航空機キャビン（１２）の緊急換気方法において、航空機空調システム（１６）の空気混合機（２４）周辺でリークが検出される。閉鎖位置で前記空気混合機（２４）に隣接する航空機領域（４０）と航空機キャビン（１２）の間の空気交換を妨げる緊急エアーフラップ（３８）は開放位置に制御される。最後に、前記空気混合機（２４）に隣接する航空機領域（４０）からの空気は、開放状態の緊急エアーフラップ（３８）を介して航空機キャビン（１２）内へ送られる。 （もっと読む）

本発明は、飛行機の胴体セル構造の構造要素（１）に関する。構造要素（１）はストリンガー構造（２）又は環状をなす前部品であってもよい。この構造要素（１）は複合材料から形成され、炭素繊維により強化されたエポキシ樹脂から形成してもよい。構造要素（１）は、測定システムを用いた位置特定を容易にする少なくとも１つの位置決め補助具（１０，１１）を備える。測定システムとしては、レーザー測定システム及び／又は触知型測定システム（２２）が使用可能である。好適にはレーザー追跡器（１９）であるレーザー測定システムの目標物として、位置決め補助具（１０，１１）に反射器（１２）を間に間隙が生じないように装着することにより、他のコンポーネント（２１）に対する構造要素（１）の空間位置を非接触にて極めて正確に測定することができる。この場合、距離に応じて、構造要素の空間位置を空間のあらゆる方向において最高５００分の１ミリメートルの精度にて測定可能となる。構造要素（１）の位置特定及び配向完了後には、位置決め補助具（１０，１１）から反射器（１２）を除去可能である。又は、触知型測定システム（２２）の測定アーム（２３）により構造要素（１）を測定することもできる。位置決め補助具（１０，１１）は、例えば機械的方法により、構造要素（１）から残留物を残すことなく短時間で除去することができる。本発明による構造要素（１）を使用することにより、空間において正確に配置される複数の構造要素からなる複雑な繊維複合材コンポーネントの製造コストが著しく低減される。
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本発明は、第一の航空機の胴体領域（２８）内に配置され、正常運転時には航空機キャビン圧力制御システムの排気バルブとして機能する第一バルブ（１４）を、空気が航空機の外から開かれた前記第一バルブ（１４）を通して第一の航空機の胴体領域（２８）へ供給され、第一の航空機の胴体領域（２８）から航空機キャビンへ導かれるように制御する航空機キャビン（３６）の緊急換気方法に関する。航空機（１０）の長軸（２２）方向に第一の航空機の胴体領域（２８）から間隔をあけて離れた第二の航空機の胴体領域（３８）に配置され、正常運転時には航空機キャビン圧力制御システムの追加の排気バルブとして機能する第二バルブ（１６）は、航空機キャビン（３６）からの空気が第二の航空機の胴体領域（３８）へ導かれ、開かれた第二バルブ（１６）を通して航空機の外へ排出されるように制御される。本発明の航空機キャビン（３６）の緊急換気システムは、第一及び第二バルブ（１４，１６）及び、航空機キャビン（３６）の緊急換気の手順に従い第一及び第二バルブ（１４，１６）を制御するように設計された制御ユニットを有する。 （もっと読む）

本発明は第１外板4が備えられた第１機体セクション2を第２外板5が備えられた第２機体セクション3に結合領域8で位置固定させる為の装置1,24,39に関する。本発明によれば、結合処理を実行する為に機体セクション2,3が結合領域8で少なくとも一つの締結部材17,27,42によって一時的に連結される。各締結部材17,27,42はホルダ6,25,40及び対向ホルダ7,26,41を有し、例えば、ホルダ6,25,40は第２外板5の外側に配置され、対向ホルダ7,26,41は結合領域8の反対側で第１外板4の内側に配置される。各ホルダ6,25,40は、対向ホルダ7,26,41への吸引磁力によって機体セクション2,3を一時的に固定し且つ外板4,5間、場合によっては結合ストラップ間への切り屑の侵入を防止する為の少なくとも一つの磁石13-16,31-34を有する。さらに、ホルダ6,25,40及び／又は対向ホルダ7,26,41の各々は、結合領域8に形成する孔の位置精度を可及的に高める為に少なくとも一つのホルダ案内孔18-20,35-37、後者にあっては対向ホルダ案内孔21-23,28-30を有する。 （もっと読む）

【課題】本発明は、電力を分配するための配電装置および電力の分配のための方法を提供する。
【解決手段】特に、航空機において、電力を分配するための配電装置は、以下に示す構成を有する。すなわち、供給された機械的動力の第１部分を、一定振幅および一定周波数の交流電圧を持つ第１電気出力に変換するための各カスケード型発電装置と、供給された機械的動力の第２部分に応じて、一定振幅および一定周波数の交流電圧を持つ第２電気出力を供給するための各周波数コンバータと、を含む複数（Ｎ１）の変換装置と、少なくとも１つの変換装置により供給される一定周波数の電気出力を、少なくとも複数の電力消費に関して制御すべき負荷を含む複数（Ｎ３）の負荷へそれぞれ伝達するのための複数（Ｎ２）の定周波バスと、複数（Ｎ４）の制御装置とを有し、各制御装置が、制御すべき各負荷と定周波バスとの間に接続され、しかも、各制御装置が、制御すべき負荷の電力消費の制御を行う。 （もっと読む）

本発明は、空気力学的な部品または構造体（１）用の耐侵食層、および、このような層を製造する方法に関する。空気力学的な部品または構造体（１）に良好に粘着する材料から構成される接着層（３）の中に、マイクロスケールまたはナノスケールの複数の硬質材料粒子（４）が埋め込まれている。この耐侵食層（２）は、スプレーすることによって、または、蒸着によって、堆積させることが可能である。
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航空機内の熱交換器（１２）を冷却するためのシステム（１０）は、エンジンブリードエアーをプロセスエアーライン（２８）に供給するために第一端が航空機のエンジン（１６）に接続されたプロセスエアーライン（２８）を有する。プロセスエアーライン（２８）の第二端はプロセスエアーラインを流れるエンジンブリードエアーをタービン（３０）に供給するためにタービン（３０）に接続される。冷却エアーライン（３４）の第一端は冷却エアーライン（３４）にタービン（３０）内におけるエンジンブリードエアーの膨張により発生された冷却空気を供給するためにタービン（３０）に接続される。冷却エアーライン（３４）は冷却エアーライン（３４）を流れる冷却空気を冷却される熱交換器（１２）に供給するように適合される。 （もっと読む）

航空機の吸着冷却システム（１）は蒸発器（１８）と、蒸発器（１８）内で蒸発された吸着冷却剤を吸着するための第一吸着媒体を含む第一吸着器（２）と、蒸発器（１８）内で蒸発された吸着冷却剤を吸着するための第二吸着媒体を含む第二吸着器（４）とであって、一方の吸着器（２，４）が吸着冷却剤を吸着でき、他方の吸着器（２，４）が再生されることができるように、吸着モード及び脱離モードで交互に運転されるように適合された第一及び第二吸着器（２，４）とを有する。吸着冷却システム（１）の熱伝達システムは、一方の吸着器（２，４）が吸着モードから脱離モードとなり、他方の吸着器（２，４）が脱離モードから吸着モードとなる移行運転段階のときに、脱離モードから吸着モードとなった吸着器（２，４）から吸着モードから脱離モードとなった吸着器（２，４）へ、熱伝達流体により熱エネルギーを移転するように適合される。 （もっと読む）

航空機又は宇宙船等に用いられる構成部品のコア構造体の基体又は繊維体を補強する方法であって、搬送装置(15)の複数の筒体(17)の一に送り手段(12)によって連続状半完成品(6)を送り込む工程、筒体に収容されている補強用の切断半完成品(7)を得る為に切断装置(13)を用いて連続状半完成品を所定長さに切断する工程、筒体を機械加工装置(14)へ搬送する工程、補強用の切断半完成品を機械加工装置によって尖らせる工程、コア構造体の補強されるべき基体又は繊維体へ筒体を搬送する工程、並びに、打ち込み手段によって尖らされた半完成品を基体又は繊維体に打ち込む工程を備えた方法。この方法を実施する為に対応する装置が使用され、この方法及び／又は装置を用いて構成部品が製造され、航空機又は宇宙船がそのような構成部品を備える。 （もっと読む）

エネルギー供給機構（５）を含む加熱システム（１）。絶縁層を備える電熱式の基部加熱機構は、これに載置される基部加熱層（１０）と、電気接続機構（１０ａ，１０ｂ）とを備え、電気接続機構（１０ａ，１０ｂ）によりエネルギー供給機構（５）は、基部加熱層（１０）に接続される。絶縁層を備える付加的な加熱機構は、これに載置される電熱式の付加的な加熱層（１１）と、電気接続機構（１１ａ，１１ｂ）とを備え、電気接続機構（１１ａ，１１ｂ）によりエネルギー供給機構（５）は、付加的な加熱層（１０）に接続される。エネルギー供給機構（５）は、接続機構（１０ａ，１０ｂ；１１ａ，１１ｂ）によって加熱層（１０，１１）に接続され、作動位相において、少なくとも部分的な時間、電流が付加的な加熱層（１１）に供給され、これにより基部加熱層（１０）は、継続的に熱を生じるが、付加的な加熱層（１１）は、部分的な時間だけ熱を生じる。構造コンポーネントは、構造コンポーネントの表面を加熱する機構を備え、構造体は、構造コンポーネント及び加熱システムを備える。
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