多機能頂部を用いる胴体とその作製方法
【課題】多機能頂部を備えることにより、コンポーネントの数を減らした複合材料製胴体構造を提供する。
【解決手段】胴体構造３０は、胴体本体と、本体を補強するためのフレームワーク４６とを含んでいる。フレームワークは、本体にユーティリティを導くためのダクトを内蔵する少なくとも一つのフレーム部材を含んでいる。
【解決手段】胴体構造３０は、胴体本体と、本体を補強するためのフレームワーク４６とを含んでいる。フレームワークは、本体にユーティリティを導くためのダクトを内蔵する少なくとも一つのフレーム部材を含んでいる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概して胴体構造に、特に複合材料から形成された胴体に関し、具体的には多機能頂部を有する胴体を扱う。
【背景技術】
【０００２】
ポリマーベースの複合材料は、好ましい比強度を有するため、航空機構造の製造に使用するために選択される。航空機の胴体の現行の設計には多数の複合材料が用いられており、少数を例に挙げると、それにはサンドイッチパネル、フレーム、及び補強材が含まれる。加工プロセスにおけるこれらの複合コンポーネントのアセンブリは、長時間を要し、且つ労働集約的であるので、これらのコンポーネントを可能な限り一体化して、アセンブリに要する時間及び／又は労働、並びに航空機重量を低減することが望ましい。
【０００３】
アセンブリに要する時間／労働と航空機の重量は、環境制御システム（ＥＣＳ）、電機配線、及び通信システムといった航空機に搭載されるサブシステムを単純化することによっても低減することができる。複合構造用コンポーネントの数の低減、及び搭載されるサブシステムの単純化といった問題は、大規模な民間航空機及び軍用航空機の胴体が、セクションごとに製造され、それらを製造プロセスの間に互いに接合しなければならないという事実によって複雑化する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
したがって、アセンブリを必要とするコンポーネントの数が少なく、且つ航空機のサブシステムの少なくとも一部分が統合されていることにより、コスト及び航空機重量を低減させた複合材料による航空機胴体が求められている。また、胴体のセクションを組み立てる間にサブシステムの統合を可能にしながら生産度を向上させる複合材料による航空機胴体の加工方法が求められている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
開示される実施形態は、一又は複数の航空機サブシステムを統合する多機能頂部を備えることにより、アセンブリを必要とするコンポーネントの数を減らした複合材料による胴体構造を提供する。多機能頂部は、強度、及び雹などの衝突物に対する耐衝撃性が向上した一体式の設計を提供する。航空機のサブシステムを多機能頂部に統合することにより、製造及び構造の効率、エネルギー輸送、並びに構造健全性及び耐湿性の遠隔モニタリングを改善することができる。多機能胴体頂部により、航空機のＲＦ（無線周波数）伝送のために遮蔽された経路が提供される。このような遮蔽経路は、構造健全性モニタリングセンサにＲＦエネルギーを供給するため、及び／又はデータ通信のために使用することができる。経路は、周囲環境から遮蔽する頂部に統合された一又は複数の導波管空洞により形成され、よって通信リンクの破損が低減される。
【０００６】
統合された導波管空洞による無線通信は、高いデータレート、レンジの拡大、キャパシティの拡大、及び動作電力の低下を実現する。多機能頂部を導波管空洞として使用することにより、一体化された航空機構造の遠隔領域の非破壊評価（ＮＤＥ）が可能になり、したがって、ＮＤＥ又は構造健全性モニタリングを行うために航空機の部品を解体することを回避することができる。
【０００７】
開示される一実施形態によれば、胴体構造は、内表面を有する胴体本体と、胴体を補強するためのフレームワークとを有している。フレームワークは、内表面に取り付けられて、本体にユーティリティを導入する経路となるダクトを内蔵した少なくとも一つのフレーム部材を含む。ユーティリティには、環境制御システム、電気配線、無線通信システム、無線配電システム、及び水分モニタリングシステムのうちの一又は複数が含まれる。ダクトは電磁エネルギー導波管空洞を形成し、フレーム部材を通る電磁信号の無線データ伝送を可能にする。胴体本体は、頂部を有する上部と、頂部の下に位置する客室と、下部とを含んでいる。フレームワークは、胴体本体の上部に取り付けられて頂部を横断して横方向に延びる複数のアーチ形フレーム部材を含んでいる。フレーム部材の少なくとも一部は、その中に、頂部から客室に向って下方へ延びる一体式の空洞を含んでいる。胴体構造は、更に、頂部の領域において本体を縦方向に通って延び、且つフレーム部材の空洞に連結する給気ダクトを備えることができる。給気ダクトは、アーチ形フレーム部材の各々に統合されてフレームワークの一部を形成することができる。
【０００８】
開示される別の実施形態によれば、胴体構造は、客室を画定する内表面を有する本体と、本体を強化するために客室の周囲に延びる複数の複合フレーム部材とを備えている。フレーム部材の各々は、胴体本体の内表面に取り付けられており、且つその中に、ユーティリティサービスを客室に分配するための一のユーティリティサービス分配ダクトを含んでいる。本体は、頂部を有する上部と、上部と接合された下部とを含む複合パネルを備えることができる。フレーム部材の各々は、本体上部のパネルに接合されて、頂部全体にわたっている。胴体構造は、更に、本体を通って縦方向に延びて、フレーム部材の分配ダクトに連結するユーティリティ供給ダクトを備えることができる。ユーティリティ供給ダクトは、フレーム部材と一体で、頂部と客室との間に配置される。
【０００９】
更なる実施形態によれば、胴体構造は、頂部を有する本体と、頂部領域において本体を補強するために、本体を縦方向に通って延びるフレームとを備える。フレームは、その中に、本体にユーティリティを導入する経路となる少なくとも一つのダクトを含んでいる。
【００１０】
更なる実施形態によれば、航空機胴体の製造方法が提供される。この方法は、工具の上に複合構造をレイアップすること、及び複合構造を第１の胴体外板と第２の胴体外板とに分離することとを含む。本方法は、更に、それぞれ第１及び第２の外板を使用して、二つの胴体部分を形成することを含む。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】図１は、多機能頂部を有する一の航空機胴体セクションの斜視図である。
【図２】図２は、図１の斜視図から外側の本体パネルを除去してフレームワークを示している。
【図３】図３は、図１に示される胴体セクションの上部の斜視図である。
【図４】図４は、図３の線４−４に沿った断面図である。
【図５】図５は、図３の斜視図と類似であるが、本体パネルの構造を示す別の斜視図である。
【図６】図６は、図５において「６」として示された領域を示している。
【図７】図７は、図３に類似であるが、本体パネルの構造の更なる実施形態を示している。
【図８】図８は、図７において「８」として示された領域を示している。
【図９】図９は、図３に類似であるが、本体パネルの構造の別の実施形態を示している。
【図１０】図１０は、図９において「１０」として示された領域を示している。
【図１１】図１１は、内部補強材により強化された頂部を有する本体上部の斜視図である。
【図１２】図１２は、図１１において「１２」として示された領域を示している。
【図１３】図１３は、多機能頂部を用いた一の胴体セクションの上部の別の実施形態の斜視図である。
【図１４】図１４は、図１３の線１４−１４に沿った斜視断面図である。
【図１５】図１５は、多機能頂部の別の形態の端面図である。
【図１６】図１６は、別の形態の多機能頂部を用いた胴体セクションの上部の斜視図である。
【図１７】図１７は、図１６に示される多機能頂部の斜視図であり、供給ダクトと分配ダクトとの接続を示すためにセクション内の部品が取り外されている。
【図１８】図１８は、多機能頂部を用いた胴体構造に使用される無線伝送システムの機能的ブロック図である。
【図１９】図１９は、胴体構造作製方法のステップを示すコンポーネントの斜視図である。
【図２０】図２０は、図１９に示された製造方法のフロー図である。
【図２１】図２１は、航空機の製造及び整備方法のフロー図である。
【図２２】図２２は、航空機のブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
まず、図１及び２に示すように、バレル形状の胴体セクション３０は、縦方向に延びる継手３６に沿って互いに接続された上部胴体部分３２と下部胴体部分３４とを備えており、これら二つの部分３２、３４は、継手３６によって、一体化されたフロア４２と統合されている。航空機（図示しない）を加工する間に、二つ以上のバレル形胴体セクション３０は互いの端部で接合されて、完全な胴体（図示しない）を形成する。上部胴体部分３２は、側面３８と頂部４０とを含んでいる。後述で詳細に説明されるように、胴体部分の各々３２、３４は、互いに接合されて外側本体２５を形成する複合サンドイッチパネル（図示しない）から形成することができ、外側本体２５は、本体２５の内表面を画定する内側外板５６と、外側外板６４とを含んでいる。他の実施形態では、本体２５は、複合サンドイッチパネルではなく、単一の外板５６から形成することができる。図示の胴体セクション３０は概ね円形断面を有する形状であるが、他の様々の断面形状、及び形状の組み合わせが可能であり、それらには、限定されないが楕円及びその他の形状が含まれる。
【００１３】
フロア４２は、胴体セクション３０の一部を形成する一又は複数のフレーム（図示しない）又は他の支持体（図示しない）によって支持されている。図示の実施形態では、胴体セクション３０は、継手３６の高さで胴体セクション３０を横切って延びて上部客室４４を画定する単一のフロア４２を含んでいるが、複数のフロア４２も可能である。胴体セクション３０の上部３２は、縦方向に間隔を空けて配置された複数のアーチ形構造フレーム部材４８を含む構造フレームワーク４６によって強化されており、アーチ型構造フレーム部材４８は、内側外板５６によって画定される本体２５の内表面に接合されている。フレーム部材４８は、上部胴体部分３２の周囲のほぼ全体にわたって延びているが、側面３８の断面内で先端に行くほど細くなる末端５０を有することができる。
【００１４】
特定の用途及び航空機の形状に応じて、構造フレームワーク４６は、胴体セクション３０の戸口５４などの開口の周囲に追加のアーチ形フレーム部材４８ａを含むことができる。用途の構造荷重に応じて、アーチ形フレーム部材４８の断面の寸法、全体の高さと長さ、及び互いとの間隔を変えることができる。図１及び２には示されていないが、構造フレームワーク４６は、頂部４０の領域内に縦方向に延びるバックボーンフレーム部材を含むことができ、このバックボーンフレーム部材は、フレーム部材４０を互いに構造的に接合させ、航空機の縦方向に沿って胴体セクション３０に剛性を付与する。上述の種類の適切な胴体セクション３０の更なる詳細は、２０１０年６月１５日発行の米国特許第７７３５７７９号に見ることができ、この特許文献の内容全体は参照により本明細書に包含される。
【００１５】
図３及び４は、外側本体２５を有する上部胴体部分３２の一実施形態を示しており、この外側本体２５は、ポリマーをベースとする堅固な積層３５、限定しないが例えば、炭素繊維強化エポキシなどの積層板３５から形成されている。側面３８及び頂部４０は、複合材料からなるアーチ形フレーム部材４８によって補強されている。フレーム部材４８の各々は、用途に適した断面を有することができる。図示の実施例では、フレーム部材４８の各々は、帽子形の断面を有し、同時硬化、接着、及び／又はファスナ（図示しない）により内側外板５６に固定された外側フランジ５８を含んでいる。簡潔に示すために、フランジ５８は、図３、５、７、９、１１、１３、１６、及び１７では省略した。フレーム部材４８は、適切なストラクチュラルフォーム６０で充填することができる。
【００１６】
図５及び６は、上部胴体部分３２の別の実施形態を示しており、この場合、外側本体２５は、サンドイッチパネル構造物から形成されて、内側表面板５６と外側表面板６４との間に挟まれたコア５５を含んでいる。コア５５は、限定しないが、フルート（図示しない）又はハニカム（図示しない）といった任意の適切な材料と形状を有することができる。図示の実施例では、コア５５は、頂部４０の領域に比較的密度の高い部分６６を、側面３８に比較的密度の低いセクション６２を、それぞれ含んでいる。密度の高いコアセクション６６は、頂部４０に更なる強度と剛性を付与するとともに、航空機が地上又は地上近くにいる間に航空機の頂部（頂部４０）に当たる雹などの物体に対する耐衝撃性を付与する。コア５５の密度の高いセクション６６と密度の低いセクション６２とは、スカーフ継手６８に沿って互いに接続される。但し、限定しないが、重ね継手、段重ね継手、及び突合せ継手を含め、他の種類の継手も可能である。
【００１７】
図７及び８は、上部胴体部分３２の更なる実施形態を示しており、この場合、本体２５は、頂部４０の領域に堅固な積層板７０を、側面３８に複合サンドイッチをそれぞれ含んでおり、側面の複合サンドイッチは、内側表面板５６と外側表面板６４との間に挟まれた比較的中程度の密度を有するコア６２を含んでいる。複合サンドイッチ側面３８は、堅固な積層板７０へと、コア６２内の傾斜部６９により形成されるダブルスカーフ継手６８に沿って移行している。他の種類の継手を使用することも可能である。
【００１８】
図９及び１０は上部胴体部分３２の別の実施形態を示しており、この実施形態は図７及び８に示された実施形態に類似であるが、頂部４０内の堅固な積層板７０には、縦方向に延びる高密度の一体式補強材７２が設けられて、頂部４０の領域内の本体２５に、必要に応じて縦方向の剛性と安定性を付加している。この実施例では、補強材７２は、円周上に互いに間隔を空けて配置され、内側表面板５６と外側表面板６４との間に挟まれている。図１０では、補強材７２は、内側外板５６と外側外板６４のほぼ中央に位置しているが、補強材７２は、その方が望ましい場合、内側外板５６に近くても、外側外板６４に近くてもよい。更に他の実施形態では、例えば図１１に示されるように、補強材７２は内側外板５６上に配置されてもよい。
【００１９】
図１１及び１２は、上部胴体部分３２の頂部４０を強化及び補強するための別の技術を示している。この実施形態では、円周上に間隔を空けて配置されて縦方向に延びる複合補強材７４が、頂部４０領域の内部外板５６に取り付けられている。図示の実施例では、補強材７４はＪ字形の断面を有しているが、他の様々な断面形状が可能である。補強材７４は、接着又はその他の技術により内部外板５６に取り付けることができる。補強材７４は、本体２５に装備品（図示しない）又はサブシステム（図示しない）を取り付ける手段にもなりうる。
【００２０】
図１３は、上部胴体部分３２の別の実施形態を示しており、この場合、頂部４０には、中央縦方向に、バックボーンフレーム８２が設けられている。このバックボーンフレーム８２は、アーチ形フレーム部材４８を相互接続し、且つアーチ形フレーム部材４８と一体形成されていることにより、内側の構造フレームワーク４６を形成し、このフレームワーク４６は頂部４０の領域において実質的に一体化及び補強されている。この実施例では、バックボーンフレーム８２は、一体形成されて縦方向に延びる一対の内部ダクト７８を含み、これらのダクト７８は中央のパーティション８０により互いに分離されている。バックボーンフレーム８２は、加工プロセスの間にアーチ形フレーム部材４８と一緒に積層されて同時硬化される複合積層板から構成することができる。これについては後述で詳細に説明する。図示の実施形態では、ダクト７８は、頂部４０に沿って航空機の縦方向にソース（図示しない）から空気を運ぶためのポートと右げん給気ダクトとを形成している。
【００２１】
図１４に示すように、一又は複数のアーチ形フレーム部材４８は、フレーム部材４８を充填しているストラクチュラルフォーム６０によって所定の位置に保持された分配ダクト８４を含むことができる。分配ダクト８４の各々は、給気ダクト７８の一つに接続されて、矢印７６によって示されるように、８２において供給された空気を、客室４４に向って外側下方へと導く。後述で詳細に説明するように、バックボーンフレーム８２によって形成された一又は複数のダクト７８は、頂部４０に沿って航空機に他のユーティリティを導くために使用することができ、これらのユーティリティには、限定されないが、他の種類の環境制御システム、無線通信、有形電気配線、無線配電、及び水分モニタリングを含む航空機の構造健全性をモニタリングするための様々なシステムが含まれる。
【００２２】
図１５は、バックボーンフレーム８２の下部に取り付けられたトレイ８８を示しており、このトレイは、限定しないが、航空機を縦方向に通る電気配線といった機内に搭載されたサブシステムを支持し、且つそれらサブシステムの経路を決めるために使用することができる。
【００２３】
図１３は一体化されたバックボーンフレーム８２によって形成されたダクト７８を示しているが、図１６及び１７に示されるような、頂部４０に沿って配置される半一体化された中央供給コンジット８５を使用して、フレーム部材にユーティリティサービスを分配することが可能である。この実施例ではコンジット８５は概ね楕円形の断面を有しているが、他の断面形状も可能である。コンジット８５は、頂部４０の下側中央に位置し、上部胴体部分３２を通って縦方向に延びている。フレーム部材４８の各々は、コンジット８５の形状と概ね一致する凹状部分９６を含むことができ、それにより、コンジット８５はフレーム部材４８側に引っ込むので、客室４４内へと下方に不要に延びることがない。コンジット８５は、比較的剛性の、任意の適切な材料から形成することができ、このような材料には複合材料が含まれるがこれに限定されない。
【００２４】
コンジット８５は、アーチ形フレーム部材４８及び本体２５の一方又は両方に、ファスナ、接着技術、又は連動式機械機構（すべて図示しない）を用いて取り付けることができる。図１７に示されるように、コンジット８５は内部空洞９０を含み、この空洞を通してユーティリティが導かれる。図示の実施例では、コンジット８５には、出口開口９２が設けられ、この開口はフレーム部材４８の入口開口９４に連結される。
【００２５】
図１８を参照する。上述したように、構造フレームワーク４６内に形成されたダクト７８、８４は、種々のユーティリティのいずれかを航空機全体に分配するために使用することができる。図１８は、導波管空洞として使用されるフレームワークダクト７８、８４を示しており、この場合、これらのダクトは、データ又は動力の形態で電磁信号を航空機全体に伝送するために使用される。一実施例では、航空機内に縦方向に間隔を空けて配置された一又は複数の無線トランシーバ１００が、導波管空洞９８（フレームワークダクト７８、８４）を通してデータ又は動力信号を伝送するために使用される。例えば、無線トランシーバ１００を用いることで、１０４にまとめて示される任意の数の航空機健全性モニタリングセンサ、エネルギーハーベスタ、ＦＲＩＤタグなどのいずれかを、航空機の別の位置においてモニタリングし、データ信号を伝送することができる。
【００２６】
無線トランシーバ１００の少なくとも一つを、デバイス１０４への問い合わせ及び／又はデバイス１０４のモニタリングを行う適切な航空機搭載コンピュータ１０６に連結することができる。無線トランシーバ１００と導波管空洞９８との組み合わせを使用して、電源１０８によって生成された電力を航空機全体に無線伝送することにより、デバイス１０４の一又は複数に給電することができる。別の構成では、エネルギーハーベスティングデバイス１０４によって生成された動力が、導波管空洞９８により、電源１０８の一部を形成しうるバッテリへ伝送される。
【００２７】
多機能頂部４０を有する上部胴体部分３２は、図１９及び２０に示される方法に従って製造することができる。まず１２２において、自動繊維配置マシンを用いて、又は成形された工具上に複合材料をレイアップするためのその他の従来技術を用いて、複合材料を二重マンドレル１１３の上にレイアップする。１２４において、積層材１１２を切開し、二つのほぼ同一の外側外板１１２ａ、１１２ｂに分割する。１２６では、二つのほぼ同一の外側モールド線工具１１４、１１６の一部の内側に、外側外板１１２ａ、１１２ｂを配置する。次に、１２８では、発泡コア１１８ａ、１１８ｂを、外側外板１１２ａ、１１２ｂの上にレイアップする。ステップ１３０では、手動配置技術又は自動繊維配置装備（図示しない）を用いて内側外板１２０ａ、１２０ｂを対応するコア１１８ａ、１１８ｂの上にレイアップする。上記の方法により、一つの二重マンドレル１１３を使用して、ほぼ同時に二つの胴体部分３２が加工されるが、必要であれば、二つの別々のマンドレル（図示しない）の上に外側外板１１２ａ、１１２ｂをレイアップすることもできる。
【００２８】
図１０に示される加工方法は、プリプレグ繊維プライを積層させることにより実行されるが、乾燥繊維プリフォーム（図示しない）と樹脂注入技術とを用いて胴体の本体部分３２、又はそのセクションを加工することもできる。例えば、限定しないが、アーチ形フレーム部材４８及びバックボーンフレーム８２は、図１９に示される内側外板１２０ａ上に配置される乾燥プリフォーム（図示しない）を用いて互いに一体に形成した後、樹脂を用いて同時注入することができる。
【００２９】
１３２では、アーチ形フレーム部材４８を内側外板１２０ａ、１２０ｂの上にレイアップすることにより、二つのほぼ同一の本体部分３２を形成する。図２０に示されるステップ１３３では、レイアップされた上部本体部分３２を真空引きし、処理し、硬化させることにより、同時硬化された一体構造を得る。１３４では、硬化された本体部分３２を外側モールド線工具１１４、１１６から取り出す。１３６では、硬化された本体部分３２を必要に応じてトリミングした後、上部本体部分３２を事前に硬化させた下部本体部分３４（図１）に接合する。
【００３０】
次の図２１及び２２に示すように、本発明の実施形態は、図２１に示される航空機の製造及び整備方法１４０、及び図２２に示される航空機１４２に関して使用することが可能である。製造前の段階では、例示的な方法１４０は、航空機１４２の仕様及び設計１４４と、材料調達１４６とを含みうる。製造段階では、航空機１４２のコンポーネント及びサブアセンブリの製造１４８と、システムインテグレーション１５０とが行われる。ステップ１４８の間に、開示される方法と装置を、胴体セクションなどの複合部品を加工するために使用することができ、これらの部品はその後ステップ１５０において組み立てられる。その後、航空機１４２は認可及び納品１５２を経て就航１５４される。顧客により就航される間に、航空機１４２は定期的なメンテナンス及び整備１５６（改造、再構成、改修なども含みうる）を受ける。
【００３１】
方法１４０の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実施又は実行されうる。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要なシステム下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などでありうる。
【００３２】
図２２に示されるように、例示的方法１４０によって製造された航空機１４２は、複数のシステム１６０及び内装１６２を有する機体１５８を含むことができる。開示される方法と装置は、機体１５８の一部を形成する胴体セクションを加工するために使用することができる。高レベルのシステム１５０の例には、推進システム１６４、電気システム１６６、油圧システム１６８、及び環境システム１７０のうちの一又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙産業の例を示したが、本発明の原理は、自動車産業のような他の産業にも適用可能である。
【００３３】
本明細書に具現化された装置は、製造及び整備方法１４０の任意の一又は複数の段階で採用することができる。例えば、製造プロセス１４８に対応するコンポーネント又はサブアセンブリは、航空機１４２が就航中に製造されるコンポーネント又はサブアセンブリと同様の方法で加工又は製造することができる。また、一又は複数の装置の実施形態は、例えば、航空機１４２の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機１４２のコストを削減することにより、製造段階１４８及び１５０の間に利用することができる。同様に、一又は複数の装置の実施形態を、航空機１４２の就航中に、限定しないが、例えばメンテナンス及び整備１５６に利用することができる。
【００３４】
本発明の実施形態を、特定の例示的な実施形態に関連させて説明したが、これらの特定の実施形態は説明を目的としているのであって、限定を目的としているのではなく、当業者であれば他の変形例が想起可能であろう。
【００３５】
本発明は、以下の実施形態にも関連している。
１．内表面を含む胴体本体と、
本体を補強するための構造フレームワークであって、内表面に取り付けられる少なくとも一つのフレーム部材を含み、且つ本体にユーティリティを導くためのダクトを内蔵する構造フレームワークと
を備える胴体構造。
【００３６】
２．ユーティリティが、
環境制御システム、
電気配線、
無線通信システム、
無線配電システム、及び
水分モニタリングシステム
のうちの少なくとも一つを含んでいる、実施形態１に記載の胴体構造。
【００３７】
３．ダクトが電磁エネルギーの導波管空洞を形成しており、且つ
ユーティリティが、導波管空洞により電磁信号を伝送する無線データ伝送システムを含んでいる、
実施形態１に記載の胴体構造。
【００３８】
４．胴体本体が、頂部を有する上部と、頂部の下に位置する客室と、下部とを含んでおり、且つ
構造フレームワークが、胴体本体の上部の内表面に取り付けられて、頂部を横切って横方向に延びる複数のアーチ形フレーム部材を含んでおり、フレーム部材の少なくとも一部が、頂部から客室へと下方に向って延びる一体式の空洞を内部に含んでいる、
実施形態１に記載の胴体構造。
【００３９】
５．頂部の領域において本体を縦方向に通って、フレーム部材の空洞に連結する給気ダクト
を更に備える、実施形態４に記載の胴体構造。
【００４０】
６．給気ダクトが各アーチ形フレーム部材に統合されて、構造フレームワークの一部を形成している、実施形態５に記載の胴体構造。
【００４１】
７．本体及び構造フレームワークが複合材料から形成されている、実施形態１に記載の胴体構造。
【００４２】
８．構造フレームワークが、胴体本体に取り付けられて頂部を横切って横方向に延びる複数のアーチ形フレーム部材を含んでおり、各アーチ形フレーム部材が、ストラクチュラルフォームで充填され、発泡材によって包囲及び支持されたコンジットを含んでいる、実施形態１に記載の胴体構造。
【００４３】
９．胴体本体が、複合パネルから形成された側面と頂部とを有する上部を含み、パネルが内側表面板と外側表面板との間に挟まれたコアを含んでおり、コアによって頂部の領域の剛性が増している、実施形態１に記載の胴体構造。
【００４４】
１０．客室を画定する本体と、
本体を強化するために客室を囲む複合材料からなる複数の円形フレーム部材であって、各々が本体に取り付けられており、且つ客室にユーティリティサービスを分配するためのユーティリティ分配ダクトを内蔵しているフレーム部材と
を備える胴体構造。
【００４５】
１１．本体が、複合パネルから形成されており、頂部を有する上部と、上部に接合された下部とを含んでおり、
各フレーム部材が本体の上部のパネルに接続されて頂部全体にわたっている、
実施形態１０に記載の胴体構造。
【００４６】
１２．本体を縦方向に延びてフレーム部材内の分配ダクトと連結するユーティリティ供給ダクト
を更に備える実施形態１１に記載の胴体構造。
【００４７】
１３．ユーティリティ供給ダクトがバックボーンフレームを形成してフレーム部材と一体化している、実施形態１２に記載の胴体構造。
【００４８】
１４．ユーティリティ供給ダクトが頂部と客室との間に配置されている、実施形態１２に記載の胴体構造。
【００４９】
１５．ユーティリティが、
環境制御、
無線通信、及び
電気制御
のうちの一つである、実施形態１２に記載の胴体構造。
【００５０】
１６．各フレーム部材がストラクチュラルフォームで充填されており、且つ
ダクトがストラクチュラルフォームを通って延びている、
実施形態１２に記載の胴体構造。
【００５１】
１７．頂部を有する本体と、
本体を縦方向に延びて頂部の領域において本体を補強するフレームであって、ユーティリティを本体に導く少なくとも一つのダクトを内蔵するフレームと
を備える胴体構造。
【００５２】
１８．縦方向に間隔を空けて配置された複数のアーチ形フレーム部材であって、本体を補強するために本体に取り付けられており、それらの少なくとも一部が、縦方向に延びるフレーム内のダクトと連結するダクトを内蔵している複数のアーチ形フレーム部材
を更に備える、実施形態１７に記載の胴体構造。
【００５３】
１９．アーチ形フレーム部材の各々と、縦方向に延びるフレーム部材とが、複合材料から形成されており、且つ
アーチ形フレーム部材と、縦方向に延びるフレーム部材とが、互いに一体形成されている、
実施形態１７に記載の胴体構造。
【００５４】
２０．ユーティリティが、
環境制御システム、
電気配線、
無線通信システム、
無線配電システム、及び
水分モニタリングシステム
のうちの少なくとも一つを含む、実施形態１７に記載の胴体構造。
【００５５】
２１．本体及び縦方向に延びるフレームが、それぞれポリマーベースの複合材料から形成されている、実施形態１７に記載の胴体構造。
【００５６】
２２．航空機の胴体の製造方法であって、
工具の上に複合材料をレイアップすること、
第１の外側胴体外板と第２の外側胴体外板とに複合構造を分割すること、及び
それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板とを用いて二つの胴体部分を形成すること
を含む方法。
【００５７】
２３．それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板とを用いて二つの胴体部分を形成することが、
第１の外側外板及び第２の外側外板を、それぞれ第１のモールド線工具及び第２のモールド線工具内に配置すること、
第１の外側外板及び第２の外側外板の各々の上にコアを配置すること、並びに
各モールドの上に複合材料からなる内側外板をレイアップすること
を含む、実施形態２２に記載の方法。
【００５８】
２４．それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板を用いて二つの胴体部分を軽視することが、
各内側外板の上にアーチ形複合フレーム部材をレイアップすること、
アーチ形フレーム部材と一体化した各内側外板の上に縦方向に延びるフレームをレイアップすること、並びに
各胴体部分を硬化させること
を含む、実施形態２３に記載の方法。
【００５９】
２５．内側外板と外側外板との間にコアを含む複合サンドイッチパネルから形成された外側本体であって、頂部を有する上部と、縦方向に延びる継手に沿って上部に接合された下部とを含み、コアが頂部の領域内に強度の大きいセクションを有している、外側本体と、
縦方向に間隔を空けて配置された複合材料からなる複数のアーチ形フレーム部材であって、本体上部のパネルの内側外板に接合されて頂部の領域内の本体を補強しており、少なくとも一部が頂部の領域から下方に向って給気するためのダクトを内蔵している複数のアーチ形フレーム部材と、
アーチ形フレーム部材と一体に形成されて、頂部の領域内の内側外板に取り付けられている縦方向に延びる複合バックボーンフレームであって、アーチ形フレーム部材内部のダクトに連結された内側ダクトを含んでいるバックボーンフレームと
を備える航空機胴体。
【００６０】
２６．航空機の胴体の製造方法であって、
二重マンドレルの上に複合構造をレイアップすること、
複合構造を第１の外側胴体外板と第２の外側胴体外板とに切開すること、
第１の外側外板及び第２の外側外板をそれぞれ第１の外側モールド線工具及び第２の外側モールド線工具内に配置すること、
第１の外側外板及び第２の外側外板の各々の上にコアを配置すること、
各コアの上に複合内側外板をレイアップすること、
各内側外板の上にアーチ形複合フレーム部材をレイアップすること、
アーチ形フレーム部材と一体化された各内側外板の上に、縦方向に延びる複合フレームをレイアップすることにより、二つの上部胴体部分を形成すること、
上部胴体部分の各々を硬化させること、並びに
二つの下部胴体部分をそれぞれ上部胴体部分と接合することにより、二つの胴体セクションを形成すること
を含む方法。
【符号の説明】
【００６１】
２５ 外側本体
３０ バレル形状の胴体セクション
３２ 上部胴体部分
３４ 下部胴体部分
３５ 積層板
３６ 継手
３８ 側面
４０ 頂部
４２ フロア
４４ 客室
４６ 構造フレームワーク
４８ アーチ形フレーム部材
５０ フレーム部材の末端
５４ 戸口
５５ コア
５６ 内側外板
５８ フランジ
６０ ストラクチュラルフォーム
６２ 低密度のコアセクション
６４ 外側外板
６６ 高密度のコアセクション
６８ スカーフ継手
７０ 堅固な積層板
７２、７４ 補強材
７８ ダクト
８０ パーティション
８２ バックボーンフレーム
８４ 分配ダクト
８５ コンジット
８８ トレイ
９０ 内部空洞
９２ 出口開口
９４ 入口開口
９６ 凹状部分
９８ 導波管空洞
１００ 無線トランシーバー
１０４ デバイス
１０６ 機載コンピュータ
１０８ 電源
１１２ａ、１１２ｂ 外側外板
１１３ 二重マンドレル
１１４、１１６ 外側モールド線工具
１１８ａ、１１８ｂ 発泡コア
１２０ａ、１２０ｂ 内側外板
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概して胴体構造に、特に複合材料から形成された胴体に関し、具体的には多機能頂部を有する胴体を扱う。
【背景技術】
【０００２】
ポリマーベースの複合材料は、好ましい比強度を有するため、航空機構造の製造に使用するために選択される。航空機の胴体の現行の設計には多数の複合材料が用いられており、少数を例に挙げると、それにはサンドイッチパネル、フレーム、及び補強材が含まれる。加工プロセスにおけるこれらの複合コンポーネントのアセンブリは、長時間を要し、且つ労働集約的であるので、これらのコンポーネントを可能な限り一体化して、アセンブリに要する時間及び／又は労働、並びに航空機重量を低減することが望ましい。
【０００３】
アセンブリに要する時間／労働と航空機の重量は、環境制御システム（ＥＣＳ）、電機配線、及び通信システムといった航空機に搭載されるサブシステムを単純化することによっても低減することができる。複合構造用コンポーネントの数の低減、及び搭載されるサブシステムの単純化といった問題は、大規模な民間航空機及び軍用航空機の胴体が、セクションごとに製造され、それらを製造プロセスの間に互いに接合しなければならないという事実によって複雑化する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
したがって、アセンブリを必要とするコンポーネントの数が少なく、且つ航空機のサブシステムの少なくとも一部分が統合されていることにより、コスト及び航空機重量を低減させた複合材料による航空機胴体が求められている。また、胴体のセクションを組み立てる間にサブシステムの統合を可能にしながら生産度を向上させる複合材料による航空機胴体の加工方法が求められている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
開示される実施形態は、一又は複数の航空機サブシステムを統合する多機能頂部を備えることにより、アセンブリを必要とするコンポーネントの数を減らした複合材料による胴体構造を提供する。多機能頂部は、強度、及び雹などの衝突物に対する耐衝撃性が向上した一体式の設計を提供する。航空機のサブシステムを多機能頂部に統合することにより、製造及び構造の効率、エネルギー輸送、並びに構造健全性及び耐湿性の遠隔モニタリングを改善することができる。多機能胴体頂部により、航空機のＲＦ（無線周波数）伝送のために遮蔽された経路が提供される。このような遮蔽経路は、構造健全性モニタリングセンサにＲＦエネルギーを供給するため、及び／又はデータ通信のために使用することができる。経路は、周囲環境から遮蔽する頂部に統合された一又は複数の導波管空洞により形成され、よって通信リンクの破損が低減される。
【０００６】
統合された導波管空洞による無線通信は、高いデータレート、レンジの拡大、キャパシティの拡大、及び動作電力の低下を実現する。多機能頂部を導波管空洞として使用することにより、一体化された航空機構造の遠隔領域の非破壊評価（ＮＤＥ）が可能になり、したがって、ＮＤＥ又は構造健全性モニタリングを行うために航空機の部品を解体することを回避することができる。
【０００７】
開示される一実施形態によれば、胴体構造は、内表面を有する胴体本体と、胴体を補強するためのフレームワークとを有している。フレームワークは、内表面に取り付けられて、本体にユーティリティを導入する経路となるダクトを内蔵した少なくとも一つのフレーム部材を含む。ユーティリティには、環境制御システム、電気配線、無線通信システム、無線配電システム、及び水分モニタリングシステムのうちの一又は複数が含まれる。ダクトは電磁エネルギー導波管空洞を形成し、フレーム部材を通る電磁信号の無線データ伝送を可能にする。胴体本体は、頂部を有する上部と、頂部の下に位置する客室と、下部とを含んでいる。フレームワークは、胴体本体の上部に取り付けられて頂部を横断して横方向に延びる複数のアーチ形フレーム部材を含んでいる。フレーム部材の少なくとも一部は、その中に、頂部から客室に向って下方へ延びる一体式の空洞を含んでいる。胴体構造は、更に、頂部の領域において本体を縦方向に通って延び、且つフレーム部材の空洞に連結する給気ダクトを備えることができる。給気ダクトは、アーチ形フレーム部材の各々に統合されてフレームワークの一部を形成することができる。
【０００８】
開示される別の実施形態によれば、胴体構造は、客室を画定する内表面を有する本体と、本体を強化するために客室の周囲に延びる複数の複合フレーム部材とを備えている。フレーム部材の各々は、胴体本体の内表面に取り付けられており、且つその中に、ユーティリティサービスを客室に分配するための一のユーティリティサービス分配ダクトを含んでいる。本体は、頂部を有する上部と、上部と接合された下部とを含む複合パネルを備えることができる。フレーム部材の各々は、本体上部のパネルに接合されて、頂部全体にわたっている。胴体構造は、更に、本体を通って縦方向に延びて、フレーム部材の分配ダクトに連結するユーティリティ供給ダクトを備えることができる。ユーティリティ供給ダクトは、フレーム部材と一体で、頂部と客室との間に配置される。
【０００９】
更なる実施形態によれば、胴体構造は、頂部を有する本体と、頂部領域において本体を補強するために、本体を縦方向に通って延びるフレームとを備える。フレームは、その中に、本体にユーティリティを導入する経路となる少なくとも一つのダクトを含んでいる。
【００１０】
更なる実施形態によれば、航空機胴体の製造方法が提供される。この方法は、工具の上に複合構造をレイアップすること、及び複合構造を第１の胴体外板と第２の胴体外板とに分離することとを含む。本方法は、更に、それぞれ第１及び第２の外板を使用して、二つの胴体部分を形成することを含む。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】図１は、多機能頂部を有する一の航空機胴体セクションの斜視図である。
【図２】図２は、図１の斜視図から外側の本体パネルを除去してフレームワークを示している。
【図３】図３は、図１に示される胴体セクションの上部の斜視図である。
【図４】図４は、図３の線４−４に沿った断面図である。
【図５】図５は、図３の斜視図と類似であるが、本体パネルの構造を示す別の斜視図である。
【図６】図６は、図５において「６」として示された領域を示している。
【図７】図７は、図３に類似であるが、本体パネルの構造の更なる実施形態を示している。
【図８】図８は、図７において「８」として示された領域を示している。
【図９】図９は、図３に類似であるが、本体パネルの構造の別の実施形態を示している。
【図１０】図１０は、図９において「１０」として示された領域を示している。
【図１１】図１１は、内部補強材により強化された頂部を有する本体上部の斜視図である。
【図１２】図１２は、図１１において「１２」として示された領域を示している。
【図１３】図１３は、多機能頂部を用いた一の胴体セクションの上部の別の実施形態の斜視図である。
【図１４】図１４は、図１３の線１４−１４に沿った斜視断面図である。
【図１５】図１５は、多機能頂部の別の形態の端面図である。
【図１６】図１６は、別の形態の多機能頂部を用いた胴体セクションの上部の斜視図である。
【図１７】図１７は、図１６に示される多機能頂部の斜視図であり、供給ダクトと分配ダクトとの接続を示すためにセクション内の部品が取り外されている。
【図１８】図１８は、多機能頂部を用いた胴体構造に使用される無線伝送システムの機能的ブロック図である。
【図１９】図１９は、胴体構造作製方法のステップを示すコンポーネントの斜視図である。
【図２０】図２０は、図１９に示された製造方法のフロー図である。
【図２１】図２１は、航空機の製造及び整備方法のフロー図である。
【図２２】図２２は、航空機のブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
まず、図１及び２に示すように、バレル形状の胴体セクション３０は、縦方向に延びる継手３６に沿って互いに接続された上部胴体部分３２と下部胴体部分３４とを備えており、これら二つの部分３２、３４は、継手３６によって、一体化されたフロア４２と統合されている。航空機（図示しない）を加工する間に、二つ以上のバレル形胴体セクション３０は互いの端部で接合されて、完全な胴体（図示しない）を形成する。上部胴体部分３２は、側面３８と頂部４０とを含んでいる。後述で詳細に説明されるように、胴体部分の各々３２、３４は、互いに接合されて外側本体２５を形成する複合サンドイッチパネル（図示しない）から形成することができ、外側本体２５は、本体２５の内表面を画定する内側外板５６と、外側外板６４とを含んでいる。他の実施形態では、本体２５は、複合サンドイッチパネルではなく、単一の外板５６から形成することができる。図示の胴体セクション３０は概ね円形断面を有する形状であるが、他の様々の断面形状、及び形状の組み合わせが可能であり、それらには、限定されないが楕円及びその他の形状が含まれる。
【００１３】
フロア４２は、胴体セクション３０の一部を形成する一又は複数のフレーム（図示しない）又は他の支持体（図示しない）によって支持されている。図示の実施形態では、胴体セクション３０は、継手３６の高さで胴体セクション３０を横切って延びて上部客室４４を画定する単一のフロア４２を含んでいるが、複数のフロア４２も可能である。胴体セクション３０の上部３２は、縦方向に間隔を空けて配置された複数のアーチ形構造フレーム部材４８を含む構造フレームワーク４６によって強化されており、アーチ型構造フレーム部材４８は、内側外板５６によって画定される本体２５の内表面に接合されている。フレーム部材４８は、上部胴体部分３２の周囲のほぼ全体にわたって延びているが、側面３８の断面内で先端に行くほど細くなる末端５０を有することができる。
【００１４】
特定の用途及び航空機の形状に応じて、構造フレームワーク４６は、胴体セクション３０の戸口５４などの開口の周囲に追加のアーチ形フレーム部材４８ａを含むことができる。用途の構造荷重に応じて、アーチ形フレーム部材４８の断面の寸法、全体の高さと長さ、及び互いとの間隔を変えることができる。図１及び２には示されていないが、構造フレームワーク４６は、頂部４０の領域内に縦方向に延びるバックボーンフレーム部材を含むことができ、このバックボーンフレーム部材は、フレーム部材４０を互いに構造的に接合させ、航空機の縦方向に沿って胴体セクション３０に剛性を付与する。上述の種類の適切な胴体セクション３０の更なる詳細は、２０１０年６月１５日発行の米国特許第７７３５７７９号に見ることができ、この特許文献の内容全体は参照により本明細書に包含される。
【００１５】
図３及び４は、外側本体２５を有する上部胴体部分３２の一実施形態を示しており、この外側本体２５は、ポリマーをベースとする堅固な積層３５、限定しないが例えば、炭素繊維強化エポキシなどの積層板３５から形成されている。側面３８及び頂部４０は、複合材料からなるアーチ形フレーム部材４８によって補強されている。フレーム部材４８の各々は、用途に適した断面を有することができる。図示の実施例では、フレーム部材４８の各々は、帽子形の断面を有し、同時硬化、接着、及び／又はファスナ（図示しない）により内側外板５６に固定された外側フランジ５８を含んでいる。簡潔に示すために、フランジ５８は、図３、５、７、９、１１、１３、１６、及び１７では省略した。フレーム部材４８は、適切なストラクチュラルフォーム６０で充填することができる。
【００１６】
図５及び６は、上部胴体部分３２の別の実施形態を示しており、この場合、外側本体２５は、サンドイッチパネル構造物から形成されて、内側表面板５６と外側表面板６４との間に挟まれたコア５５を含んでいる。コア５５は、限定しないが、フルート（図示しない）又はハニカム（図示しない）といった任意の適切な材料と形状を有することができる。図示の実施例では、コア５５は、頂部４０の領域に比較的密度の高い部分６６を、側面３８に比較的密度の低いセクション６２を、それぞれ含んでいる。密度の高いコアセクション６６は、頂部４０に更なる強度と剛性を付与するとともに、航空機が地上又は地上近くにいる間に航空機の頂部（頂部４０）に当たる雹などの物体に対する耐衝撃性を付与する。コア５５の密度の高いセクション６６と密度の低いセクション６２とは、スカーフ継手６８に沿って互いに接続される。但し、限定しないが、重ね継手、段重ね継手、及び突合せ継手を含め、他の種類の継手も可能である。
【００１７】
図７及び８は、上部胴体部分３２の更なる実施形態を示しており、この場合、本体２５は、頂部４０の領域に堅固な積層板７０を、側面３８に複合サンドイッチをそれぞれ含んでおり、側面の複合サンドイッチは、内側表面板５６と外側表面板６４との間に挟まれた比較的中程度の密度を有するコア６２を含んでいる。複合サンドイッチ側面３８は、堅固な積層板７０へと、コア６２内の傾斜部６９により形成されるダブルスカーフ継手６８に沿って移行している。他の種類の継手を使用することも可能である。
【００１８】
図９及び１０は上部胴体部分３２の別の実施形態を示しており、この実施形態は図７及び８に示された実施形態に類似であるが、頂部４０内の堅固な積層板７０には、縦方向に延びる高密度の一体式補強材７２が設けられて、頂部４０の領域内の本体２５に、必要に応じて縦方向の剛性と安定性を付加している。この実施例では、補強材７２は、円周上に互いに間隔を空けて配置され、内側表面板５６と外側表面板６４との間に挟まれている。図１０では、補強材７２は、内側外板５６と外側外板６４のほぼ中央に位置しているが、補強材７２は、その方が望ましい場合、内側外板５６に近くても、外側外板６４に近くてもよい。更に他の実施形態では、例えば図１１に示されるように、補強材７２は内側外板５６上に配置されてもよい。
【００１９】
図１１及び１２は、上部胴体部分３２の頂部４０を強化及び補強するための別の技術を示している。この実施形態では、円周上に間隔を空けて配置されて縦方向に延びる複合補強材７４が、頂部４０領域の内部外板５６に取り付けられている。図示の実施例では、補強材７４はＪ字形の断面を有しているが、他の様々な断面形状が可能である。補強材７４は、接着又はその他の技術により内部外板５６に取り付けることができる。補強材７４は、本体２５に装備品（図示しない）又はサブシステム（図示しない）を取り付ける手段にもなりうる。
【００２０】
図１３は、上部胴体部分３２の別の実施形態を示しており、この場合、頂部４０には、中央縦方向に、バックボーンフレーム８２が設けられている。このバックボーンフレーム８２は、アーチ形フレーム部材４８を相互接続し、且つアーチ形フレーム部材４８と一体形成されていることにより、内側の構造フレームワーク４６を形成し、このフレームワーク４６は頂部４０の領域において実質的に一体化及び補強されている。この実施例では、バックボーンフレーム８２は、一体形成されて縦方向に延びる一対の内部ダクト７８を含み、これらのダクト７８は中央のパーティション８０により互いに分離されている。バックボーンフレーム８２は、加工プロセスの間にアーチ形フレーム部材４８と一緒に積層されて同時硬化される複合積層板から構成することができる。これについては後述で詳細に説明する。図示の実施形態では、ダクト７８は、頂部４０に沿って航空機の縦方向にソース（図示しない）から空気を運ぶためのポートと右げん給気ダクトとを形成している。
【００２１】
図１４に示すように、一又は複数のアーチ形フレーム部材４８は、フレーム部材４８を充填しているストラクチュラルフォーム６０によって所定の位置に保持された分配ダクト８４を含むことができる。分配ダクト８４の各々は、給気ダクト７８の一つに接続されて、矢印７６によって示されるように、８２において供給された空気を、客室４４に向って外側下方へと導く。後述で詳細に説明するように、バックボーンフレーム８２によって形成された一又は複数のダクト７８は、頂部４０に沿って航空機に他のユーティリティを導くために使用することができ、これらのユーティリティには、限定されないが、他の種類の環境制御システム、無線通信、有形電気配線、無線配電、及び水分モニタリングを含む航空機の構造健全性をモニタリングするための様々なシステムが含まれる。
【００２２】
図１５は、バックボーンフレーム８２の下部に取り付けられたトレイ８８を示しており、このトレイは、限定しないが、航空機を縦方向に通る電気配線といった機内に搭載されたサブシステムを支持し、且つそれらサブシステムの経路を決めるために使用することができる。
【００２３】
図１３は一体化されたバックボーンフレーム８２によって形成されたダクト７８を示しているが、図１６及び１７に示されるような、頂部４０に沿って配置される半一体化された中央供給コンジット８５を使用して、フレーム部材にユーティリティサービスを分配することが可能である。この実施例ではコンジット８５は概ね楕円形の断面を有しているが、他の断面形状も可能である。コンジット８５は、頂部４０の下側中央に位置し、上部胴体部分３２を通って縦方向に延びている。フレーム部材４８の各々は、コンジット８５の形状と概ね一致する凹状部分９６を含むことができ、それにより、コンジット８５はフレーム部材４８側に引っ込むので、客室４４内へと下方に不要に延びることがない。コンジット８５は、比較的剛性の、任意の適切な材料から形成することができ、このような材料には複合材料が含まれるがこれに限定されない。
【００２４】
コンジット８５は、アーチ形フレーム部材４８及び本体２５の一方又は両方に、ファスナ、接着技術、又は連動式機械機構（すべて図示しない）を用いて取り付けることができる。図１７に示されるように、コンジット８５は内部空洞９０を含み、この空洞を通してユーティリティが導かれる。図示の実施例では、コンジット８５には、出口開口９２が設けられ、この開口はフレーム部材４８の入口開口９４に連結される。
【００２５】
図１８を参照する。上述したように、構造フレームワーク４６内に形成されたダクト７８、８４は、種々のユーティリティのいずれかを航空機全体に分配するために使用することができる。図１８は、導波管空洞として使用されるフレームワークダクト７８、８４を示しており、この場合、これらのダクトは、データ又は動力の形態で電磁信号を航空機全体に伝送するために使用される。一実施例では、航空機内に縦方向に間隔を空けて配置された一又は複数の無線トランシーバ１００が、導波管空洞９８（フレームワークダクト７８、８４）を通してデータ又は動力信号を伝送するために使用される。例えば、無線トランシーバ１００を用いることで、１０４にまとめて示される任意の数の航空機健全性モニタリングセンサ、エネルギーハーベスタ、ＦＲＩＤタグなどのいずれかを、航空機の別の位置においてモニタリングし、データ信号を伝送することができる。
【００２６】
無線トランシーバ１００の少なくとも一つを、デバイス１０４への問い合わせ及び／又はデバイス１０４のモニタリングを行う適切な航空機搭載コンピュータ１０６に連結することができる。無線トランシーバ１００と導波管空洞９８との組み合わせを使用して、電源１０８によって生成された電力を航空機全体に無線伝送することにより、デバイス１０４の一又は複数に給電することができる。別の構成では、エネルギーハーベスティングデバイス１０４によって生成された動力が、導波管空洞９８により、電源１０８の一部を形成しうるバッテリへ伝送される。
【００２７】
多機能頂部４０を有する上部胴体部分３２は、図１９及び２０に示される方法に従って製造することができる。まず１２２において、自動繊維配置マシンを用いて、又は成形された工具上に複合材料をレイアップするためのその他の従来技術を用いて、複合材料を二重マンドレル１１３の上にレイアップする。１２４において、積層材１１２を切開し、二つのほぼ同一の外側外板１１２ａ、１１２ｂに分割する。１２６では、二つのほぼ同一の外側モールド線工具１１４、１１６の一部の内側に、外側外板１１２ａ、１１２ｂを配置する。次に、１２８では、発泡コア１１８ａ、１１８ｂを、外側外板１１２ａ、１１２ｂの上にレイアップする。ステップ１３０では、手動配置技術又は自動繊維配置装備（図示しない）を用いて内側外板１２０ａ、１２０ｂを対応するコア１１８ａ、１１８ｂの上にレイアップする。上記の方法により、一つの二重マンドレル１１３を使用して、ほぼ同時に二つの胴体部分３２が加工されるが、必要であれば、二つの別々のマンドレル（図示しない）の上に外側外板１１２ａ、１１２ｂをレイアップすることもできる。
【００２８】
図１０に示される加工方法は、プリプレグ繊維プライを積層させることにより実行されるが、乾燥繊維プリフォーム（図示しない）と樹脂注入技術とを用いて胴体の本体部分３２、又はそのセクションを加工することもできる。例えば、限定しないが、アーチ形フレーム部材４８及びバックボーンフレーム８２は、図１９に示される内側外板１２０ａ上に配置される乾燥プリフォーム（図示しない）を用いて互いに一体に形成した後、樹脂を用いて同時注入することができる。
【００２９】
１３２では、アーチ形フレーム部材４８を内側外板１２０ａ、１２０ｂの上にレイアップすることにより、二つのほぼ同一の本体部分３２を形成する。図２０に示されるステップ１３３では、レイアップされた上部本体部分３２を真空引きし、処理し、硬化させることにより、同時硬化された一体構造を得る。１３４では、硬化された本体部分３２を外側モールド線工具１１４、１１６から取り出す。１３６では、硬化された本体部分３２を必要に応じてトリミングした後、上部本体部分３２を事前に硬化させた下部本体部分３４（図１）に接合する。
【００３０】
次の図２１及び２２に示すように、本発明の実施形態は、図２１に示される航空機の製造及び整備方法１４０、及び図２２に示される航空機１４２に関して使用することが可能である。製造前の段階では、例示的な方法１４０は、航空機１４２の仕様及び設計１４４と、材料調達１４６とを含みうる。製造段階では、航空機１４２のコンポーネント及びサブアセンブリの製造１４８と、システムインテグレーション１５０とが行われる。ステップ１４８の間に、開示される方法と装置を、胴体セクションなどの複合部品を加工するために使用することができ、これらの部品はその後ステップ１５０において組み立てられる。その後、航空機１４２は認可及び納品１５２を経て就航１５４される。顧客により就航される間に、航空機１４２は定期的なメンテナンス及び整備１５６（改造、再構成、改修なども含みうる）を受ける。
【００３１】
方法１４０の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレーター（例えば顧客）によって実施又は実行されうる。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要なシステム下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレーターは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などでありうる。
【００３２】
図２２に示されるように、例示的方法１４０によって製造された航空機１４２は、複数のシステム１６０及び内装１６２を有する機体１５８を含むことができる。開示される方法と装置は、機体１５８の一部を形成する胴体セクションを加工するために使用することができる。高レベルのシステム１５０の例には、推進システム１６４、電気システム１６６、油圧システム１６８、及び環境システム１７０のうちの一又は複数が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙産業の例を示したが、本発明の原理は、自動車産業のような他の産業にも適用可能である。
【００３３】
本明細書に具現化された装置は、製造及び整備方法１４０の任意の一又は複数の段階で採用することができる。例えば、製造プロセス１４８に対応するコンポーネント又はサブアセンブリは、航空機１４２が就航中に製造されるコンポーネント又はサブアセンブリと同様の方法で加工又は製造することができる。また、一又は複数の装置の実施形態は、例えば、航空機１４２の組立てを実質的に効率化するか、又は航空機１４２のコストを削減することにより、製造段階１４８及び１５０の間に利用することができる。同様に、一又は複数の装置の実施形態を、航空機１４２の就航中に、限定しないが、例えばメンテナンス及び整備１５６に利用することができる。
【００３４】
本発明の実施形態を、特定の例示的な実施形態に関連させて説明したが、これらの特定の実施形態は説明を目的としているのであって、限定を目的としているのではなく、当業者であれば他の変形例が想起可能であろう。
【００３５】
本発明は、以下の実施形態にも関連している。
１．内表面を含む胴体本体と、
本体を補強するための構造フレームワークであって、内表面に取り付けられる少なくとも一つのフレーム部材を含み、且つ本体にユーティリティを導くためのダクトを内蔵する構造フレームワークと
を備える胴体構造。
【００３６】
２．ユーティリティが、
環境制御システム、
電気配線、
無線通信システム、
無線配電システム、及び
水分モニタリングシステム
のうちの少なくとも一つを含んでいる、実施形態１に記載の胴体構造。
【００３７】
３．ダクトが電磁エネルギーの導波管空洞を形成しており、且つ
ユーティリティが、導波管空洞により電磁信号を伝送する無線データ伝送システムを含んでいる、
実施形態１に記載の胴体構造。
【００３８】
４．胴体本体が、頂部を有する上部と、頂部の下に位置する客室と、下部とを含んでおり、且つ
構造フレームワークが、胴体本体の上部の内表面に取り付けられて、頂部を横切って横方向に延びる複数のアーチ形フレーム部材を含んでおり、フレーム部材の少なくとも一部が、頂部から客室へと下方に向って延びる一体式の空洞を内部に含んでいる、
実施形態１に記載の胴体構造。
【００３９】
５．頂部の領域において本体を縦方向に通って、フレーム部材の空洞に連結する給気ダクト
を更に備える、実施形態４に記載の胴体構造。
【００４０】
６．給気ダクトが各アーチ形フレーム部材に統合されて、構造フレームワークの一部を形成している、実施形態５に記載の胴体構造。
【００４１】
７．本体及び構造フレームワークが複合材料から形成されている、実施形態１に記載の胴体構造。
【００４２】
８．構造フレームワークが、胴体本体に取り付けられて頂部を横切って横方向に延びる複数のアーチ形フレーム部材を含んでおり、各アーチ形フレーム部材が、ストラクチュラルフォームで充填され、発泡材によって包囲及び支持されたコンジットを含んでいる、実施形態１に記載の胴体構造。
【００４３】
９．胴体本体が、複合パネルから形成された側面と頂部とを有する上部を含み、パネルが内側表面板と外側表面板との間に挟まれたコアを含んでおり、コアによって頂部の領域の剛性が増している、実施形態１に記載の胴体構造。
【００４４】
１０．客室を画定する本体と、
本体を強化するために客室を囲む複合材料からなる複数の円形フレーム部材であって、各々が本体に取り付けられており、且つ客室にユーティリティサービスを分配するためのユーティリティ分配ダクトを内蔵しているフレーム部材と
を備える胴体構造。
【００４５】
１１．本体が、複合パネルから形成されており、頂部を有する上部と、上部に接合された下部とを含んでおり、
各フレーム部材が本体の上部のパネルに接続されて頂部全体にわたっている、
実施形態１０に記載の胴体構造。
【００４６】
１２．本体を縦方向に延びてフレーム部材内の分配ダクトと連結するユーティリティ供給ダクト
を更に備える実施形態１１に記載の胴体構造。
【００４７】
１３．ユーティリティ供給ダクトがバックボーンフレームを形成してフレーム部材と一体化している、実施形態１２に記載の胴体構造。
【００４８】
１４．ユーティリティ供給ダクトが頂部と客室との間に配置されている、実施形態１２に記載の胴体構造。
【００４９】
１５．ユーティリティが、
環境制御、
無線通信、及び
電気制御
のうちの一つである、実施形態１２に記載の胴体構造。
【００５０】
１６．各フレーム部材がストラクチュラルフォームで充填されており、且つ
ダクトがストラクチュラルフォームを通って延びている、
実施形態１２に記載の胴体構造。
【００５１】
１７．頂部を有する本体と、
本体を縦方向に延びて頂部の領域において本体を補強するフレームであって、ユーティリティを本体に導く少なくとも一つのダクトを内蔵するフレームと
を備える胴体構造。
【００５２】
１８．縦方向に間隔を空けて配置された複数のアーチ形フレーム部材であって、本体を補強するために本体に取り付けられており、それらの少なくとも一部が、縦方向に延びるフレーム内のダクトと連結するダクトを内蔵している複数のアーチ形フレーム部材
を更に備える、実施形態１７に記載の胴体構造。
【００５３】
１９．アーチ形フレーム部材の各々と、縦方向に延びるフレーム部材とが、複合材料から形成されており、且つ
アーチ形フレーム部材と、縦方向に延びるフレーム部材とが、互いに一体形成されている、
実施形態１７に記載の胴体構造。
【００５４】
２０．ユーティリティが、
環境制御システム、
電気配線、
無線通信システム、
無線配電システム、及び
水分モニタリングシステム
のうちの少なくとも一つを含む、実施形態１７に記載の胴体構造。
【００５５】
２１．本体及び縦方向に延びるフレームが、それぞれポリマーベースの複合材料から形成されている、実施形態１７に記載の胴体構造。
【００５６】
２２．航空機の胴体の製造方法であって、
工具の上に複合材料をレイアップすること、
第１の外側胴体外板と第２の外側胴体外板とに複合構造を分割すること、及び
それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板とを用いて二つの胴体部分を形成すること
を含む方法。
【００５７】
２３．それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板とを用いて二つの胴体部分を形成することが、
第１の外側外板及び第２の外側外板を、それぞれ第１のモールド線工具及び第２のモールド線工具内に配置すること、
第１の外側外板及び第２の外側外板の各々の上にコアを配置すること、並びに
各モールドの上に複合材料からなる内側外板をレイアップすること
を含む、実施形態２２に記載の方法。
【００５８】
２４．それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板を用いて二つの胴体部分を軽視することが、
各内側外板の上にアーチ形複合フレーム部材をレイアップすること、
アーチ形フレーム部材と一体化した各内側外板の上に縦方向に延びるフレームをレイアップすること、並びに
各胴体部分を硬化させること
を含む、実施形態２３に記載の方法。
【００５９】
２５．内側外板と外側外板との間にコアを含む複合サンドイッチパネルから形成された外側本体であって、頂部を有する上部と、縦方向に延びる継手に沿って上部に接合された下部とを含み、コアが頂部の領域内に強度の大きいセクションを有している、外側本体と、
縦方向に間隔を空けて配置された複合材料からなる複数のアーチ形フレーム部材であって、本体上部のパネルの内側外板に接合されて頂部の領域内の本体を補強しており、少なくとも一部が頂部の領域から下方に向って給気するためのダクトを内蔵している複数のアーチ形フレーム部材と、
アーチ形フレーム部材と一体に形成されて、頂部の領域内の内側外板に取り付けられている縦方向に延びる複合バックボーンフレームであって、アーチ形フレーム部材内部のダクトに連結された内側ダクトを含んでいるバックボーンフレームと
を備える航空機胴体。
【００６０】
２６．航空機の胴体の製造方法であって、
二重マンドレルの上に複合構造をレイアップすること、
複合構造を第１の外側胴体外板と第２の外側胴体外板とに切開すること、
第１の外側外板及び第２の外側外板をそれぞれ第１の外側モールド線工具及び第２の外側モールド線工具内に配置すること、
第１の外側外板及び第２の外側外板の各々の上にコアを配置すること、
各コアの上に複合内側外板をレイアップすること、
各内側外板の上にアーチ形複合フレーム部材をレイアップすること、
アーチ形フレーム部材と一体化された各内側外板の上に、縦方向に延びる複合フレームをレイアップすることにより、二つの上部胴体部分を形成すること、
上部胴体部分の各々を硬化させること、並びに
二つの下部胴体部分をそれぞれ上部胴体部分と接合することにより、二つの胴体セクションを形成すること
を含む方法。
【符号の説明】
【００６１】
２５ 外側本体
３０ バレル形状の胴体セクション
３２ 上部胴体部分
３４ 下部胴体部分
３５ 積層板
３６ 継手
３８ 側面
４０ 頂部
４２ フロア
４４ 客室
４６ 構造フレームワーク
４８ アーチ形フレーム部材
５０ フレーム部材の末端
５４ 戸口
５５ コア
５６ 内側外板
５８ フランジ
６０ ストラクチュラルフォーム
６２ 低密度のコアセクション
６４ 外側外板
６６ 高密度のコアセクション
６８ スカーフ継手
７０ 堅固な積層板
７２、７４ 補強材
７８ ダクト
８０ パーティション
８２ バックボーンフレーム
８４ 分配ダクト
８５ コンジット
８８ トレイ
９０ 内部空洞
９２ 出口開口
９４ 入口開口
９６ 凹状部分
９８ 導波管空洞
１００ 無線トランシーバー
１０４ デバイス
１０６ 機載コンピュータ
１０８ 電源
１１２ａ、１１２ｂ 外側外板
１１３ 二重マンドレル
１１４、１１６ 外側モールド線工具
１１８ａ、１１８ｂ 発泡コア
１２０ａ、１２０ｂ 内側外板
【特許請求の範囲】
【請求項１】
内表面を含む胴体本体、及び
本体を補強するための構造フレームワークであって、内表面に取り付けられて、本体にユーティリティを導くためのダクトを内蔵している少なくとも一つのフレーム部材を含む構造フレームワーク
を備える胴体構造。
【請求項２】
ユーティリティが、
環境制御システム、
電気配線、
無線通信システム、
無線配電システム、及び
水分モニタリングシステム
のうちの少なくとも一つを含む、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項３】
ダクトが電磁エネルギー導波管空洞を形成しており、且つ
ユーティリティが、導波管空洞を通して電磁信号を伝送する無線データ伝送システムを含んでいる、
請求項１に記載の胴体構造。
【請求項４】
胴体本体が、頂部を有する上部と、頂部の下に位置する客室と、下部とを含んでおり、
構造フレームワークが、胴体本体の上部の内表面に取り付けられて、頂部を横切って横方向に延びる複数のアーチ形フレーム部材を含んでおり、これらフレーム部材の少なくとも一部が、頂部から客室に向って下方へ延びる一体式空洞を内蔵している、
請求項１に記載の胴体構造。
【請求項５】
頂部の領域内で本体を通って縦方向に延び、フレーム部材の空洞と連結する給気ダクト
を更に備えている、請求項４に記載の胴体構造。
【請求項６】
給気ダクトが、アーチ形フレーム部材の各々に統合されて、構造フレームワークの一部を形成している、請求項５に記載の胴体構造。
【請求項７】
本体及び構造フレームワークが複合材料から形成されている、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項８】
構造フレームワークが、胴体本体に取り付けられて頂部を横切って横方向に延びる複数のアーチ形フレーム部材を含んでおり、アーチ形フレーム部材の各々がストラクチュラルフォームで充填されて、発泡材により包囲及び支持されたコンジットを含んでいる、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項９】
胴体本体が、複合パネルから形成された側面と頂部とを有する上部を含んでおり、パネルが、内側表面板と外側表面板との間に挟まれたコアを含み、コアにより頂部の領域の強度が増大している、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項１０】
航空機の胴体の製造方法であって、
工具の上に複合構造をレイアップすること、
複合構造を第１の外側胴体外板と第２の外側胴体外板とに分割すること、及び
それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板とを用いて二つの胴体部分を形成すること
を含む方法。
【請求項１１】
それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板とを用いて二つの胴体部分を形成することが、
第１の外板及び第２の外板をそれぞれ第１の外側モールド線工具及び第２の外側モールド線工具内に配置すること、
第１の外側外板及び第２の外側外板の各々の上にコアを配置すること、並びに
各モールドの上に複合内側外板をレイアップすること
を含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板とを用いて二つの胴体部分を形成することが、
各内側外板の上にアーチ形複合フレーム部材をレイアップすること、
アーチ形複合フレーム部材と一体化された各内側外板の上に、縦方向に延びるフレームをレイアップすること、並びに
各胴体部分を硬化させること
を更に含む、請求項１１に記載の方法。
【請求項１】
内表面を含む胴体本体、及び
本体を補強するための構造フレームワークであって、内表面に取り付けられて、本体にユーティリティを導くためのダクトを内蔵している少なくとも一つのフレーム部材を含む構造フレームワーク
を備える胴体構造。
【請求項２】
ユーティリティが、
環境制御システム、
電気配線、
無線通信システム、
無線配電システム、及び
水分モニタリングシステム
のうちの少なくとも一つを含む、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項３】
ダクトが電磁エネルギー導波管空洞を形成しており、且つ
ユーティリティが、導波管空洞を通して電磁信号を伝送する無線データ伝送システムを含んでいる、
請求項１に記載の胴体構造。
【請求項４】
胴体本体が、頂部を有する上部と、頂部の下に位置する客室と、下部とを含んでおり、
構造フレームワークが、胴体本体の上部の内表面に取り付けられて、頂部を横切って横方向に延びる複数のアーチ形フレーム部材を含んでおり、これらフレーム部材の少なくとも一部が、頂部から客室に向って下方へ延びる一体式空洞を内蔵している、
請求項１に記載の胴体構造。
【請求項５】
頂部の領域内で本体を通って縦方向に延び、フレーム部材の空洞と連結する給気ダクト
を更に備えている、請求項４に記載の胴体構造。
【請求項６】
給気ダクトが、アーチ形フレーム部材の各々に統合されて、構造フレームワークの一部を形成している、請求項５に記載の胴体構造。
【請求項７】
本体及び構造フレームワークが複合材料から形成されている、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項８】
構造フレームワークが、胴体本体に取り付けられて頂部を横切って横方向に延びる複数のアーチ形フレーム部材を含んでおり、アーチ形フレーム部材の各々がストラクチュラルフォームで充填されて、発泡材により包囲及び支持されたコンジットを含んでいる、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項９】
胴体本体が、複合パネルから形成された側面と頂部とを有する上部を含んでおり、パネルが、内側表面板と外側表面板との間に挟まれたコアを含み、コアにより頂部の領域の強度が増大している、請求項１に記載の胴体構造。
【請求項１０】
航空機の胴体の製造方法であって、
工具の上に複合構造をレイアップすること、
複合構造を第１の外側胴体外板と第２の外側胴体外板とに分割すること、及び
それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板とを用いて二つの胴体部分を形成すること
を含む方法。
【請求項１１】
それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板とを用いて二つの胴体部分を形成することが、
第１の外板及び第２の外板をそれぞれ第１の外側モールド線工具及び第２の外側モールド線工具内に配置すること、
第１の外側外板及び第２の外側外板の各々の上にコアを配置すること、並びに
各モールドの上に複合内側外板をレイアップすること
を含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
それぞれ第１の外側外板と第２の外側外板とを用いて二つの胴体部分を形成することが、
各内側外板の上にアーチ形複合フレーム部材をレイアップすること、
アーチ形複合フレーム部材と一体化された各内側外板の上に、縦方向に延びるフレームをレイアップすること、並びに
各胴体部分を硬化させること
を更に含む、請求項１１に記載の方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【図１４】
【図１５】
【図１６】
【図１７】
【図１８】
【図１９】
【図２０】
【図２１】
【図２２】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図１３】
【図１４】
【図１５】
【図１６】
【図１７】
【図１８】
【図１９】
【図２０】
【図２１】
【図２２】
【公開番号】特開２０１２−１０１７８７（Ｐ２０１２−１０１７８７Ａ）
【公開日】平成２４年５月３１日（２０１２．５．３１）
【国際特許分類】
【外国語出願】
【出願番号】特願２０１１−２４５４２７（Ｐ２０１１−２４５４２７）
【出願日】平成２３年１１月９日（２０１１．１１．９）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
【公開日】平成２４年５月３１日（２０１２．５．３１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−２４５４２７（Ｐ２０１１−２４５４２７）
【出願日】平成２３年１１月９日（２０１１．１１．９）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
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