本発明は、ターボジェットエンジン、エンジンマウント、複数のエンジン取り付け部を備えている航空機用エンジン取り付け部に関する。複数のエンジン取り付け部は、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部を備え、これらの前方エンジン取り付け部は、ファンケース上に固定され、且つターボジェットエンジンの長手方向の軸及びターボジェットエンジンの垂直方向によって画定された平面に対して対称的に配置され、両方の前方取り付け部がターボジェットエンジンの長手方向及びターボジェットエンジンの垂直方向に作用された負荷を伝達するように設計されている。さらに、２つの前方取り付け部のそれぞれはケース（１２）上に取り付けられたシヤーピン（３６）を備え、エンジンマウント上に固定されたクラビス（３０）の２つの壁部（３２ａ，３２ｂ）を貫通する。
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【課題】本発明は、航空機などの乗客輸送手段用フロアパネル、およびそのようなパネルを含むレイアウト部材の固定用設備に関する。
【解決手段】本発明によれば、フロアパネル（９）は、このパネル（９）の厚さ方向に挿入された長手方向軸（１５）を有する少なくとも１つの取り付けレール（１４）を備える。 （もっと読む）

【課題】本発明は、複数の部分組立品を備え、そして前記部分組立品に関する少なくとも１セットの情報を格納する記憶装置（２）を備える装置（１）を制御するデバイスおよび方法に関するものであり、接続（５）が前記符号化情報のセットを抽出するために使用される。
【解決手段】本発明に従って、前記接続（５）によって受信した前記情報のセットは記録媒体（７）の第１ファイルに記録され、次に、以前に記録媒体（７）に記録した少なくとも第２ファイル（８）から、符号化の特性がこの情報を識別するために決定される。第１ファイルの内容は前記特性を用いて解析され、そしてこのようにして得られた結果は記録媒体（７）の第３ファイルに記録される。 （もっと読む）

【課題】本発明は剥ぎ取るべきと塗布接着剤又は表面粘着試験のため接着されるべき粘着摩擦パッドに関し、塗膜の厚さを制御するよう座ぐりの深さを定めたものである。
【解決手段】くさび又は縁のような支持素材は試験される表面から所定の距離をおくように座ぐりの基部を維持し、粘着摩擦パッドが試験表面に適用されたときで制御された硬さになる前に接着剤を抜かすために開口部が設けられている。 （もっと読む）

修復部分（６，２０，２１，２２，及び２３）が例えば、ハニカム構造のように、２つのコア層（１６，１９）及び３つのポリマー外皮（２，３，１７）を通じて確立され、複合構造を得るために２つの外皮及び２つのコア層の間に挿入された中間皮を含み、この修復部分がセットされ、ポリマーが真空で硬化される。カウンターフォーム（８）は、適切な様相及び表面品質を保証するために、外皮（２）の一方の側面上に押圧される。本発明は、通気口（２４）が中間皮（２１）を通じて設けられ、より好ましくは、下にあるセル状のコア（２０）の適切なガス抜きのためのカウンターフォームを受容する外皮（２）を通じて設けられる。
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本発明は、エンジン(2)とエンジン取り付け構造体(4)とを具備してなる航空機用のエンジンアセンブリに関し、構造体は、ボックスを含む剛構造体(10)と、エンジンと剛構造体との間に介在させられた取り付けシステム(11)とを具備してなり、取り付けシステムは特に後部アタッチメント(8)を具備してなり、アセンブリはさらに、好ましくは通風式であってかつ熱バリアを形成すると共に構造体ボックスとエンジンとの間で延在するダクト(60)を具備してなる構造体ボックスの熱保護のためのシステム(58)を備えている。本発明は、ダクトが後部エンジンアタッチメントを越えて後方へと延在していることを特徴とする。
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本発明はエンジンマウントの剛体構造に航空機のエンジンを組み付ける方法に関するものであり、その方法は、エンジン取り付け部品に関して取り付けボディを固定し、取り付けボディは前方に向けられた剛体構造の接触面に対して配置されるようになっており、この剛体構造に、第１の一次開口部と第２の一次開口部とを貫通する少なくとも１つのシェアピン（６８）を通して固定する、剛体構造（１０）に固定するステップを含み、そのボディ（４６）の固定ステップは、−第２の開口部に対向して第１の開口部を配置するための、エンジンマウントに対してエンジンを仮位置決めする作業と、−２つの開口部を貫通して凸状のセンタリングヘッドと適合されたピンを挿入し、このピンがシェアピンを形成する作業とを含んでいる。
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本発明は航空機のエンジン（２）ためのエンジンマウント（４）であって、前部閉鎖リブ（３６）によって前端部を閉鎖されたボックスを形成している剛体構造（１０）を具備したエンジンマウントと、特に前記剛体構造（１０）に固定的に組み付けられた取り付けボディ（４６）を備えた前部エンジン取り付け部品（６）を具備しているエンジン組み付けシステム（１１）とに関する。本発明によれば、取り付けボディ（４６）は前面（３８）に対向して配置され、エンジンマウント（４）は少なくとも1つのシェアピン（６８）を具備し、シェアピンは取り付けボディ（４６）と前部閉鎖リブ（３６）とを少なくとも部分的に貫通している。
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本発明は航空機用のエンジンアセンブリ(１)に関し、当該アセンブリはエンジン(６)とこのエンジンを固定するためのデバイス(４)とを具備してなり、この固定デバイスは、航空機の翼システムとエンジンとの間に配置されるよう設計されており、しかも剛構造体(８)と、この剛構造体にエンジンを固定するための手段とを具備してなり、固定手段は第１のファスナー(１０)と第２のファスナー(１２)とから構成されている。本発明は、第１のファスナーがそれぞれエンジンのファンケーシング(１８)に対して取り付けられた二つの側方ファスナー半体(１０ａ)を具備してなり、かつ第２のファスナーがエンジンの中心ケーシング(２２)の前部に対して取り付けられていることを特徴とする。
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本発明は、調整バーをエンジンマウントの剛直構造上へと連結し得るよう構成された装置に関するものであって、ピンシステム（３２）を具備し、このピンシステムが、ブラケット（３４）の第１ピンシステム通路（３８）内においてスライド可能に取り付けられ、これにより、ピンシステムは、第１長手方向軸線に沿って、第１の向き（４４）に通常的延出位置から退避位置へと移動可能とされ、可逆的に、第２の向き（４６）に退避位置から通常的延出位置へと移動可能とされている。本発明による装置は、さらに、ピンシステムの内部に設けられたピン延出部材（６０）を具備し、このピン延出部材は、第１長手方向軸線に対して平行に、第２の向きに通常的退避位置から延出位置へと移動可能とされ、可逆的に、第１の向きに延出位置から通常的退避位置へと移動可能とされている。
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