本発明は、前縁および後縁を備える小翼延長部に関し、この小翼延長部は翼の外側端部に取り付け可能であり、ここでその前縁の少なくとも一部分は実質的に直線であり、その前縁の直線部分は、翼の前縁後退角よりも大きい前縁後退角を有し、その小翼延長部のローカルデプスは翼への結合のための結合領域と、小翼延長部の外側端部との間において徐々に減少する。本発明の小翼延長部により、三角翼において、渦破壊領域はその小翼の直後に位置され、この渦破壊領域の結果、翼端渦の核が破壊され、最終的に不安定となり、その結果、航空機の翼端渦は減少されることができる。本発明はさらに、本発明に係る小翼延長部を備える翼、およびそのような翼を備える航空機に関する。 （もっと読む）

穿孔構造体（１）は穿孔機に取り付けられるように構成される。穿孔構造体（１）は穿孔機に固定されるように構成された締結部（６）を有し、製作品（５）の穴の内の仕上げ穴または皿穴を穿孔するための穿孔用ビット（２）と、穿孔送り進行方向（８）に沿って相対運動が可能に、穿孔用ビット（２）に移動可能に取り付けられ、締結部（６）側でない端部を備えた阻止部材（７）と、穿孔送り進行方向（８）に沿って相対運動が可能なように穿孔用ビット（２）に対して移動可能なエレメント（１０）とを備える。エレメント（１０）はその中に中空内部空間（１１）を有し、中空内部空間は穿孔用ビット（２）が中空内部空間（１１）を穿孔送り進行方向（８）に沿って貫通して製作品（５）と接触し、製作品（５）中に仕上げ穴または皿穴（４）の穿孔が可能に構成される。エレメント（１０）は阻止部材（７）側の端部（１２）を有する。エレメント（１０）は製作品（５）の穴の縁の領域（１６）の好ましくは最も遠隔の部分（１５）と上記方向（８）において接触するためのピン素子（１３）を製作品（５）側の第２の端部（１４）にて備える。
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本発明は航空機の追加中央タンク（ＡＣＴ）システムをテストするテスト装置を提供する。このＡＣＴシステムは補助燃料管理コンピュータ（ＡＦＭＣ）及び補助レベル検知制御ユニット（ＡＬＳＣＵ）の機能を果すように構成された制御手段を有する。このテスト装置は、その制御手段の少なくとも一部の代わりにそのＡＣＴシステムと連結するのに適合した少なくとも１つのテストモジュールを有し、該テストモジュールは１つ以上のテスト信号を生成し、かつそのＡＣＴシステムへ該テスト信号を出力するための手段を有する。 （もっと読む）

【課題】本発明は航空機のためのドリル装置（７、１５）をコードするための方法に関する。
【解決手段】本方法は、少なくとも１つのドリル孔を有するドリル用テンプレートを部品に配置する工程と、このドリル用テンプレートのドリル孔内にドリル用ブッシング（１）を配置する工程と、このドリル用テンプレートのドリル孔内に上記ドリル装置（７、１５）を配置する工程とを含み、上記ドリル用ブッシング（１）は、特に、ブッシングの縁部（２）を備えるコード用マスター装置を備え、上記ドリル装置はコード用スリーブ装置を備え、上記コード用スリーブ装置は上記コード用マスター装置と係合するように適合されている。 （もっと読む）

航空機のタンクシステム（１２）をテストする装置（１０）は、燃料リザーバ（１６）と、該燃料リザーバ（１６）から燃料供給装置（１４）の燃料排出口（２０）に燃料を供給するための燃料供給ライン（１８）と、該燃料供給ライン（１８）に配置される第１のアイソレーションバルブ（２２）とを含む燃料供給装置（１４）を有する。さらに、前記装置（１０）は、前記燃料供給装置（１４）の燃料排出口（２０）から前記航空機のタンクシステム（１２）に燃料を移送するための燃料移送ライン（２６）と、該燃料移送ライン（２６）に配置される第２のアイソレーションバルブ（３６）とを有する。前記装置（１０）の電子制御ユニット（ＥＣＵ）は、該電子制御ユニット（ＥＣＵ）に提供されるテストパラメータ信号に応じて、前記燃料供給ライン（１８）を通じた燃料の供給と、前記燃料移送ライン（２６）を通じた燃料の移送のそれぞれを遮断するように前記第１のアイソレーションバルブ（２２）と前記第２のアイソレーションバルブ（３６）を制御するのに適合する。 （もっと読む）

【課題】配置場所に対象物を分配するための方法、システム、およびコンピュータプログラム、特に、部品および材料を組立工程の異なる配置場所に分配するための方法、システム、およびコンピュータプログラムを提供すること。
【解決手段】本発明の例示的態様によれば、制御データが対象物搬送ユニット（１０）への対象物（１２）の分配を制御するために提供される。この制御データに応じて、対象物（１２）が対象物搬送ユニット（１０）に配置されるべき順序を示すリストが生成される。対象物（１２）は、リストに従って対象物搬送ユニット（１０）に配置され、この対象物搬送ユニット（１０）はその配置場所に移動される。 （もっと読む）

航空機に搭載されている電力線および信号線をテストするための方法に関する。前記電力線および信号線は、通常３相ＡＣモーターと前記航空機の前記電力供給システムを接続し、前記３相ＡＣモーターは、それ上に別々の入力端子を備え、前記航空機に搭載されている前記３相ＡＣモーターの作動中は、所定の位相差の所定の電圧が印加されている。前記方法は、前記電力線および信号線を、前記３相ＡＣモーターの代わりにテスト装置(1)の入力端子(24)と接続するステップと、前記電力線および信号線に電圧を印加するステップと、前記電力線および信号線に印加された前記電圧および前記電圧の前記位相差が、前記所定の電圧および前記所定の位相差であるかに関し、電圧テストを実行し、前記電圧テストと同時に前記テスト装置(1)により位相テストをするステップと、を具備する。本発明は、テスト装置(1)と、複数のアダプター(5)と、を具備するキットにさらに関する。
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本発明は、航空機の少なくとも１つの空調システム（２６）を、少なくとも１つの空気ラインネットワークおよび少なくとも１つの電気ラインネットワークで動作させるエネルギー供給システムに関し、空気ラインネットワークを、空調システムおよびブリード空気を空調システムに送る少なくとも１つのブリード空気接続部（１８，２０）に接続し、電気ラインネットワークを空調システムおよび電気エネルギーを空調システムに送る少なくとも１つの電気エネルギー源（２８）に接続し、空調システムには電気的に動作可能な冷却装置を設ける。本発明は、さらに、空調システムおよび航空機の空調方法にも関する。本発明によるエネルギー供給システムによれば、動力ユニットから引き込むエネルギーは、空調システムおよび他のシステム（例えば翼上防氷システム）を動作させるのに必要なエネルギーによりよく適し、したがって、航空機の過剰な燃料消費を減少する。
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航空機キャビン構造(12)を与圧し、その漏れ量を測定する装置(10)が、与圧空気源からキャビン構造へ与圧空気を供給するよう第1の端部で与圧空気源に結合しかつ第2の端部でキャビン構造に結合できる空気供給管路(14)と、供給管路内の空気供給弁(36)と、キャビン構造内部の圧力を感知しかつキャビン構造内部の圧力を示す信号の供給用の圧力センサ(50)と、キャビン構造内から空気排出開口(44)へ空気を排出するよう第1の端部でキャビン構造と結合しかつ第2の端部で排出開口と結合できる排出管路(42)と、排出管路内の空気排出弁(48)とを含む。キャビン構造内部で第1の圧力レベルに到達するまでキャビン構造内に与圧空気を供給し、第1の所定期間、第1の所定レベルでキャビン構造内の圧力を維持し、その後、キャビン構造内から空気を排出するよう電子制御ユニット(ECU)は圧力センサによって提供される信号に応じて空気供給弁(36)および排出弁を制御する。
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本発明は、航空機の技術的な問題を記録するためのシステム、方法及びコンピュータプログラムに関する。サーバー装置は、航空機の技術的問題に関係するデータを格納し出力するように構成される。クライアント装置は、アクセス要求をサーバーに送信し（３２）、このアクセス要求を受信し処理し（７２）、データへのアクセスを許可し（７４）、データの追加または変更処理を、一回に１つのクライアント装置に制限する（７６）。航空機の飛行試験中に用いるため、データのスナップショットは、サーバー装置上のデータが読み出し専用に制限されている間（８０）、携帯型コンピュータに転送可能である（７８）。飛行試験後、変更データはサーバー装置２４に返送され（２４）、読み出し専用の制限は取り除かれる（８４）。 （もっと読む）