本発明は、２個の胴体部（３２，３３）を少なくとも１個の交差突合せブラケット（３７）によって結合させるときに、ストリンガ（３８，３９）を相互連結させる結合要素（１，５，４７）に関し、胴体部は、その内部夫々に、胴体外板（３５，３６）上に配置される複数のストリンガ（３８，３９）及びフレーム（４１）を含む。結合要素は、基部フランジ（２，１６，４６）及びフレームフランジ（３，１７，４８）を有する。結合要素は、結合要素（１，１５，４７）がストリンガ基部の連結だけでなく、ストリンガの側面連結をも可能にするように、逆向きのストリンガ（３８，３９）、フレーム（４１）及び胴体外板（３５，３６）又は交差突合せブラケット（３７）の間における連結を築く。 （もっと読む）

本発明は、繊維複合材料要素を製造すべく少なくとも１つのウェブ状材料（６）を型枠工具（１０）即ち部分的完成品（２）の表面に位置させる少なくとも１つの搬送装置（４）を有する、繊維複合材料（２）を製造するための装置（１）に関する。装置（１）は搬送装置が設けられる少なくとも１つの搬送具（２０）を有し、その上にて搬送装置（４）を移動させるための搬送具が表面（８）に対して移動自在である。本発明は繊維構造体要素の製造方法に更に関する。
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【課題】少なくとも一つの管１８，３９〜４２，４９のための少なくとも一つの留め具１５〜１７，３４〜３７，４８の設置をおよび取付けを簡略化するための航空機の胴体のセル構造１であって、機体のセル構造１は、多数の補強部材６，８，２４，４６を有し、特に、アルミニウム合金材料を使用して形成される。
【解決手段】本発明では、機体のセル構造１内の補強部材６，８，２４，４６は、少なくとも特定の領域で、圧力嵌合と積極的な嵌合により発生する締付嵌合との組み合わせにより取り付けられる。このために、留め具１５〜１７，３４〜３７，４６は、下面に、例えば、広げられることが可能な２つの取付け足１９，２０を有し、溝１２〜１４，２９〜３３，４７に固定要素２１を押し込むことにより取付けられる。補強部材６，８，２４，４６は、好ましくは、押出成型で製造される連続の水平材３〜５であり、クロスバー２３，４４，４５，必要とされる溝１２〜１４，２９〜３３，４７は製造工程中に同時に押し出される。
機体のセル構造１において、留め具１５〜１７，３４〜３７，４８は柔軟で簡単であり、さらに、ドリル穴なしで、全てのタイプの導管１８，３９〜４２，４９の位置決めおよび固定を簡単に変更できる。 （もっと読む）

本発明は航空機の胴体セル３における貨物ドア１、２７用の施錠機構に関する。貨物ドア１、２７は外側に開放するように、凹部２の領域内でヒンジ５によって接続されている。施錠機構は、とりわけ貨物ドア１、２７の積み込み端８の領域内に配置されたいくつかの胴体セル装備品９、４１と、貨物ドア１、２７の下端６の領域内に固定された対応する数量の貨物ドア装備品７、２８、６１とを備える。本発明によると、貨物ドア装備品７、２８、６１は、胴体セル装備品９、４１と少なくともいくつかの領域内で積極的施錠係合をもたらされることができ、施錠機構上の主要なストレスを引き起こし、それゆえ寸法の基礎を形成する、胴体セル３内で生じる周辺荷重は、実質的に好ましくは平坦な荷重伝達面１５、４８によって伝達され、一方、全般的により小さい半径方向の荷重は実質的に滑り要素１７、３１、５５だけによって負担される。貨物ドア１、２７の施錠は、不慮の移動に対して任意選択の安全バー３８により固定することができる、可動の滑り要素１７、３１、５５により実行される。滑り要素１７、３１、５５が壊れた場合でさえ、貨物ドア１、２７は制御されない開放に対して完全に固定され続ける。

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本発明は、断面開口部（３；３’）を有する環状スキンセグメント（２；２’）と、前記断面開口部（３；３’）を圧力が漏れないように閉じるための圧力キャップ（４；４’）と、いずれの場合も、前記圧力キャップ（４；４’）と前記環状スキンセグメント（２；２’）を接続し、前記圧力キャップ（４；４’）に作用する荷重を引張荷重として吸収する複数のテンションストラット（７、８、９；７’、８’、９’）とからなる航空機の胴体構造（１；１’）を提供する。これは、有利ことに、前記テンションストラット（７、８、９；７’、８’、９’）は、実質的には曲げモーメントを吸収する必要がないことを意味する。結果として、前記テンションストラットは比較的小さい断面で製造することができ、これは軽量化を含意する。さらに、このようなテンションストラット（７、８、９；７’、８’、９’）は、簡単な方法で製造及び装着ができる。 （もっと読む）

横方向シーム（１４，２８，４８）の形成、特に巻き方法で製造した炭素繊維強化樹脂製の第１胴体部分（５，２６，４３）と第２胴体部分（２７）の接続によって航空機胴体を製造する横方向スプライスプレート（１，１９，３７）は、多層構造である。横方向スプライスプレートは、積層される複数のプレート部（７〜９，２０〜２３，３８〜４０）の群を含む。それぞれプレート部（７〜９，２０〜２３，３８〜４０）は、縦スリット（１０，１１，４４，４５）の群を含む。第１胴体部分（５，２６，４３）と第２胴体部分（２７）の間を径方向に公差補償すべく、縦スリットは互いに独立して、僅かに径方向に曲げ動作される。公差補償のため、プレート部（７〜９，２０〜２３，３８〜４０）のサブプレート（１７，１８，５０，５１）同士は、バレル状の胴体部分（５，２６，２７，４３）の軸方向にスライド動作する。
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少なくとも一部分領域の航空機の空気調和のためのシステムは、換気される航空機領域に供給される空気を所望の温度および圧力にて提供するための空気供給装置を備える。給気ダクトは、第一端部にて空気供給装置に接続される。給気ダクトの第二端部は、床付近で換気される前記航空機領域に開口している空気入口に接続される。制御装置は、空気供給装置によって提供された空気が空気入口を介して空気が換気される前記航空機領域の床付近に分配され、かつ換気される前記航空機領域にある熱源で上昇するような速度にて換気される前記航空機領域に入ることを保証し、ならびに空気供給装置によって提供された空気が空気入口を介して換気される前記航空機領域が所望の周囲温度になるような温度にて換気される前記航空機領域に入ることを保証するよう構成される。
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本発明は、繊維およびマトリックス材料からなる予備成形物（１２）を、成形用型に入れ、但し、予備成形物（１２）は周縁（１８）を有すること、および、繊維複合部品が製造されるように、予備成形物（１２）にマイクロ波（２８）を照射すること、を有する、繊維複合部品を製造するための方法に関する。本発明によれば、予備成形物の周縁（１８）を、少なくとも部分的に、成形用型（１０）と接触させるように、予備成形物（１２）を成形用型（１０）に入れることが提案されている。 （もっと読む）

航空機の高揚力部材（２１，２２）を自動制御する高揚力制御装置。高揚力部材は巡航、ホールディング飛行、離陸、および着陸用に、格納設定と展開設定を選択できる。制御接続部（２５）を介して高揚力部材（２１，２２）の駆動システム（２３，２４）に接続されるフラップ制御装置（２６）と、フラップ制御装置（２６）に接続され高揚力部材の設定を操る操作命令を入力する操作ユニット（７）とを備える。フラップ制御装置（２６）は、飛行状態データと飛行操作関連データによって、高揚力部材（２１，２２）の設定と、設定変更の指示と、高揚力部材を調整する自動システムの操作モードとに関連付けられるスイッチング速度を計算する。フラップ制御装置（２６）は、離陸または着陸用の操作モード切替を自動的に実行でき、飛行速度によって設定変更指示命令を自動的に生成する。
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本発明は、外部スキンと、第１空間方向に沿う外部スキン上に延びる第１補強要素とを有する航空機又は宇宙機のための構造要素を提供する。第２補強要素が、第２空間方向において第１補強要素上に延びる。脚部が外部スキン上の第２補強要素を支持し、脚要素は、第１補強要素が確実な方式で保持されるフィードスルー開口を有する。別の観点から、第１空間方向に沿って、第１補強要素が外部スキンに取り付けられる、航空機又は宇宙機の外部スキンを補強するための方法が提供される。フィードスルー開口を有する脚要素は、第１補強要素がフィードスルー開口内に確実に保持されるように、第１補強要素を覆って取り付けられる。第２補強要素が、第１補強要素を覆って、第２空間方向において脚部に取り付けられる。 （もっと読む）