【課題】 モジュール式部材を航空機内の支持体構造（３００）に取付けるための締結装置（１００）を提供する。
【解決手段】 締結装置（１００）は、第１端に支持体構造（３００）の支持体凹部（３０２）で係合する広がった頭部（１１２）、及び、該頭部（１１２）に隣接して、第１側面（Ｌ_１）と、該第１側面（Ｌ_１）と少なくとも実質的に垂直に配され、前記第１側面（Ｌ_１）より大きな第２側面（Ｌ_２）とを有する部分（１１４）を有するスタッド（１１０）を有する。前記スタッド（１１０）は、反対側の第２端に、回転できるように前記スタッド（１１０）に接続され、及び、開放位置及び閉鎖位置へ動けるように構成されたレバー（１５０）を設けられる。長軸方向に移動できるようにスタッド（１１０）が設けられたブッシング（１２０）は、モジュール式部材の外壁（２００）を支持するように設計され、一方で外壁（２００）の外側に接触し他方では支持体構造（３００）に接触するための導電性リーフスプリング（１３０）を支持する。レバー（１５０）により作動可能であるエキセントリック（１５８）は、その閉鎖位置へのレバー（１５０）の移動中にスタッド（１１０）に沿って頭部（１１２）の方向へブッシング（１２０）を動かす。 （もっと読む）

【解決手段】本発明は、飛行機内における装置および装備の位置を決定するためのセンサネットワークに関する。このセンサネットワークは、独立した電源装置を有するいくつかのセンサノードを備える。このセンサノードは、互いにおよび中央処理装置と、無線通信することができる。個々のセンサノードのそれぞれの位置は、高周波シグナルパラメータの評価によって決定され得る。
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【課題】航空機の機内の空間を有効活用する。
【解決手段】本発明は、乗務員の作業エリアに関するものであり、乗組員が着替えをすることができるよう、セントラルモジュールを備え、可閉領域を形成する。セントラルモジュールは航空機機室の後部に設けられ、台車を収容するのに用いられる。上記エリアは側面の扉で閉められ、扉が開いているときは通路として使用される。
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本発明は、構造部材１０、１２、１３；構造部材１０に固定される第１の複数のライン１１；構造部材１２、１３に固定される第２の複数のライン１４、１５であって、第２のラインの長手方向は第１のラインの長手方向と交差して、これにより、２つの長手方向が、少なくともいくつかの断面で航空機構造物にわたるネットワークを形成する、第２の多数のライン１４、１５；電流および／またはデータの伝送のためのラインを生み出すために、構造部材１０、１２、１３が航空機構造物内に一体化されたとき、ネットワークの選択された交差ポイントで、第１の複数のラインの中の選択されたラインを、第２の複数のラインの中の選択されたラインに接続するための、接続エレメント；を備える飛行機構造に関する。本発明はまた、この種の航空機構造物の製造方法にも関する。 （もっと読む）

複合繊維材料からコンポーネントを製造する方法において、少なくとも１つのプレースホルダーは、成形型（２４）の凹部（２６）内に挿入される。そこにおいて、未完成コンポーネントは、その後作成される（４）。プレースホルダーは取り除かれる（６）。少なくとも１つのリフティングパッドは、凹部（２６）内に挿入される（８）。そして、リフティングパッド（２０）を膨張させる（１０）ことによって、未完成コンポーネントは、成形型（２４）から取り外される。複合繊維材料からコンポーネントを製造するシステムにおいて、コンポーネント取り外しプロセスは、あらかじめ決められた最大コンポーネント負荷を上回るのを防止するために、コンピュータ装置によってモニタされて、制御される。穏やかなコンポーネント取り外しプロセスは、コンポーネントを修理または再処理するための結果として生じる経費を回避することを可能にする。 （もっと読む）

本発明は、以下のステップで、レーザ衝撃ピーニングによって、亀裂の形成を防止し、金属の航空機構造部品における亀裂の伝播を遅らせるための方法を提供する。亀裂を有する航空機構造部品を提供すること、第１の波長及び第１のパルス周波数を有する第１のパルスレーザビームで、亀裂に近接する航空機構造部品の第１の表面領域を照射すること、ここで、第１のレーザビームのエネルギが航空機構造部品によって吸収され、衝撃波が航空機構造部品内で圧縮プレストレッシングを生じる航空機構造部品を通過する。 （もっと読む）

【解決手段】本発明は航空機又は宇宙船のシェル構造体を提供する。当該シェル構造体は、外板と、前記外板上に配設されたストリンガと、繊維複合材料からなり、前記ストリンガと交差するよう前記ストリンガを跨いで配設されるフレーム材と、延性材料からなり、外板に固定された複数の脚部を有するフレーム材取付機構とを備える。脚部は、それぞれ対応する固定区間に亘ってフレーム材に固定される肩部へと一体的に変化しており、固定区間は脚部に対応しストリンガ上方において横切ってフレーム材に沿って実質的に連続して延びている。 （もっと読む）

本発明は、繊維複合部品を製造するための成形体に関する。
本発明によれば、成形体は、少なくとも一部において、紙及び／又は厚紙材料を利用して形成される。紙及び／又は厚紙材料は、適切な機能レイヤを利用することにより、気密性や非粘着特性のようなさらなる特性が提供され得る。さらには、材料は、高い再現性のある空間次元を有する繊維複合部品が製造され得るような方法で、高い寸法安定性の成形体又は支持コアを製造することを可能にする。加えて、硬化の後、成形体は、真空状態を利用することにより、単純な方法で潰され得て、その後、残留物無しに、繊維複合部品から除去され得る。さらには、成形体は、コスト効率よく、かつ包装業界から公知の製造方法を利用して、事実上無制限の範囲の幾何学的形状に製造され得る。本発明はさらに、成形体を利用する繊維複合部品を製造するための方法に関する。 （もっと読む）

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。 （もっと読む）

本発明は、溶接された重ね接合構造体を製造するための方法に関する。この方法は、少なくとも一つのベースをそれぞれ有する二つのコンポーネントを準備する工程と、ベースが互いに対向するように、且つ両コンポーネントに少なくとも一部で延びる重なり部分でコンポーネントが重なり合うように、コンポーネントを割り当てる工程と、溶接接合構造体が形成されるように重なり部分で溶接することによってコンポーネントを接合する工程と、重なり部分に対して鈍角で配置される外側切断部分がコンポーネントに形成されるように、無溶接部を取り除く工程とを含む。前記無溶接部は、前記コンポーネントを接合する工程において、重なり部分の縁部で形成される。 （もっと読む）