航空機または宇宙船の構造用部品、および航空機または宇宙船の胴体部品配置構造
関連する胴体部（５）を連結させ、関連する胴体部（５）とほぼ一致する熱膨張係数を有する胴体部連結領域（１０）と；関連する設置要素を連結させ、関連する設置要素とほぼ一致する熱膨張係数を有する内部連結領域（１１）と；胴体部連結領域（１０）と内部連結領域（１１）を連結させる分離領域（１２）とからなる航空機または宇宙船の構造用部品（２）であって、領域（１０、１２、１１）の少なくとも１つが高い熱伝導抵抗（Ｒ１３、Ｒ１４、Ｒ１５）を持つ構造用部品（２）に関する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機または宇宙船の構造用部品、および航空機または宇宙船の胴体部品配置構造に関する。
【０００２】
本発明と本発明が解決しようとする問題は、たとえば、フォーマ、縦通材等、所望のあらゆる構造用部品に適用できるが、以下、詳細な説明はレール状の構造用部品を参照して行う。
【０００３】
航空機または宇宙船およびキャビンコンポーネントの内部での設置要素、システム設備、それらの負荷は、現在は主に、個別の「ブラケット」を介してこの種の航空機の胴体の一次構造に導入される。これらのブラケットは、典型的には、フォーマや胴体部に固定され、フォーマおよび胴体部が上述の設備および部品からの負荷を受ける。
【０００４】
ＤＥ１０ ２００６０６０３６４Ａ１には、熱膨張係数の低いカーボンファイバー製のスキンと、熱膨張係数の高い構造用部品とを含む胴体部品配置構造が開示されている。この胴体部品配置構造は、熱伝導率の低いサーマルストッパーを具備し、該構造用部品がサーマルストッパーによりスキンに連結されている、この機械的構成はサーマルストッパーとして絶縁層を有する。これらの部品はいずれもリベット接続により連結される。この場合の難点は、一方で、大量の個別のパーツが必要となることであり、他方で、連結部には切断加工が必要とされ、それに伴うオンサイトでの設置時間や清浄手段もある程度必要となることである。
【０００５】
したがって、本発明の目的は、航空機または宇宙船の改良構造用部品を提供することである。本発明の構造用部品においては、上述の問題は存在しないか、あるいは顕著に低減されているうえ、利点もある。また、本発明は、航空機または宇宙船の胴体部品配置構造の提供を第二の目的とする。
【０００６】
本発明によれば、これらの目的は、請求項１の技術的特徴を有する構造用部品および胴体部品配置構造により達成される。
【０００７】
結果として、関連する胴体部と連結し、関連する胴体部とほぼ一致する熱膨張係数を有する胴体部連結領域を含む航空機または宇宙船の構造用部品が提供される。また、本構造用部品は、関連する設置要素と連結し、関連する設置要素とほぼ一致する熱膨張係数を有する内部連結領域をも有する。分離領域は、胴体部連結領域および内部連結領域との連結に用いられる。このうち少なくとも１つは、高い熱伝導抵抗を有する。
【０００８】
本発明の根底にあるのは、上記部分の少なくとも１つが高い熱伝導抵抗を有し、他の部分は、その熱膨張係数が連結されることになる材料の熱膨張係数とほぼ一致するように、連結されることになる材料に適合していることである。
【０００９】
このように、本発明は、特に前述の方法に対し、その部品の熱膨張係数にかかわらず、構造用部品に連結されることになる部品の材料全てに適用可能であるという利点を有する。
【００１０】
胴体部連結領域と、分離領域と、内部連結領域とは、好ましくは１つの構造用部品として一体的に形成される。
【００１１】
ワンピース構造用部品においてこの種の一体的な分離層を使用することで、大量の個別のパーツ、および掘削、バリ取り、洗浄、リベット打ち・ねじ止め等の複雑な機械的連結手段は、もはや必要とされなくなる。
【００１２】
この場合、構造用部品は、共通のマトリクス材を有する複合部品として形成されることになる。結果として、たとえば、同様に複合部品として製造される胴体部の場合であれば、単純な方法で胴体部に構造用部品を連結することが可能である。この場合、胴体部連結領域は、胴体部となる胴体部複合材料と同一または類似の材料、たとえば、カーボンファイバーで構成される。
【００１３】
胴体部が金属製である場合、胴体部複合材料は金属箔からなる。この構造用部品の内部連結領域の内部複合材料は、同様にして構成される。この場合、さらなる手段を取り、追加の層により連結部を強化することもある。
【００１４】
一実施形態では、分離領域は、高い熱伝導抵抗を有する分離複合材料と、マトリクス材とを含む。この場合、分離複合材料は、たとえばガラスクロスとして形成されるのが好ましい。このガラスクロスは、たとえば、繊維複合部品の製造に使用されるプリプレグの形態で構成される。
【００１５】
この構造用部品の好適な構成では、複合材料および部品は全て、たとえばエポキシ樹脂など、同一のマトリクス材から製造されることが非常に有利である。航空機製造において、たとえば、複合材料の別の層を積層することは標準法であり、専用の機械加工装置を利用することも可能である。
【００１６】
全機能が、本発明に係わる構造用部品、すなわち、胴体部への連結部、絶縁層およびレール構造等の運搬構造に一体化されている。この構造用部品は、一体的に（ワンピースで）製造可能である。追加の連結要素を省略することで、組み立てを簡素化できる。補強要素のようにして、対応する胴体部（たとえば縦通材）に接着結合することもできる。本発明に係わる構造用部品は、胴体部または設置部品の熱膨張係数にかかわりなく、いかなる材料の組合せでも可能である。胴体部との連結部は、胴体部材料と同一の材料からなる。
【００１７】
胴体部品配置構造は、上述の構造用部品の少なくとも１つを含む。
【００１８】
以下、実施形態に基づき、添付の図面を参照しながら本発明を詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】図１は、本発明の好適な実施形態に係わる胴体部品配置構造の概略斜視図である。
【図２】図２は、本発明に係わる胴体部を含む構造用部品の一実施形態の概略斜視図である。
【図３】図３は、図２の概略斜視図の概略断面図である。
【００２０】
図中、類似の参照番号は、特に指定のない限り類似または機能的に同一の部品を示す。
【００２１】
図１に、本発明に係わる胴体部品配置構造１の概略斜視図を示す。胴体部５は、航空機または宇宙船（図示無し）のスキンの形態で示されている。この胴体部５は、曲線を描いており、内部空間６（たとえば航空機または宇宙船のキャビン）は、湾曲の中心（図中右側）に向かって配置され、外部空間７付近のスキンから離される。胴体部５は長手方向（大体、図中左から右方向）に縦通材８により補強される。フォーマ９は、胴体部５の周辺方向に取り付けられる。構造用部品２は、この例においては縦通材８と平行に、縦通材８間に広がっている。構造用部品は、たとえば、内殻や配管部等の設置要素（図示無し）を構造用部品２の内側部分４に取り付けるために備えられる。構造用部品２は、胴体連結部３により、胴体部５に固定される。
【００２２】
航空機または宇宙船の操縦中、内部空間６は通常空調管理されており、この場合、約２０℃の一定温度に保たれている。外部空間は温度が異なる場合が多い。たとえば、約１８℃の格納庫温度、時期や場所に応じてマイナスの温度（たとえば−１５℃）やプラスの温度（たとえば＋４０℃）になることもある飛行場の外気温や、高い飛行高度では−５５℃を超す外気温などが考えられる。これらの温度の数値は、絶対値とすべきではなく、外部空間７と内部空間６との温度の違いが、内部空間６の内部温度との関連で、大きく変化する場合があることを示すべきものである。
【００２３】
図２は、本発明に係わる胴体部を含む構造用部品２の一実施形態の概略斜視図である。この例においては、胴体部は、航空機または宇宙船（図示無し）のスキンであり、たとえば、ＣＦＲＰなどの複合材料から構成される。構造用部品２は、胴体連結部３により胴体部５の内面に取り付けられ、この場合は上翼と下翼から構成されている。この場合、これらの翼は、胴体部５に実質的に垂直な内部空間６に向かって伸びる。胴体連結部３は、胴体部連結領域１０に連結され、分離領域１２を通過して、内部連結領域１１に連結される。内部連結領域１１は、内側部分４の部品であり、設置要素を固定するために備えられる。これらは、内部連結領域１２に接着結合されるか、リベット留めされるかまたはネジ留めされる。あるいはその他の連結方法により連結される場合もある。
【００２４】
胴体部連結領域１０は、胴体部複合材料１３を含むが、分離領域１２の分離複合材料１５とは、材料、熱膨張係数および熱伝導抵抗の点で異なる。内部連結領域１１の内部複合材料１４も、分離複合材料１５とは異なる。胴体連結部３、胴体部連結領域１０、分離領域１２および内部連結領域１１は、複合部品または繊維複合部品として一体的に（ワンピースで）形成される。この場合、複合材料１３、１４および１５は、それぞれ繊維または積層半加工複合材料を形成するが、この繊維または積層半加工複合材料は、たとえば、エポキシ樹脂等のマトリクス１６であらゆる面が囲まれ含浸される。構造用部品２は、たとえばプリプレグにより、繊維複合部品として製造される。言うまでもなく、他の方法も可能である。この場合、複合材料１３、１４、１５は、半加工品として所定の形状に置かれ、マトリクス１６に含浸された後硬化される。強化層や対応する取り付け部分の挿入部同様、あらゆる形状が可能である。
【００２５】
構造用部品２の熱転写作用について、図３を参照してさらに詳細に説明する。図３は、図２の概略断面図である。
【００２６】
個々の部分１０、１２、１１は、垂直の点線により分けられている。熱伝導抵抗の回路Ｒ５、Ｒ５−３、Ｒ１３、Ｒ１４、Ｒ１５は、個々の部分１０、１２、１１および胴体部５にそれぞれ対応し、この配置で下部に備えられる。
【００２７】
内部空間６と外部空間７との上述した温度の違いが、この２空間で熱を伝導させる。周知のように、熱伝導は、放射、伝導および対流を介して行われる。ここでは、熱伝導のみを考慮し、個々の部分１０、１２、１１の熱伝導抵抗Ｒ５、Ｒ５−３、Ｒ１３、Ｒ１４、Ｒ１５と、この場合の部品について説明する。
【００２８】
繊維複合材料（たとえば、ＣＦＲＰ）製の胴体部５の場合、胴体部複合材料１３も、対応する繊維複合材料（たとえば、ＣＦＲＰ）で作成する。胴体部５が金属製であれば、胴体部複合材料１３も、金属糸および／または金属箔／層の形態で同一または類似の金属で構成される。この結果、胴体部５および構造用部品２の胴体連結部は、ほぼ一致する熱膨張係数を持つことになる。分離領域１２の分離複合材料１５は、たとえば、ガラスクロスであり、内部連結領域の材料１４は、設置要素（図示無し）に対応する複合材料（たとえば、金属および／または繊維複合材料）である。内部連結領域の複合材料１４と設置要素の熱膨張係数は、ほぼ一致している。このように、胴体部５と構造用部品２との間と、設置要素と構造用部品２との間には、実質的なストレスがないか、または低減されたストレスのみが存在する。
【００２９】
構造用部品２を介して、たとえば、熱源として約２０℃の内部空間６からヒートシンクとして約−５５℃の外部空間への熱の伝導が生じる。これは、図中略図として下部に描かれた熱伝導抵抗系に示されている。熱伝導抵抗値は、相対的にのみ与えられ；特定値は、関連する表から抽出される。内部連結領域１１は、熱伝導抵抗Ｒ１４を有するが、これは金属複合材料の場合は比較的低く、繊維複合材料の場合は比較的高い可能性がある。分離複合材料１５の熱伝導抵抗Ｒ１５がそれに続き、ガラスクロスの例によれば、非常に高い。分離複合材料は、このように、外に放出される熱に対するバリアを形成する。熱伝導抵抗Ｒ１３は、胴体連結部複合材料１３とその材料に対応しているため、ＣＦＲＰ材料の場合は比較的高く、金属の場合は比較的低い可能性がある。熱抵抗Ｒ５−１３は、胴体連結部３と胴体部間の変遷を示すものであり、熱抵抗Ｒ５は、胴体部５の材料に対応し、ＣＦＲＰ材料の場合は比較的高く、金属の場合は比較的低い。
【００３０】
このことから、設置要素および胴体部５の構成にかかわらず、分離複合材料１５の高い熱伝導抵抗Ｒ１５の形で、常に熱障壁が存在し、構造用部品２における圧縮を大幅に排除できることがわかる。
【００３１】
ワンピース構造用部品２は、構造用部品内部の高い断熱性とともに、上述の統合機能の利点を併せ持つ複合部品である他の自動車部品と同一または類似の製造方法で、様式上の自由度が高い部品を提供する。
【００３２】
以上、本発明を好適な実施形態に基づき説明してきたが、本発明はこれら実施形態に限定されるものではなく、多種多様に異なる方法で組み合わせ、改変することが可能である。
【００３３】
たとえば、個々の部分１０、１２、１１は、配置の際に異なる展開が可能である。また、繰り返し連続して配置することも可能である。
【００３４】
関連する胴体部５に連結され、関連する胴体部５とほぼ一致する熱膨張係数を有する胴体部連結領域１０と；関連する設置要素に連結され、関連する設置要素とほぼ一致する熱膨張係数を有する内部連結領域１１と；胴体部連結領域１０と内部連結領域１１とを連結させる分離領域１２；とを含む航空機または宇宙船の構造用部品２の場合、上記部分１０、１２、１１の少なくとも１つが高い熱伝導抵抗Ｒ１３、Ｒ１４、Ｒ１５を有する。胴体部品配置構造１には、この種の構造用部品２が少なくとも１つ含まれる。
【符号の説明】
【００３５】
１ 胴体部品配置構造
２ 構造用部品
３ 胴体連結部
４ 内側部分
５ 胴体部
６ 内部空間
７ 外部空間
８ 縦通材
９ フォーマ
１０ 胴体部連結領域
１１ 内部連結領域
１２ 分離領域
１３ 胴体部複合材料
１４ 内部複合材料
１５ 分離複合材料
１６ マトリクス材
Ｒ５ 胴体部の熱伝導抵抗
Ｒ５−３ 胴体部と胴体連結部間を移行する熱伝導抵抗
Ｒ１３ 胴体部複合材料の熱伝導抵抗
Ｒ１４ 内部複合材料の熱伝導抵抗
Ｒ１５ 分離複合材料の熱伝導抵抗
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機または宇宙船の構造用部品、および航空機または宇宙船の胴体部品配置構造に関する。
【０００２】
本発明と本発明が解決しようとする問題は、たとえば、フォーマ、縦通材等、所望のあらゆる構造用部品に適用できるが、以下、詳細な説明はレール状の構造用部品を参照して行う。
【０００３】
航空機または宇宙船およびキャビンコンポーネントの内部での設置要素、システム設備、それらの負荷は、現在は主に、個別の「ブラケット」を介してこの種の航空機の胴体の一次構造に導入される。これらのブラケットは、典型的には、フォーマや胴体部に固定され、フォーマおよび胴体部が上述の設備および部品からの負荷を受ける。
【０００４】
ＤＥ１０ ２００６０６０３６４Ａ１には、熱膨張係数の低いカーボンファイバー製のスキンと、熱膨張係数の高い構造用部品とを含む胴体部品配置構造が開示されている。この胴体部品配置構造は、熱伝導率の低いサーマルストッパーを具備し、該構造用部品がサーマルストッパーによりスキンに連結されている、この機械的構成はサーマルストッパーとして絶縁層を有する。これらの部品はいずれもリベット接続により連結される。この場合の難点は、一方で、大量の個別のパーツが必要となることであり、他方で、連結部には切断加工が必要とされ、それに伴うオンサイトでの設置時間や清浄手段もある程度必要となることである。
【０００５】
したがって、本発明の目的は、航空機または宇宙船の改良構造用部品を提供することである。本発明の構造用部品においては、上述の問題は存在しないか、あるいは顕著に低減されているうえ、利点もある。また、本発明は、航空機または宇宙船の胴体部品配置構造の提供を第二の目的とする。
【０００６】
本発明によれば、これらの目的は、請求項１の技術的特徴を有する構造用部品および胴体部品配置構造により達成される。
【０００７】
結果として、関連する胴体部と連結し、関連する胴体部とほぼ一致する熱膨張係数を有する胴体部連結領域を含む航空機または宇宙船の構造用部品が提供される。また、本構造用部品は、関連する設置要素と連結し、関連する設置要素とほぼ一致する熱膨張係数を有する内部連結領域をも有する。分離領域は、胴体部連結領域および内部連結領域との連結に用いられる。このうち少なくとも１つは、高い熱伝導抵抗を有する。
【０００８】
本発明の根底にあるのは、上記部分の少なくとも１つが高い熱伝導抵抗を有し、他の部分は、その熱膨張係数が連結されることになる材料の熱膨張係数とほぼ一致するように、連結されることになる材料に適合していることである。
【０００９】
このように、本発明は、特に前述の方法に対し、その部品の熱膨張係数にかかわらず、構造用部品に連結されることになる部品の材料全てに適用可能であるという利点を有する。
【００１０】
胴体部連結領域と、分離領域と、内部連結領域とは、好ましくは１つの構造用部品として一体的に形成される。
【００１１】
ワンピース構造用部品においてこの種の一体的な分離層を使用することで、大量の個別のパーツ、および掘削、バリ取り、洗浄、リベット打ち・ねじ止め等の複雑な機械的連結手段は、もはや必要とされなくなる。
【００１２】
この場合、構造用部品は、共通のマトリクス材を有する複合部品として形成されることになる。結果として、たとえば、同様に複合部品として製造される胴体部の場合であれば、単純な方法で胴体部に構造用部品を連結することが可能である。この場合、胴体部連結領域は、胴体部となる胴体部複合材料と同一または類似の材料、たとえば、カーボンファイバーで構成される。
【００１３】
胴体部が金属製である場合、胴体部複合材料は金属箔からなる。この構造用部品の内部連結領域の内部複合材料は、同様にして構成される。この場合、さらなる手段を取り、追加の層により連結部を強化することもある。
【００１４】
一実施形態では、分離領域は、高い熱伝導抵抗を有する分離複合材料と、マトリクス材とを含む。この場合、分離複合材料は、たとえばガラスクロスとして形成されるのが好ましい。このガラスクロスは、たとえば、繊維複合部品の製造に使用されるプリプレグの形態で構成される。
【００１５】
この構造用部品の好適な構成では、複合材料および部品は全て、たとえばエポキシ樹脂など、同一のマトリクス材から製造されることが非常に有利である。航空機製造において、たとえば、複合材料の別の層を積層することは標準法であり、専用の機械加工装置を利用することも可能である。
【００１６】
全機能が、本発明に係わる構造用部品、すなわち、胴体部への連結部、絶縁層およびレール構造等の運搬構造に一体化されている。この構造用部品は、一体的に（ワンピースで）製造可能である。追加の連結要素を省略することで、組み立てを簡素化できる。補強要素のようにして、対応する胴体部（たとえば縦通材）に接着結合することもできる。本発明に係わる構造用部品は、胴体部または設置部品の熱膨張係数にかかわりなく、いかなる材料の組合せでも可能である。胴体部との連結部は、胴体部材料と同一の材料からなる。
【００１７】
胴体部品配置構造は、上述の構造用部品の少なくとも１つを含む。
【００１８】
以下、実施形態に基づき、添付の図面を参照しながら本発明を詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】図１は、本発明の好適な実施形態に係わる胴体部品配置構造の概略斜視図である。
【図２】図２は、本発明に係わる胴体部を含む構造用部品の一実施形態の概略斜視図である。
【図３】図３は、図２の概略斜視図の概略断面図である。
【００２０】
図中、類似の参照番号は、特に指定のない限り類似または機能的に同一の部品を示す。
【００２１】
図１に、本発明に係わる胴体部品配置構造１の概略斜視図を示す。胴体部５は、航空機または宇宙船（図示無し）のスキンの形態で示されている。この胴体部５は、曲線を描いており、内部空間６（たとえば航空機または宇宙船のキャビン）は、湾曲の中心（図中右側）に向かって配置され、外部空間７付近のスキンから離される。胴体部５は長手方向（大体、図中左から右方向）に縦通材８により補強される。フォーマ９は、胴体部５の周辺方向に取り付けられる。構造用部品２は、この例においては縦通材８と平行に、縦通材８間に広がっている。構造用部品は、たとえば、内殻や配管部等の設置要素（図示無し）を構造用部品２の内側部分４に取り付けるために備えられる。構造用部品２は、胴体連結部３により、胴体部５に固定される。
【００２２】
航空機または宇宙船の操縦中、内部空間６は通常空調管理されており、この場合、約２０℃の一定温度に保たれている。外部空間は温度が異なる場合が多い。たとえば、約１８℃の格納庫温度、時期や場所に応じてマイナスの温度（たとえば−１５℃）やプラスの温度（たとえば＋４０℃）になることもある飛行場の外気温や、高い飛行高度では−５５℃を超す外気温などが考えられる。これらの温度の数値は、絶対値とすべきではなく、外部空間７と内部空間６との温度の違いが、内部空間６の内部温度との関連で、大きく変化する場合があることを示すべきものである。
【００２３】
図２は、本発明に係わる胴体部を含む構造用部品２の一実施形態の概略斜視図である。この例においては、胴体部は、航空機または宇宙船（図示無し）のスキンであり、たとえば、ＣＦＲＰなどの複合材料から構成される。構造用部品２は、胴体連結部３により胴体部５の内面に取り付けられ、この場合は上翼と下翼から構成されている。この場合、これらの翼は、胴体部５に実質的に垂直な内部空間６に向かって伸びる。胴体連結部３は、胴体部連結領域１０に連結され、分離領域１２を通過して、内部連結領域１１に連結される。内部連結領域１１は、内側部分４の部品であり、設置要素を固定するために備えられる。これらは、内部連結領域１２に接着結合されるか、リベット留めされるかまたはネジ留めされる。あるいはその他の連結方法により連結される場合もある。
【００２４】
胴体部連結領域１０は、胴体部複合材料１３を含むが、分離領域１２の分離複合材料１５とは、材料、熱膨張係数および熱伝導抵抗の点で異なる。内部連結領域１１の内部複合材料１４も、分離複合材料１５とは異なる。胴体連結部３、胴体部連結領域１０、分離領域１２および内部連結領域１１は、複合部品または繊維複合部品として一体的に（ワンピースで）形成される。この場合、複合材料１３、１４および１５は、それぞれ繊維または積層半加工複合材料を形成するが、この繊維または積層半加工複合材料は、たとえば、エポキシ樹脂等のマトリクス１６であらゆる面が囲まれ含浸される。構造用部品２は、たとえばプリプレグにより、繊維複合部品として製造される。言うまでもなく、他の方法も可能である。この場合、複合材料１３、１４、１５は、半加工品として所定の形状に置かれ、マトリクス１６に含浸された後硬化される。強化層や対応する取り付け部分の挿入部同様、あらゆる形状が可能である。
【００２５】
構造用部品２の熱転写作用について、図３を参照してさらに詳細に説明する。図３は、図２の概略断面図である。
【００２６】
個々の部分１０、１２、１１は、垂直の点線により分けられている。熱伝導抵抗の回路Ｒ５、Ｒ５−３、Ｒ１３、Ｒ１４、Ｒ１５は、個々の部分１０、１２、１１および胴体部５にそれぞれ対応し、この配置で下部に備えられる。
【００２７】
内部空間６と外部空間７との上述した温度の違いが、この２空間で熱を伝導させる。周知のように、熱伝導は、放射、伝導および対流を介して行われる。ここでは、熱伝導のみを考慮し、個々の部分１０、１２、１１の熱伝導抵抗Ｒ５、Ｒ５−３、Ｒ１３、Ｒ１４、Ｒ１５と、この場合の部品について説明する。
【００２８】
繊維複合材料（たとえば、ＣＦＲＰ）製の胴体部５の場合、胴体部複合材料１３も、対応する繊維複合材料（たとえば、ＣＦＲＰ）で作成する。胴体部５が金属製であれば、胴体部複合材料１３も、金属糸および／または金属箔／層の形態で同一または類似の金属で構成される。この結果、胴体部５および構造用部品２の胴体連結部は、ほぼ一致する熱膨張係数を持つことになる。分離領域１２の分離複合材料１５は、たとえば、ガラスクロスであり、内部連結領域の材料１４は、設置要素（図示無し）に対応する複合材料（たとえば、金属および／または繊維複合材料）である。内部連結領域の複合材料１４と設置要素の熱膨張係数は、ほぼ一致している。このように、胴体部５と構造用部品２との間と、設置要素と構造用部品２との間には、実質的なストレスがないか、または低減されたストレスのみが存在する。
【００２９】
構造用部品２を介して、たとえば、熱源として約２０℃の内部空間６からヒートシンクとして約−５５℃の外部空間への熱の伝導が生じる。これは、図中略図として下部に描かれた熱伝導抵抗系に示されている。熱伝導抵抗値は、相対的にのみ与えられ；特定値は、関連する表から抽出される。内部連結領域１１は、熱伝導抵抗Ｒ１４を有するが、これは金属複合材料の場合は比較的低く、繊維複合材料の場合は比較的高い可能性がある。分離複合材料１５の熱伝導抵抗Ｒ１５がそれに続き、ガラスクロスの例によれば、非常に高い。分離複合材料は、このように、外に放出される熱に対するバリアを形成する。熱伝導抵抗Ｒ１３は、胴体連結部複合材料１３とその材料に対応しているため、ＣＦＲＰ材料の場合は比較的高く、金属の場合は比較的低い可能性がある。熱抵抗Ｒ５−１３は、胴体連結部３と胴体部間の変遷を示すものであり、熱抵抗Ｒ５は、胴体部５の材料に対応し、ＣＦＲＰ材料の場合は比較的高く、金属の場合は比較的低い。
【００３０】
このことから、設置要素および胴体部５の構成にかかわらず、分離複合材料１５の高い熱伝導抵抗Ｒ１５の形で、常に熱障壁が存在し、構造用部品２における圧縮を大幅に排除できることがわかる。
【００３１】
ワンピース構造用部品２は、構造用部品内部の高い断熱性とともに、上述の統合機能の利点を併せ持つ複合部品である他の自動車部品と同一または類似の製造方法で、様式上の自由度が高い部品を提供する。
【００３２】
以上、本発明を好適な実施形態に基づき説明してきたが、本発明はこれら実施形態に限定されるものではなく、多種多様に異なる方法で組み合わせ、改変することが可能である。
【００３３】
たとえば、個々の部分１０、１２、１１は、配置の際に異なる展開が可能である。また、繰り返し連続して配置することも可能である。
【００３４】
関連する胴体部５に連結され、関連する胴体部５とほぼ一致する熱膨張係数を有する胴体部連結領域１０と；関連する設置要素に連結され、関連する設置要素とほぼ一致する熱膨張係数を有する内部連結領域１１と；胴体部連結領域１０と内部連結領域１１とを連結させる分離領域１２；とを含む航空機または宇宙船の構造用部品２の場合、上記部分１０、１２、１１の少なくとも１つが高い熱伝導抵抗Ｒ１３、Ｒ１４、Ｒ１５を有する。胴体部品配置構造１には、この種の構造用部品２が少なくとも１つ含まれる。
【符号の説明】
【００３５】
１ 胴体部品配置構造
２ 構造用部品
３ 胴体連結部
４ 内側部分
５ 胴体部
６ 内部空間
７ 外部空間
８ 縦通材
９ フォーマ
１０ 胴体部連結領域
１１ 内部連結領域
１２ 分離領域
１３ 胴体部複合材料
１４ 内部複合材料
１５ 分離複合材料
１６ マトリクス材
Ｒ５ 胴体部の熱伝導抵抗
Ｒ５−３ 胴体部と胴体連結部間を移行する熱伝導抵抗
Ｒ１３ 胴体部複合材料の熱伝導抵抗
Ｒ１４ 内部複合材料の熱伝導抵抗
Ｒ１５ 分離複合材料の熱伝導抵抗
【特許請求の範囲】
【請求項１】
関連する胴体部（５）を連結させ、該関連する胴体部（５）とほぼ一致する熱膨張係数を有する胴体部連結領域（１０）と；
関連する設置要素を連結させ、該関連する設置要素とほぼ一致する熱膨張係数を有する内部連結領域（１１）と；
前記胴体部連結領域（１０）と前記内部連結領域（１１）を連結する分離領域（１２）とを含む航空機または宇宙船の構造用部品（２）であって、
前記領域（１０、１２、１１）の少なくとも１つが、高い熱伝導抵抗（Ｒ１３、Ｒ１４、Ｒ１５）を有する材料構造である構造用部品（２）。
【請求項２】
前記胴体部連結領域（１０）、前記分離領域（１２）および前記内部連結領域（１１）は互いに一体的に形成される請求項１に記載の構造用部品（２）。
【請求項３】
前記構造用部品（２）は、共通のマトリクス材（１６）を有する複合部品として形成される請求項１または請求項２に記載の構造用部品（２）。
【請求項４】
前記分離領域（１２）は高い熱伝導抵抗（Ｒ１４）をもつ分離複合材料（１４）と、前記マトリクス材（１６）とを含む請求項３に記載の構造用部品（２）。
【請求項５】
前記分離複合材料（１５）はガラスクロスとして形成される請求項４に記載の構造用部品（２）。
【請求項６】
前記胴体部連結領域（１０）は、前記胴体部（５）に対応する材料からなる胴体部複合材料（１３）と、前記マトリクス材（１６）とを含む請求項３〜５の少なくとも１つに記載の構造用部品（２）。
【請求項７】
前記胴体部（５）が複合材料から構成される場合に、前記胴体部複合材料（１３）は前記胴体部（５）と同一の前記複合材料からなる請求項６に記載の構造用部品（２）。
【請求項８】
前記胴体部（５）が金属材料から構成される場合に、前記胴体部複合材料（１３）は金属箔からなる請求項６に記載の構造用部品（２）。
【請求項９】
前記内部連結領域（１１）は、前記関連する設置要素とほぼ一致する熱膨張係数を有する内部複合材料（１５）と、前記マトリクス材（１６）とを含む請求項３〜８の少なくとも１つに記載の構造用部品（２）。
【請求項１０】
請求項１〜９の少なくとも１つに記載の構造用部品（２）を少なくとも１つ含む胴体部品配置構造（１）。
【請求項１】
関連する胴体部（５）を連結させ、該関連する胴体部（５）とほぼ一致する熱膨張係数を有する胴体部連結領域（１０）と；
関連する設置要素を連結させ、該関連する設置要素とほぼ一致する熱膨張係数を有する内部連結領域（１１）と；
前記胴体部連結領域（１０）と前記内部連結領域（１１）を連結する分離領域（１２）とを含む航空機または宇宙船の構造用部品（２）であって、
前記領域（１０、１２、１１）の少なくとも１つが、高い熱伝導抵抗（Ｒ１３、Ｒ１４、Ｒ１５）を有する材料構造である構造用部品（２）。
【請求項２】
前記胴体部連結領域（１０）、前記分離領域（１２）および前記内部連結領域（１１）は互いに一体的に形成される請求項１に記載の構造用部品（２）。
【請求項３】
前記構造用部品（２）は、共通のマトリクス材（１６）を有する複合部品として形成される請求項１または請求項２に記載の構造用部品（２）。
【請求項４】
前記分離領域（１２）は高い熱伝導抵抗（Ｒ１４）をもつ分離複合材料（１４）と、前記マトリクス材（１６）とを含む請求項３に記載の構造用部品（２）。
【請求項５】
前記分離複合材料（１５）はガラスクロスとして形成される請求項４に記載の構造用部品（２）。
【請求項６】
前記胴体部連結領域（１０）は、前記胴体部（５）に対応する材料からなる胴体部複合材料（１３）と、前記マトリクス材（１６）とを含む請求項３〜５の少なくとも１つに記載の構造用部品（２）。
【請求項７】
前記胴体部（５）が複合材料から構成される場合に、前記胴体部複合材料（１３）は前記胴体部（５）と同一の前記複合材料からなる請求項６に記載の構造用部品（２）。
【請求項８】
前記胴体部（５）が金属材料から構成される場合に、前記胴体部複合材料（１３）は金属箔からなる請求項６に記載の構造用部品（２）。
【請求項９】
前記内部連結領域（１１）は、前記関連する設置要素とほぼ一致する熱膨張係数を有する内部複合材料（１５）と、前記マトリクス材（１６）とを含む請求項３〜８の少なくとも１つに記載の構造用部品（２）。
【請求項１０】
請求項１〜９の少なくとも１つに記載の構造用部品（２）を少なくとも１つ含む胴体部品配置構造（１）。
【図１】
【図２】
【図３】
【図２】
【図３】
【公表番号】特表２０１２−５０９８１１（Ｐ２０１２−５０９８１１Ａ）
【公表日】平成２４年４月２６日（２０１２．４．２６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−５３７９２７（Ｐ２０１１−５３７９２７）
【出願日】平成２１年１１月１６日（２００９．１１．１６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００９／０６５２２７
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／０６０８２４
【国際公開日】平成２２年６月３日（２０１０．６．３）
【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
【公表日】平成２４年４月２６日（２０１２．４．２６）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年１１月１６日（２００９．１１．１６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００９／０６５２２７
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／０６０８２４
【国際公開日】平成２２年６月３日（２０１０．６．３）
【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
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