航空機の胴体を強化するための構造要素
【課題】本発明は、航空機の胴体を強化するための構造要素（１，１２，３０）に関し、該構造要素は、一体成形物として、金属材料、とりわけ、アルミニウム合金材料又はチタン合金材料で形成された強化プロファイル（２，１３）を備える。本発明によれば、該強化プロファイルは、少なくとも幾つかの領域でタブ（５，１４，２４）を備える。繊維強化層材料（７）又は繊維金属積層体で形成され、少なくとも幾つかの領域で強化プロファイルのフランジ（２０，３２）に接着される、タブの結果として、構造要素が高い損傷許容性及び有利な疲労特性を有する；繊維金属積層体又は層材料は、交互に積み重ねられた複数の金属層（８，３４，４３）及び繊維強化プラスチック層（９，３５，４１）を備え、該層は、領域全体に亘って互いに接着されている。強化プロファイルは、接合層（６，１５，３６）を介してタブに接合されている。接合層は、好ましくは、２つのプリプレグ層（２０，２３，３７，３８）及び繊維強化されていない接着層（２１）で形成されている。強化プロファイルは、例えば、曲線状のリブセグメント（３１）又は直線状のビームであり、それらは共に、高翼輸送機の中央及び高負荷の胴体部を補強するために特に使用されることができる。リブセグメント又は強化プロファイルの内側フランジ又は外側フランジの領域に形成するクラック（１６）は、タブの効果によって架橋されるため、さらなる伝搬は、完全に防止されなくても、少なくとも大いに低減される。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の胴体を強化するための構造要素、金属材料、とりわけ、アルミニウム合金材料又はチタン合金材料から一体成形で製造される強化プロファイルを含む構造要素に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般的に、航空機の胴体セルは、縦に配置され、横方向の継ぎ目によって接続された複数の樽型胴体部から製造されている。各胴体部は、複数の環状フォーマによって強化され、その外面は、胴体セル外板で板張りされている。胴体部の安定性をさらに高めるために、複数の強化プロファイルが胴体セル外板の内面上に配置され、胴体部の縦方向の何れにおいても互いに平行に延出している。また、強化プロファイルは、通常、互いから一様の間隔を有して胴体部の周辺に亘って配置分布されている。
【０００３】
エアロフォイルが胴体セル構造に接続されるフォーマの領域において、過度の負荷が胴体セルの中央部分に生じる。特殊なタイプの航空機、例えば、高翼輸送機の場合、さらに高い負荷が生じ、着陸装置が胴体の中央部分の領域における胴体セルの下部に配置されている。このタイプの航空機では、胴体の中央部分の強い座屈が、各着陸方式中に生じ、とりわけ、前記中央部分に存在する環状フォーマにおいて、極端に高い最大負荷に通じる。そのような航空機タイプにおける胴体の中央部分を特に強化するために使用されるフォーマ及び他の強化プロファイルは、その結果として、複数の負荷サイクルに亘って高い疲労抵抗を有するとともに、クラックが生じる際の損傷許容性を有する必要がある。これに関連して、用語「損傷許容性」は、クラックの発生が構造要素の即時の故障に通じず、クラックの増加が、完全に停止されない場合でも、少なくとも緩やかになることを意味する。
【０００４】
高い機械的応力に晒される構造要素におけるクラック増加の速度を減少させるための基本的な可能性は、材料厚を増加させることである。しかしながら、これは、フォーマ及び支持体等の強化プロファイルの通常受け入れ難い重量の増加に通じる。
【０００５】
したがって、本発明の目的は、強化プロファイル、とりわけ、高い機械的応力に晒される航空機胴体セルの領域における胴体セル構造を強化するためのフォーマ又は支持体であって、強化プロファイルは、また、複数の負荷サイクルに亘って緩やかなクラック増加のみを示し、それによって、高い損傷許容性を有する強化プロファイルを提供することである。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の目的は、請求項１の特徴を有する構造要素によって達成される。
強化プロファイルに、少なくとも幾つかの領域に、ストラップを提供することで、
高い損傷許容性及び有利な疲労挙動を生じる。例えば、高い機械的応力に起因して生じる任意のクラックの増加は、付加的に適用されたストラップによって、完全に停止されなくても、少なくとも有意に減少される。とりわけ、強化プロファイルは、フォーマ又はフォーマセグメント、或いは支持体であって、高い機械的応力に晒される胴体セルの前記領域において特に使用される。
【０００７】
構造要素の有利な発展は、ストラップが接合層によって強化プロファイルに接着接合されることを提供する。これによって、全面に亘ってストラップと強化プロファイルとの間に接着接合が生じ、その結果、高い損傷許容性を有することが好ましい。
【０００８】
構造要素のさらに有利な発展によれば、ストラップは、少なくとも幾つかの領域において、強化プロファイルにリベット留め及び／又はネジ留めされる。このような構成の結果、ストラップが強化プロファイルから離れることを防止される。ストラップが強化プロファイルから離れるような場合、例え幾つかの領域のみであっても、強化プロファイルの損傷許容性は急激に低下するであろう。
【０００９】
構造要素のさらに有利な構成は、ストラップが、層材料、とりわけ、重ねて配置された複数の金属層及びプラスチック材料層を備える、繊維金属積層体で形成されることを提供する。
【００１０】
アルミニウム合金材料で形成された強化プロファイルの場合、ストラップは、高力アルミニウム合金、チタン合金、或いは、例えば、Ｇｌａｒｅ（登録商標）等の繊維金属積層体で基本的に形成されることができる。このタイプの繊維金属積層体又は層材料は、厚さの小さいガラス繊維強化エポキシ樹脂層によって何れの場合にも表面全体に亘って積み重ねられて、互いに接着接合されたアルミニウム合金材料で形成された複数の薄い金属板又は金属箔から製造される。チタン合金材料で形成された強化プロファイルの場合、ストラップは、また、交互に重ねられ、炭素繊維強化エポキシ樹脂層によって接着接合された
「ＴｉＧＲ」又は「ＴｉＧｒａ」（「「チタン グラファイト」繊維金属積層体」）等のチタン板及びチタン箔から構成される繊維金属積層体で形成されることができる。
【００１１】
しかしながら、ストラップを備えた強化プロファイルに関して出願人によって行われた詳細な負荷試験は、Ｇｌａｒｅ（登録商標）等の繊維金属積層体で形成された接着接合のストラップを用いて達成されることができる損傷許容性が、アルミニウム又はチタンで形成されたストラップを適用することで達成されることができないことを示した。また、チタン合金材料で形成された強化プロファイルの場合、損傷許容性は、前記強化プロファイルに、上述の繊維金属積層体「ＴｉＧＲ」又は「ＴｉＧｒａ」で形成されたストラップを接着接合することによって有意に改良されることができる。
【００１２】
構造要素のさらに有利な構成によれば、金属層がアルミニウム合金で形成され、プラスチック材料層がガラス繊維強化された熱硬化性プラスチック材料で形成される。
【００１３】
交互に重ねられたアルミニウム合金で形成された層及びガラス繊維強化された熱硬化性プラスチック材料の結果として、層材料又は繊維金属積層体は、優れた疲労挙動及び高い損傷許容性を示す。ガラス繊維の添加は、とりわけ、アルミニウム層間の腐食問題を防止する。
【００１４】
構造要素のさらに有利な発展は、金属層がチタン合金で形成され、プラスチック材料層が炭素繊維強化された熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、エポキシ樹脂で形成されることを提供する。
【００１５】
例えば、チタン合金材料から製造されるフォーマセグメント又は支持体等の強化プロファイルは、熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、エポキシ樹脂の炭素繊維強化層によって表面全体に亘って何れの場合にも重ねられて接着接合されるチタン合金材料で形成された複数の層から構成されるストラップに接着接合することによって強化されることができる。
【００１６】
構造要素のさらに有利な発展は、ストラップの材料厚が、少なくともストラップの一端に向かって減少することを提供する。これによって、ノッチ応力がストラップのテーパ領域又は接続領域に生じることを防止される。
【００１７】
強化プロファイルのさらに有利な構成は、接合層が少なくとも一つの接着層及び少なくとも一つのプリプレグ層で形成されることを提供する。これによって、強化プロファイルと該強化プロファイルに接着接合されるストラップとの間に特に密接な接合を生じる。一般的に、ストラップは、圧力及び温度を併用する付加的な製造工程において、加圧滅菌器内で強化プロファイルに接着接合される。
【００１８】
さらなる構成によれば、少なくとも一つの接着層が熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、エポキシ樹脂で形成され、少なくとも一つのプリプレグ層が繊維強化熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、ガラス繊維強化及び／又は炭素繊維強化エポキシ樹脂で形成される。
【００１９】
接合層の質は、小型の接着層と少なくとも一つのプリプレグ層とを結合することによってさらに改良される。
【００２０】
このような構成の接着層の結果として、まず、制御された適度の層間剥離が、フォーマ内のクラック形成の場合に達成される。また、ストラップ内のクラックの開始が遅延される。これらの有利な効果を達成するために、ガラス繊維がクラックの経路まで横に延びるとともに、主要な負荷方向まで平行に延びることが好ましい。層間剥離の発生が少なくなれば、フォーマの過重負担能力の残りがより多くなる。
【００２１】
構造要素のさらに有利な構成は、以下の特許請求の範囲に示されている。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明の一実施形態に係る構造要素内の概略断面図である。
【図２】本発明の一実施形態に係る損傷許容性構造要素の動作モードの基本的表示である。
【図３】ストラップの一実施形態を示す。
【図４】フォーマセグメントの形態であって、その内側フランジに図３に示すストラップが接着接合されている強化プロファイルを示す。
【図５】図３に示すストラップの２つの末端領域内の詳細な断面図である。
【図６】原則として３つの異なるストラップ材料の損傷許容性効果を比較するグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
図面中で、同じ参照符号は、各図面において同じ構造要素を示す。
【００２４】
図１は、本実施形態に係る構造要素内の概略断面図である、構造要素１は、とりわけ、航空機の胴体セル（図示せず）を強化するためのフォーマセグメント３として、図１に一例として構成された強化プロファイル２を備える。フォーマセグメント３は、適切な高力アルミニウム合金材料から形成され、二重のＴ型断面形状を有する。或いは、フォーマセグメント３は、Ｕ型又はＬ型断面形状を有することができる。例えば、フォーマセグメント３は、切削、鍛造又は押出加工によって一体成形の固体アルミニウム合金材料から形成されることができる。本実施形態において、フォーマセグメント３の内側フランジ４は、表面全体に亘ってストラップ５に結合されている。本実施形態において、ストラップ５は、内側フランジ４内部のクラックの伝搬を殆ど停止することが理想である。ストラップ５は、接合層６によってフォーマセグメント３の内側フランジ４に表面全体に亘って接着接合されている。アルミニウム合金で形成されたフォーマセグメント３の場合、ストラップ５自体は、層材料７、又は、例えば、Ｇｌａｒｅ（登録商標）等の繊維金属積層体で形成されることが好ましい。
【００２５】
チタン合金で形成されたフォーマ３又はフォーマセグメントの場合、ストラップ５は、代わりに、チタン箔及びチタン板の一連の層から構成される「ＴｉＧｒ」又は「ＴｉＧｒａ」等の繊維金属積層体で形成されることができ、炭素繊維強化エポキシ樹脂によって何れの場合も表面全体に亘って互いに接着接合されている。
【００２６】
例示されるように、層材料７は、何れの場合も表面全体に亘って互いに接着接合される３つの薄い金属層及び３つの薄いプラスチック材料層を供える。層間の一つの金属層８及び一つのプラスチック材料層９に参照符号を付し、残りの金属層８及びプラスチック材料層９を代表している。金属層及びプラスチック材料層は、層材料７内部で交互に積層され、層材料の上面及び下面は、金属層で終わることが好ましい。この場合、プラスチック材料層の数は、金属層の数より常に一つ少ない。材料厚の低い箔様金属層は、例えば、アルミニウム合金で形成されるのに対して、薄いプラスチック材料層は、ガラス繊維強化熱硬化性プラスチック材料から形成される。例えば、エポキシ樹脂は、適切な熱硬化性プラスチック材料であることが示された。図１に示すように、プラスチック材料層内部のガラス繊維は、本構成によって決定された関連負荷がこの方向に生じるため、図面の平面、すなわち、フォーマセグメント３の周方向に垂直に延びている。
【００２７】
層材料７は、圧力及び温度を併用する加圧滅菌器内で形成され、切削によって所定の特定サイズにされる。このようにして形成された層材料７は、必要に応じて、例えば、曲線状の環状フォーマセグメントに対して応力のない接着接合を可能とするために、少なくとも表面的に曲線である表面形状を有することができる。さらに、ストラップ５は、テーパを提供し、フォーマセグメント３の内側フランジ４への接続領域内のノッチ応力の発生を低減するために、その端部に連続的に減少する材料厚を有することができる。また、ストラップ５は、圧力及び／又は温度を併用する加圧滅菌器内でフォーマセグメント３に接着接合されることが好ましいため、少なくともストラップ５の材料厚が高すぎることがなければ、ストラップ５は、加圧滅菌器内の接合工程中の曲げによって適合されることができる。
【００２８】
ストラップ５が内側フランジ４から離れることを防ぐために、接続要素１０，１１、とりわけ、リベット又はネジが、幾つかの領域に提供されている。
【００２９】
図２は、本実施形態に係る構造要素の動作原理の略図である。
【００３０】
構造要素１２は、ストラップ１４が接合層１５によって表面全体に亘って接着接合される強化プロファイル１３で形成されている。図１に示すストラップ５と同様に、ストラップ１４もまた、層材料又は繊維金属積層体から形成される。力束１７は、クラック１６が干渉し、接合層１５を介して強化プロファイル１３からストラップ１４内に誘導され、クラック１６を越えて、ストラップ１４によって構造要素１３内に戻される。クラック１６は、強化プロファイル１３をまだ完全に貫通していない。その結果、ストラップ１４は、力束１７のためのクラック１６に対するブリッジとして作用し、それによって、クラック１６の増加は、完全に停止されなくても、少なくとも緩やかになる。クラック１６の両側の反対方向を示す２つの黒い小矢印は、両側においてクラック１６に隣接する強化プロファイル１３の部分におけるクラック１６によって生じる動作傾向を示す。ストラップ１４の材料厚１８は、強化プロファイル１３の材料厚１９又は強化プロファイル１３の内側フランジ２０の約０．５倍〜３倍に相当することが好ましい。
【００３１】
接合層１５は、純粋接着層２１と、少なくとも２つのプリプレグ層２２，２３と、強化プロファイル１３に直接接触する接着層２１と、ストラップ１４に接続されるより低いプリプレグ層２３からなることが好ましい。接着層２１は、例えば、繊維強化のないエポキシ樹脂から形成されるのに対して、２つのプリプレグ層２２，２３は、炭素繊維及び／又はガラス繊維で強化されたエポキシ樹脂から形成される。
【００３２】
図３は、本実施形態に係る構造要素を提供するためのストラップの技術的形態を示す。
【００３３】
層材料又は繊維金属積層体から形成される本実施形態に係るストラップ２４が、その第一端部２５にテーパ２６を有するのに対して、反対方向の端部であるストラップ２４の第二端部２７は、平滑末端を有する。すなわち、ストラップ２４の材料厚２８は、第一端部２５、複数のステップを備えるテーパ２６に向かって段階的に減少し、そのうちの一つのステップ２９に参照符号が付され、残りの全てのステップを代表している。ステップ高さは、ストラップ２４の層材料を形成するために使用されるプラスチック材料層及び金属層の各々の厚みに略相当している。
【００３４】
図４は、強化プロファイルとして曲線状のフォーマセグメント３１で形成され、ストラップ２４の内側フランジ３２に対して表面全体に亘って接着接合される構造要素３０を示す。フォーマセグメント３１は、略二重Ｔ型断面形状を有する。
【００３５】
図５は、図４に示すストラップ２４の２つの末端領域Ｖの詳細断面図である。ストラップ２４は、交互に積み重ねられ、表面全体に亘って互いに接着接合される金属層及びプラスチック材料層で形成される層材料３３又は繊維金属積層体から上述のストラップに従って形成される。金属層及びプラスチック材料層の中から、連続的により低い金属層３４及び該金属層３４上に位置するプラスチック材料層３５に参照符号を付し、他の全ての層を代表している。プラスチック材料層の全ては、何れの場合でも、合成樹脂基体に埋め込まれたガラス繊維が同方向又は異なる方向に延出可能な２つの層（採番せず）から成る。
【００３６】
原則的には、少なくとも曲線状のフォーマセグメント３１の場合、プラスチック材料層を強化するために使用されるガラス繊維は、最大の機械的応力がこの空間的定位に生じるため、その周方向に平行に延出する。一般的に、層材料中のガラス繊維は、力束を最適化するように配置される。
【００３７】
２つのプリプレグ層３７，３８及び接着層３９を構成する接合層３６は、金属層３４の下部に延出する。フォーマセグメント３１の内側フランジ３２は、接着層３９の下部に配置される。
【００３８】
２つのプリプレグ層３７，３８の両端（採番せず）間に、小さなオフセット４０を有する、すなわち、プリプレグ層３７，３８は、僅かに異なる長さを有する。このオフセット４０は、プリプレグ層３７，３８の端部が先細りされたままではなく、純粋な、すなわち、繊維強化されていない合成樹脂、又は接着層３９を形成するために使用される合成樹脂で形成される末端部で終了するように、接着層３９によって取り囲まれている。金属層３４は、図面の概観を単に改善すべく、垂直方向に接合層３６からオフセットして示されているが、実際には、該接合層は、表面全体に亘って前記金属層に接着接合されている。さらなるプラスチック材料層４１もまた、小さなオフセット４２を有する。さらなる金属層４３は、プラスチック材料層４１に接着接合され、金属層は、接合工程中の加圧滅菌圧の結果として、その端部（採番しない）において僅かに、水平位置から下方に僅かに湾曲しているか、又は曲線状をなしている。金属層４３の下方に湾曲した端部は、小突出長４４によって、オフセット４２を含めて、プラスチック材料層４１の端部を越えて突出している。小突出長４４の直下及び金属層４３の（末端）縁４６に隣接して位置する領域４５は、取囲みを形成するための合成樹脂材料で充填されている。この合成樹脂材料もまた、接合層３６内部の接着層３９のために使用されることが好ましい。このように金属層４３及びプラスチック材料層４１の縁を取り囲むことは、金属層４３の縁４６及びプラスチック材料層４１の端部もまた合成樹脂材料に完全に埋め込まれており、途切れたり先細りしたままになっておらず、その結果、ストラップ２４が内側フランジ３２に最適に接合していることを意味する。その結果、有利なクラック開始挙動を有する「金属‐金属結合」が、テーパ２６の領域、及び、ストラップ２４とフォーマ３１との間の移行、並びに、ストラップ２４の層材料又は繊維金属積層体内部において達成されている。
【００３９】
図６は、３つの曲線からなるグラフである。アルミニウムフォーマにおける各々のクラックのミリメータ長をＹ軸上に表示され、全ての場合において考慮される構造要素に作用する負荷サイクル数がＸ軸上に表示されている。構造要素は、同様に、強化プロファイルとして使用されるアルミニウムフォーマである。アルミニウムフォーマ中の機械的往応力は、３つの全ての曲線において同じである。
【００４０】
説明のために、約４ミリメータ長の（開始）クラックを、試しに構造要素の強化プロファイル内に誘導し、クラックに作用する負荷サイクル数の関数として、その拡大を測定して算出した。
【００４１】
鎖線４７は、ストラップのないアルミニウムフォーマの場合におけるクラックの長さの（算出された）拡大を示し、点線４８は、アルミニウムフォーマにリベット留めされるチタンストラップが使用される時に生じる（算出された）進行を示す。アルミニウムフォーマに接着接合されるストラップが、例えば、Ｇｌａｒｅ（登録商標）等の層材料で形成される時に、実線によって示される（測定された）曲線４９が生じる。本実施形態に従って使用される層材料で形成されるストラップを使用することによって、クラックの拡大又は増大が、大いに低減され、極めて多数の負荷サイクルが作用した場合でも、臨界値に到達しないことが明らかである。
【産業上の利用可能性】
【００４２】
このように、層材料又は繊維金属積層体で形成された付加的に適用されるストラップを用いて本実施形態に従って形成される構造要素は、極めて高レベルの損傷許容性を達成し、胴体セル構造の高応力領域、例えば、高翼輸送機の胴体セルの中央部分において特に使用されるために有用である。
【符号の説明】
【００４３】
１ 構造要素
２ 強化プロファイル
３ フォーマセグメント
４ 内側フランジ（フォーマセグメント）
５ ストラップ
６ 接合層
７ 層材料（既製の繊維金属積層体）
８ 金属層
９ プラスチック材料層
１０ リベット
１１ リベット
１２ 構造要素
１３ 強化プロファイル
１４ ストラップ
１５ 接合層
１６ クラック
１７ 力束
１８ 材料厚（ストラップ）
１９ 材料厚（強化プロファイル及びフランジ）
２０ フランジ（強化プロファイル）
２１ 接着層
２２ プリプレグ層
２３ プリプレグ層
２４ ストラップ
２５ 第一端部（ストラップ）
２６ テーパ
２７ 第二端部（ストラップ）
２８ 材料厚（ストラップ）
２９ ステップ
３０ 構造要素
３１ フォーマセグメント
３２ 内側フランジ
３３ 層材料
３４ 金属層
３５ プラスチック材料層
３６ 接合層
３７ プリプレグ層
３８ プリプレグ層
３９ 接着層
４０ オフセット
４１ プラスチック材料層
４２ オフセット
４３ 金属層
４４ 突出長
４５ 領域
４６ 縁
４７ 曲線（ストラップのないアルミニウムフォーマ）
４８ 曲線（チタンストラップの付きのアルミニウムフォーマ）
４９ 曲線（繊維金属積層体ストラップの付きのアルミニウムフォーマ
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の胴体を強化するための構造要素、金属材料、とりわけ、アルミニウム合金材料又はチタン合金材料から一体成形で製造される強化プロファイルを含む構造要素に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般的に、航空機の胴体セルは、縦に配置され、横方向の継ぎ目によって接続された複数の樽型胴体部から製造されている。各胴体部は、複数の環状フォーマによって強化され、その外面は、胴体セル外板で板張りされている。胴体部の安定性をさらに高めるために、複数の強化プロファイルが胴体セル外板の内面上に配置され、胴体部の縦方向の何れにおいても互いに平行に延出している。また、強化プロファイルは、通常、互いから一様の間隔を有して胴体部の周辺に亘って配置分布されている。
【０００３】
エアロフォイルが胴体セル構造に接続されるフォーマの領域において、過度の負荷が胴体セルの中央部分に生じる。特殊なタイプの航空機、例えば、高翼輸送機の場合、さらに高い負荷が生じ、着陸装置が胴体の中央部分の領域における胴体セルの下部に配置されている。このタイプの航空機では、胴体の中央部分の強い座屈が、各着陸方式中に生じ、とりわけ、前記中央部分に存在する環状フォーマにおいて、極端に高い最大負荷に通じる。そのような航空機タイプにおける胴体の中央部分を特に強化するために使用されるフォーマ及び他の強化プロファイルは、その結果として、複数の負荷サイクルに亘って高い疲労抵抗を有するとともに、クラックが生じる際の損傷許容性を有する必要がある。これに関連して、用語「損傷許容性」は、クラックの発生が構造要素の即時の故障に通じず、クラックの増加が、完全に停止されない場合でも、少なくとも緩やかになることを意味する。
【０００４】
高い機械的応力に晒される構造要素におけるクラック増加の速度を減少させるための基本的な可能性は、材料厚を増加させることである。しかしながら、これは、フォーマ及び支持体等の強化プロファイルの通常受け入れ難い重量の増加に通じる。
【０００５】
したがって、本発明の目的は、強化プロファイル、とりわけ、高い機械的応力に晒される航空機胴体セルの領域における胴体セル構造を強化するためのフォーマ又は支持体であって、強化プロファイルは、また、複数の負荷サイクルに亘って緩やかなクラック増加のみを示し、それによって、高い損傷許容性を有する強化プロファイルを提供することである。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の目的は、請求項１の特徴を有する構造要素によって達成される。
強化プロファイルに、少なくとも幾つかの領域に、ストラップを提供することで、
高い損傷許容性及び有利な疲労挙動を生じる。例えば、高い機械的応力に起因して生じる任意のクラックの増加は、付加的に適用されたストラップによって、完全に停止されなくても、少なくとも有意に減少される。とりわけ、強化プロファイルは、フォーマ又はフォーマセグメント、或いは支持体であって、高い機械的応力に晒される胴体セルの前記領域において特に使用される。
【０００７】
構造要素の有利な発展は、ストラップが接合層によって強化プロファイルに接着接合されることを提供する。これによって、全面に亘ってストラップと強化プロファイルとの間に接着接合が生じ、その結果、高い損傷許容性を有することが好ましい。
【０００８】
構造要素のさらに有利な発展によれば、ストラップは、少なくとも幾つかの領域において、強化プロファイルにリベット留め及び／又はネジ留めされる。このような構成の結果、ストラップが強化プロファイルから離れることを防止される。ストラップが強化プロファイルから離れるような場合、例え幾つかの領域のみであっても、強化プロファイルの損傷許容性は急激に低下するであろう。
【０００９】
構造要素のさらに有利な構成は、ストラップが、層材料、とりわけ、重ねて配置された複数の金属層及びプラスチック材料層を備える、繊維金属積層体で形成されることを提供する。
【００１０】
アルミニウム合金材料で形成された強化プロファイルの場合、ストラップは、高力アルミニウム合金、チタン合金、或いは、例えば、Ｇｌａｒｅ（登録商標）等の繊維金属積層体で基本的に形成されることができる。このタイプの繊維金属積層体又は層材料は、厚さの小さいガラス繊維強化エポキシ樹脂層によって何れの場合にも表面全体に亘って積み重ねられて、互いに接着接合されたアルミニウム合金材料で形成された複数の薄い金属板又は金属箔から製造される。チタン合金材料で形成された強化プロファイルの場合、ストラップは、また、交互に重ねられ、炭素繊維強化エポキシ樹脂層によって接着接合された
「ＴｉＧＲ」又は「ＴｉＧｒａ」（「「チタン グラファイト」繊維金属積層体」）等のチタン板及びチタン箔から構成される繊維金属積層体で形成されることができる。
【００１１】
しかしながら、ストラップを備えた強化プロファイルに関して出願人によって行われた詳細な負荷試験は、Ｇｌａｒｅ（登録商標）等の繊維金属積層体で形成された接着接合のストラップを用いて達成されることができる損傷許容性が、アルミニウム又はチタンで形成されたストラップを適用することで達成されることができないことを示した。また、チタン合金材料で形成された強化プロファイルの場合、損傷許容性は、前記強化プロファイルに、上述の繊維金属積層体「ＴｉＧＲ」又は「ＴｉＧｒａ」で形成されたストラップを接着接合することによって有意に改良されることができる。
【００１２】
構造要素のさらに有利な構成によれば、金属層がアルミニウム合金で形成され、プラスチック材料層がガラス繊維強化された熱硬化性プラスチック材料で形成される。
【００１３】
交互に重ねられたアルミニウム合金で形成された層及びガラス繊維強化された熱硬化性プラスチック材料の結果として、層材料又は繊維金属積層体は、優れた疲労挙動及び高い損傷許容性を示す。ガラス繊維の添加は、とりわけ、アルミニウム層間の腐食問題を防止する。
【００１４】
構造要素のさらに有利な発展は、金属層がチタン合金で形成され、プラスチック材料層が炭素繊維強化された熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、エポキシ樹脂で形成されることを提供する。
【００１５】
例えば、チタン合金材料から製造されるフォーマセグメント又は支持体等の強化プロファイルは、熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、エポキシ樹脂の炭素繊維強化層によって表面全体に亘って何れの場合にも重ねられて接着接合されるチタン合金材料で形成された複数の層から構成されるストラップに接着接合することによって強化されることができる。
【００１６】
構造要素のさらに有利な発展は、ストラップの材料厚が、少なくともストラップの一端に向かって減少することを提供する。これによって、ノッチ応力がストラップのテーパ領域又は接続領域に生じることを防止される。
【００１７】
強化プロファイルのさらに有利な構成は、接合層が少なくとも一つの接着層及び少なくとも一つのプリプレグ層で形成されることを提供する。これによって、強化プロファイルと該強化プロファイルに接着接合されるストラップとの間に特に密接な接合を生じる。一般的に、ストラップは、圧力及び温度を併用する付加的な製造工程において、加圧滅菌器内で強化プロファイルに接着接合される。
【００１８】
さらなる構成によれば、少なくとも一つの接着層が熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、エポキシ樹脂で形成され、少なくとも一つのプリプレグ層が繊維強化熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、ガラス繊維強化及び／又は炭素繊維強化エポキシ樹脂で形成される。
【００１９】
接合層の質は、小型の接着層と少なくとも一つのプリプレグ層とを結合することによってさらに改良される。
【００２０】
このような構成の接着層の結果として、まず、制御された適度の層間剥離が、フォーマ内のクラック形成の場合に達成される。また、ストラップ内のクラックの開始が遅延される。これらの有利な効果を達成するために、ガラス繊維がクラックの経路まで横に延びるとともに、主要な負荷方向まで平行に延びることが好ましい。層間剥離の発生が少なくなれば、フォーマの過重負担能力の残りがより多くなる。
【００２１】
構造要素のさらに有利な構成は、以下の特許請求の範囲に示されている。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明の一実施形態に係る構造要素内の概略断面図である。
【図２】本発明の一実施形態に係る損傷許容性構造要素の動作モードの基本的表示である。
【図３】ストラップの一実施形態を示す。
【図４】フォーマセグメントの形態であって、その内側フランジに図３に示すストラップが接着接合されている強化プロファイルを示す。
【図５】図３に示すストラップの２つの末端領域内の詳細な断面図である。
【図６】原則として３つの異なるストラップ材料の損傷許容性効果を比較するグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
図面中で、同じ参照符号は、各図面において同じ構造要素を示す。
【００２４】
図１は、本実施形態に係る構造要素内の概略断面図である、構造要素１は、とりわけ、航空機の胴体セル（図示せず）を強化するためのフォーマセグメント３として、図１に一例として構成された強化プロファイル２を備える。フォーマセグメント３は、適切な高力アルミニウム合金材料から形成され、二重のＴ型断面形状を有する。或いは、フォーマセグメント３は、Ｕ型又はＬ型断面形状を有することができる。例えば、フォーマセグメント３は、切削、鍛造又は押出加工によって一体成形の固体アルミニウム合金材料から形成されることができる。本実施形態において、フォーマセグメント３の内側フランジ４は、表面全体に亘ってストラップ５に結合されている。本実施形態において、ストラップ５は、内側フランジ４内部のクラックの伝搬を殆ど停止することが理想である。ストラップ５は、接合層６によってフォーマセグメント３の内側フランジ４に表面全体に亘って接着接合されている。アルミニウム合金で形成されたフォーマセグメント３の場合、ストラップ５自体は、層材料７、又は、例えば、Ｇｌａｒｅ（登録商標）等の繊維金属積層体で形成されることが好ましい。
【００２５】
チタン合金で形成されたフォーマ３又はフォーマセグメントの場合、ストラップ５は、代わりに、チタン箔及びチタン板の一連の層から構成される「ＴｉＧｒ」又は「ＴｉＧｒａ」等の繊維金属積層体で形成されることができ、炭素繊維強化エポキシ樹脂によって何れの場合も表面全体に亘って互いに接着接合されている。
【００２６】
例示されるように、層材料７は、何れの場合も表面全体に亘って互いに接着接合される３つの薄い金属層及び３つの薄いプラスチック材料層を供える。層間の一つの金属層８及び一つのプラスチック材料層９に参照符号を付し、残りの金属層８及びプラスチック材料層９を代表している。金属層及びプラスチック材料層は、層材料７内部で交互に積層され、層材料の上面及び下面は、金属層で終わることが好ましい。この場合、プラスチック材料層の数は、金属層の数より常に一つ少ない。材料厚の低い箔様金属層は、例えば、アルミニウム合金で形成されるのに対して、薄いプラスチック材料層は、ガラス繊維強化熱硬化性プラスチック材料から形成される。例えば、エポキシ樹脂は、適切な熱硬化性プラスチック材料であることが示された。図１に示すように、プラスチック材料層内部のガラス繊維は、本構成によって決定された関連負荷がこの方向に生じるため、図面の平面、すなわち、フォーマセグメント３の周方向に垂直に延びている。
【００２７】
層材料７は、圧力及び温度を併用する加圧滅菌器内で形成され、切削によって所定の特定サイズにされる。このようにして形成された層材料７は、必要に応じて、例えば、曲線状の環状フォーマセグメントに対して応力のない接着接合を可能とするために、少なくとも表面的に曲線である表面形状を有することができる。さらに、ストラップ５は、テーパを提供し、フォーマセグメント３の内側フランジ４への接続領域内のノッチ応力の発生を低減するために、その端部に連続的に減少する材料厚を有することができる。また、ストラップ５は、圧力及び／又は温度を併用する加圧滅菌器内でフォーマセグメント３に接着接合されることが好ましいため、少なくともストラップ５の材料厚が高すぎることがなければ、ストラップ５は、加圧滅菌器内の接合工程中の曲げによって適合されることができる。
【００２８】
ストラップ５が内側フランジ４から離れることを防ぐために、接続要素１０，１１、とりわけ、リベット又はネジが、幾つかの領域に提供されている。
【００２９】
図２は、本実施形態に係る構造要素の動作原理の略図である。
【００３０】
構造要素１２は、ストラップ１４が接合層１５によって表面全体に亘って接着接合される強化プロファイル１３で形成されている。図１に示すストラップ５と同様に、ストラップ１４もまた、層材料又は繊維金属積層体から形成される。力束１７は、クラック１６が干渉し、接合層１５を介して強化プロファイル１３からストラップ１４内に誘導され、クラック１６を越えて、ストラップ１４によって構造要素１３内に戻される。クラック１６は、強化プロファイル１３をまだ完全に貫通していない。その結果、ストラップ１４は、力束１７のためのクラック１６に対するブリッジとして作用し、それによって、クラック１６の増加は、完全に停止されなくても、少なくとも緩やかになる。クラック１６の両側の反対方向を示す２つの黒い小矢印は、両側においてクラック１６に隣接する強化プロファイル１３の部分におけるクラック１６によって生じる動作傾向を示す。ストラップ１４の材料厚１８は、強化プロファイル１３の材料厚１９又は強化プロファイル１３の内側フランジ２０の約０．５倍〜３倍に相当することが好ましい。
【００３１】
接合層１５は、純粋接着層２１と、少なくとも２つのプリプレグ層２２，２３と、強化プロファイル１３に直接接触する接着層２１と、ストラップ１４に接続されるより低いプリプレグ層２３からなることが好ましい。接着層２１は、例えば、繊維強化のないエポキシ樹脂から形成されるのに対して、２つのプリプレグ層２２，２３は、炭素繊維及び／又はガラス繊維で強化されたエポキシ樹脂から形成される。
【００３２】
図３は、本実施形態に係る構造要素を提供するためのストラップの技術的形態を示す。
【００３３】
層材料又は繊維金属積層体から形成される本実施形態に係るストラップ２４が、その第一端部２５にテーパ２６を有するのに対して、反対方向の端部であるストラップ２４の第二端部２７は、平滑末端を有する。すなわち、ストラップ２４の材料厚２８は、第一端部２５、複数のステップを備えるテーパ２６に向かって段階的に減少し、そのうちの一つのステップ２９に参照符号が付され、残りの全てのステップを代表している。ステップ高さは、ストラップ２４の層材料を形成するために使用されるプラスチック材料層及び金属層の各々の厚みに略相当している。
【００３４】
図４は、強化プロファイルとして曲線状のフォーマセグメント３１で形成され、ストラップ２４の内側フランジ３２に対して表面全体に亘って接着接合される構造要素３０を示す。フォーマセグメント３１は、略二重Ｔ型断面形状を有する。
【００３５】
図５は、図４に示すストラップ２４の２つの末端領域Ｖの詳細断面図である。ストラップ２４は、交互に積み重ねられ、表面全体に亘って互いに接着接合される金属層及びプラスチック材料層で形成される層材料３３又は繊維金属積層体から上述のストラップに従って形成される。金属層及びプラスチック材料層の中から、連続的により低い金属層３４及び該金属層３４上に位置するプラスチック材料層３５に参照符号を付し、他の全ての層を代表している。プラスチック材料層の全ては、何れの場合でも、合成樹脂基体に埋め込まれたガラス繊維が同方向又は異なる方向に延出可能な２つの層（採番せず）から成る。
【００３６】
原則的には、少なくとも曲線状のフォーマセグメント３１の場合、プラスチック材料層を強化するために使用されるガラス繊維は、最大の機械的応力がこの空間的定位に生じるため、その周方向に平行に延出する。一般的に、層材料中のガラス繊維は、力束を最適化するように配置される。
【００３７】
２つのプリプレグ層３７，３８及び接着層３９を構成する接合層３６は、金属層３４の下部に延出する。フォーマセグメント３１の内側フランジ３２は、接着層３９の下部に配置される。
【００３８】
２つのプリプレグ層３７，３８の両端（採番せず）間に、小さなオフセット４０を有する、すなわち、プリプレグ層３７，３８は、僅かに異なる長さを有する。このオフセット４０は、プリプレグ層３７，３８の端部が先細りされたままではなく、純粋な、すなわち、繊維強化されていない合成樹脂、又は接着層３９を形成するために使用される合成樹脂で形成される末端部で終了するように、接着層３９によって取り囲まれている。金属層３４は、図面の概観を単に改善すべく、垂直方向に接合層３６からオフセットして示されているが、実際には、該接合層は、表面全体に亘って前記金属層に接着接合されている。さらなるプラスチック材料層４１もまた、小さなオフセット４２を有する。さらなる金属層４３は、プラスチック材料層４１に接着接合され、金属層は、接合工程中の加圧滅菌圧の結果として、その端部（採番しない）において僅かに、水平位置から下方に僅かに湾曲しているか、又は曲線状をなしている。金属層４３の下方に湾曲した端部は、小突出長４４によって、オフセット４２を含めて、プラスチック材料層４１の端部を越えて突出している。小突出長４４の直下及び金属層４３の（末端）縁４６に隣接して位置する領域４５は、取囲みを形成するための合成樹脂材料で充填されている。この合成樹脂材料もまた、接合層３６内部の接着層３９のために使用されることが好ましい。このように金属層４３及びプラスチック材料層４１の縁を取り囲むことは、金属層４３の縁４６及びプラスチック材料層４１の端部もまた合成樹脂材料に完全に埋め込まれており、途切れたり先細りしたままになっておらず、その結果、ストラップ２４が内側フランジ３２に最適に接合していることを意味する。その結果、有利なクラック開始挙動を有する「金属‐金属結合」が、テーパ２６の領域、及び、ストラップ２４とフォーマ３１との間の移行、並びに、ストラップ２４の層材料又は繊維金属積層体内部において達成されている。
【００３９】
図６は、３つの曲線からなるグラフである。アルミニウムフォーマにおける各々のクラックのミリメータ長をＹ軸上に表示され、全ての場合において考慮される構造要素に作用する負荷サイクル数がＸ軸上に表示されている。構造要素は、同様に、強化プロファイルとして使用されるアルミニウムフォーマである。アルミニウムフォーマ中の機械的往応力は、３つの全ての曲線において同じである。
【００４０】
説明のために、約４ミリメータ長の（開始）クラックを、試しに構造要素の強化プロファイル内に誘導し、クラックに作用する負荷サイクル数の関数として、その拡大を測定して算出した。
【００４１】
鎖線４７は、ストラップのないアルミニウムフォーマの場合におけるクラックの長さの（算出された）拡大を示し、点線４８は、アルミニウムフォーマにリベット留めされるチタンストラップが使用される時に生じる（算出された）進行を示す。アルミニウムフォーマに接着接合されるストラップが、例えば、Ｇｌａｒｅ（登録商標）等の層材料で形成される時に、実線によって示される（測定された）曲線４９が生じる。本実施形態に従って使用される層材料で形成されるストラップを使用することによって、クラックの拡大又は増大が、大いに低減され、極めて多数の負荷サイクルが作用した場合でも、臨界値に到達しないことが明らかである。
【産業上の利用可能性】
【００４２】
このように、層材料又は繊維金属積層体で形成された付加的に適用されるストラップを用いて本実施形態に従って形成される構造要素は、極めて高レベルの損傷許容性を達成し、胴体セル構造の高応力領域、例えば、高翼輸送機の胴体セルの中央部分において特に使用されるために有用である。
【符号の説明】
【００４３】
１ 構造要素
２ 強化プロファイル
３ フォーマセグメント
４ 内側フランジ（フォーマセグメント）
５ ストラップ
６ 接合層
７ 層材料（既製の繊維金属積層体）
８ 金属層
９ プラスチック材料層
１０ リベット
１１ リベット
１２ 構造要素
１３ 強化プロファイル
１４ ストラップ
１５ 接合層
１６ クラック
１７ 力束
１８ 材料厚（ストラップ）
１９ 材料厚（強化プロファイル及びフランジ）
２０ フランジ（強化プロファイル）
２１ 接着層
２２ プリプレグ層
２３ プリプレグ層
２４ ストラップ
２５ 第一端部（ストラップ）
２６ テーパ
２７ 第二端部（ストラップ）
２８ 材料厚（ストラップ）
２９ ステップ
３０ 構造要素
３１ フォーマセグメント
３２ 内側フランジ
３３ 層材料
３４ 金属層
３５ プラスチック材料層
３６ 接合層
３７ プリプレグ層
３８ プリプレグ層
３９ 接着層
４０ オフセット
４１ プラスチック材料層
４２ オフセット
４３ 金属層
４４ 突出長
４５ 領域
４６ 縁
４７ 曲線（ストラップのないアルミニウムフォーマ）
４８ 曲線（チタンストラップの付きのアルミニウムフォーマ）
４９ 曲線（繊維金属積層体ストラップの付きのアルミニウムフォーマ
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の胴体セルを強化するための構造要素（１，１２，３０）であって、金属材料、とりわけ、アルミニウム合金材料又はチタン合金材料から一体成形で形成される強化プロファイル（２，１３）を備え、前記強化プロファイル（２，１３）は、少なくとも幾つかの領域にストラップ（５，１４，２４）を備えることを特徴とする構造要素（１，１２，３０）。
【請求項２】
前記ストラップ（５，１４，２４）は、接合層（６，１５，３６）によって前記強化プロファイル（２，１３）に接着接合されていることを特徴とする請求項１に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項３】
前記ストラップ（５，１４，２４）は、少なくとも幾つかの領域において前記強化プロファイル（２，１３）にリベット留め及び／又はネジ留めされることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項４】
前記ストラップ（５，１４，２４）は、層材料（７，３３）、とりわけ、繊維金属積層体で形成されており、順に重ねて配置される複数の金属層（８，３４，４３）及びプラスチック材料層（９．３５．４１）を備え、該複数の金属層（８，３４，４３）及びプラスチック材料層（９．３５．４１）は、全ての場合において交互になっていることを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項５】
前記金属層（８，３４，４３）は、アルミニウム合金で形成され、前記プラスチック材料層（９．３５．４１）は、ガラス繊維強化された熱硬化性プラスチック材料で形成されていることを特徴とする請求項４に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項６】
前記金属層（８，３４，４３）は、チタン合金で形成され、前記プラスチック材料層（９．３５．４１）は、炭素繊維強化された熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、エポキシ樹脂で形成されていることを特徴とする請求項４に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項７】
前記ストラップ（５，１４，２４）の材料厚（１８）は、少なくとも前記ストラップ（５，１４，２４）の一端（２５，２７）に向かって減少することを特徴とする請求項１乃至６の何れか一項に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項８】
前記接合層（６，１５，３６）は少なくとも一つの接着層（２１，３９）及び少なくとも一つのプリプレグ層（２２，２３，３７，３８）で形成されていることを特徴とする請求項１乃至７の何れか一項に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項９】
前記少なくとも一つの接着層（２１，３９）は、熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、エポキシ樹脂で形成され、前記少なくとも一つのプリプレグ層（２２，２３，３７，３８）は、繊維強化された熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、ガラス繊維強化及び／又は炭素繊維強化されたエポキシ樹脂で形成されていることを特徴とする請求項８に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項１０】
前記強化プロファイル（２，１３）は、フォーマセグメント（３１）であり、前記ストラップ（２４）は、前記フォーマセグメント（３１）の内側フランジ（３２）及び／又は外側フランジに、少なくとも幾つかの領域において接着接合されていることを特徴とする請求項１乃至９の何れか一項に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項１１】
前記ストラップ（２４）の前記プラスチック材料層（９，３５，４１）中のガラス繊維は、前記フォーマセグメント（３１）の周方向に実質的に平行に延出することを特徴とする請求項１０に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項１２】
前記強化プロファイル（２，１３）は、支持体であり、前記ストラップ（５，１４，２４）は、前記支持体のフランジに、少なくとも幾つかの領域において接着接合されていることを特徴とする請求項１乃至９の何れか一項に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項１３】
前記ストラップ（５，１４，２４）の前記プラスチック材料層（９，３５，４１）中のガラス繊維は、力束の方向に実質的に延出することを特徴とする請求項１２に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項１】
航空機の胴体セルを強化するための構造要素（１，１２，３０）であって、金属材料、とりわけ、アルミニウム合金材料又はチタン合金材料から一体成形で形成される強化プロファイル（２，１３）を備え、前記強化プロファイル（２，１３）は、少なくとも幾つかの領域にストラップ（５，１４，２４）を備えることを特徴とする構造要素（１，１２，３０）。
【請求項２】
前記ストラップ（５，１４，２４）は、接合層（６，１５，３６）によって前記強化プロファイル（２，１３）に接着接合されていることを特徴とする請求項１に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項３】
前記ストラップ（５，１４，２４）は、少なくとも幾つかの領域において前記強化プロファイル（２，１３）にリベット留め及び／又はネジ留めされることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項４】
前記ストラップ（５，１４，２４）は、層材料（７，３３）、とりわけ、繊維金属積層体で形成されており、順に重ねて配置される複数の金属層（８，３４，４３）及びプラスチック材料層（９．３５．４１）を備え、該複数の金属層（８，３４，４３）及びプラスチック材料層（９．３５．４１）は、全ての場合において交互になっていることを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項５】
前記金属層（８，３４，４３）は、アルミニウム合金で形成され、前記プラスチック材料層（９．３５．４１）は、ガラス繊維強化された熱硬化性プラスチック材料で形成されていることを特徴とする請求項４に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項６】
前記金属層（８，３４，４３）は、チタン合金で形成され、前記プラスチック材料層（９．３５．４１）は、炭素繊維強化された熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、エポキシ樹脂で形成されていることを特徴とする請求項４に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項７】
前記ストラップ（５，１４，２４）の材料厚（１８）は、少なくとも前記ストラップ（５，１４，２４）の一端（２５，２７）に向かって減少することを特徴とする請求項１乃至６の何れか一項に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項８】
前記接合層（６，１５，３６）は少なくとも一つの接着層（２１，３９）及び少なくとも一つのプリプレグ層（２２，２３，３７，３８）で形成されていることを特徴とする請求項１乃至７の何れか一項に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項９】
前記少なくとも一つの接着層（２１，３９）は、熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、エポキシ樹脂で形成され、前記少なくとも一つのプリプレグ層（２２，２３，３７，３８）は、繊維強化された熱硬化性プラスチック材料、とりわけ、ガラス繊維強化及び／又は炭素繊維強化されたエポキシ樹脂で形成されていることを特徴とする請求項８に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項１０】
前記強化プロファイル（２，１３）は、フォーマセグメント（３１）であり、前記ストラップ（２４）は、前記フォーマセグメント（３１）の内側フランジ（３２）及び／又は外側フランジに、少なくとも幾つかの領域において接着接合されていることを特徴とする請求項１乃至９の何れか一項に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項１１】
前記ストラップ（２４）の前記プラスチック材料層（９，３５，４１）中のガラス繊維は、前記フォーマセグメント（３１）の周方向に実質的に平行に延出することを特徴とする請求項１０に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項１２】
前記強化プロファイル（２，１３）は、支持体であり、前記ストラップ（５，１４，２４）は、前記支持体のフランジに、少なくとも幾つかの領域において接着接合されていることを特徴とする請求項１乃至９の何れか一項に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【請求項１３】
前記ストラップ（５，１４，２４）の前記プラスチック材料層（９，３５，４１）中のガラス繊維は、力束の方向に実質的に延出することを特徴とする請求項１２に記載の構造要素（１，１２，３０）。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【公表番号】特表２０１２−５０５１２０（Ｐ２０１２−５０５１２０Ａ）
【公表日】平成２４年３月１日（２０１２．３．１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−５３１４４１（Ｐ２０１１−５３１４４１）
【出願日】平成２１年１０月６日（２００９．１０．６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００９／０６２９７９
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／０４３５１６
【国際公開日】平成２２年４月２２日（２０１０．４．２２）
【出願人】（３１１０１４９５６）エアバス オペレーションズ ゲーエムベーハー (54)
【氏名又は名称原語表記】Ａｉｒｂｕｓ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ ＧｍｂＨ
【住所又は居所原語表記】Ｋｒｅｅｔｓｌａｇ １０，２１１２９ Ｈａｍｂｕｒｇ，Ｇｅｒｍａｎｙ
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２４年３月１日（２０１２．３．１）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年１０月６日（２００９．１０．６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００９／０６２９７９
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／０４３５１６
【国際公開日】平成２２年４月２２日（２０１０．４．２２）
【出願人】（３１１０１４９５６）エアバス オペレーションズ ゲーエムベーハー (54)
【氏名又は名称原語表記】Ａｉｒｂｕｓ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ ＧｍｂＨ
【住所又は居所原語表記】Ｋｒｅｅｔｓｌａｇ １０，２１１２９ Ｈａｍｂｕｒｇ，Ｇｅｒｍａｎｙ
【Ｆターム（参考）】
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