JP6513785B2 - 飛行機座席構造 - Google Patents

Description

本発明は特に航空機座席構造の実現のために使用可能なハイブリットタイプ構造を有するチューブに関する。

航空学において、製造者も操作者も空の貨物を移動させる際の燃料消費を低減するために飛行機の空の貨物を減らすことに常に注意している。

燃料は飛行機の採算性において非常に重要な項目であり、あらゆる燃料消費の低減は節約となる。

一方で、重量の節約にこだわりすぎるべきでない項目は特にアクシデント発生時の乗客の安全である。

前記乗客の快適さを維持し改善さえすることも必要である。
この輸送の形態を使用する者は飛行時間および地上での待ち時間のほとんどを座った姿勢で過ごすことをふまえると、座席は飛行機の設計において重要な要素であることが判明する。

座席は使用者に直接順応する部分としての座面および背面から構成され、この座面／背面アセンブリはそれ自体飛行機の床に接続された支持構造Ｓに受けられる。

座面／背面アセンブリがたとえば合成素材の外殻を有する発砲体のような快適な素材で作成され得る一方で、それは前記外殻の支持構造Ｓを有するケースではない。実は、支持構造Ｓは床および座席との間の接合部分を提供する。

床が耐久性を有するので、現在の航空学標準で規定された必要性を満たすために支持の耐久性を調節する必要がある。

さらに、あらゆるアクシデントを回避するために、構造Ｓの完全性はこれらの仕様標準内での衝撃発生時にも維持されなければならない。

これらの異なる要求および状態を満たすために現在使用される座席は特定等級のアルミニウム合金で作られる。

従来技術の図に表された構造Ｓは飛行機の床への固定のための補強構造１０、接続円材１２および足部１４を備える。

これらの補強構造１０はＬ形状を有し、概ねＬの水平方向分岐上の座席の座面１６および前記Ｌの垂直方向部分上の座席の背面１８を受け、座面および背面は破線で表される。

これらの補強構造１０は同様に、示されていないが座席と関連した腕かけを受ける。
接続円材１２はこれらの補強構造と機械的に接続するよう互いに平行にこれらを支持するように配置されるが、すべての補強構造は足部を含む必要はない。

円材は概ね円形セクションで一体のチューブであり、前記補強構造内に作られるオープンソケット２０の手段によって取り付けられる。

これらのチューブは現在特定の一体のアルミニウム合金で作られる。
これらの合金は重大な利点すなわちその可塑性をもたらす。衝撃下において、チューブは壊れることなく変形される。チューブは一方の端部で壊れてアクシデント時に乗客に追加的な怪我のリスクを生じる自由破片を生み出さない。

１つの解決は構造Ｓの最終的な重さを減らすためにアルミニウムチューブをカーボンチューブと取り換えることからなる。

すべて一体のカーボンチューブは非常に高い強度を有するが、圧力下において、全体的に断裂し、自由破片を生み出しがちである。

本発明は上に述べた問題を解決し前記構造Ｓの重量を減らすことが可能な配列を備える特に航空機の座席のための構造チューブＳを提案する。

本発明によるハイブリッドチューブは特に飛行機座席構造Ｓのために設計され、前記構造は前記ハイブリッドチューブを受けるよう適合された補強構造を備え、このハイブリッドチューブは一体のカーボンチューブおよび接着または圧縮嵌合によって前記カーボンチューブに追加され固定される少なくとも１つの延性素材のスリーブを備える。カーボンチューブへの接着又は圧縮嵌合による延性素材の統合はアクシデント中に補強構造に対して直角方向にカーボンチューブが壊れる際、スリーブの柔軟な変形を可能とし、こうして座席構造Ｓの連続性を保証する。好適に、カーボンチューブは引き抜き成形によって作られたチューブである。これは極めて正確な寸法設計を有するチューブを有することを可能とする。

好適に、スリーブは２つの周辺端部の面取り面を備える。これはスリーブおよびカーボンチューブとの間の接合部における圧力を減らすことを可能とする。

第１の変形によれば、スリーブは金属素材のスリーブであり、なぜなら金属はカーボンチューブよりも圧力下における横方向の変形に対する耐性がより高いからである。

特別な配置によれば、スリーブの金属素材はアルミニウム合金である。これは座席の重さを制限することを可能とする。

第２の変形によれば、スリーブは熱可塑性素材で作られ、前記カーボンチューブに接着、圧縮嵌合またはオーバーモールドにより追加され、固定される。熱可塑性素材はカーボンチューブよりも圧力下において横方向の変形に対するより高い耐性を有する。

特別な態様によれば、スリーブはカーボンチューブの外側に配置される。そうしてカーボンチューブを取り囲む。

他の配置によれば、スリーブはカーボンチューブの内側に配置される。チューブの内側への配置はチューブの支持を可能とする。内側および外側のスリーブの組み合わせはさらにユニットの強度を改善する。

本発明はまた少なくとも２つの補強構造を備え、それぞれが少なくとも２つのソケットおよび少なくとも１つの前記特性を有する少なくとも２つのハイブリッドチューブを備え、前記ハイブリッドチューブは前記ソケット内を通じ、チューブは一体でスリーブはソケットに対して直角に配置される飛行機座席構造Ｓに関連する。

本発明によるチューブは様々な図を示す添付図面を参照して特に非限定的な実施形態により詳細に説明される。

先行技術図：先行技術の構造Ｓの図である。

スリーブの中間部に部分的な切り取り（cutaway）を有する本発明によるハイブリッドチューブの図である。 先行技術のチューブで得られる曲線とハイブリッドチューブで得られる曲線の曲がりを比較した本発明によるチューブの比較テスト曲線の図である。 本発明によるハイブリッドチューブを装着した構造Ｓの図である。 第１の実施形態によるスリーブを通じるチューブの断面図である。 第２の実施形態によるスリーブを通じるチューブの断面図である。 第３の実施形態によるスリーブを通じるチューブの断面図である。

図１において、本発明によるハイブリッドチューブ２２はカーボンチューブ２４および少なくとも１つのスリーブ２６を備え、図１から４において、スリーブは外側スリーブである。

カーボンチューブ２４はこの製造過程の利益の利点を得るために引き抜き成形によって好ましくまた最善の実施形態として得られる。

実は、引き抜き成形されたチューブは素晴らしい寸法の正確性と完全な強度を有する。
さらに、採用された引き方向に対して一方向に、基本構造（fiber)の望ましい半径および種類にあわせた４５°、６０°など望ましい数字の一定の角度を有して基本構造（fiber)が配置され得る。

これらの基本構造（fiber)は、引張強度において最大６０００ＭＰａで２５０から３００ＧＰａのヤング率を有する高い性能を達成するために高強度カーボンの中から選ばれる。

引き抜き成形はまた連続製造と素晴らしい正確性を有するチューブの長さ切断を可能とする。

使用されるそれぞれのチューブ２４はカーボン製で一体である。
それぞれのスリーブは熱可塑性素材または金属素材のような延性素材製であり、このケースでは現在使用され航空学上標準であるアルミニウム合金である。

スリーブ２６はそれぞれの補強構造１０のソケット２０に対して直角に提供される。
スリーブ２６は接続具によりカーボンチューブ上に同軸に取り付けられる。

スリーブ２６は接続具の隙間を除いて補強構造１０のソケット２０の直径を有する。
カーボンチューブ２４は取付け隙間を除いてスリーブ２６の内側直径に等しい外側直径を有する。

それぞれのスリーブは以下に説明されるように接着剤の注入３０に適合された開口部２８を有するか、カーボンチューブおよび前記スリーブの間の流動性を促進するために圧力を行使するかにより好適に提供される。

それぞれのスリーブは接着によりカーボンに固定されて追加される。他の統合手段としてはたとえば圧縮嵌合が考え得る。

接着剤は注入および／または真空吸い取りであろうと任意の手段によりスリーブとカーボンチューブの接合面に導入される。均一の厚さの層において接着剤の完全な分布が保障されなければならない。この種類のアセンブリに適する１つの接着剤はエポキシ樹脂タイプの接着剤である。

そのように形成されストレステストを受けたハイブリッドチューブ２２は、圧力が前記スリーブの周辺に対して直角に累積的であるにもかかわらず、スリーブの柔軟な機械的変形とスリーブのそれぞれの端部に直角であるカーボンチューブ２４の断裂の働きとともに素晴らしい機械的強度を示す。

この欠点を改善するために、本発明は端部に周辺面３２−１、３２−２を形成することによりそれぞれのスリーブ２６の端部を薄くすることを提案する。

好ましくは、勾配はゆるやかで、角度は３°である。
図２の曲線において、負荷Ｆ、すなわち前記スリーブの中央平面に垂直方向に行使された力を行使されたアルミニウム合金の接続チューブの変形εが曲線Ｃ１で示される。

完全に断裂することなく十分に柔軟な変形に気づくであろう。
曲線Ｃ２において本発明によるハイブリッド接続チューブの変形が示される。以前のチューブすなわち同じアルミニウム合金で実現されたスリーブよりも、一体の引き抜き成形されたカーボンチューブと組み合わせることにより最大強度が大きく改善されることに気づくであろう。

スリーブの存在のおかげで変形はプラスチック同様であることに留意されたい。
一方で、実験はスリーブの中央部でカーボンチューブの断裂を示し、これは、そのように作られた引き抜き成形されたカーボンチューブのかけらは、スリーブと分離されず、この断裂によるチューブのかけらによる乗客へのいかなる怪我も防止する。

それゆえ、この接続チューブの断裂に起因するがスリーブの変形による柔軟な変形を伴って座席上の乗客が経験する衝撃エネルギーの大幅な吸収の利益を可能とする。

一たび合成チューブの断裂が起こると、断裂のいずれかの側面上の合成チューブのかけらは接着剤によって完全に接続されたままであって、よって一体のスリーブは１つのかけらのままであり、端部は離れない。

本発明によるチューブはアルミニウム合金のチューブの部分をカーボンチューブに取り換えることにより実現される重量差または等級における１５から２０％の増進を開拓することを可能とする。

さらに、本発明によるハイブリッドチューブの強度は必要とされるのを超えて大幅に増加した。標準を遵守するようさらにスリーブおよびカーボンチューブの厚さを減らしつつ現在標準上要求される全体的な安全性を維持することが可能である。

これは重量節減の第２の源を表す。
この重量節減はもはや安全性の喪失ではなく、同一の安全性の代わりに乗客にとって好ましく環境にも好ましい燃料消費の節約を可能とする重量の大幅な節減を可能とする。

こうして、目標は曲線Ｃ３の分析結果を有する本発明によるハイブリッドチューブを達成することである。

図３において、本発明によるハイブリッドチューブを備え付けた構造Ｓは補強構造とハイブリッドチューブを備え、補強構造に直角に配置されたスリーブは起こりうる事故に関わる力の適用のポイントを構成する。

外側直径は、有効である限り従来技術の外側直径と同一のままであり、一体スリーブの厚さのみが減少し、カーボンチューブが適合される。

スリーブの外側直径が維持されるのであれば、存在する補強構造もまた必要であるならば、ソケットおよび可能な認証とともに維持可能である。

さらに、アルミニウム合金の等級もまた修正可能である。
本発明によるハイブリッドチューブ内の一体の素材によって表現されたわずかな長さによる他の利点はアルミニウム合金ベースの素材をより優れた特性のチタニウムのような金属素材と取り換えることが可能な点にある。

外側スリーブ２６は内側スリーブ２７と取り換えられ（図５）または追加される（図６）ことができる。図６のケースでは、チューブ２４はチューブ２４の耐性を強化する外側スリーブ２６および内側スリーブ２７を組み合わせる。

Claims (8)

1. 少なくとも２つの補強構造（１０）を備える飛行機座席構造Ｓであって、それぞれの前記補強構造（１０）は少なくとも２つのソケット（２０）を備えて少なくとも２つのハイブリッドチューブ（２２）を受け入れ、前記ハイブリッドチューブ（２２）は前記ソケット内を通じる、飛行機座席構造Ｓであって、
   前記ハイブリッドチューブ（２２）は、一体のカーボンチューブ（２４）および少なくとも１つの延性素材のスリーブ（２６、２７）を備え、
   前記スリーブ（２６、２７）は、前記ソケット（２０）に対して直角に配置され、前記カーボンチューブに接着または圧縮嵌合により追加されて固定され、
   前記スリーブ（２６、２７）は、２つの周辺端部の面取り面（３２−１、３２−２）を備えることを特徴とする、飛行機座席構造。
2. 前記スリーブは、前記カーボンチューブのうちの前記補強構造に隣接する部分に提供されていることを特徴とする、請求項１に記載の飛行機座席構造。
3. 前記カーボンチューブ（２４）は引き抜き成形によって作られたチューブであることを特徴とする、請求項１または２に記載の飛行機座席構造。
4. 前記スリーブ（２６、２７）は金属素材からなることを特徴とする、請求項１から３のいずれか１つに記載の飛行機座席構造。
5. 前記スリーブ（２６、２７）の前記金属素材はアルミニウム合金であることを特徴とする、請求項４に記載の飛行機座席構造。
6. 前記スリーブ（２６、２７）は熱可塑性素材からなり、前記カーボンチューブに接着、圧縮嵌合またはオーバーモールドにより追加され、固定されることを特徴とする、請求項１から３のいずれか１つに記載の飛行機座席構造。
7. 前記スリーブ（２６）は前記カーボンチューブの外側に配置されることを特徴とする、請求項１から６のいずれか１つにに記載の飛行機座席構造。
8. 前記スリーブ（２７）は前記カーボンチューブの内側に配置されることを特徴とする、請求項１から７のいずれか１つにに記載の飛行機座席構造。

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