JPH04218493A - 航空機の機体、機体の外装壁の補強方法およびバリヤー構造体 - Google Patents
航空機の機体、機体の外装壁の補強方法およびバリヤー構造体Info
- Publication number
- JPH04218493A JPH04218493A JP2406733A JP40673390A JPH04218493A JP H04218493 A JPH04218493 A JP H04218493A JP 2406733 A JP2406733 A JP 2406733A JP 40673390 A JP40673390 A JP 40673390A JP H04218493 A JPH04218493 A JP H04218493A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- aircraft
- exterior wall
- foam
- reinforcing
- airframe
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 34
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 title claims description 16
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 title claims description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 25
- 239000006260 foam Substances 0.000 claims description 68
- 229920000582 polyisocyanurate Polymers 0.000 claims description 35
- 239000011495 polyisocyanurate Substances 0.000 claims description 35
- 239000006261 foam material Substances 0.000 claims description 19
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims description 6
- 238000005507 spraying Methods 0.000 claims description 6
- 230000008602 contraction Effects 0.000 claims description 5
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 claims 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 abstract description 42
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 42
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 abstract description 27
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 27
- 229920005989 resin Polymers 0.000 abstract description 26
- 239000011347 resin Substances 0.000 abstract description 26
- 239000003054 catalyst Substances 0.000 abstract 1
- 239000004088 foaming agent Substances 0.000 abstract 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 9
- 239000011888 foil Substances 0.000 description 8
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 6
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 6
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 5
- 239000002904 solvent Substances 0.000 description 5
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 4
- 239000013078 crystal Substances 0.000 description 4
- YMWUJEATGCHHMB-UHFFFAOYSA-N Dichloromethane Chemical compound ClCCl YMWUJEATGCHHMB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 3
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 3
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 3
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 3
- JOYRKODLDBILNP-UHFFFAOYSA-N Ethyl urethane Chemical compound CCOC(N)=O JOYRKODLDBILNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229920005830 Polyurethane Foam Polymers 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 2
- 229920002635 polyurethane Polymers 0.000 description 2
- 239000004814 polyurethane Substances 0.000 description 2
- 239000011496 polyurethane foam Substances 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 238000005482 strain hardening Methods 0.000 description 2
- 239000002341 toxic gas Substances 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 125000001931 aliphatic group Chemical group 0.000 description 1
- AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N alumane Chemical class [AlH3] AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003197 catalytic effect Effects 0.000 description 1
- 238000006555 catalytic reaction Methods 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000006837 decompression Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 239000003599 detergent Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 239000003502 gasoline Substances 0.000 description 1
- 230000002401 inhibitory effect Effects 0.000 description 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 1
- 239000012774 insulation material Substances 0.000 description 1
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 1
- 238000010030 laminating Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- 230000002250 progressing effect Effects 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 239000011359 shock absorbing material Substances 0.000 description 1
- 239000000779 smoke Substances 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C44/00—Shaping by internal pressure generated in the material, e.g. swelling or foaming ; Producing porous or cellular expanded plastics articles
- B29C44/02—Shaping by internal pressure generated in the material, e.g. swelling or foaming ; Producing porous or cellular expanded plastics articles for articles of definite length, i.e. discrete articles
- B29C44/12—Incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or reinforcements
- B29C44/18—Filling preformed cavities
- B29C44/186—Filling multiple cavities
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/10—Bulkheads
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Toys (AREA)
- Primary Cells (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Manufacture Of Porous Articles, And Recovery And Treatment Of Waste Products (AREA)
- Application Of Or Painting With Fluid Materials (AREA)
- Medicines Containing Material From Animals Or Micro-Organisms (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、ポリマー発泡材料を用
いて航空機の金属外装壁の内面を被覆する技術、とりわ
け、隣接するバルクヘッド間にポリイソシアヌレート発
泡体を充填して外装壁の内面を覆い、航空機に繰り返し
て作用する加圧と減圧による金属疲労により構造体が破
壊されるのを防ぐための技術に関する。 【0002】 【従来の技術】民間機および軍用機が普及するのに伴い
、今まで放置されていた問題点が顕在化してきている。 こうした問題点には、航空機が離陸して巡航高度に到達
するまでの間に機内を加圧し、また着陸に際し機内を減
圧する操作を繰り返して行なうために、航空機の機体に
金属疲労の起きることが挙げられる。離着陸を繰り返し
て行なった結果、巡航高度で飛行する航空機の一部には
構造破壊を起こしたケースがあり、従って、耐用年数の
経過していない良好な状態の現役の航空機が使用できな
くなることも予想される。巡航高度の下で機体にはほぼ
1平方インチ(約6.45平方センチ)当り12ポンド
(約5.4432キログラム)の圧力差が生じ、機体の
外装壁の特定の箇所で微細なクラック同士が連続してい
き、このクラックの成長によりアルミニウム合金外装壁
が損傷を起こすことが経験されてきている。クラックが
互いに連続すると金属は疲労破壊を起こし、外装壁が大
きく破壊されることもある。 【0003】商業的または軍事的目的で使用される航空
機は乗客や有料貨物をある場所から別の場所に搬送する
目的で使用され、またそうした用途に適した構造に作ら
れている。空港から離陸して巡航高度まで急上昇させる
典型的な構造の最新型商業用ジェット機は、キャビンを
加圧しキャビン内の圧力をほぼ海水面上の圧力に保ち、
乗客および乗員に対する快適さを確保するようにしてあ
る。高い高度では加圧を必要とするためキャビン内部と
機外との間に圧力差を生じ、航空機の金属外装壁は変形
を起こしている。外装壁は外向きにはらみ出し高い内圧
に耐えなくてはならない。 【0004】航空機の機体部分を覆うアルミニウムパネ
ルは、圧力をできるだけ一定に保ち構造体としての安全
性を確保できる十分な強度を備えている。しかしながら
、航空機は乗客を降ろすために着地しなければならず、
これに伴い機内と機外の圧力差は零になるまで減圧する
必要がある。圧力差が零であると、金属の変形はなく、
はらみ出しも起きない。加圧/減圧に伴ってこうした変
形が繰り返されると、航空機の外装壁を構成するアルミ
ニウムパネルに(金属の冷間加工時に生じる現象に似た
)分子転位が起こる。この分子転位により、外装壁の原
子結晶構造の一部に変位が生じるようになる。 【0005】通常、キャビンを加圧している間に生じる
僅かな量の変形に対しては、金属は荷重に対し弾性変形
でき、弾性変形できる間は金属の結晶格子構造に大きい
変化は生じない。加圧/減圧の繰返し回数は、航空機の
離着陸が数万回に及ぶためこの回数に見合うだけ繰り返
されており、金属も同じように変形を繰り返してきてい
る。金属の冷間加工時に生じる現象と同じように結晶格
子構造内の原子に転位が生じ、金属の一部の箇所が硬化
する。こうした現象が起きると、加えられた力に対する
金属の降伏抵抗力は高まるが、変形が繰り返して起きる
と、原子の転位層付近に小さな割れ目が数多く発生する
ようになる。これらの割れ目の発生により、金属結晶の
他の部分が分離した原子の荷重を支持しなくてはならな
くなり、応力が結果的に増加していく。この応力は面積
で割った力の積である。荷重を支持している残りの原子
は大きな力を負担している。原子は徐々に破壊されてい
き、原子間に綱引をしているような状況が起きる。亀裂
は小さなクラックへと成長し、最後に大きなクラックが
発生する。荷重を支持している残りの原子のうちの一部
のものに破壊が起きると、これが原因となって重大な事
故が発生する。 【0006】こうした問題点には、航空機の製造業者は
アルミニウム外装壁の厚みを増やして外壁に強度を持た
せ、変形を少なくし、極めて長期間にわたり金属疲労の
起きるのを防止するのも解決策の1つである。この方法
はコストの上昇を招くだけでなく、困ったことに航空機
の重量の増加する問題点がある。機体重量が重くなると
航空機の有料貨物の重量を減さなくてはならず、乗客1
人当りの飛行運賃が大幅に上昇する。さらに、こうした
解決策は既に運行している数千の航空機にとって実際的
な改善策とはなりえない。 【0007】航空機の既存のアルミニウム外装壁を補強
する構造およびそうした技術を見つけ出すのが好ましい
解決策である。航空機の既存のアルミニウム外装壁を補
強することによる金属疲労の問題点を解決し、または将
来に渡ってこれを改善するにあたり、幾つかの条件を満
たす必要がある。第1に、改善策が妥当なコストで実施
できるものであること。第2に、改善策が航空機の重量
を大幅に増やさないことが挙げられる。さらに、墜落事
故の際に航空機が火災を起こす危険性の増加するもので
あってはならず、また火災に伴い有毒ガスを発生するよ
うなことがあってはならない。しかもこうした解決策は
既存の航空機のグレードを高めるのに使用できる特徴を
備え、また一方では新たに製造される航空機にも装備で
きるものでなくてはならない。 【0008】金属疲労の問題点を解消するのに利用でき
る周知の材料の1つのポリイソシアヌレート発泡材料が
ある。この材料は比重が小さく、燃焼せずしかも航空機
のアルミニウム構造要素によく付着する。ポリイソシア
ヌレート発泡材料は、アルミニウム外装壁が破壊するの
を防ぐことのできるだけの十分な引張強度と圧縮強度を
備え、一般の航空機に見られるような溶剤に対する可溶
性はない。またポリイソシアヌレート発泡体は優れた断
熱材料であり、また良好な防湿性を備えている。 【0009】従来から、航空機の構造部品および外装壁
用には様々な材料の使用が提案されてきている。例えば
、E.B.Carns氏その他の者による、発明の名称
「弾性被覆法」、米国特許第1,852,146号は、
航空機の構造部品をゴムで被覆して騒音および腐食を少
なくし、衝突時の衝撃により構造部品の破壊が起きにく
くする技術を明らかにしている。またA.E.Moor
e氏による、発明の名称「軽量耐衝撃キャビン」、米国
特許第3,687,401号も、先の米国特許に類似し
た航空機を含む乗物全般の衝撃吸収策を明らかにしてい
る。しかしながら、航空機の繰返し加圧/減圧作用によ
る金属疲労のように徐々に進行する破壊現象には、こう
した技術では対処することができない。またこれら米国
特許に明らかにされた乗物構造体は火災により多量の煙
を発生し、また航空機に使用するには重量の嵩む欠点が
ある。 【0010】A.J.Detrie氏その他の者による
、発明の名称「緩衝パネル材料を備えた航空機の機体」
、米国特許第2,819,032号は、アルミニウム外
装壁の内面に衝撃緩衝材料のシートを取り付けておき、
航空機の振動を少なくして構造破壊を起きにくくする技
術を明らかにしている。しかしながら、Detrie氏
その他の者による先の米国特許は、膨張/収縮による金
属疲労を抑制して航空機の寿命を伸ばすことについては
何ら言及していない。またDetrie氏その他の者が
先の米国特許で指摘した方法では膨張/収縮を抑制でき
ないため、前述した問題点の解決策とはなりえない。D
.B.Caldwell氏その他の者による、発明の名
称「振動吸収構造体」、米国特許第3,160,549
号では、異なった材料を使用してはいるものの、先のも
のに類似した減衰方法を明らかにしているにすぎない。 【0011】William R.Johnson氏
による、発明の名称「航空機の機体に用いる断熱材」、
米国特許第4,235,398号は、遮蔽材を介してア
ルミニウム外装壁の内面に断熱用のポリウレタン発泡体
を取り付けた航空機の機体を明らかにしている。Joh
nson氏が明らかにした形式の構造体では、繰り返し
てキャビンに加わる加圧/減圧による金属疲労を抑制す
ることはできない。またポリウレタン材料は燃焼して有
毒ガスを発生するため、航空機には使用できない。H.
E.Littell,Jr氏による、発明の名称「ラミ
ネート構造の航空機用フロントガラス」、米国特許第4
,081,581号は、航空機に応用できるウレタンの
別の用途を明らかにしている。 【0012】L.G.Gilman氏その他の者による
、発明の名称「触媒システムを利用して製造される重合
脂肪族のポリイソシアヌレート・ラミネート用樹脂」、
米国特許第3,211,703号はポリイソシアヌレー
ト樹脂についての説明である。 【0013】L.J.Windecker氏による、発
明の名称「エーロフォイルの構造」、米国特許第3,5
19,228号、およびL.R.Purdy氏による、
発明の名称「エーロフォイルの構造」、米国特許第3,
645,481号が示すように、ポリマー発泡体を用い
て航空機の翼を補強することも行われている。しかしな
がらこれら特許が解決しようとする課題は、航空機の機
体の繰返し加圧/減圧により生じる金属疲労の問題点と
は異質のものである。 【0014】 【課題を解決するための手段】本発明のある種の形態に
よれば、複数のバルクヘッドに薄い金属材料を取り付け
、金属材料とバルクヘッドの内面に不燃性ポリマー発泡
材料を張り付けてある改良された構造の航空機の機体が
得られる。 【0015】本発明の第2の形態によれば、間隔を置い
て設けた複数のバルクヘッドに外装壁を張り付けてある
、航空機の機体の外装壁を補強する方法が得られる。 この方法は、前記外装壁の内側と前記バルクヘッドの向
かい合っている側面とにポリマー発泡材料の層を張り付
ける段階を有している。 【0016】 【実施例】以下、添付図面に添って本発明の好ましい実
施例を詳細に説明する。図1および図2を参照する。こ
れら図は従来の航空機の機体10の一部分を示している
。機体10は周知のようにバルクヘッド12およびスト
リンガ14により形作られ、薄いシート状のアルミニウ
ム外装壁16により覆われている。機体10を覆う外装
壁の厚みは通常40ミル(0.04インチ)である。 ただし、機体10の前方に位置するコックピット付近の
ように大きなストレスの加わる箇所では、80ミル程度
の厚みにしてある。シート状のアルミニウム外装壁16
は、リベット18等の従来の固定手段によりバルクヘッ
ド12に固定されている。航空機が離陸し上昇して高度
が高まるにつれ、機体10の内部の空気圧はほぼ1気圧
に保たれ乗客の快適性を確保するようにしている。しか
しながら航空機の外部の空気圧は40,000フィート
(12,192メートル)付近の高度で巡航している際
には零に近い値になっている。その結果、機体10の外
装壁16に対し外向きに圧力Pが作用するようになる。 圧力Pは外装壁16を図2に示す位置16′まで膨張さ
せる。この膨張する外装壁をリベット18がバルクヘッ
ド12に対し押さえているため、隣接する各対のバルク
ヘッドに挟まれた外装壁の部分が膨張を起こした状態に
ある。こうした膨張は、外装壁をバルクヘッドに対し保
持しているリベット18には大きな負担となっている。 航空機が着地する際、航空機内部と外気との間の圧力差
は減少してなくなっており、外装壁も図1に示すように
膨張しておらず元の形状を回復している。 【0017】膨張と収縮を頻繁に繰り返すと金属疲労に
よる損傷が起き、外装壁はリベット18から外れバルク
ヘッド12より剥れて飛行機より脱落することがある。 高い高度で飛行している航空機にこうした状況が起きる
と機体10の機内は即座に減圧し、生命および財産が失
われてしまう。またこうした状況の下では、ほとんどの
場合、機体の破壊が起きる。 【0018】図3および図4を参照する。これらの図は
、改良された構造を持つ航空機の機体10を示している
。図3および図4において、既に図1および図2で説明
したものと同じ構成要素には同一の参照番号が付してあ
る。図1および図2に示した構造に加えて、図3および
図4に示す構造にはポリイソシアヌレート発泡体20の
層が取り付けられている。この発泡体20は、アルミニ
ウム外装壁16の内面22とバルクヘッド12の向かい
合っている側面24との間に形成されている。ポリイソ
シアヌレート発泡体20は周知の独立気泡発泡材料であ
り、一般には冷蔵庫の断熱材として広く用いられている
。この材料は、ポリウレタン等の他の発泡材料に比較し
てみて航空機にとって都合のよい多くの利点を備えてい
る。にもかかわらず、今までこの材料は航空機の用途に
は使われてきていない。 【0019】ポリイソシアヌレート発泡体は不燃性であ
り、密度が1立方フィート(約0.0283立法メート
ル)当たり2ポンド(約0.9072キログラム)以上
と小さく、しかもアルミニウムへの付着性が優れている
等の特徴を備えている。また、ポリイソシアヌレート発
泡体は断熱性に富みほとんど吸湿性がない。さらに、こ
のポリイソシアヌレート発泡体は、ガソリン、ケロシン
あるいは洗浄剤等の航空機に広く用いられている溶剤に
対し不可溶性を備えている。こうしたポリイソシアヌレ
ート発泡体の特性のうち、特に優れているものを図3お
よび図4に示している。このポリイソシアヌレート発泡
体は、1平方インチ(約6.45平方センチ)当たり約
35ポンド(約15.876キログラム)の圧縮強度お
よび引張強度を備えている。この強度は、機体10の加
圧室内と巡航高度における外部圧との1平方インチ(約
6.45平方センチ)当たり約12ポンド(約5.43
2キログラム)の圧力ディファレンシャルに比べて大き
い。ポリイソシアヌレート発泡体はこうした数多くの利
点を備えている。ただし墜落時に引火する危険性を考慮
に入れないのであれば、ポリウレタン発泡体等のような
他の種類の独立気泡ポリマー発泡材料を使用することも
可能である。 【0020】図3および図4を参照する。発泡体20は
、外装壁16の内側22とバルクヘッド12の向かい合
った側部24とで形成されたチャンネル26内に設置さ
れている。発泡体20は、図5に基づいて以下に説明す
るように、ポリイソシアヌレート樹脂を各チャンネル2
6内に注入するか、または図6に基づき以下に説明する
ようにして、ポリイソシアヌレート樹脂を各チャンネル
26内にスプレーする方式により形成することができる
。何れの方式を取る場合でも、このポリイソシアヌレー
ト樹脂は約30倍に膨張し、チャンネル26内にあって
表面22と側面24の両者のアルミニウムに付着して一
体化された構造体を構成している。アルミニウム表面2
2,24から発泡体20が葉裂するのに要する荷重の大
きさは発泡体自体の葉裂に伴う荷重よりも大きいため、
発泡体は前記アルミニウム表面から葉裂する以前にそれ
自体が葉裂を起こす。 【0021】図5および図6を参照しながら、ポリイソ
シアヌレート発泡体20をアルミニウム外装壁16に装
着する方法につき説明する。発泡体20の形成の仕方に
は2通りの方法がある。例えば、図5に示すような注入
法と図6に示すようなスプレー法である。注入法または
スプレー法の何れの方法を用いて発泡体20を設置する
にせよ、ポリイソシアヌレート発泡体20の成形時、最
初に使用したポリイソシアヌレート発泡体は体積を約3
0倍に膨張させる。こうした発泡体の成形に伴い、必要
とする発泡体強度はバルクヘッド間の距離に見合うよう
に設定する必要がある。バルクヘッド12が3フィート
(約91.44センチ)離れている場合、2インチ(約
5.08センチ)厚の発泡体が用いられる。またバルク
ヘッド12の間隔が6フィート(約182.88センチ
)あれば、3インチ(約7.62センチ)厚の発泡体2
0が用いられ、さらにバルクヘッド12の間隔が9フィ
ート(約274.32センチ)までであれば、4インチ
(約10.16センチ)厚の発泡体が使用される。 【0022】図5を参照しながら、ポリイソシアヌレー
ト樹脂を注入してポリイソシアヌレート発泡体20を形
成する方法につき説明する。樹脂を注入して発泡体を形
成するためには、チャンネル26を塞いで樹脂を閉じ込
め、発泡体20を形成する方法が取られる。航空機の全
長にわたりバルクヘッド12はサイズまたは形状が変化
しているため、航空機のバルクヘッド12の形状は一般
には非円形の閉ループを形作っている。従って、形状の
異なる様々なサイズのバルクヘッドに宛てがえる装置を
開発しておく必要がある。この装置は、図5に示すよう
に、市販されている厚い材厚のアルミニウムホイルまた
はガラス繊維シート等の薄いシート材36と可撓性支持
材38とを備えている。支持材38には、横に延ばせる
幅の狭い多数のストリップを使用することができる。こ
れらストリップは互いにヒンジ結合され、また隣接のバ
ルクヘッド12に宛てがえる大きさを備えている。支持
材38は、図5に示すように、ホイル36をバルクヘッ
ド12の内向きの表面に向けて位置決めするように構成
されている。またこの支持材は、発泡体20に必要な厚
みがチャンネル26の深さよりも小さい場合にはチャン
ネル26の内部に設置される。可撓性がありしかも調節
のできる支持材装置38を用意しておけば、形状の異な
る様々なバルクヘッド12にも樹脂を適切に注入するこ
とができる。 【0023】図5の注入法を用いる場合、アルミニウム
ホイル26は注入した樹脂から発泡体20を形成した後
にもそのまま残される。こうして残されたホイル36は
発泡体20を補強すると共に、湿気に対するバリヤーと
なり発泡体が湿気を吸収するのを阻止する働きをする。 ポリイソシアヌレート樹脂を注入する際、支持材装置3
8とホイル36が取り囲んで形成したチャンネル26の
容積が先ず計算され、この容積を満たすのに必要な適切
な樹脂量が求められる。密封されたチャンネル26には
概ね1立方フィート(約0.0283立方メートル)当
たり2ポンド(約0.9072キログラム)の樹脂を使
用することができる。樹脂を注入しすぎた場合、できあ
がった発泡体20は大きくなりすぎているため、ナイフ
、鋸等の機械的な手段または他の形式の切断器を用いて
取り除く必要がある。アルミニウム構成部分12,20
に付着した発泡体は、溶剤を用いてもこれら構成部分を
破壊しない限り取り除けないことによる。材料の注入量
を調節するために、各閉ループのチャンネル26毎に注
入が行なわれる。ただし、複数の支持材装置38とホイ
ル36はこれらを個々のチャンネル26の所要箇所に設
置でき、しかもこれらチャンネルにはほぼ同時に樹脂の
注入を行なえる。尚、注入した樹脂から発泡体を形成す
るには数分間を要する。 【0024】図6は、既存のスプレー装置40を使用し
てポリイソシアヌレート樹脂を付着させる方法を示して
いる。この装置は、他の用途、例えば壁の断熱工事に伴
いウレタン発泡樹脂をスプレー散布するのに広く用いら
れている。ポリイソシアヌレート樹脂を固化した発泡体
に変化させるには2段階に及ぶ触媒作用を必要とするた
め、スプレー作業には細心の注意を払う必要がある。チ
ャンネル26内にスプレーされる樹脂の量は所望の厚み
の発泡体20となるように設定される。こうした作業は
、スプレー装置40を繰る操作者の経験に負うところが
大きい。発泡材料をスプレーするにあたり、チャンネル
26内のアルミニウム表面に付着した油脂分や汚れを溶
剤により除去しておく必要がある。こうした清掃作業は
既に使用されている航空機に後で発泡体を取り付ける場
合には汚れがひどいため必要とされるが、航空機の製作
過程においても同様の清掃を必要としている。清掃作業
は、樹脂を図5に示すように注入する際にも必要とされ
る。使用可能な清掃用の溶剤には、例えば塩化メチレン
がある。 【0025】スプレー作業を行なうにあたり、樹脂のス
プレーは1つの閉ループチャンネル26に対して一度に
行なう必要がある。液体樹脂が固化した発泡体に変化す
るのに要する時間は、チャンネル全体に万遍なく樹脂を
スプレーできるだけの余裕を持たせて設定される。先に
説明した例と同じように、余分の発泡体が形成された場
合には、ナイフや鋸のような機械的な切断手段を用いて
取り除くことができる。 【0026】こうして形成された発泡体20とアルミニ
ウム外装壁16は複合ユニットとして機能し、図4に示
すように、減圧時における外装壁16と加圧時における
外装壁16′に見られる変位が大幅に減少する。その結
果、応力を応力/ひずみ曲線の弾性領域の範囲内に留め
ておくことができ、金属に滑り変位の起きるのを防ぐこ
とができる。機械強度が高まることもポリイソシアヌレ
ート発泡体層20の重要な役割である。何らかの理由に
より将来クラックが発生しても発泡体20がこれを保持
し、バックリングの発生を防ぐことができる。さらに発
泡体20が遮蔽体としての機能を果たし、小さなクラッ
クが原因となって空気が漏洩して機体10内が減圧する
のを防ぐことができる。 【0027】強度を高め減圧事故の発生を防ぐことに加
えて、発泡体20は優れた防音断熱材として機能し、ま
た墜落事故が起きても消防士が消火作業を本格的に行な
えるようになるまでの数分間にわたり、乗客を火と熱か
ら保護するバリヤーとしての役割をも果たすことができ
る。また水面上に墜落したり不時着水した場合にでも比
重の小さな発泡体20はフロートとしても機能し、航空
機が沈没するのを防ぐことができる。 【0028】図7、図8、図9の(A)および(B)は
、アルミニウム/ポリイソシアヌレート複合材料の理論
上の剛性を計算する方法について明らかにしている。 この計算方法は、支持材とアルミニウムホイルシート3
6を用いないでスプレー法により設置したケースについ
て説明している。この種の梁の解析計算法では好結果が
得られている。 【0029】図7は、長さ l、幅Aを備えた軸方向に
荷重を加えられる部材28を示している。部材28の両
端部に反対向きの力Pが加わると、部材28はδにわた
り伸びる。伸びδは以下の数式から求めることができる
。 【数1】δ=P・1/A・E ここで、Eは部材28を構成する材料のヤング係数であ
る。部材28のこわさは次のように表わすことができる
。 【数2】こわさ =P/δ=A・E/1【0030】
図8は、アルミニウム等の単一材料の梁、または発泡体
被覆アルミニウム等の複合材料からなる梁である部材3
0を示している。この部材30の場合、変位量δは以下
の数式により表わすことができる。 【数3】δ=P・13 /4B E・Iさらに、前記
こわさは以下のように表わすことができる。 【数4】こわさ =P/δ=4B・E・I/13 【
0031】単独のアルミニウム部材を被覆してなる発泡
体/アルミニウム複合部材の強度の増加量を求めるには
、こわさ比を求める必要がある。 【数5】こわさ比=(こわさ)c /(こわさ)A1ま
たは 【数6】=EC ・IC ・13 A1/EA1・IA
1・13 C ここで、Iはこの梁の慣性モーメントで
ある。 【0032】図9の(B)を参照する。この図には、図
3および図4に則って構成されたアルミニウム外装壁1
6と発泡体20が複合梁32として概略的に示されてい
る。この複合梁32は幅Wを備え、また発泡体20には
tr の厚みがあり、アルミニウム16はtA1の厚み
を備え、また中立軸34はyの位置を占めている。アル
ミニウム外装壁16と発泡体20は同じ幅を備えている
ため、こわさ比は以下のように表わすことができる。 【数7】 こわさ比=EC ・IC ・
/EA1・IA1
〔1〕ハンドブックからアルミニウムとポリイソ
シアヌレート発泡体のヤング係数Eが求められる。これ
より次式が得られる。 【数8】Er /EA1=1/n=1/40n=40で
あるため、図9の(A)の複合梁は図9の(B)のよう
に示すことができる。その結果、中立軸34は以下の数
式により表わすことができる。 【数9】 または 【数10】 y=(tr 2 /2+n・tA12 /2+
tr ・tA1)/(n・tA1+tr )
〔2〕【0033】図9の(B
)から、慣性モーメントIC は以下の数式から計算す
ることができる。 【数11】 アルミニウム外装壁16の慣性モーメントは以下のとお
りである。 【数12】 IA1=w・t
A13 /12
〔4〕【0034】前記数式〔1〕か
ら、こわさ比は以下のように表わせる。 【数13】 こわさ比=(1/n)・(I
c /IA1)
〔5〕数式〔3〕および〔4〕を用いて数式〔5〕のこ
わさ比を計算すれば以下の結果が得られる。 【表1】 【0035】 【発明の効果】表から明らかなように、40ミル厚のア
ルミニウム外装壁16の表面に2インチ(約5.08セ
ンチ)厚のポリイソシアヌレート発泡体20を装着した
複合材料は、アルミニウム外装壁16を単独に使用した
場合に比べて7461倍大きい剛性を備えている。した
がって、発泡体20を装着した機体10の外装壁の変位
量は大幅に減少し、これに伴い金属疲労の問題点も緩和
される。
いて航空機の金属外装壁の内面を被覆する技術、とりわ
け、隣接するバルクヘッド間にポリイソシアヌレート発
泡体を充填して外装壁の内面を覆い、航空機に繰り返し
て作用する加圧と減圧による金属疲労により構造体が破
壊されるのを防ぐための技術に関する。 【0002】 【従来の技術】民間機および軍用機が普及するのに伴い
、今まで放置されていた問題点が顕在化してきている。 こうした問題点には、航空機が離陸して巡航高度に到達
するまでの間に機内を加圧し、また着陸に際し機内を減
圧する操作を繰り返して行なうために、航空機の機体に
金属疲労の起きることが挙げられる。離着陸を繰り返し
て行なった結果、巡航高度で飛行する航空機の一部には
構造破壊を起こしたケースがあり、従って、耐用年数の
経過していない良好な状態の現役の航空機が使用できな
くなることも予想される。巡航高度の下で機体にはほぼ
1平方インチ(約6.45平方センチ)当り12ポンド
(約5.4432キログラム)の圧力差が生じ、機体の
外装壁の特定の箇所で微細なクラック同士が連続してい
き、このクラックの成長によりアルミニウム合金外装壁
が損傷を起こすことが経験されてきている。クラックが
互いに連続すると金属は疲労破壊を起こし、外装壁が大
きく破壊されることもある。 【0003】商業的または軍事的目的で使用される航空
機は乗客や有料貨物をある場所から別の場所に搬送する
目的で使用され、またそうした用途に適した構造に作ら
れている。空港から離陸して巡航高度まで急上昇させる
典型的な構造の最新型商業用ジェット機は、キャビンを
加圧しキャビン内の圧力をほぼ海水面上の圧力に保ち、
乗客および乗員に対する快適さを確保するようにしてあ
る。高い高度では加圧を必要とするためキャビン内部と
機外との間に圧力差を生じ、航空機の金属外装壁は変形
を起こしている。外装壁は外向きにはらみ出し高い内圧
に耐えなくてはならない。 【0004】航空機の機体部分を覆うアルミニウムパネ
ルは、圧力をできるだけ一定に保ち構造体としての安全
性を確保できる十分な強度を備えている。しかしながら
、航空機は乗客を降ろすために着地しなければならず、
これに伴い機内と機外の圧力差は零になるまで減圧する
必要がある。圧力差が零であると、金属の変形はなく、
はらみ出しも起きない。加圧/減圧に伴ってこうした変
形が繰り返されると、航空機の外装壁を構成するアルミ
ニウムパネルに(金属の冷間加工時に生じる現象に似た
)分子転位が起こる。この分子転位により、外装壁の原
子結晶構造の一部に変位が生じるようになる。 【0005】通常、キャビンを加圧している間に生じる
僅かな量の変形に対しては、金属は荷重に対し弾性変形
でき、弾性変形できる間は金属の結晶格子構造に大きい
変化は生じない。加圧/減圧の繰返し回数は、航空機の
離着陸が数万回に及ぶためこの回数に見合うだけ繰り返
されており、金属も同じように変形を繰り返してきてい
る。金属の冷間加工時に生じる現象と同じように結晶格
子構造内の原子に転位が生じ、金属の一部の箇所が硬化
する。こうした現象が起きると、加えられた力に対する
金属の降伏抵抗力は高まるが、変形が繰り返して起きる
と、原子の転位層付近に小さな割れ目が数多く発生する
ようになる。これらの割れ目の発生により、金属結晶の
他の部分が分離した原子の荷重を支持しなくてはならな
くなり、応力が結果的に増加していく。この応力は面積
で割った力の積である。荷重を支持している残りの原子
は大きな力を負担している。原子は徐々に破壊されてい
き、原子間に綱引をしているような状況が起きる。亀裂
は小さなクラックへと成長し、最後に大きなクラックが
発生する。荷重を支持している残りの原子のうちの一部
のものに破壊が起きると、これが原因となって重大な事
故が発生する。 【0006】こうした問題点には、航空機の製造業者は
アルミニウム外装壁の厚みを増やして外壁に強度を持た
せ、変形を少なくし、極めて長期間にわたり金属疲労の
起きるのを防止するのも解決策の1つである。この方法
はコストの上昇を招くだけでなく、困ったことに航空機
の重量の増加する問題点がある。機体重量が重くなると
航空機の有料貨物の重量を減さなくてはならず、乗客1
人当りの飛行運賃が大幅に上昇する。さらに、こうした
解決策は既に運行している数千の航空機にとって実際的
な改善策とはなりえない。 【0007】航空機の既存のアルミニウム外装壁を補強
する構造およびそうした技術を見つけ出すのが好ましい
解決策である。航空機の既存のアルミニウム外装壁を補
強することによる金属疲労の問題点を解決し、または将
来に渡ってこれを改善するにあたり、幾つかの条件を満
たす必要がある。第1に、改善策が妥当なコストで実施
できるものであること。第2に、改善策が航空機の重量
を大幅に増やさないことが挙げられる。さらに、墜落事
故の際に航空機が火災を起こす危険性の増加するもので
あってはならず、また火災に伴い有毒ガスを発生するよ
うなことがあってはならない。しかもこうした解決策は
既存の航空機のグレードを高めるのに使用できる特徴を
備え、また一方では新たに製造される航空機にも装備で
きるものでなくてはならない。 【0008】金属疲労の問題点を解消するのに利用でき
る周知の材料の1つのポリイソシアヌレート発泡材料が
ある。この材料は比重が小さく、燃焼せずしかも航空機
のアルミニウム構造要素によく付着する。ポリイソシア
ヌレート発泡材料は、アルミニウム外装壁が破壊するの
を防ぐことのできるだけの十分な引張強度と圧縮強度を
備え、一般の航空機に見られるような溶剤に対する可溶
性はない。またポリイソシアヌレート発泡体は優れた断
熱材料であり、また良好な防湿性を備えている。 【0009】従来から、航空機の構造部品および外装壁
用には様々な材料の使用が提案されてきている。例えば
、E.B.Carns氏その他の者による、発明の名称
「弾性被覆法」、米国特許第1,852,146号は、
航空機の構造部品をゴムで被覆して騒音および腐食を少
なくし、衝突時の衝撃により構造部品の破壊が起きにく
くする技術を明らかにしている。またA.E.Moor
e氏による、発明の名称「軽量耐衝撃キャビン」、米国
特許第3,687,401号も、先の米国特許に類似し
た航空機を含む乗物全般の衝撃吸収策を明らかにしてい
る。しかしながら、航空機の繰返し加圧/減圧作用によ
る金属疲労のように徐々に進行する破壊現象には、こう
した技術では対処することができない。またこれら米国
特許に明らかにされた乗物構造体は火災により多量の煙
を発生し、また航空機に使用するには重量の嵩む欠点が
ある。 【0010】A.J.Detrie氏その他の者による
、発明の名称「緩衝パネル材料を備えた航空機の機体」
、米国特許第2,819,032号は、アルミニウム外
装壁の内面に衝撃緩衝材料のシートを取り付けておき、
航空機の振動を少なくして構造破壊を起きにくくする技
術を明らかにしている。しかしながら、Detrie氏
その他の者による先の米国特許は、膨張/収縮による金
属疲労を抑制して航空機の寿命を伸ばすことについては
何ら言及していない。またDetrie氏その他の者が
先の米国特許で指摘した方法では膨張/収縮を抑制でき
ないため、前述した問題点の解決策とはなりえない。D
.B.Caldwell氏その他の者による、発明の名
称「振動吸収構造体」、米国特許第3,160,549
号では、異なった材料を使用してはいるものの、先のも
のに類似した減衰方法を明らかにしているにすぎない。 【0011】William R.Johnson氏
による、発明の名称「航空機の機体に用いる断熱材」、
米国特許第4,235,398号は、遮蔽材を介してア
ルミニウム外装壁の内面に断熱用のポリウレタン発泡体
を取り付けた航空機の機体を明らかにしている。Joh
nson氏が明らかにした形式の構造体では、繰り返し
てキャビンに加わる加圧/減圧による金属疲労を抑制す
ることはできない。またポリウレタン材料は燃焼して有
毒ガスを発生するため、航空機には使用できない。H.
E.Littell,Jr氏による、発明の名称「ラミ
ネート構造の航空機用フロントガラス」、米国特許第4
,081,581号は、航空機に応用できるウレタンの
別の用途を明らかにしている。 【0012】L.G.Gilman氏その他の者による
、発明の名称「触媒システムを利用して製造される重合
脂肪族のポリイソシアヌレート・ラミネート用樹脂」、
米国特許第3,211,703号はポリイソシアヌレー
ト樹脂についての説明である。 【0013】L.J.Windecker氏による、発
明の名称「エーロフォイルの構造」、米国特許第3,5
19,228号、およびL.R.Purdy氏による、
発明の名称「エーロフォイルの構造」、米国特許第3,
645,481号が示すように、ポリマー発泡体を用い
て航空機の翼を補強することも行われている。しかしな
がらこれら特許が解決しようとする課題は、航空機の機
体の繰返し加圧/減圧により生じる金属疲労の問題点と
は異質のものである。 【0014】 【課題を解決するための手段】本発明のある種の形態に
よれば、複数のバルクヘッドに薄い金属材料を取り付け
、金属材料とバルクヘッドの内面に不燃性ポリマー発泡
材料を張り付けてある改良された構造の航空機の機体が
得られる。 【0015】本発明の第2の形態によれば、間隔を置い
て設けた複数のバルクヘッドに外装壁を張り付けてある
、航空機の機体の外装壁を補強する方法が得られる。 この方法は、前記外装壁の内側と前記バルクヘッドの向
かい合っている側面とにポリマー発泡材料の層を張り付
ける段階を有している。 【0016】 【実施例】以下、添付図面に添って本発明の好ましい実
施例を詳細に説明する。図1および図2を参照する。こ
れら図は従来の航空機の機体10の一部分を示している
。機体10は周知のようにバルクヘッド12およびスト
リンガ14により形作られ、薄いシート状のアルミニウ
ム外装壁16により覆われている。機体10を覆う外装
壁の厚みは通常40ミル(0.04インチ)である。 ただし、機体10の前方に位置するコックピット付近の
ように大きなストレスの加わる箇所では、80ミル程度
の厚みにしてある。シート状のアルミニウム外装壁16
は、リベット18等の従来の固定手段によりバルクヘッ
ド12に固定されている。航空機が離陸し上昇して高度
が高まるにつれ、機体10の内部の空気圧はほぼ1気圧
に保たれ乗客の快適性を確保するようにしている。しか
しながら航空機の外部の空気圧は40,000フィート
(12,192メートル)付近の高度で巡航している際
には零に近い値になっている。その結果、機体10の外
装壁16に対し外向きに圧力Pが作用するようになる。 圧力Pは外装壁16を図2に示す位置16′まで膨張さ
せる。この膨張する外装壁をリベット18がバルクヘッ
ド12に対し押さえているため、隣接する各対のバルク
ヘッドに挟まれた外装壁の部分が膨張を起こした状態に
ある。こうした膨張は、外装壁をバルクヘッドに対し保
持しているリベット18には大きな負担となっている。 航空機が着地する際、航空機内部と外気との間の圧力差
は減少してなくなっており、外装壁も図1に示すように
膨張しておらず元の形状を回復している。 【0017】膨張と収縮を頻繁に繰り返すと金属疲労に
よる損傷が起き、外装壁はリベット18から外れバルク
ヘッド12より剥れて飛行機より脱落することがある。 高い高度で飛行している航空機にこうした状況が起きる
と機体10の機内は即座に減圧し、生命および財産が失
われてしまう。またこうした状況の下では、ほとんどの
場合、機体の破壊が起きる。 【0018】図3および図4を参照する。これらの図は
、改良された構造を持つ航空機の機体10を示している
。図3および図4において、既に図1および図2で説明
したものと同じ構成要素には同一の参照番号が付してあ
る。図1および図2に示した構造に加えて、図3および
図4に示す構造にはポリイソシアヌレート発泡体20の
層が取り付けられている。この発泡体20は、アルミニ
ウム外装壁16の内面22とバルクヘッド12の向かい
合っている側面24との間に形成されている。ポリイソ
シアヌレート発泡体20は周知の独立気泡発泡材料であ
り、一般には冷蔵庫の断熱材として広く用いられている
。この材料は、ポリウレタン等の他の発泡材料に比較し
てみて航空機にとって都合のよい多くの利点を備えてい
る。にもかかわらず、今までこの材料は航空機の用途に
は使われてきていない。 【0019】ポリイソシアヌレート発泡体は不燃性であ
り、密度が1立方フィート(約0.0283立法メート
ル)当たり2ポンド(約0.9072キログラム)以上
と小さく、しかもアルミニウムへの付着性が優れている
等の特徴を備えている。また、ポリイソシアヌレート発
泡体は断熱性に富みほとんど吸湿性がない。さらに、こ
のポリイソシアヌレート発泡体は、ガソリン、ケロシン
あるいは洗浄剤等の航空機に広く用いられている溶剤に
対し不可溶性を備えている。こうしたポリイソシアヌレ
ート発泡体の特性のうち、特に優れているものを図3お
よび図4に示している。このポリイソシアヌレート発泡
体は、1平方インチ(約6.45平方センチ)当たり約
35ポンド(約15.876キログラム)の圧縮強度お
よび引張強度を備えている。この強度は、機体10の加
圧室内と巡航高度における外部圧との1平方インチ(約
6.45平方センチ)当たり約12ポンド(約5.43
2キログラム)の圧力ディファレンシャルに比べて大き
い。ポリイソシアヌレート発泡体はこうした数多くの利
点を備えている。ただし墜落時に引火する危険性を考慮
に入れないのであれば、ポリウレタン発泡体等のような
他の種類の独立気泡ポリマー発泡材料を使用することも
可能である。 【0020】図3および図4を参照する。発泡体20は
、外装壁16の内側22とバルクヘッド12の向かい合
った側部24とで形成されたチャンネル26内に設置さ
れている。発泡体20は、図5に基づいて以下に説明す
るように、ポリイソシアヌレート樹脂を各チャンネル2
6内に注入するか、または図6に基づき以下に説明する
ようにして、ポリイソシアヌレート樹脂を各チャンネル
26内にスプレーする方式により形成することができる
。何れの方式を取る場合でも、このポリイソシアヌレー
ト樹脂は約30倍に膨張し、チャンネル26内にあって
表面22と側面24の両者のアルミニウムに付着して一
体化された構造体を構成している。アルミニウム表面2
2,24から発泡体20が葉裂するのに要する荷重の大
きさは発泡体自体の葉裂に伴う荷重よりも大きいため、
発泡体は前記アルミニウム表面から葉裂する以前にそれ
自体が葉裂を起こす。 【0021】図5および図6を参照しながら、ポリイソ
シアヌレート発泡体20をアルミニウム外装壁16に装
着する方法につき説明する。発泡体20の形成の仕方に
は2通りの方法がある。例えば、図5に示すような注入
法と図6に示すようなスプレー法である。注入法または
スプレー法の何れの方法を用いて発泡体20を設置する
にせよ、ポリイソシアヌレート発泡体20の成形時、最
初に使用したポリイソシアヌレート発泡体は体積を約3
0倍に膨張させる。こうした発泡体の成形に伴い、必要
とする発泡体強度はバルクヘッド間の距離に見合うよう
に設定する必要がある。バルクヘッド12が3フィート
(約91.44センチ)離れている場合、2インチ(約
5.08センチ)厚の発泡体が用いられる。またバルク
ヘッド12の間隔が6フィート(約182.88センチ
)あれば、3インチ(約7.62センチ)厚の発泡体2
0が用いられ、さらにバルクヘッド12の間隔が9フィ
ート(約274.32センチ)までであれば、4インチ
(約10.16センチ)厚の発泡体が使用される。 【0022】図5を参照しながら、ポリイソシアヌレー
ト樹脂を注入してポリイソシアヌレート発泡体20を形
成する方法につき説明する。樹脂を注入して発泡体を形
成するためには、チャンネル26を塞いで樹脂を閉じ込
め、発泡体20を形成する方法が取られる。航空機の全
長にわたりバルクヘッド12はサイズまたは形状が変化
しているため、航空機のバルクヘッド12の形状は一般
には非円形の閉ループを形作っている。従って、形状の
異なる様々なサイズのバルクヘッドに宛てがえる装置を
開発しておく必要がある。この装置は、図5に示すよう
に、市販されている厚い材厚のアルミニウムホイルまた
はガラス繊維シート等の薄いシート材36と可撓性支持
材38とを備えている。支持材38には、横に延ばせる
幅の狭い多数のストリップを使用することができる。こ
れらストリップは互いにヒンジ結合され、また隣接のバ
ルクヘッド12に宛てがえる大きさを備えている。支持
材38は、図5に示すように、ホイル36をバルクヘッ
ド12の内向きの表面に向けて位置決めするように構成
されている。またこの支持材は、発泡体20に必要な厚
みがチャンネル26の深さよりも小さい場合にはチャン
ネル26の内部に設置される。可撓性がありしかも調節
のできる支持材装置38を用意しておけば、形状の異な
る様々なバルクヘッド12にも樹脂を適切に注入するこ
とができる。 【0023】図5の注入法を用いる場合、アルミニウム
ホイル26は注入した樹脂から発泡体20を形成した後
にもそのまま残される。こうして残されたホイル36は
発泡体20を補強すると共に、湿気に対するバリヤーと
なり発泡体が湿気を吸収するのを阻止する働きをする。 ポリイソシアヌレート樹脂を注入する際、支持材装置3
8とホイル36が取り囲んで形成したチャンネル26の
容積が先ず計算され、この容積を満たすのに必要な適切
な樹脂量が求められる。密封されたチャンネル26には
概ね1立方フィート(約0.0283立方メートル)当
たり2ポンド(約0.9072キログラム)の樹脂を使
用することができる。樹脂を注入しすぎた場合、できあ
がった発泡体20は大きくなりすぎているため、ナイフ
、鋸等の機械的な手段または他の形式の切断器を用いて
取り除く必要がある。アルミニウム構成部分12,20
に付着した発泡体は、溶剤を用いてもこれら構成部分を
破壊しない限り取り除けないことによる。材料の注入量
を調節するために、各閉ループのチャンネル26毎に注
入が行なわれる。ただし、複数の支持材装置38とホイ
ル36はこれらを個々のチャンネル26の所要箇所に設
置でき、しかもこれらチャンネルにはほぼ同時に樹脂の
注入を行なえる。尚、注入した樹脂から発泡体を形成す
るには数分間を要する。 【0024】図6は、既存のスプレー装置40を使用し
てポリイソシアヌレート樹脂を付着させる方法を示して
いる。この装置は、他の用途、例えば壁の断熱工事に伴
いウレタン発泡樹脂をスプレー散布するのに広く用いら
れている。ポリイソシアヌレート樹脂を固化した発泡体
に変化させるには2段階に及ぶ触媒作用を必要とするた
め、スプレー作業には細心の注意を払う必要がある。チ
ャンネル26内にスプレーされる樹脂の量は所望の厚み
の発泡体20となるように設定される。こうした作業は
、スプレー装置40を繰る操作者の経験に負うところが
大きい。発泡材料をスプレーするにあたり、チャンネル
26内のアルミニウム表面に付着した油脂分や汚れを溶
剤により除去しておく必要がある。こうした清掃作業は
既に使用されている航空機に後で発泡体を取り付ける場
合には汚れがひどいため必要とされるが、航空機の製作
過程においても同様の清掃を必要としている。清掃作業
は、樹脂を図5に示すように注入する際にも必要とされ
る。使用可能な清掃用の溶剤には、例えば塩化メチレン
がある。 【0025】スプレー作業を行なうにあたり、樹脂のス
プレーは1つの閉ループチャンネル26に対して一度に
行なう必要がある。液体樹脂が固化した発泡体に変化す
るのに要する時間は、チャンネル全体に万遍なく樹脂を
スプレーできるだけの余裕を持たせて設定される。先に
説明した例と同じように、余分の発泡体が形成された場
合には、ナイフや鋸のような機械的な切断手段を用いて
取り除くことができる。 【0026】こうして形成された発泡体20とアルミニ
ウム外装壁16は複合ユニットとして機能し、図4に示
すように、減圧時における外装壁16と加圧時における
外装壁16′に見られる変位が大幅に減少する。その結
果、応力を応力/ひずみ曲線の弾性領域の範囲内に留め
ておくことができ、金属に滑り変位の起きるのを防ぐこ
とができる。機械強度が高まることもポリイソシアヌレ
ート発泡体層20の重要な役割である。何らかの理由に
より将来クラックが発生しても発泡体20がこれを保持
し、バックリングの発生を防ぐことができる。さらに発
泡体20が遮蔽体としての機能を果たし、小さなクラッ
クが原因となって空気が漏洩して機体10内が減圧する
のを防ぐことができる。 【0027】強度を高め減圧事故の発生を防ぐことに加
えて、発泡体20は優れた防音断熱材として機能し、ま
た墜落事故が起きても消防士が消火作業を本格的に行な
えるようになるまでの数分間にわたり、乗客を火と熱か
ら保護するバリヤーとしての役割をも果たすことができ
る。また水面上に墜落したり不時着水した場合にでも比
重の小さな発泡体20はフロートとしても機能し、航空
機が沈没するのを防ぐことができる。 【0028】図7、図8、図9の(A)および(B)は
、アルミニウム/ポリイソシアヌレート複合材料の理論
上の剛性を計算する方法について明らかにしている。 この計算方法は、支持材とアルミニウムホイルシート3
6を用いないでスプレー法により設置したケースについ
て説明している。この種の梁の解析計算法では好結果が
得られている。 【0029】図7は、長さ l、幅Aを備えた軸方向に
荷重を加えられる部材28を示している。部材28の両
端部に反対向きの力Pが加わると、部材28はδにわた
り伸びる。伸びδは以下の数式から求めることができる
。 【数1】δ=P・1/A・E ここで、Eは部材28を構成する材料のヤング係数であ
る。部材28のこわさは次のように表わすことができる
。 【数2】こわさ =P/δ=A・E/1【0030】
図8は、アルミニウム等の単一材料の梁、または発泡体
被覆アルミニウム等の複合材料からなる梁である部材3
0を示している。この部材30の場合、変位量δは以下
の数式により表わすことができる。 【数3】δ=P・13 /4B E・Iさらに、前記
こわさは以下のように表わすことができる。 【数4】こわさ =P/δ=4B・E・I/13 【
0031】単独のアルミニウム部材を被覆してなる発泡
体/アルミニウム複合部材の強度の増加量を求めるには
、こわさ比を求める必要がある。 【数5】こわさ比=(こわさ)c /(こわさ)A1ま
たは 【数6】=EC ・IC ・13 A1/EA1・IA
1・13 C ここで、Iはこの梁の慣性モーメントで
ある。 【0032】図9の(B)を参照する。この図には、図
3および図4に則って構成されたアルミニウム外装壁1
6と発泡体20が複合梁32として概略的に示されてい
る。この複合梁32は幅Wを備え、また発泡体20には
tr の厚みがあり、アルミニウム16はtA1の厚み
を備え、また中立軸34はyの位置を占めている。アル
ミニウム外装壁16と発泡体20は同じ幅を備えている
ため、こわさ比は以下のように表わすことができる。 【数7】 こわさ比=EC ・IC ・
/EA1・IA1
〔1〕ハンドブックからアルミニウムとポリイソ
シアヌレート発泡体のヤング係数Eが求められる。これ
より次式が得られる。 【数8】Er /EA1=1/n=1/40n=40で
あるため、図9の(A)の複合梁は図9の(B)のよう
に示すことができる。その結果、中立軸34は以下の数
式により表わすことができる。 【数9】 または 【数10】 y=(tr 2 /2+n・tA12 /2+
tr ・tA1)/(n・tA1+tr )
〔2〕【0033】図9の(B
)から、慣性モーメントIC は以下の数式から計算す
ることができる。 【数11】 アルミニウム外装壁16の慣性モーメントは以下のとお
りである。 【数12】 IA1=w・t
A13 /12
〔4〕【0034】前記数式〔1〕か
ら、こわさ比は以下のように表わせる。 【数13】 こわさ比=(1/n)・(I
c /IA1)
〔5〕数式〔3〕および〔4〕を用いて数式〔5〕のこ
わさ比を計算すれば以下の結果が得られる。 【表1】 【0035】 【発明の効果】表から明らかなように、40ミル厚のア
ルミニウム外装壁16の表面に2インチ(約5.08セ
ンチ)厚のポリイソシアヌレート発泡体20を装着した
複合材料は、アルミニウム外装壁16を単独に使用した
場合に比べて7461倍大きい剛性を備えている。した
がって、発泡体20を装着した機体10の外装壁の変位
量は大幅に減少し、これに伴い金属疲労の問題点も緩和
される。
【図1】従来技術に係る航空機の機体構造を示す斜視図
。
。
【図2】図1の2−2線に沿った、アルミニウム外装壁
/バルクヘッド構造体の断面図。
/バルクヘッド構造体の断面図。
【図3】アルミニウム外装壁の内面とバルクヘッドの向
かい合った側面に張り付けたポリイソシアヌレート発泡
体を持つ、航空機機体構造を示す斜視図。
かい合った側面に張り付けたポリイソシアヌレート発泡
体を持つ、航空機機体構造を示す斜視図。
【図4】図3に示したアルミニウム外装壁/バルクヘッ
ド構造体の断面図。
ド構造体の断面図。
【図5】ポリイソシアヌレート発泡体を取り付ける方法
を示す説明図。
を示す説明図。
【図6】ポリイソシアヌレート発泡体を取り付ける他の
方法を示した説明図。
方法を示した説明図。
【図7】両端に引張力Pの加わっている、軸方向に荷重
の加えられている部材を示す説明図。
の加えられている部材を示す説明図。
【図8】力Pを加えて変形している梁部材を示す説明図
。
。
【図9】(A)は発泡材料を薄いシート状のアルミニウ
ムに取り付けて構成した複合梁を示す説明図。(B)は
図9のAに示した複合梁に類似した構造体を示す説明図
。
ムに取り付けて構成した複合梁を示す説明図。(B)は
図9のAに示した複合梁に類似した構造体を示す説明図
。
10 機体
12 バルクヘッド
14 ストリンガ
16 アルミニウム外装壁
18 リベット
20 ポリイソシアヌレート発泡体
22 アルミニウム外装壁の内面
24 バルクヘッドの向かい合っている側面26
チャンネル 36 アルミニウムホイル 38 支持材
チャンネル 36 アルミニウムホイル 38 支持材
Claims (11)
- 【請求項1】 複数のバルクヘッド(12)に薄い金
属材料(16)を固定して形成された航空機の機体(1
0)にして、前記金属材料(16)の内面と前記バルク
ヘッド(12)の内側側面とに不燃性ポリマー発泡材料
(20)が張り付けられていることを特徴とする航空機
の機体。 - 【請求項2】 請求項1に記載された航空機の機体に
おいて、前記ポリマー発泡材料(20)は、この機体(
10)に繰り返し加わる加圧と減圧による金属材料(1
6)の膨張と収縮により、金属材料(16)の裂けるの
を防止できる充分な圧縮強度と引張強度を備えているこ
とを特徴とする航空機の機体。 - 【請求項3】 請求項1または2に記載された航空機
の機体において、前記ポリマー発泡材料(20)がポリ
イソシアヌレート発泡体であることを特徴とする航空機
の機体。 - 【請求項4】 請求項1、2または3の何れか一つに
記載された航空機の機体において、少なくとも約2イン
チ(約5.08センチ)の厚みのあるポリマー発泡材料
(20)が張り付けられていることを特徴とする航空機
の機体。 - 【請求項5】 間隔を置いて設けた複数のバルクヘッ
ド(12)に外装壁(16)を張り付けてなる、航空機
の機体(10)の外装壁(16)を補強する方法にして
、前記外装壁(16)の内側と前記バルクヘッド(12
)の向かい合っている側面(24)とにポリマー発泡材
料(20)の層を張り付ける段階を有していることを特
徴とする機体の外装壁の補強方法。 - 【請求項6】 請求項5に記載された機体の外装壁の
補強方法において、前記発泡材料(20)には、この機
体(10)に繰り返し加わる加圧と減圧による外装壁(
16)の膨張と収縮により、この外装壁(16)が裂け
るのを防止できる充分な圧縮強度と引張強度を備えてい
るものが選択されていることを特徴とする機体の外装壁
の補強方法。 - 【請求項7】 請求項5または6に記載された機体の
外装壁の補強方法において、前記発泡材料(20)がポ
リイソシアヌレート発泡体であることを特徴とする機体
の外装壁の補強方法。 - 【請求項8】 請求項5、6または7の何れか一つに
記載された機体の外装壁の補強方法において、前記張付
けの段階が、少なくとも約2インチ(約5.08センチ
)の厚みを備えた前記発泡体材料(20)を張り付ける
過程を有していることを特徴とする機体の外装壁の補強
方法。 - 【請求項9】 請求項5、6、7または8の何れか一
つに記載された機体の外装壁の補強方法において、前記
張付けの段階が、隣接するバルクヘッド(12)間に位
置する前記外装壁(16)の内側に材料(図6)をスプ
レーして発泡体(20)を形成する過程を有しているこ
とを特徴とする機体の外装壁の補強方法。 - 【請求項10】 請求項5、6、7または8の何れか
一つに記載された機体の外装壁の補強方法において、前
記張付けの段階が、前記バルクヘッド(12)の内側を
囲って柔軟性のある材料(36,38)を取り付け、さ
らに前記ポリマー材料(図5)を注入して前記外装壁(
16)の内側と前記柔軟性のある材料(36,38)と
の間に前記発泡体(20)を形成する過程を有している
ことを特徴とする機体の外装壁の補強方法。 - 【請求項11】 ポリイソシアヌレート発泡体の層が
第1と第2の構造体の層を仕切っていることを特徴とす
るバリヤー構造体。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US456533 | 1983-01-06 | ||
US07/456,533 US5251849A (en) | 1989-12-26 | 1989-12-26 | Strain reduced airplane skin |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH04218493A true JPH04218493A (ja) | 1992-08-10 |
Family
ID=23813139
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2406733A Pending JPH04218493A (ja) | 1989-12-26 | 1990-12-26 | 航空機の機体、機体の外装壁の補強方法およびバリヤー構造体 |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5251849A (ja) |
EP (1) | EP0435650B1 (ja) |
JP (1) | JPH04218493A (ja) |
KR (1) | KR910011586A (ja) |
AT (1) | ATE109091T1 (ja) |
AU (2) | AU6811890A (ja) |
BR (1) | BR9006576A (ja) |
CA (1) | CA2031928A1 (ja) |
DE (1) | DE69011069T2 (ja) |
ES (1) | ES2063297T3 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104787301A (zh) * | 2015-02-03 | 2015-07-22 | 新誉集团有限公司 | 一种分段式超轻飞机蒙皮快速连接结构及制作方法 |
Families Citing this family (39)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2640078B2 (ja) * | 1993-02-08 | 1997-08-13 | 株式会社神戸製鋼所 | 制振形材及び輸送機用構造体 |
KR100239983B1 (ko) * | 1997-04-28 | 2000-01-15 | 허기호 | 래피어 직기의 위사선택장치 |
US5823467A (en) * | 1997-04-01 | 1998-10-20 | Mcdonnell Douglas Corp | Passive damping wedge |
US5985362A (en) * | 1997-12-22 | 1999-11-16 | Mcdonnell Douglas Corporation | Insulation system for transport aircraft |
US6266427B1 (en) | 1998-06-19 | 2001-07-24 | Mcdonnell Douglas Corporation | Damped structural panel and method of making same |
DE19844035C1 (de) * | 1998-09-25 | 1999-11-25 | Daimler Chrysler Aerospace | Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung |
US6361055B1 (en) * | 1999-08-23 | 2002-03-26 | Northrop Grumman Corporation | Cryogenic composite tank seals |
US6722611B1 (en) * | 1999-09-20 | 2004-04-20 | Kuang-Hsi Wu | Reinforced aircraft skin and method |
DE10007995C2 (de) * | 2000-02-22 | 2002-03-07 | Airbus Gmbh | Strukturbauteil, insbesondere für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils |
DE10035349C1 (de) * | 2000-07-20 | 2001-09-27 | Eurocopter Deutschland | Flugzeugtür |
US6386481B1 (en) * | 2001-01-08 | 2002-05-14 | Patria Finavicomp Oy | Arrangement for fastening stringers to aircraft wing ribs |
CN100434634C (zh) * | 2003-02-24 | 2008-11-19 | 贝尔直升机泰克斯特龙公司 | 内部加强元件、结构箱形梁和支承结构箱形梁的方法 |
DE502004007968D1 (de) * | 2003-07-08 | 2008-10-16 | Airbus Gmbh | Leichtbaustruktur |
US7284726B2 (en) * | 2004-02-17 | 2007-10-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Self extinguishing composite primary structure |
US7083147B2 (en) * | 2004-03-11 | 2006-08-01 | The Boeing Company | Modularized insulation, systems, apparatus, and methods |
US7040575B2 (en) * | 2004-03-29 | 2006-05-09 | The Boeing Company | Foam composite insulation for aircraft |
US7134629B2 (en) | 2004-04-06 | 2006-11-14 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
US7527222B2 (en) | 2004-04-06 | 2009-05-05 | The Boeing Company | Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections |
US7325771B2 (en) * | 2004-09-23 | 2008-02-05 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
US7503368B2 (en) | 2004-11-24 | 2009-03-17 | The Boeing Company | Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections |
US7578468B2 (en) * | 2004-12-20 | 2009-08-25 | Sikorsky Aircraft Corporation | Acoustic absorption system for an aircraft airframe |
US7246772B2 (en) * | 2004-12-20 | 2007-07-24 | Sikorsky Aircraft Corporation | Acoustic absorption system for an aircraft interior trim panel system |
US7766277B2 (en) * | 2006-01-19 | 2010-08-03 | The Boeing Company | Deformable forward pressure bulkhead for an aircraft |
US7997529B2 (en) * | 2006-01-19 | 2011-08-16 | The Boeing Company | Compliant panel for aircraft |
DE102006026170B4 (de) * | 2006-06-06 | 2012-06-21 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung |
DE102006026169B4 (de) * | 2006-06-06 | 2012-06-21 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung |
DE102006026168A1 (de) | 2006-06-06 | 2008-01-31 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung |
US20090274892A1 (en) * | 2006-06-14 | 2009-11-05 | Feng Qin | Hydrophobic open celled foam and method of making the same |
DE102007003278B4 (de) * | 2007-01-23 | 2013-10-31 | Airbus Operations Gmbh | Rumpfstrukturbauteil eines Luft- oder Raumfahrzeuges mit einer Schaumstoffschicht als thermische Isolierung |
DE102007008988A1 (de) | 2007-02-23 | 2008-08-28 | Airbus Deutschland Gmbh | Rumpf eines Luft-oder Raumfahrzeugs und ein entsprechendes Luft-oder Raumfahrzeug |
US8388795B2 (en) | 2007-05-17 | 2013-03-05 | The Boeing Company | Nanotube-enhanced interlayers for composite structures |
US8042767B2 (en) | 2007-09-04 | 2011-10-25 | The Boeing Company | Composite fabric with rigid member structure |
DE102009029245B4 (de) * | 2009-09-07 | 2021-12-02 | EUKLIT GmbH | Tank für Flugzeuge |
DE102009060706B4 (de) * | 2009-12-29 | 2014-12-04 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren sowie Vorrichtung zur Herstellung einer Versteifungsstruktur für ein Flugzeugrumpfsegment sowie eine Versteifungsstruktur |
US8360355B2 (en) | 2010-08-04 | 2013-01-29 | The Boeing Company | Wing-to-body fairing with spray-on foam and noise reduction method |
KR102044471B1 (ko) | 2013-01-14 | 2019-11-12 | 삼성전자주식회사 | 변형 방지를 위한 프레임 조립 구조 및 이것을 갖는 전자 장치 |
DE102016201928B4 (de) * | 2016-02-09 | 2024-02-08 | Airbus Operations Gmbh | Isolationsbauteil |
EP3309243B1 (en) | 2016-10-11 | 2020-03-25 | The Procter & Gamble Company | Hard surface cleaners |
US20210245859A1 (en) * | 2020-02-11 | 2021-08-12 | The Boeing Company | Liquid-diverting panel assemblies and methods |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3211703A (en) * | 1962-03-23 | 1965-10-12 | Monsanto Res Corp | Polyaliphatic polyisocyanurate laminating resin prepared in the presence of a cocatalyst system |
JPS6432995A (en) * | 1987-07-30 | 1989-02-02 | Yokohama Rubber Co Ltd | Interior structure for aircraft |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2819032A (en) * | 1953-10-20 | 1958-01-07 | Douglas Aircraft Co Inc | Aircraft fuselage having panel damping material |
US3087571A (en) * | 1959-05-05 | 1963-04-30 | Bolt Beranek & Newman | Apparatus for damping |
US3160549A (en) * | 1960-12-29 | 1964-12-08 | Minnesota Mining & Mfg | Vibration damping structures |
US3229935A (en) * | 1962-12-06 | 1966-01-18 | August T Bellanca | Aircraft wing construction |
US3305196A (en) * | 1964-11-04 | 1967-02-21 | Dow Chemical Co | Vehicular structures made from foamed plastic materials |
US3416756A (en) * | 1966-08-03 | 1968-12-17 | Dow Chemical Co | Airfoil structure |
DE2607380C3 (de) * | 1976-02-24 | 1981-07-23 | Bayer Ag, 5090 Leverkusen | Verfahren zur Herstellung von warmformbaren Polyisocyanuratschaumstoffen |
US4671471A (en) * | 1984-05-21 | 1987-06-09 | Mitchell Wing, Inc. | Foam reinforced aluminum wing structure |
US4692477A (en) * | 1986-05-15 | 1987-09-08 | The Celotex Corporation | Polyisocyanurate foams derived from oxypropylated polyols and insulating structures therefrom |
US4695618A (en) * | 1986-05-23 | 1987-09-22 | Ameron, Inc. | Solventless polyurethane spray compositions and method for applying them |
US4791148A (en) * | 1987-02-12 | 1988-12-13 | Basf Corporation | Isocyanate terminated quasi-prepolymers useful for preparing polyurethane/polyisocyanurate foams having low thermal conductivity |
-
1989
- 1989-12-26 US US07/456,533 patent/US5251849A/en not_active Expired - Lifetime
-
1990
- 1990-12-11 CA CA002031928A patent/CA2031928A1/en not_active Abandoned
- 1990-12-17 AU AU68118/90A patent/AU6811890A/en not_active Withdrawn
- 1990-12-21 AU AU68481/90A patent/AU637441B2/en not_active Ceased
- 1990-12-24 ES ES90314251T patent/ES2063297T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1990-12-24 AT AT90314251T patent/ATE109091T1/de active
- 1990-12-24 EP EP90314251A patent/EP0435650B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1990-12-24 KR KR1019900021674A patent/KR910011586A/ko not_active Application Discontinuation
- 1990-12-24 DE DE69011069T patent/DE69011069T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1990-12-26 JP JP2406733A patent/JPH04218493A/ja active Pending
- 1990-12-26 BR BR909006576A patent/BR9006576A/pt not_active IP Right Cessation
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3211703A (en) * | 1962-03-23 | 1965-10-12 | Monsanto Res Corp | Polyaliphatic polyisocyanurate laminating resin prepared in the presence of a cocatalyst system |
JPS6432995A (en) * | 1987-07-30 | 1989-02-02 | Yokohama Rubber Co Ltd | Interior structure for aircraft |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104787301A (zh) * | 2015-02-03 | 2015-07-22 | 新誉集团有限公司 | 一种分段式超轻飞机蒙皮快速连接结构及制作方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
KR910011586A (ko) | 1991-08-07 |
ATE109091T1 (de) | 1994-08-15 |
ES2063297T3 (es) | 1995-01-01 |
EP0435650A1 (en) | 1991-07-03 |
AU6811890A (en) | 1991-07-04 |
CA2031928A1 (en) | 1991-06-27 |
AU637441B2 (en) | 1993-05-27 |
EP0435650B1 (en) | 1994-07-27 |
US5251849A (en) | 1993-10-12 |
AU6848190A (en) | 1991-07-04 |
DE69011069D1 (de) | 1994-09-01 |
DE69011069T2 (de) | 1995-03-30 |
BR9006576A (pt) | 1991-10-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH04218493A (ja) | 航空機の機体、機体の外装壁の補強方法およびバリヤー構造体 | |
FI97717C (fi) | Lentokoneessa käytettäviksi tarkoitettuja säiliöitä lentokonerakenteiden suojaamiseksi | |
US5649721A (en) | Impact protection apparatus | |
EP0354403B1 (de) | Vorrichtung zum Abfangen von Lasten | |
EP1718527A2 (en) | Self extinguishing composite primary structure | |
EP3546207A1 (en) | Energy absorbing composite panels | |
Cronkhite et al. | Crashworthy airframe design concepts: fabrication and testing | |
RU149092U1 (ru) | Амфибийный транспортный аппарат для эвакуации пострадавших в чрезвычайных ситуациях регионального масштаба | |
Annett et al. | Evaluation of the second transport rotorcraft airframe crash testbed (TRACT 2) full scale crash test | |
Jackson et al. | Transport composite fuselage technology: Impact dynamics and acoustic transmission | |
Schleicher | Structural Design of the X-15 | |
Vignjevic et al. | Simulation of helicopter under-floor structure impact on water | |
Littell et al. | Crash test of an MD-500 helicopter with a deployable energy absorber concept | |
Wittlin et al. | Analytical modeling of transport aircraft crash scenarios to obtain floor pulses | |
Hayduk | Comparative Analysis of PA-31-350 Chieftain (N44LV) Accident and NASA Crash Test Data | |
Bush et al. | Preliminary structural evaluation and design of the HL-20 | |
Cronkhite | Crashworthy Design Concepts for Airframe Structures of Light Aircraft | |
Littell | A Comparative Analysis of Two Full-Scale MD-500 Helicopter Crash Tests | |
Tutton | The design, manufacture and certification of emergency inflation systems for helicopters | |
Bolukbasi | New technologies to enhance rotorcraft crash safety | |
Desjardins | Vehicle Crashworthiness | |
Annett et al. | Overview of the Transport Rotorcraft Airframe Crash Testbed (TRACT) Full Scale Crash Tests | |
Bae et al. | Review of Crash Landing Load Factor | |
Haley et al. | Safety Engineering for Crash Injury Prevention | |
Carper et al. | Army helicopter crashworthiness |