(57)【要約】【解決手段】本発明は航空機又は宇宙船のシェル構造体を提供する。当該シェル構造体は、外板と、前記外板上に配設されたストリンガと、繊維複合材料からなり、前記ストリンガと交差するよう前記ストリンガを跨いで配設されるフレーム材と、延性材料からなり、外板に固定された複数の脚部を有するフレーム材取付機構とを備える。脚部は、それぞれ対応する固定区間に亘ってフレーム材に固定される肩部へと一体的に変化しており、固定区間は脚部に対応しストリンガ上方において横切ってフレーム材に沿って実質的に連続して延びている。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
外板（１０２）と、
前記外板（１０２）上に配設された複数のストリンガ（１０４）と、
繊維複合材料からなり、前記ストリンガ上方に配設されるフレーム材（１０６）と、
延性材料からなり、衝突時のエネルギを吸収するよう形成され、前記外板に固定された複数の脚部（１１１〜１２０）、及び当該各脚部から一体的に変化して形成された肩部（１３１〜１３７）を有したフレーム材取付機構（１４１〜１４７）とを備え、
前記肩部（１３１〜１３７）が、それぞれ対応する固定区間（１２１〜１２７）に亘って前記フレーム材に固定され、
前記固定区間（１２１〜１２７）は、前記脚部（１３１〜１３７）に対応し、ストリンガ上方において横切るように実質的に連続してフレーム材（１０６）に沿って延びる
ことを特徴とする航空機又は宇宙船の胴体シェル構造体（１００）。
【請求項２】
前記延性材料は、チタニウム又はチタニウム合金の金属材料により形成されていることを特徴とする請求項１記載の胴体シェル構造体。
【請求項３】
前記延性材料は、繊維強化熱可塑性材により形成されていることを特徴とする請求項１記載の胴体シェル構造体。
【請求項４】
前記延性材料は、長さが１ｃｍから５ｃｍの短繊維により補強されたプラスチック材料により形成されていることを特徴とする請求項１又は３のいずれかに記載の胴体シェル構造体。
【請求項５】
前記固定区間（１２１〜１２７）は、前記フレーム材（１０６）に沿って互いに重なり合っていることを特徴とする請求項１から４のいずれかに記載の胴体シェル構造体。
【請求項６】
前記肩部（１３１〜１３７）は、フレーム材（１０６）に沿って互いに重なり合っていることを特徴とする請求項１から５のいずれかに記載の胴体シェル構造体。
【請求項７】
少なくとも２つの前記肩部（１３１〜１３７）は、共通の固定手段（１５０）により前記フレーム材（１０６）に固定されていることを特徴とする請求項１から６のいずれか記載の胴体シェル構造体。
【請求項８】
少なくとも２つの前記肩部（１３１〜１３７）は、相互に連結されて一体化していることを特徴とする請求項１から７のいずれかに記載の胴体シェル構造体。
【請求項９】
前記複数のストリンガ（１０４）は、少なくとも５つのストリンガからなることを特徴とする請求項１から８のいずれかに記載の胴体シェル構造体。
【請求項１０】
前記脚部（１１１〜１２０）と対応する前記固定区間（１２１〜１２７）は、前記フレーム材（１０６）に沿って、少なくとも１ｍ以上に亘り実質的に連続して延びていることを特徴とする請求項１から９のいずれかに記載の胴体シェル構造体。
【請求項１１】
請求項１から１０のいずれかに記載のシェル構造体（１００）を備えた航空機又は宇宙船の胴体部において、
前記フレーム材取付機構（１４１〜１４７）が、前記胴体部のシェル下半部に亘って前記胴体部の周方向に延びていることを特徴とする航空機又は宇宙船の胴体部。
【請求項１２】
請求項１から１０のいずれかに係るシェル構造体（１００）又は請求項１１に係る胴体部を備えることを特徴とする航空機又は宇宙船。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機又は宇宙船のシェル構造体に関する。また、本発明は航空機又は宇宙船、及びこのようなシェル構造体を備えた航空機又は宇宙船の胴体に関する。
【背景技術】
【０００２】
補強された外殻を有する軽量な構造物にも適用可能ではあるが、航空機の胴体のシェル構造体に関し、本発明及び本発明のきっかけとなる問題点を、以下詳しく説明する。
【０００３】
航空機構造において、胴体構造は通常、補強された外板、フレーム材、客室の床用クロスバー、及び荷室の床用クロスバー又は格子材により形成されている。従来、個々の部材は、金属、例えばアルミニウム又はアルミニウム合金により製造され、リベット又はボルトにより結合されている。胴体バレルが地面に垂直に衝突すると、衝撃力によって徐々に変形する金属部材の弾塑性変形により衝撃エネルギの大部分が吸収され、これにより乗客の安全が確保されている。
【０００４】
しかしながら、耐久性のある胴体構造を生産する場合、金属材料は繊維複合材料、特に炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）へと徐々に移行しつつあり、これにより、航空機の全重量をより軽量化し、ひいては航行の際のエネルギ消費量を低減させつつ、同程度の強度と剛性を実現させている。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
金属材料は過負荷になると徐々に塑性変形してエネルギを吸収するが、エネルギ吸収能力が非常に低い繊維複合材料、特にＣＦＲＰの場合は、材料が突然に破断する。胴体が地面に衝突する場面では、このもろい特性により、衝撃エネルギを十分に吸収できずに構造体の広い範囲で突然の破壊を招くこととなる。
【０００６】
このような課題に鑑み、本発明の目的は、特に実質的に繊維複合材料から航空機胴体構造が製造される場合に、機体重量が軽量化された状態で、過負荷がかかるときの胴体構造のエネルギ吸収性能を改善することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
この目的は本発明に基づき請求項１の特徴を有した航空機又は宇宙船のシェル構造体によって達成される。
【０００８】
本発明の基本となる考え方は、ストリンガにより補強された外板と、繊維複合材料からなり軽量なフレーム材とを備えたシェル構造体において、ストリンガと交差する所定の長さの範囲内で、フレーム材を外板に結合するとともに、延性材料からなり、この長さ範囲に亘ってフレーム材を補強するフレーム材取付機構を提供することにある。
【０００９】
フレーム材を外板に結合するために、フレーム材取付機構は外板に固定される複数の脚部を有しており、当該脚部は、例えば２つのストリンガの間の領域でそれぞれ外板に直接結合されている。外板への直接結合に代えて又はそれに加えて、脚部は間接的に外板に接続されてもよく、例えば、ストリンガの一部に固定したり、又は外板と脚部との間に接続片を介在させてもよい。
【００１０】
各脚部は、対応する固定区間に亘ってフレーム材に固定される肩部へ一体的に変化している。この場合、「固定区間」という語は、フレーム材の延設方向に沿った部分であって、対応する肩部とフレーム材とを固定する位置により定まる区間をいう。個別の脚部が、対応する個別の固定区間において、対応する個別の肩部へと一体的に変化するようにすることができるし、個別の脚部が共通に対応する同一の肩部へと一体的に変化するようにすることもできる。このとき複数の肩部がそれぞれの脚部に対応している場合には、これに対応する固定区間は、互いに重なり合っているか実質的に隙間なく互いに隣り合うことで、フレーム材に沿って実質的に連続して存在することになる。また、１つの共通する肩部のみが各脚部に対応している場合、ストリンガ上方で単独で延びることとなる。
【００１１】
過負荷が生じる場合（例えば地面に機体胴体が衝突する場合）において、上記のようにして実質的に連続して補強されている範囲のどの位置でフレーム材の繊維複合材料が突然破断したとしても、フレーム材取付機構の延性材料に塑性変形が生じ、それにより該当箇所の衝突エネルギが吸収される。このようにフレーム材取付機構は、フレーム材を外板に結合する機能と、過負荷が生じたときに衝撃を吸収する機能との、２つの機能を果たす。これにより、補強部材の追加による重量増加を招くことなく、エネルギ吸収効果を向上させたシェル構造体を提供することができる。
【００１２】
好ましい形態では、延性材料が金属材料により構成されている。これにより高い安定性を実現することができる。金属材料としては、特にチタニウム又はチタニウム合金が好ましく、これにより特に良好な安定性、延性、及び耐食性を提供することができる。
【００１３】
さらに好ましい形態では、延性材料が熱可塑性ポリマーにより構成されている。これにより特に軽量構造を実現する。熱可塑性ポリマーを繊維補強することにより、特に安定性を向上させるのが好ましい。繊維強化材としては、長繊維及び短繊維（例えば１〜５ｃｍ）のどちらを含んでもよい。
【００１４】
さらに好ましい形態では、延性材料が短繊維強化熱硬化性材料により構成されている。これにより良好な熱安定性を伴ったシェル構造体の軽量構造を実現する。例えば、短繊維の長さは、約１〜５ｃｍである。短繊維強化熱可塑性材料は、過負荷時にポリマーマトリクスから引き出されるので延性に類似する作用を示して、エネルギを吸収することが可能となり、過負荷時のエネルギ吸収が向上する。
【００１５】
好ましい形態では、固定区間がフレーム材に沿って互いに重なり合っている。これにより、フレーム材とフレーム材取付機構との結合安定性が向上する。
【００１６】
好ましい形態では、肩部がフレーム材に沿って互いに重なり合っている。これにより、隣り合った肩部は相互連結され、この相互連結はこの重なり合った範囲でフレーム材が破断したとしても、肩部同士で連結を維持しつつ、衝撃エネルギを吸収することができる程度に強固なものとなっている。
【００１７】
好ましい形態では、少なくとも２つの肩部が共通の固定手段によりフレーム材に固定されている。従って、所定の結合安定性に必要な固定手段の数が低減され、シェル構造体の重量を減少させることができる。
【００１８】
さらに好ましい形態では、少なくとも２つの脚部が同一の肩部に一体的に結合される。これにより非常に高いレベルの強度を実現できる。
【００１９】
好ましい形態では、複数のストリンガを、少なくとも５つのストリンガとする。これによりフレーム材取付機構は、広い範囲に亘って延性を有して変形することができ、シェル構造体は衝撃エネルギの大部分を吸収することができる。
【００２０】
好ましい形態では、脚部に対応した固定区間が、フレーム材に沿って延び、少なくとも１ｍに亘って実質的に連続している。これにより、フレーム材取付機構は広い範囲で延性を有して変形することができ、シェル構造体は衝撃エネルギの大部分を吸収することができる。
【００２１】
好ましい形態では、航空機又は宇宙船の胴体部がこのタイプのシェル構造体を備えている。フレーム材取付機構は、胴体部のシェル下半部の大部分に亘り胴体部の周方向に延びているのが好ましい。低高度からの墜落では、胴体はねじれることなくシェルの下半部分が地面に衝突する傾向にあることから、これにより最も可能性の高い衝突状況におけるエネルギ吸収を低コストで改善することができる。例えば、シェル下半部の主要部分には、胴体両側における荷室の基部の連結部分によって規定される範囲が含まれる。これは墜落の際に地面と衝突する可能性の高い領域となる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明の第１実施形態に係るシェル構造体の概略側面図である。
【図２】本発明の第２実施形態に係るシェル構造体の概略側面図である。
【図３】本発明の第３実施形態に係るシェル構造体の概略側面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
以下、本発明について、添付の図面を参照しつつ実施形態に基づき詳細に説明する。
【００２４】
図面において、特に説明がない限り、同じ参照符号は同じ部材又は機能的に同等の部材を示しているものとする。
【００２５】
図１は、航空機の胴体におけるシェル構造体１００を示す概略側面図である。シェル構造体１００は、炭素繊維強化プラスチック材料からなる外板１０２を有しており、当該外板１０２は、シェル構造体１００に組み付けられた状態で航空機胴体の外周の一部をなしている。複数のストリンガ１０４は、外板の内面１５４に沿って、互いに平行に略等間隔に並んで、且つ図面の紙面に対して垂直方向に延びている。ストリンガ１０４も炭素繊維強化プラスチック材料からなり、例えば、本実施形態では断面Ｌ字状をなして、外板の内面１５４に接着接合されている。
【００２６】
ストリンガ１０４の向きは基本的に航空機の前後軸方向と一致する。胴体において一般的な略円筒形状をなす外板１０２の外面１５６は、外側、即ち図１の下方向に凸状に湾曲しているが、ここでは簡略化のため平面として示している。
【００２７】
シェル構造体１００はさらに、同じく炭素繊維強化プラスチックからなるフレーム材１０６を有している。外板１０２の内面１５４を基準面とした場合、フレーム材１０６は、図面においてストリンガの１０４の上方にて、つまり航空機の前後軸方向を横断して延びており、ストリンガ１０４と接触することなく交差している。
【００２８】
シェル構造体１００はさらに、複数のフレーム材取付部材１４１〜１４７からなるフレーム材取付機構を備えており、当該フレーム材取付機構はフレーム材１０６を外板１０２に取り付けており、延性材料からなる。「延性材料」とは、過負荷の下でも突然破断せず、塑性変形により、又は、例えば破断する前にマトリクスから繊維質が引き出されるといった、その他延性に類似した特性により、エネルギを吸収する素材を意味する。例えば、延性材料としてはチタニウムＴ４０、チタニウムＴ６０等の金属、織物状のＰＰＳマトリックスであったりガラス繊維又は炭素繊維で作られた単層補強材であるような長繊維強化熱可塑性ポリマー、短繊維強化熱可塑性ポリマー若しくはＨｅｘＭＣのような短繊維強化熱硬化性材料、又はその他の適切な材料からなる。
【００２９】
フレーム材取付部材１４１〜１４７は、基本的には平坦であり、外板１０２に垂直な一平面上に配設され、図１を見る方向において、フレーム材１０６の直ぐ手前にて、フレーム材１０６に平行をなして延びている。
【００３０】
各フレーム材取付部材１４１〜１４７は、隣り合った２つのストリンガ１０４の間に形成された各接続領域１５８にて外板１０２と接続された脚部１１１〜１１７を備えている。フレーム材取付部材１４１〜１４７の脚部１１１〜１１７はそれぞれ、外板１０２と平行に折曲されて、例えばリベット又は接着剤により外板１０２と接続される接続部分１６０を有している。
【００３１】
フレーム材取付部材１４１〜１４７は、上記各接続領域１５８からフレーム材１０６に向けて延びており、フレーム材１０６の高さ位置において横に拡大し、対応する肩部１３１〜１３７へと一体的に変化している。各フレーム材取付部材１４１〜１４７の肩部１３１〜１３７は、各接続領域１５８の両側に配置されたストリンガ１０４の上方までフレーム材１０６に沿って延びるような幅を有しており、隣り合ったフレーム材取付部材１４１〜１４７の肩部が各々の対応する重なり領域１５２にて重なり合っている。このため各肩部は、その幅方向の一側（図１における左側）に、高さが肩部１３１〜１３７の他の部位に比べて低くなっている小片部１６２が形成されている。小片部１６２は、フレーム材取付部材（例えばフレーム材取付部材１４６）が、隣り合うフレーム材取付部材１４５の肩部１３５に重なることが可能となる一方、肩部１３６が重なり領域１５２の外方においてフレーム材１０６と重なることが可能な組み付け構造を形成する。
【００３２】
重なり領域１５２内にはそれぞれ固定部材１５０が配置され、それぞれの重なり領域１５２にて重なっているフレーム材取付部材１４１〜１４７をフレーム材１０６に結合している。例えば固定部材１５０は、孔部に配置されるリベットであり、当該リベット及び孔部は、フレーム材取付部材１４１〜１４７とフレーム材１０６とを重ね合わせた状態で貫通している。
【００３３】
肩部１３１−１３７を介し、各フレーム材取付部材１４１〜１４７の両端部分が固定部材１５０によってフレーム材１０６に固定されているが、このフレーム材１０６の延設方向に沿った固定部材１５０相互間の区間を、フレーム材１０６の長手方向に沿った区間として各フレーム材取付部材１４１〜１４７又は脚部１１１−１１７と対応させて、固定区間１２１〜１２７と定義する。本実施形態における各固定部材１５０は、固定区間１２１〜１２７のうちの１つにおける左側の境界を形成するとともに、固定区間１２１−１２７のうちの別の右側の境界を形成しているので、隣り合う脚部１１１〜１１７に対応する当該固定区間１２１〜１２７は連続して配置される。従って、固定区間１２１〜１２７は、全体として、ストリンガ１０４の上方を横切るように連続的に延びている。
【００３４】
シェル構造体１００の製造においては、一例として、まず複数のストリンガ１０４によって補強された外板が製造される。そして、フレーム材取付部材１４１〜１４７がその脚部１１１〜１１７を介して外板に固定される。このとき、個々のフレーム材取付部材は個々に分離されていることで容易に取り回しできるとともに、外板１０２の公差を補うことができる。最終的には、フレーム材１０６がストリンガ１０４上方の組み付け位置に配置され、隣り合うフレーム材取付部材１４１〜１４７の重なり領域１５２内において、例えば共通の固定部材により、肩部１３１〜１３７が対応する固定区間１２１〜１２７に亘ってフレーム材１０６に固定される。
【００３５】
図２は、更なる実施形態として航空機の胴体におけるシェル構造体１００を示す側面図である。図１の実施形態のように、複数のストリンガ１０４が、外板１０２の内面１５４に沿って、互いに平行に略等間隔に並んで、且つ図面の紙面に対し垂直方向に延びていて、本実施形態ではストリンガ１０４はΩ状の断面形状を有している。
【００３６】
また図１の実施形態のように、シェル構造体１００は、複数のフレーム材取付部材１４１〜１４７からなるフレーム材取付機構を備え、当該フレーム材取付機構は、外板１０２にフレーム材１０６を取り付けており、延性又は延性に類似する特性を持つ材料からなる。図１の実施形態と異なり、各フレーム材取付部材１４１〜１４７は、それぞれの肩部１３１〜１３７に、上側小片部２００と下側小片部２０２とを備え、これら上側小片部２００と下側小片部２０２は、両側に配置されている隣り合ったストリンガ１０４の上方において、外板１０２の内面１５４からの高さを異ならせ、フレーム材１０６に沿って互いに逆方向に延びている。
【００３７】
本実施形態において、当該小片部２００、２０２の寸法及び高さの違いは、隣接するフレーム材取付部材１４１〜１４７同士が互いに接触しないように設定される。これにより、フレーム材取付部材１４１〜１４７は、例えば重ね部分等を必要としない平坦な形状といった簡単な構造を良好なコスト効率で製造することができる。また、組み付け時と同様に、フレーム材取付部材１４１〜１４７の製造時においても、要求誤差精度を非常に低くでき、さらにコストを抑制することができる。ただし、隣り合う肩部１３１〜１３７が外板１０２の上方のフレーム材１０６に沿う方向の位置で重なり合っているという点では、隣り合ったフレーム材取付部材１４１〜１４７との間に間接的な重なりがあるといえる。
【００３８】
固定部材１５０は肩部１３１〜１３７の小片部２００、２０２の両方に配置され、当該固定部材１５０によって当該肩部１３１〜１３７がフレーム材１０６に固定されている。例えば、固定部材１５０は孔部に配置されるリベットであり、小片部２００、２０２の一方とフレーム材１０６とを互いに貫通している。
【００３９】
本実施形態では、フレーム材取付部材１４１〜１４７が、その肩部１３１〜１３７の２つの小片部２００、２０２において固定部材１５０によりフレーム材１０６に固定されており、個々のフレーム材取付部材１４１〜１４７に関しフレーム材１０６に沿って最も外側となる固定部材１５０相互の区間を、各フレーム材取付部材１４１〜１４７又は脚部１１１〜１１７に対応させて、固定区間１２１〜１２７として定義する。図１の実施形態と異なり、隣り合った脚部１１１〜１１７に対応する固定区間１２１〜１２７は重なっている。こうして、固定区間１２１〜１２７は全体として、ストリンガ１０４上方を横切るように連続的に延びている。
【００４０】
図３は、更に別の実施形態として航空機の胴体におけるシェル構造体１００を示す側面図である。図１、２の実施形態のように、複数のストリンガ１０４が外板１０２の内面１５４に沿って、互いに平行に略等間隔に並んで、且つ図面の紙面に対し垂直方向に延びていて、本実施形態ではストリンガ１０４は矩形状の断面形状を有している。
【００４１】
また図１の実施形態のように、シェル構造体１００は、外板１０２にフレーム材１０６を結合し、延性又は延性に類似した特性を持つ材料からなるフレーム材取付機構１４１を備えている。しかしながら、図１及び２と異なり、フレーム材取付機構１４１は単一部材１４１からなり、当該単一部材１４１にはくし状に形成された複数の脚部１１１〜１２０が一体的に設けられている。当該脚部１１１〜１２０は隣り合ったストリンガ１０４の間に位置する接続領域１５８にてそれぞれ外板１０２に結合されている。即ち、逆に言えば脚部１１１〜１２０は、フレーム材取付機構１４１の単一の肩部１３１へと一体的に変化しており、当該肩部１３１はストリンガ１０４の上方にてフレーム材１０６に沿って延び、列をなした固定部材１５０（例えばリベット）によりフレーム材１０６に固定されている。固定部材１５０の配置間隔は、各脚部１１１〜１２０の範囲でフレーム材取付機構１４１がフレーム材１０６に安定して固定されるように設定される。
【００４２】
本実施形態では、単体のフレーム材取付機構１４１の肩部１３１がフレーム材１０６に固定されており、このフレーム材１０６に沿って最も外側の固定部材１５０間の区間を、固定区間１２１として定義する。この場合、当該固定区間１２１は、単体のフレーム材取付機構１４１又はそれぞれの脚部１１１〜１２０に対応したものとなる。固定区間１２１はストリンガ１０４の上方を横切るように連続的に延びている。
【００４３】
航空機の胴体又は航空機の胴体部分において、図１〜３に基づき説明したフレーム材取付機構は、例えばフレーム材の全長、即ち航空機胴体の全周に亘って環状に設けられている。あるいはまた、フレーム材の一部にのみこのタイプのフレーム材取付機構を設けることで、コスト及び／又は重量の増加を抑制するようにしてもよい。
【００４４】
例えば、フレーム材取付機構は、胴体部のシェル下半部の全体又は大部分、例えば胴体部両側へのフロア支持ロッドの接続部分によって定まる領域に亘り、胴体部の周方向に設けられる。これにより、胴部がねじられていない状態での墜落時において、フロア支持ロッドの接続部分が地面に接触する前に、フレーム材取付機構によって可能な限りの衝撃エネルギを吸収することができ、フロア支持ロッドが客室フロアへ突入するのを回避することができる。
【００４５】
胴体の両側部における客室フロアの連結部によって定まるシェル下半部の一部に亘って、フレーム材取付機構が延びている場合には、たとえ衝突時に機体の前後軸周りに大幅に胴体がねじれたとしても、高いレベルのエネルギ吸収を実現することができる。
【００４６】
以上、好ましい実施形態に基づき本発明を説明したが、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。
【００４７】
例えば、フレーム材取付機構の各部分を異なった方法で形成することができる。例えば、フレーム材取付部材をばらばらにして重ね合わせたり、重ね合わせないようにしたり、又は一体で設けたりしてもよい。隣り合ったフレーム材取付部材における固定区間内に僅かな隙間が生じたとしても、それらの隙間はフレーム材の延性材料によって実質連続的に補強された状態となるほど小さければよい。
【符号の説明】
【００４８】
１００  シェル構造体
１０２  外板
１０４  ストリンガ
１０６  フレーム材
１１１〜１２０  脚部
１２１〜１２７  固定区間
１３１〜１３７  肩部
１４１〜１４７  フレーム材取付部材
１５０  固定部材
１５２  重なり領域
１５４  内面
１５６  外面
１５８  接続領域
１６０  接続部分
１６２  小片部
２００  上側小片部
２０２  下側小片部
【図１】
2012510396.tif 000003
【図２】
2012510396.tif 000004
【図３】
2012510396.tif 000005
【国際調査報告】
2012510396.tif 000006
2012510396.tif 000007
2012510396.tif 000008
2012510396.tif 000009
2012510396.tif 000010
2012510396.tif 000011