９０が用いられている。
【００５３】
係止部９２を備えるようにベルフレーム２４を変更することによって、所望のキャビンの構成に応じて、隔壁８４をキャビンの他の位置に配置しなおすことが可能である。上記実施例では、隔壁の取付のためにロックピンを用いたが、これに代えて、他の適宜な取り外し可能なファスナ、例えばラッチを用いることもできる。
【００５４】
上述したように、本発明によれば、新規なキャビン内装アッセンブリを提供することができ、振動騒音のキャビン内部への伝達を抑制できる。本発明では、主要な振動発生構成要素から離れた位置でベルフレーム２４を機体フレーム構造１２に取り付けることにより、振動が内装の取付点に達する前に、機体フレームによって弱められる。
【００５５】
シコルスキーエアクラフトコーポレーションの民間用Ｓ−９２Ｃ型航空機では、振動絶縁部４４は、航空機水線２１４付近に配置される。この位置は、変速機を支持するメインビーム１７の位置から約４６インチ（約１１６．８４ｃｍ）下方となる。
【００５６】
また、全てのベルフレーム２４が取付点を備えるものには限定されない。剛性の要求に応じて、どのベルフレーム２４を機体フレームに固定するかが決定される。
【００５７】
図４に示すように、骨格構造２０を横方向に支持するために、少なくともいくつかのベルフレーム２４の側部に隣接して、バンパ９４を、機体フレーム構造１２に取り付けることが望ましい。このバンパ９４は、機体フレーム構造１２とベルフレーム２４との間に配置されるゴムストッパを備えている。このゴムストッパによって、飛行中におけるキャビン内装アッセンブリ１４の横方向の過度の動きが防止され、かつ機体フレーム構造１２からベルフレーム２４への振動の伝達が防止される。
【００５８】
前述したように、シコルスキーエアクラフトコーポレーションのＳ−７６型航空機では、従来のキャビン内装を完全に取り外すには、２人の作業者の１交替勤務時間の作業が必要であった。本発明の新規なキャビン内装アッセンブリ１４によれば、より大きなキャビンを有するシコルスキーエアクラフトコーポレーションのＳ−９２Ｃ型航空機において、２人の作業者による約１時間の作業で取り外しが可能であり、個々のパネル２２は１人で２分以下で取り外すことができ、航空機休止期間を大幅に低減できる。
【００５９】
さらに、従来の内装システムが４５０ポンド（約２０２．５ｋｇ）以上の重量であるのに対し、本発明に係るキャビン内装アッセンブリ１４は、約３００〜３５０ポンド（約１３５〜１５７．５ｋｇ）の重量となる。
【００６０】
さらに重要なことは、本発明に係るキャビン内装アッセンブリ１４によれば、振動による騒音を、９０パーセント程度に低減できる。
【００６１】
なお、本発明をその実施例に基づいて説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく種々の変更が可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る航空機のキャビン部の構成を示す一部断面の斜視図。
【図２】本発明に係る骨格構造を示す斜視図。
【図３】本発明のキャビン内装アッセンブリを示す図１の３−３線に沿った断面図。
【図４】同じく図１の４−４線に沿った断面図。
【図５】図１の５−５線に沿った要部の断面図。
【図６】図５の６−６線の方向から見た要部の側面図。
【図７】図４の振動絶縁部の詳細を示す断面図。
【図８】トングとスロットとを用いてパネルをフロアに連結するようにした構成を示す図１の８−８線に沿った要部の断面図。
【図９】隔壁を備えた実施例を示す要部の斜視図。
【図１０】パネル取付の異なる実施例を示す図１の１０−１０線に沿った要部の断面図。
【符号の説明】
１２…機体フレーム構造
１４…キャビン内装アッセンブリ
２０…骨格構造
２４…ベルフレーム
２６…縦方向支持部材
２８…第１ブラケット
３０…第２ブラケット
４４…振動絶縁部
４６…キャビン側振動絶縁要素
４８…フレーム側振動絶縁要素
【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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