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技術 航空機構造域内に電流リターンネットワークを設けるための方法および装置

出願人 ザ・ボーイング・カンパニー
発明者 フォルツ,グレゴリーエー.カジタ,カークビー.グレッグ,ポールエス.デイ,アーサーシー.ピエール,マークジョーエル
出願日 2014年3月24日 (6年7ヶ月経過) 出願番号 2014-060865
公開日 2014年10月23日 (6年0ヶ月経過) 公開番号 2014-198557
状態 特許登録済
技術分野 飛行船・気球・飛行機
主要キーワード 耐荷重構造 耐荷重部材 一体フランジ 中央胴体 炭素繊維強化ポリマ 厚板部材 炭素繊維強化プラスチック材料 中央ウェブ
関連する未来課題
重要な関連分野

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図面 (11)

課題

航空機に重量を付加しない電流リターンネットワークアセンブリを提供する。

解決手段

所定の潜在的落雷ゾーンを有する航空機用の電流リターンネットワークアセンブリ100は、所定の潜在的落雷ゾーン内に取り付けられる。電流リターンネットワークアセンブリは、アセンブリと所定の潜在的落雷ゾーンとの両方を通して電流を伝導する導電性ハニカム中央コア102を含む。電流は、航空機の所定の潜在的落雷ゾーンへの落雷により生じる。導電性のハニカム中央コア102は、航空機の前記ゾーンへの落雷により生じた電流を、前記アセンブリおよび前記ゾーンを通して伝導する。

概要

背景

おそらく飛行における最大の不確定要素気象である。気象条件は、風、気温稲妻氷結状態、雨、前線に起因する乱気流、霧、スモッグ竜巻、およびハリケーンを含む、多くの要素を有し得る。気象条件は、乗客のみならず航空会社航空管制官気象予報士、パイロットおよび乗組員にとっても重要である。

稲妻は、飛行中に発生し得る1つの特定の気象要素である。航空機は、平均して、年に1回程度しか落雷を受けないことが報告されている。歴史的に、民間航空機は通常、導電性であるアルミニウム外板を備えている。外板がアルミニウムである航空機に落雷が生じた場合、落雷は、一般に機首または他のゾーンなどの航空機の末端から進入する。落雷により運び込まれた電気エネルギーまたは電流は、一般的に航空機のアルミニウムの導電性外板を通過し、その後、尾部などの別の末端から抜け出る。一般的には、乗客にも機内の機器のいずれにも何ら損害は生じない。

外板などに少なくともいくつかの複合材料を使用する最新の航空機の場合、かかる複合材料は、アルミニウム外板の航空機に比べると導電性でないため、通常は追加の対策が講じられる。そのような対策の1つとしては、部分的に複合材料が使用された航空機の種々の場所に設けられ得る電流リターンネットワークアセンブリが挙げられる。複合材料航空機は全体が複合材料から成るのではなく、航空機のある特定の部分にはアルミニウムなどの導電性材料が使用される領域が存在することを理解すべきである。

概要

航空機に重量を付加しない電流リターンネットワークアセンブリを提供する。所定の潜在的落雷ゾーンを有する航空機用の電流リターンネットワークアセンブリ100は、所定の潜在的落雷ゾーン内に取り付けられる。電流リターンネットワークアセンブリは、アセンブリと所定の潜在的落雷ゾーンとの両方を通して電流を伝導する導電性のハニカム中央コア102を含む。電流は、航空機の所定の潜在的落雷ゾーンへの落雷により生じる。導電性のハニカム中央コア102は、航空機の前記ゾーンへの落雷により生じた電流を、前記アセンブリおよび前記ゾーンを通して伝導する。A

目的

最後のステップは、航空機の置き換え可能な部材の前記物理的要件を有する前記アセンブリを構成することである

効果

実績

技術文献被引用数
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牽制数
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請求項1

所定の潜在的落雷ゾーンを有しかつ前記ゾーン内に取り付ける電流リターンネットワークアセンブリ(100)を有する航空機(50)において、前記航空機(50)の前記ゾーンへの落雷により生じた電流を、前記アセンブリ(100)および前記ゾーンを通して伝導する導電性ハニカム中央コア(108)を備える前記アセンブリ(100)。

請求項2

前記所定の潜在的落雷ゾーンに対して耐荷重支持を提供するように構成される、請求項1に記載の電流リターンネットワークアセンブリ(100)。

請求項3

前記ハニカム中央コア(108)が、離間した端部(116)と、前記端部(116)により相互連結された離間した側面(110)とを有し、前記側面(110)、前記端部(116)およびコア(102)が、前記耐荷重支持を少なくとも部分的に提供するために協働する、請求項1または2に記載の電流リターンネットワークアセンブリ(100)。

請求項4

前記アセンブリ(100)を通して前記電流を伝導する上で前記コア(102)と協働するように前記コア(102)の前記端部(116)に取り付けられた導電性の端部キャップ(118)を含み、前記端部キャップ(118)が追加の耐荷重支持を少なくとも部分的に提供する、請求項3に記載の電流リターンネットワークアセンブリ(100)。

請求項5

部分的に導電性でありかつ前記コア(102)の前記側面(110)に接合された側面シート(114)を含み、前記側面シート(114)、前記端部キャップ(118)、および前記コア(102)が、前記耐荷重支持を提供するために協働し、かつ前記アセンブリ(100)および前記ゾーンを通して前記電流を伝導する上で協働する、請求項1から4のいずれか一項に記載の電流リターンネットワーク。

請求項6

航空機(50)において使用する電流リターンネットワークアセンブリ(100)を構成するための方法であって、少なくとも部分的に導電性の低い材料で作製された、前記航空機(50)の潜在的落雷ゾーンを特定するステップと、前記電流リターンネットワークアセンブリ(100)に有効に置き換え可能である、前記ゾーン内の置き換え可能な部材を特定するステップと、前記ゾーン内の前記置き換え可能な部材の少なくとも1つの設計パラメータを決定するステップと、前記電流リターンネットワークアセンブリ(100)に、前記落雷により生じる電流を前記コア(102)および前記ゾーンを通して伝導することが可能な導電性のハニカム中央コア(108)を設けるステップと、前記置き換え可能な部材の前記少なくとも1つの設計パラメータを有する前記アセンブリ(100)を構成するステップとを含む方法。

請求項7

前記少なくとも1つの設計パラメータを決定するステップが、前記置き換え可能な部材の複数の寸法を決定することを含み、前記構成するステップが、前記寸法で前記電流ネットワークアセンブリ(100)を構成することを含む、請求項6に記載の方法。

請求項8

前記決定するステップが、前記置き換え可能な部材の多数の設計パラメータを決定することを含み、前記方法が、本来は前記置き換え可能な部材用に設計された場所における航空機(50)ゾーン内に前記電流リターンネットワークアセンブリ(100)を設置するステップを含み、前記電流リターンネットワークアセンブリ(100)が、前記ゾーン内の前記置き換え可能な部材の設計パラメータを有しかつ将来起こり得る落雷が前記ゾーンに生じた場合の電流リターンネットワーク機能を有し、前記コア(102)は、将来起こり得る落雷が前記落雷ゾーンに生じた場合に、前記落雷ゾーンから前記ゾーンと前記ハニカムコア(108)との両方を通して電流を伝導する、請求項6に記載の方法。

請求項9

前記ゾーン内の前記置き換え可能な部材が耐荷重部材である、請求項6から8のいずれか一項に記載の方法。

請求項10

請求項1から5のいずれか一項に記載の前記電流リターンネットワークアセンブリ(100)を含む航空機(50)。

技術分野

0001

本開示のある特定の態様は、一般的に、航空機電流リターンネットワークに関する。更に具体的には、本開示のある特定の実施形態は、電流リターンネットワークが、電流リターンネットワーク(CRN)として、また航空機の少なくとも一部に対する耐荷重支持としても機能する方法およびアセンブリに関する。

背景技術

0002

おそらく飛行における最大の不確定要素気象である。気象条件は、風、気温稲妻氷結状態、雨、前線に起因する乱気流、霧、スモッグ竜巻、およびハリケーンを含む、多くの要素を有し得る。気象条件は、乗客のみならず航空会社航空管制官気象予報士、パイロットおよび乗組員にとっても重要である。

0003

稲妻は、飛行中に発生し得る1つの特定の気象要素である。航空機は、平均して、年に1回程度しか落雷を受けないことが報告されている。歴史的に、民間航空機は通常、導電性であるアルミニウム外板を備えている。外板がアルミニウムである航空機に落雷が生じた場合、落雷は、一般に機首または他のゾーンなどの航空機の末端から進入する。落雷により運び込まれた電気エネルギーまたは電流は、一般的に航空機のアルミニウムの導電性外板を通過し、その後、尾部などの別の末端から抜け出る。一般的には、乗客にも機内の機器のいずれにも何ら損害は生じない。

0004

外板などに少なくともいくつかの複合材料を使用する最新の航空機の場合、かかる複合材料は、アルミニウム外板の航空機に比べると導電性でないため、通常は追加の対策が講じられる。そのような対策の1つとしては、部分的に複合材料が使用された航空機の種々の場所に設けられ得る電流リターンネットワークアセンブリが挙げられる。複合材料航空機は全体が複合材料から成るのではなく、航空機のある特定の部分にはアルミニウムなどの導電性材料が使用される領域が存在することを理解すべきである。

発明が解決しようとする課題

0005

航空機の設計では、概して、種々の部品の重量が非常に重要である。航空機に設けられる電流リターンネットワークアセンブリは通常、それ自体がそのような電流リターンネットワークの大部分をなすアルミニウム製の航空機では特に、さほど問題ではない。しかしながら、複合材料航空機に関しては、一般的に航空機の軽量化により燃料効率が増大するため、航空機に重量を付加しない電流リターンネットワークアセンブリを設けることが非常に望ましい。

0006

従来の手法および伝統的な手法の更なる限界および欠点は、図面を含む本出願の他の部分に記載の本開示とかかる手法との比較を通じて、当業者に明らかになるであろう。

課題を解決するための手段

0007

実施形態によれば、所定の潜在的落雷ゾーンを有する航空機用の電流リターンネットワークアセンブリは、所定の潜在的落雷ゾーン内に取り付けられる。電流リターンネットワークアセンブリは、アセンブリと所定の潜在的落雷ゾーンとの両方を通して電流を伝導する導電性のハニカム中央コアを含む。電流は、航空機の所定の潜在的落雷ゾーンへの落雷により生じる。

0008

更なる実施形態によれば、所定の潜在的落雷ゾーンを有する航空機は内側部を有する。電流リターンネットワークアセンブリは、このゾーンにおよび所定の潜在的落雷ゾーンの内側部内に取り付けられる。導電性のハニカム中央コア部は、電流リターンネットワークアセンブリの部品として設けられる。中央コア部は、ハニカムコアを通して、および前記ゾーンを通して電流を伝導する。伝導される電流は、航空機の前記ゾーンへの落雷により生じたものである。

0009

更に他の実施形態によれば、航空機内で使用される電流リターンネットワークアセンブリを構成するための方法が提供される。この方法は、少なくとも部分的に導電性の低い材料で作製された、航空機の潜在的落雷ゾーンを最初に特定するステップを含む。この方法は、前記電流リターンネットワークアセンブリに有効に置き換え可能である、前記ゾーン内の置き換え可能な部材を特定するステップを含む。次のステップは、前記ゾーン内の置き換え可能な部材の少なくとも1つの物理的要件を決定することを含む。次のステップは、前記電流リターンネットワークアセンブリに、落雷により前記ゾーンに電流が生じたときに前記コアおよび前記ゾーンを通して電流を伝導することが可能である導電性のハニカム中央コアを設けることである。最後のステップは、航空機の置き換え可能な部材の前記物理的要件を有する前記アセンブリを構成することである。

0010

更に、本開示は以下の条項による実施形態を含む。

0011

条項1
所定の潜在的落雷ゾーンを有しかつ前記ゾーン内に取り付ける電流リターンネットワークアセンブリを有する航空機において、前記航空機の前記ゾーンへの落雷により生じた電流を、前記アセンブリおよび前記ゾーンを通して伝導する導電性のハニカム中央コアを備える前記アセンブリ。

0012

条項2
前記ハニカム中央コアがアルミニウムで構成される、条項1に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

0013

条項3
前記所定の潜在的落雷ゾーンに対して耐荷重支持を提供するように構成される、条項1に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

0014

条項4
前記ハニカム中央コアが、離間した端部と、前記端部により相互連結された離間した側面とを有し、前記側面、前記端部および前記コアが、前記耐荷重支持を少なくとも部分的に提供するために協働する、条項3に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

0015

条項5
前記アセンブリを通して前記電流を伝導する上で前記コアと協働するように前記コアの前記端部に取り付けられた導電性の端部キャップ部材を含み、前記端部キャップ部材が追加の耐荷重支持を少なくとも部分的に提供する、条項4に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

0016

条項6
部分的に導電性でありかつ前記コアの前記側面に接合された側面シートを含み、前記側面シート、前記端部キャップ、および前記コアが、前記耐荷重支持を提供するために協働し、かつ前記アセンブリおよび前記ゾーンを通して前記電流を伝導する上で協働する、条項5に記載の電流リターンネットワーク。

0017

条項7
前記航空機が、前記ゾーン内では少なくとも部分的に複合材料で構成される、条項1に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

0018

条項8
前記ゾーンが前記航空機の垂直尾翼を含む、条項7に記載の電流リターンネットワークアセンブリ。

0019

条項9
航空機において、 内側部を有する所定の潜在的落雷ゾーンと、
前記内側部内において前記ゾーンに取り付けられた電流リターンネットワークアセンブリと、
前記航空機の前記ゾーンへの落雷により生じた電流を、前記コアおよび前記ゾーンを通して伝導する電流リターンネットワークアセンブリの部品としての導電性のハニカム中央コア部と、
を備える航空機。

0020

条項10
前記ゾーンが、前記ゾーン内では少なくとも部分的に複合材料で構成される、条項9に記載の航空機。

0021

条項11
前記ゾーンが前記航空機の垂直尾翼を含む、条項9に記載の航空機。

0022

条項12
前記ハニカム中央コアが、離間した端部と、前記端部により相互連結された離間した側面とを含み、前記側面および前記コアが、前記垂直尾翼に対し、前記耐荷重支持を少なくとも部分的に提供するために協働する、条項11に記載の航空機。

0023

条項13
前記電流リターンネットワークが、前記アセンブリを通して前記電流を伝導する上で前記コアと協働するように前記コアの端部に取り付けられた複数の導電性の端部キャップを含み、前記電流リターンネットワークが更に、部分的に導電性でありかつ前記コアの側面に接合された側面部材を含み、前記側面部材、前記端部キャップ、および前記コアが、前記アセンブリを通して前記電流を伝導する上で協働する、条項12に記載の航空機。

0024

条項14
前記アセンブリが、前記航空機の前記潜在的落雷ゾーンに対して構造的耐荷重支持を提供するように構成される、条項9に記載の航空機。

0025

条項15
航空機において使用する電流リターンネットワークアセンブリを構成するための方法であって、
少なくとも部分的に導電性の低い材料で作製された、前記航空機の潜在的落雷ゾーンを特定するステップと、
前記電流リターンネットワークアセンブリに有効に置き換え可能である、前記ゾーン内の置き換え可能な部材を特定するステップと、
前記ゾーン内の前記置き換え可能な部材の少なくとも1つの設計パラメータを決定するステップと、
前記電流リターンネットワークアセンブリに、前記落雷により生じる電流を前記コアおよび前記ゾーンを通して伝導することが可能な導電性のハニカム中央コアを設けるステップと、
前記置き換え可能な部材の前記少なくとも1つの設計パラメータを有する前記アセンブリを構成するステップと
を含む方法。

0026

条項16
前記少なくとも1つの設計パラメータを決定するステップが、前記置き換え可能な部材の複数の寸法を決定することを含み、前記構成するステップが、前記寸法で前記電流ネットワークアセンブリを構成することを含む、条項15に記載の方法。

0027

条項17
前記決定するステップが、前記置き換え可能な部材の多数の設計パラメータを決定することを含み、前記方法が、本来は前記置き換え可能な部材用に設計された場所における航空機ゾーン内に前記電流リターンネットワークアセンブリを設置するステップを含み、前記電流リターンネットワークアセンブリが、前記ゾーン内の前記置き換え可能な部材の設計パラメータを有しかつ将来起こり得る落雷が前記ゾーンに生じた場合の電流リターンネットワーク機能を有し、前記コアは、将来起こり得る落雷が前記落雷ゾーンに生じた場合に、前記落雷ゾーンから前記ゾーンと前記ハニカムコアとの両方を通して電流を伝導する、条項15に記載の方法。

0028

条項18
前記航空機の前記潜在的落雷ゾーンが垂直尾翼である、条項15に記載の方法。

0029

条項19
前記ゾーン内における前記置き換え可能な部材が耐荷重部材である、条項15に記載の方法。

0030

条項20
前記少なくとも1つの設計パラメータを決定するステップが、前記置き換え可能な部材の耐荷重要件を決定することを含み、前記構成するステップが、前記置き換え可能な部材の前記耐荷重要件を備える前記電流リターンネットワークアセンブリを構成することを含む、条項15に記載の方法。

0031

条項21
前記少なくとも1つの設計パラメータを決定するステップが、前記置き換え可能な部材の複数の寸法を決定する更なるステップを含み、前記構成するステップが、前記置き換え可能な部材の前記寸法で前記電流リターンネットワークアセンブリを構成することを含む、条項20に記載の方法。

0032

条項22
条項1に記載の前記電流リターンネットワークアセンブリを備える航空機。

0033

上述した特徴、機能、および利点は、種々の実施形態において個別に達成することができ、または更に他の実施形態において組み合わせることができ、これら実施形態の更なる詳細については、以下の説明および図面を参照して理解することができる。

図面の簡単な説明

0034

電流リターンネットワークアセンブリを設置できる1つまたは複数のゾーンを有する航空機の図である。
電流リターンネットワークアセンブリが設置され得る図1に示す航空機の垂直尾翼の図である。
補助支持桁が設けられた図2の従来技術の垂直尾翼の前縁を示す、図2の線3−3に沿って切り取った拡大断面図である。
従来技術の図3に示す桁と置き換えられる電流リターンネットワークアセンブリの使用を示す、図3と同様の図である。
図3Aに示すリターンネットワークアセンブリの斜視図である。
図4の電流リターンネットワークの一部を図示する拡大図である。
図5に示す電流リターンネットワークアセンブリの上端部の更なる拡大図である。
図3Aおよび図4図6の電流リターンネットワークアセンブリの下端部を示す図であり、電流リターンネットワークアセンブリのハニカムコアの部分断面図を具体的に図示する。
図3Aおよび図4図7のアセンブリの一端におけるΠ(パイ字型接合部および端部キャップを示す図である。
図3Aおよび図4図8のアセンブリのハニカムコアの一部の詳細図である。

実施例

0035

後述する以下の説明および添付図面は、電流リターンネットワークアセンブリおよびかかるアセンブリを作製するための方法の詳細を提示する。以下の説明は、限定的な意味に取られるべきでなく、記載の電流ネットワークアセンブリおよび製造方法に関する特許請求の範囲の全般的原理を説明する目的で提示されるものである。本開示の範囲は、詳細な説明に続く特許請求の範囲により定義される。

0036

電流リターンネットワークアセンブリの説明は、胴体、尾部での使用を含む相当量の複合材料を使用するタイプの民間航空機での使用を主に対象とする。しかしながら、電流リターンネットワークはまた、複合部品ではなく主にアルミニウム部品で構成された航空機でも使用され得ることを理解すべきである。

0037

図1を参照すると、全体として50で示す航空機の図が示されている。航空機50は、上述したように、炭素繊維強化プラスチック(CFRP)材料などの相当量の複合材料を使用する最新設計の航空機を主に対象とする。本明細書で使用する場合、CFRPは、炭素繊維を含むかまたは炭素繊維が充填され得る強靭で軽量の繊維強化ポリマーを示し、炭素繊維強化ポリマー、炭素繊維強化プラスチック、炭素繊維強化熱可塑性プラスチック、または炭素充填プラスチックを等しく意味し得る。航空機50は、機首部54を有し、機首部54は胴体52の両側に固設された1対の横方向に突出する翼56を有する、全体として52で示す中央胴体を含む。ジェットエンジン58は、翼56の各々に固定的に取り付けられる。航空機50は更に、1対の横方向に突出する水平尾翼62と、航空機50の胴体52の中央後部から上方に突出しかつ前縁部66を含む、尾部60の一部であり、全体として64で示す垂直尾翼(時としてフィンと称される)とを含む全体として60で示す尾部を含む。

0038

図3を参照すると、垂直尾翼64の前縁部66の拡大断面図が示されている。具体的には、図3は、垂直尾翼64の前縁部66の、図2の線3−3に沿った従来技術部分の部分破断図である。垂直尾翼64の前縁部66よりも後方に位置し、全体として68で示す、従来設計のアルミニウム補助桁が設けられている。桁68は、横方向に離間した一体フランジ72を有する中実の一体中央ウェブ部70を有する。桁68は、図1図3に示すように、概して垂直尾翼64の前縁部66に対して構造的支持を提供する。

0039

航空機50のある特定のゾーンは、胴体52、翼56、および尾部60上を含む相当量の複合材料が使用され得る場所において、航空機50への潜在的には稀な落雷の高い発生率を有し得る。以下の説明は、航空機50に用いられる電流リターンネットワークアセンブリ100の使用に関する。更に詳細に説明するように、電流リターンネットワークアセンブリ100は、電流リターンネットワークアセンブリ100が、図3に示すアルミニウム桁68に対する構造的な代替物または置換物を提供し、かつ更に、垂直尾翼64で発生し得る稀な落雷に対する電流リターンネットワークを提供する点で二重の機能を有する。

0040

電流リターンネットワークアセンブリ
上述のように、航空機50の落雷ゾーンは、翼56の外側先端と、水平尾翼64と、垂直尾翼62と、機首54とを含み得る。これらのゾーンは、本説明の電流リターンネットワークアセンブリ100が有利に設置され得る航空機50のゾーンである。上に特定した以外に選択される追加の場所が存在し得ることを理解すべきである。更に、電流リターンネットワークアセンブリ100は、航空機の外板などに複合材料を含む航空機に使用されることが主に期待されるが、電流リターンネットワークアセンブリ100の使用はこのような使用に限定されることを意図しないことを理解すべきである。

0041

図4を参照すると、電流リターンネットワークアセンブリ100が図示されており、1つまたは複数の潜在的落雷ゾーンに使用されている。本明細書における例示の目的で、電流リターンネットワークアセンブリ100を図4に概略的に示す垂直尾翼64内での設置に関連して説明する。更に、電流リターンネットワークアセンブリ100の特定のサイズおよび形状は、電流リターンネットワークアセンブリが航空機50において使用される特定のゾーンに応じて本明細書における説明と異なり得ることを理解すべきである。

0042

図3Aおよび図4を参照すると、電流リターンネットワークアセンブリは、全体として102で示す中央コア部と、全体として104で示す左側支持フランジアセンブリと、全体として106で示す右側支持フランジとを含む。図3Aを参照すると、図示のように、フランジ104は右から左に内向きに角度が付けられており、同時に、フランジ106は右から左に内向きに角度が付けられている。フランジ104およびフランジ106に角度を付ける理由は、フランジ104および106が、従来技術の図3に示す内向きに角度付けされたフランジ72を有するアルミニウム桁68と置き換えられる支持部材として使用されるからである。この態様を本明細書でより詳細に説明する。

0043

図5図8、特に図7に示す中央コア102は、図7および図9に最も良く図示する中空六角形状の相互連結された構造の一体管から構成される中央ハニカムコア部108を備える。ハニカムコア部108は、中央コアアセンブリ102に対して耐荷重構造をなして横方向に対向する側面110に対し、横断方向に位置する。ハニカム部108の側面110は、側面110を覆いかつハニカムコア108に対して追加の構造的支持を提供する1対の外側支持シート114で囲まれる。ハニカムコア108の端部116もまた、図8で最も良く分かるように、端部キャップ118により覆われる。図7において、端部キャップ118は、例示の目的で取り除かれている。図7は、しかしながら、ハニカム構造体108の端部116を囲む支持側面シート114を示している。ハニカムコア部108、側面シート114、および端部キャップ118は、電流リターンネットワーク(CRN)としてだけでなく、図3に示すアルミニウム桁68と置き換え可能な耐荷重支持としても使用され得るようなサイズおよび形状とされる、構造的に堅固な中央コア部を提供するために協働する。

0044

図4図5および図8を参照すると、上部フランジ106および下部フランジ104は、実質的に同じように構成されている。図8を参照すると、下部フランジ104が概略的に示されており、Π(パイ)字型接合部材120と複合厚板部材122とを備えている。厚板部材122は、Π(パイ)字型接合部材120の下にかつこれに対して確実に取り付けられ、接合される。上部フランジ106は、同様のΠ(パイ)字型接合部材120と、Π(パイ)字型接合部材120に接合された厚板部材122とを有することを理解すべきである。

0045

各Π(パイ)字型接合部材120は、上部フランジアセンブリ106と下部フランジアセンブリ104とのそれぞれにより中央コア部102の上端と下端を確実に受けかつ支持するための中央空間を間に画定する、板部124と1対の横方向に離間した直立部126とを備える。直立部126は板部124と一体に形成される。

0046

電流リターンネットワークアセンブリ100は垂直尾翼64の領域内での落雷により生じた電流を通過させるため、中央コア部102は導電性材料で構成される。好ましくは、中央ハニカムコア108はアルミニウムで構成される。アルミニウムほど導電性は高くないが、チタンを使用してもよい。電流リターンネットワークアセンブリの側面シート114は、共に比較的導電性の低い、チタンまたは炭素繊維強化プラスチック(CFRP)材料で作製されることが好ましい。好ましくは、上部フランジ106および下部フランジ104に使用されるΠ(パイ)字型接合部120は、炭素繊維強化プラスチック材料またはチタンで構成される。上部フランジ106と下部フランジ104の両方でΠ(パイ)字型接合部120に接合された厚板部材122は、炭素繊維強化プラスチック材料で構成されることが好ましい。厚板部材122は、図3Aに示すように、垂直尾翼64の対向する内側面に当接するように設計される。端部キャップ118はアルミニウムで作製されることが好ましいが、銅を使用してもよい。両金属は導電性であるが、アルミニウムは銅よりも重量が軽いためアルミニウムが好ましい。

0047

垂直尾翼64の領域内に落雷が生じた場合、電流リターンネットワークアセンブリ100は、落雷による電流を、垂直尾翼64の一方側の外面からハニカムコアを通して(電流リターンネットワークアセンブリ100の反対側を通して、また垂直尾翼64の壁を通してなど)外方向に通過させる。

0048

電流リターンネットワークアセンブリを構成および設置する方法
上述のように、電流リターンネットワークアセンブリ100は、航空機50の潜在的落雷ゾーンに設計、構成、および設置されることが好ましい。垂直尾翼64内に電流リターンネットワークアセンブリ100を設置する場合、電流リターンネットワークアセンブリ100は、従来技術の図3に示すアルミニウム桁68の使用と置き換えられるように設計される。アルミニウムの補助桁68を電流リターンネットワークアセンブリ100に置き換えることにより、電流リターンネットワークアセンブリ100が、垂直尾翼ゾーン64内のアルミニウム桁68と置き換えられた際に耐荷重支持として機能し、かつ航空機50の電流リターンネットワーク(CRN)としても機能するので、重量の節減およびコストの節減になる。

0049

耐荷重の電流リターンネットワークアセンブリ100を構成するための方法は、第1に、航空機50の潜在的落雷ゾーンを特定するステップを必要とする。かかるゾーンが特定されると、次のステップは、電流リターンネットワークアセンブリ100に置き換えられ得る航空機50の既存の部品を特定することである。上述のように、潜在的落雷ゾーンは航空機50の垂直尾翼64を含み、補助桁68は、電流リターンネットワークアセンブリ100を適切に設計することにより有効に置き換え可能な航空機部品として特定される。

0050

補助桁68が好適に設計された電流リターンネットワークアセンブリ100に有効に置き換えられると特定された時点で、電流リターンネットワークアセンブリ100の設計パラメータは、補助桁68の予め設定された設計パラメータに基づいている。電流ネットワークアセンブリ100の設計パラメータは、広範囲に及び、(1)垂直尾翼64内の利用可能空間および垂直尾翼内の隣接する他の構造に適切に嵌合するのに必要とされる電流リターンネットワークアセンブリ100の全体寸法、(2)垂直尾翼64を支持するための耐荷重支持要件、(3)電流リターンネットワーク100が補助桁64の置換物となるのに必要とされる熱膨張係数、(4)電流リターンネットワークアセンブリ100の耐食性の要件、(5)電流リターンネットワークアセンブリ100の製造時、設置時および使用時の損傷許容性、および場合により他の設計パラメータを含むが、これらに限定されるものではない。設計パラメータが決定されると、電流リターンネットワークアセンブリ100は、特定された設計パラメータで設計および構成され、したがって、電流リターンネットワークアセンブリ100は、補助桁68の置換物としての使用が許容される。補助桁68が、電流リターンネットワークアセンブリ100を設置するために選択される航空機50の特定の場所に応じて適切に設計された電流リターンネットワークアセンブリ100に置き換えることができる航空機50の唯一の置き換え可能な部材であることを理解すべきである。

0051

電流リターンネットワークアセンブリ100は、支持側面シート114および端部キャップ118を備えた、中央コア部102およびハニカムコア108で構成される。最終的に、中央コア部102の頂部および底部は、予め接合されたΠ(パイ)字型接合部120に、ならびに、上部フランジ106と下部フランジ104を画定する厚板部材122に設置される。そして、電流リターンネットワークアセンブリ100は、設置の準備が整い、電流リターンネットワークアセンブリ100が設計および構成されている補助桁68の置換物として航空機50のある場所内(すなわち、図3に示す補助桁68の置換物として垂直尾翼64内)に設置される。

0052

本開示についてある特定の実施形態を参照して説明してきたが、当業者であれば、本開示の精神および範囲から逸脱することなく、種々の変更を行うことができ、かつ均等物に代えることができることを理解するであろう。加えて、本開示の教示に特定の状況または材料を適合させるために、本開示の範囲から逸脱することなく、多くの修正を行うことができる。それゆえ、本開示は、開示された特定の実施形態に限定されるものではなく、添付の特許請求の範囲内に含まれるすべての実施形態を包含することを意図するものである。

0053

50航空機
52胴体
54機首部
56翼
58ジェットエンジン
60尾部
62水平尾翼
64垂直尾翼
66前縁部
68 桁
70ウェブ
72フランジ
100電流リターンネットワークアセンブリ
102中央コア部
104下部フランジ
106上部フランジ
108ハニカムコア
110 側面
114側面シート
116 端部
118端部キャップ
120 Π(パイ)字型接合部材
122厚板部材
124 板部
126直立部

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