JP4809344B2 - 航空機内の内部セキュリティドア - Google Patents

Description

本発明は、航空機内の内部セキュリティドアに関する。

２００１年９月１１日の攻撃以降、航空機コックピットのセキュリティを強化する対策が採られてきた。特に、これらの対策は、航空機のコックピットを客室から隔てるドアを含んでいる。新たな規則と規格に従って、このドアは、コックピット内へのあらゆる侵入行為を防止する障壁を形成しなければならず、今やコックピット内への立ち入りは操縦要員だけに制限されなければならない。

しかし、過去同様に、これらのコックピットドアは、客室側又はコックピット側で減圧が生じる場合には自動的に開かなければならない。

本発明の目的は、侵入者がコックピットに侵入することをより困難にすることによって、航空機の機内のセキュリティと安全性とを増大させることである。

ドアの開放を防止するセキュリティシステムの存在にも係わらず、例えば、操縦士又は副操縦士を通過させるためにドアが開放され、この時にはセキュリティ装置が作動していないので、侵入者がコックピットに侵入するためにこの開放を利用する可能性が警告されてきた。従って、現行のコックピットドアの弱点の１つは、これらのドアが長距離フライトのようなフライト中に時々開放されるということである。本発明は、コックピットに侵入することを禁止されている乗客が、何時コックピットドアが開いているかわからないようにするという独創的な着想に基づく。

特定の航空機では、コックピットドアは、基本的に操縦要員によって使用される空間である通路の末端に配置されており、普通、トイレが配置されている。特定の航空会社が、これらのトイレを乗客が使用することを許可している。

本発明の独創的な着想は、客室側の第２のドアによってこの通路を閉鎖することである。この第２のドアの主たる目的は、コックピットドアが開いているか閉じているかを乗客がわからないようにする視覚的な障壁を形成することである。

解決策としては、コックピットドアの反対側に位置している通路の末端に、カーテンを設けることである。この解決策は適切であるが、攻撃者に対してはあまり抑止的ではないということが明らかである。

したがって、本発明は、コックピットドアの背後の通路の閉鎖用であるが、航空機内の他の位置で使用できる、ドア形状の堅固な障壁を提供することを目的とする。

減圧の発生時には、このドアのどちらの側においても、このドアが一体の状態のままであることが必要である。実際に、このドアが幾つかの破片の形に壊れる場合には、これらの破片が、航空機の機内の人間に対する危険な飛び道具となるだろう。このドアは軽量であることが好ましい。実際には、航空機の機内の全ての要素と同様に、積載重量（ｃａｒｒｉｅｄ ｗｅｉｇｈｔ）が制限される。最終的に、このドアがコックピットドアの背後の通路を閉鎖するために使用される時には、攻撃者による通過を困難にするドアを一様かつ効果的に形成することになる。

この目的のために、本発明は、内部構造を形成する構成要素を備える、航空機用の補強されたドアを提案する。

本発明によって、この内部構造は、この内部構造を形成する構成要素の大部分を互いに連結させるウェビング（ｗｅｂｂｉｎｇ）のハーネスの網状物（ｎｅｔｗｏｒｋ）によって補強される。

このハーネスの網状物は、まず第１に、ドア構造を補強することを可能にする。この補強は、従来のドア構造に比較して機械抵抗を同等にするように、ドアの重量を減少させることを可能にする。この場合に、水平フレームの破損発生時に、このハーネスは、ドアの破損部分を保持することを可能にし、従ってドアの結合を確実なものにする。攻撃を受ける時にこのハーネスは、最終的に攻撃者が乗り越えなければならない更なる障壁となる。

好ましい構造形態では、このハーネスは、内部構造上に接着されたストラップ形状を有する。この解決策は具体化が容易であり、内部構造にハーネスの網状物を固定することを可能にする。

このハーネスが、炭素繊維のような高強度の複合材料の繊維で作られていることが効果的である。この材料は、一方では、卓越した機械的特徴を有し、他方では軽量であるという利点を有する。

ドアと、攻撃者に対して形成されている障壁との間の結合に関して、その網状物の能力を増大させるために、ハーネスが、内部構造の上に配置されており、ウェビングを形成するように互いに連結されていることが好ましい。

１つの構造形態では、本発明による補強されたドアは、水平方向に配置された連結部品によって互いに連結されている少なくとも３つの垂直なライザ（ｒｉｚｅｒ）をその内部構造が備えるようなドアである。この構造形態では、ハーネスは、その全長にわたって、垂直なライザと水平な連結部品とに沿って配置されている。したがって、このハーネスは、ライザと連結部品との間の空間により形成されている区画の中に入らない。この場合に、これらの区画は、ハーネスの網状物がパネルの放出によって悪影響を受ける危険性なしに「放出可能な」パネルを装備することが可能である。

本発明の詳細事項と利点とが、添付された概略的な図面を参照して、後述の説明からさらにより適切に理解されるだろう。

図１には、長距離輸送機のコックピット２が示されている。このコックピットのすぐ後ろには、特に乗務員によって使用される空間がある。この空間は、一方では、例えば睡眠用の簡易ベッド又はベッドを備える休憩区域４と、他方では、トイレと洗面台とシャワーとを備える浴室とを含む。通路８が、コックピット２に入るために、休憩区域４と浴室６との間に設けられている。従来の設計では、ドア１０が、コックピット２を閉鎖し、また、コックピット２への入室ができるようにしている。

コックピットドア１０は、通路８の一方の末端で通路８を閉鎖する。独創的な設計では、通路８の他方の末端に、第２のドア１２を設けることが提案される。

第２のドア１２は２つの主要な機能を有する。第１の機能は、乗客の目からコックピットドア１０を隠すことである。この第１の機能のために、この第２のドア１２は、通路８内の中間位置に配置するか、又は、コックピットドア１０とは反対側の、通路８の末端に配置することができる。この第２のドアのもう１つの機能は、乗務員用に備えられた区域にプライバシーを与えることである。この第２の機能のために、第２のドア１２は、図１に示されるように、通路８のコックピットドア１０とは反対側の末端に配置されることが好ましい。

セキュリティのために、フライト中はコックピットドア１０がロックされ、手段（アクセスコード、バッジ等）が、許可を受けていないあらゆる個人によるコックピットへの侵入を防止する意図で、設けられている。このコックピットドア１０はまた、防弾である。しかし、航空機の客室１４で減圧が生じる場合には、客室１４とコックピット２との間の圧力をバランスさせ、航空機の構造に過剰な応力がかかることを防止するために、手段がこのドアを自動的に開放させる。

第２のドア１２は、例えば減圧がコックピット２の内側で生じる場合には、コックピットドア１０の作動を妨げてはならない。

図２は、図１に示される第２のドア１２を製造するための構造の、好ましい形態の正面図を示す。このドアは、後で説明するフレーム１６と呼ばれる内部構造を備える。８つのパネル１８がこのフレーム１６に取付けられている。

フレーム１６は、３つのトーションボックス２２、即ち、頂部のトーションボックス１つと、中間のトーションボックス１つと、底部のトーションボックス１つとによって接続されている、２つの側柱２０と１つの中央の柱２１とを備える。同様に、一方では頂部ボックスと中間ボックスとの中に、他方では中間ボックスと底部ボックスとの中に、このフレームは２つの開口部を備える。これらの各開口部はまた、横支柱２４によってそれぞれ分割され、フレームは、パネル１８をそれぞれ受け入れる８つの区画で形成される。この８つの区画は、４つの区画の２つの列に分配されている。各々の区画は、図３と図４により詳細に示されているパネル１８を受容する。

以下では、第２のドア１２を説明するために、第２のドアが閉鎖状態にあると考える。この場合、図１と図３とに示されるように第２のドア１２が閉鎖状態にある場合には、このドアの前面がコックピット２に向けられている面であり、このドアの背面が客室１４に向けられている面であると考える。形容詞「内側の」と「外側の」とを、第２のドア１２に関して使用する。

各々のパネル１８は、２つのプレート、即ち、１つの前部プレート２６と、１つの後部プレート２８とを備える。

前部プレート２６は、側柱２０に連結されている第１の縁部３０の内面に対して支えられており、同様に中央の柱２１の第２の縁部３２の外面に対して支えられている。この第１と第２の縁部３０と３２は、例えば、パネル１８を受け入れる区画の全高にわたって延びる。前部プレート２６の頂部縁部と底部縁部が自由であることが好ましい。

前部プレート２６は、旋回ラッチ３４によって第２の縁部３２の上に保持されている。各々のラッチ３４はピン３６上に取付けられている。ばね（図示せず）が、第２の縁部３２に対してラッチ３４を保持するために、ラッチ３４を前部プレート２６の上面に対して与圧している。同様のピン３６を、２つの隣接した区画のパネルの２つの前部プレート２６上に作用するラッチ３４を保持するために、使用することができる。

前部プレート２６は、側柱２０の側部に、後述するスペーサ３８によって保持されている。側柱２０は、第１の縁部３０に面している第３の縁部４０を備える。後部パネル２８は、この第３の縁部４０の内面に対して支持されている。スペーサ３８は、前部プレート２６と後部プレート２８とをそれぞれ第１及び第３の縁部３０、４０に対してくさび止めする。くさび３９が後部プレート２８とスペーサ３８との間に配置されている。このくさび３９の形状は、一方の側は、後部プレート２８のかなり平らな形状と、他方の側は、スペーサ３８の形状に合わされている。

従って、２つの縁部３０、４０を隔てる距離は、後部プレート２８の厚さ、及びスペーサ３８とくさび３９とによって形成される組立体の高さに、前部プレート２６の厚さを加えたものに一致する。スペーサ３８は、例えば、前部プレート２６の内面に基部が固定されているＵ字金具の形状を示す。このＵ字金具の枝が、後部プレート２８に連結されているくさび３９に対して支えられている。

後部プレート２８の垂直な縁部がどのように側柱２０に沿って保持されているかが、上述されている。中央の柱２１の側では、後部プレート２８の縁部が、第４の縁部４２の外面上に対して支えられている。後部プレート２８のこの縁部は、中央の柱２１の中にカチッと嵌り込む小さい棒４４を使用して第４の縁部４２に対して保持される。図４と図５には、小さい棒４４（図３に示す）との係合に使用されるハウジング４６が示されている。また、図３、及び図６から図８には、縁部４２に対してこれらのプレートを保持するフィンガー４５を備えた後部プレート２８が示されている。

図５から図８には、航空機の前部で、例えばコックピット２内で、即ち、第２のドアの１２の前面の側で減圧が生じる場合の、パネル１８の挙動を示す。

この場合には、第２のドア１２が閉鎖されている場合、第２のドアは通路８の内側に向かって吸い込まれる。第２のドア１２のフレーム１６は剛体であり、このような減圧に耐えるようにされている。第２のドア１２は、パネル１８が負けて通路８の内側に吸い込まれるように設計されている。

第１の実施例では、各パネル１８の前部プレート２６が通路８の内側に吸い込まれる。第１の縁部３０は固定されている。一方、ラッチ３４は、旋回する。ラッチ３４に加わる力が十分である場合（各ラッチ３４は、ばねによって与圧されている）、ラッチ３４は旋回し、パネル１８の前部プレート２６を開放する。次に、このプレートは第１の縁部３０の周りを旋回し、プレートと共にスペーサ３８を引っ張る。次に、このプレートは、スペーサ３８の係合解除を容易にするために形状を合わせたくさび３９の上で「転がる」。次に、第３の縁部４０に対して支えられていた後部プレート２８の縁部が開放され、後部プレート２８は第４の縁部４２に関して旋回し始める（図７）。フィンガー４５は、第４の縁部４２に対して支持された後部プレート２８の縁部を保持することによって、この旋回運動を制御することを可能にする。例えばケーブル、ハーネス、細長い部材等の連結具４８が、前部プレート２６を後部プレート２８に連結する。この連結具４８は、例えば、一方の側でスペーサ３８に固定され、他方の側でくさび３９に固定される。

図８は、完全に開いている２つのパネル１８を示す。この図には、各パネル１８の後部プレート２８を中央の柱２１に連結する第２の連結具５０（例えば連結具４８と同様）が示されている。プレート２６及び２８は、このように保持され、乗務員に衝突する可能性のある（また、殺害する可能性のある）発射物とはならない。

８つのパネル１８は、同時に開く。実際、これらのパネルは同一の減圧に晒され、従って、同じように作用する。パネルが完全に開いている（図８）場合には、第２のドア１２のフレーム１６だけが、コックピット２で生じた減圧に関連した後から前への空気流れに対抗する。このフレーム１６の空気流れに対する抵抗はわずかであり、これに対応する仕事損失は（航空機構造に及ぼされる応力のように）無視できる。従って、上述の第２のドア１２は、航空機の前部での、コックピット２の内側での減圧時に、コックピットドア１０の作動を妨げないようにすることができる。

上記の説明と、対応する図３から図８により、パネル１８を開放する提案のシステムが再取付け可能なシステムであることがわかる。実際、パネルがその区画から取外されても、これらのパネルは問題なく所定の位置に戻すことができる。最初に、後部プレート２８を、その区画内の所定位置、即ち、縁部４２及び４０に対する位置に戻し、次に、ラッチ３４を旋回させる前に、前部プレート２６を縁部３０及び３２に対して戻し、対応するばね（図示せず）を初期状態に戻すだけで十分である。

旋回ラッチ３４に作用するばねの力は、第２のドア１２の上の許容できる荷重に基づいて決定される。第２のドア１２における最大の減圧は、約１５０ｈＰａであると見積もることができる。このような減圧が存在する場合には、パネルはすでに開放されている。第２のドア１２の上に加えられる力は、フレームの表面積に、加えられた圧力を乗算したものに相当する。第２のドア１２に対して加えられる力を制限するために、この力を最大許容荷重と見なすことができる。Ｐ_deciがパネル１８の開放に対応する減圧の値であるとすると、Ｐ_deciに第２のドア１２の全表面積を乗算したものが、ドアに加えられる前もって計算された最大の力よりも小さいようにする。この場合に、旋回ラッチ３４に作用するばねは、選択されたＰ_deci値と、対応するパネル１８の表面積と、パネル１つ当たりの旋回ラッチ３４の個数とに基づいて設定される。

上述の説明において、パネルは中央の柱２１の側で開放され、一旦開放されると、これらのパネルは、提案された構造のために、通路８のかなり中間部にあるということとがわかる。これは、まず第１に、パネルの再グループ化を可能とし、パネルが通路の側面のどれか一方の側に存在しないようにすることができる。しかし、通路８の中央に向かってパネルを再グループ化する主要な理由は異なる。減圧がコックピット２の内側で生じると、減圧が通路８に伝播する。減圧によって、通路８の両側に配置されているモニュメントとも呼ばれるモジュールが、相互に向かって移動する傾向を有し、従って通路８の幅を減少させる。次に、これらのモニュメントは、第２のドア１２の垂直縁部を覆う位置まで変形させられる可能性がある。そこで、もしパネル１８が側柱２０で開放されると、この開放はモニュメントによって妨害されるか、又は、阻止される可能性がある。従って、第２のドア１２が、航空機の内側の圧力の均衡を妨げる障壁を形成する可能性がある。上述したように、この状態は回避されなければならない。通路８内のモニュメントの、第２のドアに関する位置により、垂直な側柱上にラッチ（又は他の開放手段）を配置することを避け、むしろドアの中央に向かってラッチを配置しなければならないだろう。

航空機の客室１４での減圧時には、例えば、第２のドア１２を開放させることができる。この開放は、ドアの航空機上での上部及び下部の固定点に、ドアの動きによって加えられる遠心力による荷重を発生させるであろう。

上述したように、説明したパネル１８の構造は、減圧がコックピット２に生じるや否や、前部プレートと後部プレートが次々と開放され、空気が通過することを可能にする。しかし、上述の構造は、客室１４からコックピットに向かってパネル１８が押される場合には、即ち、後から前にパネル１８が押される場合には、パネルが抵抗し、フレーム１６から分離しない。

実際、図３を見れば、対応する前部プレート２６が所定位置にある限り、各後部プレート２８は、静止要素によって保持されることがわかる。この図では、各後部プレート２８は、一方では、静止した第４の縁部４２に対して支えられており、他方では、くさび３９とスペーサ３８とを介して、静止した第１の縁部３０に対して支えられていることがわかる。従って、もし後部プレート２８に後から前に力が加えられるならば、この力は縁部４２及び３０によって完全に吸収される。加えられる力は、パネル１８を開放する旋回ラッチには作用しない。

例えば、図９は、航空機構造上可能性のあるドアの取付けを示す。この図では、上部ビーム５２と下部ビーム５４とが見える。また、ドアがその周りを旋回するピンと、客室１４と通路８の天井５８が、この図に示されている。このピンは、下側の管５７と、その内側を伸縮自在にスライドすることができる円筒形アーム５６との、２つの部分でできている。例えばバヨネットタイプのシステムのようなロックシステムを、一方を他方に対して移動させることによって、これらの部品をロックすることが考えられる。

アーム５６は第２のドア１２のピン５７の頂上部分を形成する。このアーム５６は、静止軸受６０内を旋回するように、上部ビーム５２の上のコーナー金具６２によって取付けられる。

管５７から成るドアピンの底部は、自動調心軸受上に取付けられている。この軸受はまた、底部ビーム５４の上の静止支持体６４も含む。この支持体６４は、球形の座６６を備えるハウジングを含む。球形の座６６の直径に対応する直径を有する球６８は、底面部７０を有する可能性があるが、例えばねじ込みによって、管５７の下端に固定されている。好ましい構成形態では、管５７の下端は、球６８を受け入れる球形の座を有する。この球６８は、支持体６４の球形の座６６に配置される場合に、航空機の床の上に支持体６４を据付ける間、即ち、底部ビーム５４の上に支持体６４を据付ける間、ドアピンの自動調心を可能にする。

第２のドア１２の伸縮自在ピンは、このドアの非常に容易な組立と分解を可能にする。組立のためには、アーム５６が管５７の内側でスライドされる。一旦管５７が球６８の上に設置されると、ドアピンは、軸受６０に面して配置されるように回転される。次に、アーム５６が引出され、「出」位置にロックされる。分解は、据付け操作と反対の順番で行うことによって容易に行われる。

図１２から図１４は、空気が第２のドア１２を通って航空機の前部から後部にどのように循環できるかを示す。これらの図では、パネル１８の前部プレート２６と後部プレート２８の構造を更に詳細に示す。

空気の流れを可能にするために、後部プレート２８が、図１４に示すような格子の形状で、好ましい実施形態で示されている。孔７２が、後部プレート２８の全表面積（縁部付近は除いてよい）にわたって規則正しく分布している。

前部プレート２６は、低圧逆止弁を備えている。従って、図１２と図１３に示唆されているように、パネル１８の１つ当り２つの弁を備えることができる。各々の弁に対して、前部プレート２６内に切り抜き７４が設けられている。各切り抜き７４は、空気を通さない弾性膜７６で完全に覆われている。外側スカート７９と縁部８０とを備えるカバー７８が弾性膜７６を覆う。このカバー７８は、その縁部８０で前部プレート２６の内側表面に固定されている。弾性膜７６の外側輪郭がこの縁部８０と内側プレート２６との間に部分的に挟まれている。もし弾性膜７６とカバー７８とが例えば長方形ならば、例えば、弾性膜７６の２つの互いに反対側の縁部をカバー７８の縁部８０によって保持し、一方、弾性膜７６の他の２つの縁部を自由とすることが可能である。カバー７８は、一定間隔で、内側プレート２６と平行に延びる。空気が通過できるようにするために、このカバーには、例えば外側スカート７９に、開口が設けられている。

図１３は、逆止弁をその閉鎖状態で示す。空気流れが外側から到着する場合には、即ち、空気流れが航空機の後部から前部に移動する場合には、この空気流れは弾性膜７６を前部プレート２６に押し付け、対応する切り抜き７４を塞ぐ。一方、図１２に示すように、空気流れが内側から来る場合には、即ち、空気流れが航空機の前部（通路８）から後部（客室１４）に循環する場合には、弾性膜７６が前部プレート２６の内側表面から持ち上げられ、カバー７８に向かって押し付けられる。従って、空気は、切り抜き７４と、弾性膜７６の自由縁部と、カバー７８内に設けられた開口とを通過し、次に後部プレート２８の孔７２を通過することができる。

これらの逆止弁は、特に、乗務員のために備えられかつ通路８によって受け持たれる区域への換気を可能にするために使用される。これらの逆止弁はまた、第２のドア１２の閉鎖を著しく妨げる通路の過剰加圧を防止するために、この第２のドア１２の閉鎖中にも利用される。これらの弁はまた、客室１４の内側の減圧時にも利用することができる。この場合は、空気が通路８から客室１４へ通過することができる。

客室１４で減圧発生中に、第２のドア１２での圧力変動は、コックピットドア１０での圧力変動よりも著しく小さかったことが計算されている。更に、この圧力差は急速に小さくなり、第２のドア１２は、客室１４内の減圧発生時に、コックピットドア１０の作動を妨げることなく閉鎖したままにすることができる。

例えば、弾性膜７６はポリウレタンで作られている。静電気発生源からの電荷が逆止弁を通過する間に、その電荷を収集するために、窓７４の側の各弾性膜７６の上に、例えば銅で、ネットワーク又はシステムをセリグラフすることができる。このネットワーク又はシステムは、次に、例えば、それ自身が後部プレート２８と連結具５０とを介して第２のドア１２の金属フレーム１６に電気接続されている連結具４８に、電気接続される。

好ましい実施例ではまた、逆止弁を通過する空気のフィルタが備えられる。この場合は、例えば、発泡体フィルタを各弁のカバー７８の上に配置することができる。また、後部プレート２８の（外側表面上ではなく）内側表面上にフィルタを設け、このプレートの孔７２を覆うフィルタを設けることも可能である。

図１０と図１１は、第２のドア１２を補強することができる相補的なシステムを示す。このシステムは、フレーム１６の構造を補強する補強材８２から成る。この補強材８２は、フレームの主要な構成要素を互いにより強固に結びつけるために、フレームの主要な構成要素を連結する。この補強材８２は、例えば、フレームの構成要素を連結するためにそのフレームの構成要素上に接着されたハーネスから構成される。このハーネスは、炭素繊維で作られることが好ましい。このハーネスは、フレーム１６上に配置され、網状となっている。従って、それぞれのハーネスの中に連結具が設けられる。このハーネスは、コックピットの内側で減圧が生じる場合に、パネル１８の放出を妨げないように、支柱２０及び２１と、トーションボックス２２と、横支柱２４とに沿って配置される細長い部材の形で示されている。

補強材８２は、炭素繊維でできていることが好ましい。この材料は幾つかの利点を有する。第１に、この材料の機械的強度が、第２のドア１２のフレーム１６の構造を補強することを可能にする。この材料でできているハーネスは比較的に軽量で、従って、第２のドア１２の構造を重みで撓ませることがない。炭素繊維ハーネスはまた、切断が非常に困難である。従って、攻撃を受けた場合に、もし人が力ずくで第２のドア１２を押そうとしても、補強材８２が攻撃者にとって非常に厄介な網状体を形成する。この網状体の存在が、この攻撃者が第２のドア１２を通過するために必要な時間を増大させる。この追加の時間が、乗務員にとって貴重である可能性があり、乗務員は、攻撃を受けた場合に、安全なコックピット２の内側に避難することができる。

好ましい実施例で上述した第２のドア１２は、乗務員のためのプライベート空間を形成することを可能にし、かつ、コックピットドアを乗客が見ることを防止する。この第２のドア１２はまた、その２重の障壁構造によって、操縦要員のためのプライベート空間を隔離する。各パネルの２つのプレートの間の自由空間は、良好な遮音を実現することができる。

第２のドア１２はまた、航空機を支配しようとするテロリストに対して、コックピットへの侵入を遅らせる障壁を形成する。この第２のドアは、航空機客室内の減圧又はコックピット内の減圧の発生時には、コックピットドアの作動を妨げない。

この第２のドア１２は、上述のように、軽合金ドアフレーム、複合材パネルのような軽量構造で作ることができ、従って、航空機において高い許容荷重を発揮する。

言うまでもなく、このドアは、このドアを閉鎖状態にも開放状態にも保つことができる手段を備える。このドアはまた、このドアをその閉鎖状態に戻す手段をも備えると有利である。従って、このドアは、開放状態と閉鎖状態との間の中間状態となると直ちに自動的に閉鎖する。この手段は、本発明の属する技術の分野における通常の知識を有する者に公知であり、本明細書では説明しない。より高度のセキュリティの実現のために、このドアを開くことができるアクセスコードを備えることも可能である。他の認証手段（バッジ等）を備えることもまた可能である。このドアはまた、閉鎖したドアの一方の側にいる乗務員が客室をチェックすることができる監視手段を備えることも可能である。

第２のドアが空気流れの弁を備えている場合には、パネル１８の後部プレート２８に孔をあけていることが示された。これらの孔はドアの装飾として利用することができる。実際、後部プレート２８は航空機の客室側に位置しており、乗客から見える。例えば、後部プレートの孔のバックライトのために、各パネルを形成する２つのプレートの間に照明を設けることができる。この場合、これらの孔は、特定のパターン（線画、航空会社のロゴ、レタリング等）に従って配置することができる。

上述の全説明から明らかなように、上述のドアは以下のような数多くの基準を満たすことができる。
コックピット内の減圧発生時には、このドアは圧力を均圧化することができ、
客室内の減圧発生時にも、このドアは圧力を均圧化することができ、
このドアは、非常に高い機械的応力の発生時に、一体のままであるように設計されており、
このドアの重量は比較的軽量であり、
このドアは、従来の閉鎖及びロック装置を備えることができ、
監視システム（覗き穴、カメラ等）を備えることができ、
このドアは自動的に閉じることができ、
このドアは自動的にロックすることができ、
このドアは、客室の他の部分から隔離されたプライベート空間を操縦要員に提供し、
客室の他の部分と良好に適合する美観を有するドアを作ることが可能である。

本発明は、非限定的な実施例として示された上述の好ましい実施形態だけに限定されない。本発明は、請求項の範囲内における本発明の属する技術の分野における通常の知識を有する者に利用可能な全ての変更もその範囲に含む。

航空機の前部の部分断面を上から見た図である。 本発明によるドアの正面図である。 図２の断面線ＩＩＩ−ＩＩＩによる水平断面の拡大図である。 図３に示す開放機構の詳細図で、ロック位置にある図である。 図４に示す開放機構の、ロック解除位置にある図である。 航空機コックピット内に減圧が生じる場合の、図３に対応する図である。 航空機コックピット内に減圧が生じる場合の、図３に対応する図である。 航空機コックピット内に減圧が生じる場合の、図３に対応する図である。 図２のドアを担持する構造を示す立面図である。 図１１の断面線Ｘ−Ｘによる断面図である。 図２のドアの構造の補強材を示す、図２に対応する正面図である。 本発明によるドアパネルの改良を示す、図３に対応する拡大図である。 本発明によるドアパネルの改良を示す、図３に対応する拡大図である。 図１２及び図１３に示すような２つのパネルの組立体の正面図である。

Claims (7)

1. 内部構造（１６）を形成する垂直な柱であって、水平に配置されている連結部品（２２、２４）によって互いに連結されている垂直な柱を備える、航空機の補強されたドア（１２）であって、前記内部構造（１６）は、前記垂直な柱と前記水平に配置されている連結部品とに沿って配置されるハーネスの網状物（８２）によって補強されていることを特徴とする補強されたドア（１２）。
2. 前記ハーネスは前記内部構造（１６）上に接着されているストリップ形状で示されていることを特徴とする請求項１に記載の補強されたドア（１２）。
3. 前記ハーネスは高耐力の複合材料繊維で製造されていることを特徴とする請求項１または２に記載の補強されたドア（１２）。
4. 前記ハーネスは炭素繊維で作られていることを特徴とする請求項３に記載の補強されたドア（１２）。
5. 前記ハーネスは前記内部構造（１６）上に配置されており、ウェビングを形成するように互いに連結されていることを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載の補強されたドア（１２）。
6. 前記内部構造（１６）は、水平に配置されている連結部品（２２、２４）によって互いに連結されている少なくとも３つの垂直な柱（２０、２１）を含むことを特徴とする請求項１〜５のいずれか１項に記載の補強されたドア。
7. 前記ハーネスは、その全長にわたって、前記垂直な柱（２０、２１）と前記水平な連結部品（２２、２４）とに沿って配置されていることを特徴とする請求項６に記載の補強されたドア。

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