本発明は、航空機の完全な胴体セルを経済的に製造する方法及びこの方法を実施するための設備に関する。
従来の断面組立てと異なり、本発明によれば、個別のシェル（シェル構成要素）が、実質的に完成したコックピット部及び／又は後方部に取り付けられる。このとき、ハーフシェル構造と４シェル構造の両方及びその組み合わせを用いることができる。また、コックピット部、後方部及び中央翼ボックス部を、設備内で、長手方向に隙間を形成しながら位置調節し、互いに対して位置決めすることができる。その後、シェル構成要素及び床構造部が、各部間で環状に展開するように調節され、理想的には、少なくとも４つの交差継ぎ目と複数の長手方向継ぎ目により、これらに同時に接続される。
本方法の使用により、予め製造された胴体部を結合する時の公差補正の問題を避けられる。
これに加えて、本方法は、状況に応じて装備された設備を用いて、製造工程間で設備を変えることなく胴体セルを製造することを考慮しており、これにより製造費用が減少し、製造精度が向上する。
さらに、本発明は、本方法の種々の変形を実施するための設備に関する。
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本発明は、第１の要素と第２の要素の間（第１の要素が特にアルミニウム合金で構成され、第２の要素が特に炭素繊維強化プラスチック材料で構成される）の接続１に関する。
第１の要素は、特にリブ６であり、第２の要素は、望ましくは、リブ６が胴体補強構造内の胴体スキン２に接続される、アングルブラケット７である。
要素の間の接続は、本発明によれば、要素の間の少なくとも接触面積９の範囲内での腐食に対する保護のために適用されるセラミックコーティング１６を含み、要素は、リベットで接続され及び／又は接着接合される。
セラミックコーティング１６は、０．１ｍｍ未満の厚さであり、例えば、アルミニウム酸化物（Ａｌ₂Ｏ₃）とＴｉＯ₂の混合物で構成され得る。 （もっと読む）

航空機又は宇宙船の外皮用の第１及び第２補強異形材を連結する為の連結方法。補強異形材は、相互に夫々前面で対向し内部に空洞部を包囲するよう外皮上に配される。固定用穴が、補強異形材の連結区域内の空洞部で少なくとも１つの補強異形材の壁部を通り形成される。連結区域に沿って空洞部内の壁部を通り検査用開口部が形成される。補強異形材を互いに連結する連結帯が、固定用穴を通り案内される固定要素により連結区域に固定される。別態様では、外皮と、相互に夫々前面で対向し内部に空洞部を包囲するように外皮上に配される第１及び第２補強異形材と、補強異形材の連結区域内に形成される少なくとも１つの補強異形材の壁部を通る空洞部内の固定用穴と、連結区域に沿って形成される壁部を通る空洞部内の検査用開口部と、補強異形材を互いに連結し固定用穴を通り案内される固定要素により連結区域に固定される連結帯と、を有する構造部品が設けられる。

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本発明は、航空機（１）の少なくとも１つの液圧回路（２）における作動液の温度を調整する装置及び方法を提供する。この場合、作動液の温度（Ｔ）は、同温度が常に例えばおよそ２０℃である調整可能な最低温度限界値（Ｔｍｉｎ）よりも高くなるように調整される。
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本発明は、継ぎ目なし一体化且つ基本的に中空の円筒状部品５、とりわけ航空機の胴体部分の製造方法に関する。本方法は、以下の工程を含む：ａ）第１真空膜３の固定巻心２への付与及び第１真空膜３の真空排気工程、ｂ）巻心を巻き取ることにより、巻心２への胴体部５の積層状態での巻着工程、ｃ）第１真空膜３の通気工程、ｄ）固定巻心と比較して不安定な外型６の胴体部５への付与工程、巻心２は外型６を安定化させ、ｅ）胴体部５を外型６に接近するように引き寄せると共に、胴体部５を少なくともいくつかの領域で、巻回心２から取り外すために、第２真空膜７の外型６への付与及び第２真空膜７の評価工程、ｆ）完成胴体部を製造するために、オートクレーブでの装置全体の硬化工程。これにより、部品５の高い表面品質を生じさせる。更に、極めて高い寸法安定性が、とりわけ接着させられる部品５の断面形状に関して達成される。加えて、本発明は、本方法を実行する機器に関する。
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繊維複合構造部材１０２の表面部１１２の上に配置された未硬化繊維層１０４を繊維複合構造部材に連結する連結装置１００を提供する。連結装置は圧力クッション３９０を備え、圧力クッション３９０は、表面部より上に配置される圧力キャップ１２０，３０８と、圧力キャップの外周縁部１０７に圧密に連結された圧密キャップマット１０６とを備え、圧力キャップ及びキャップマットにより限定された圧力領域を形成する。連結装置は、圧力領域にキャップマットを繊維層に押付ける過圧を導入する圧力導入手段３０２をさらに備える。
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航空宇宙産業のための複合スキン１およびこのタイプの複合スキン１を製造するための方法を提供する。この方法は、バットプレート１２の一端２０にてバットストラップ２２を形成するためにバットプレート１２から余剰材料３３を除去するステップと、次いでバットプレート１２の他端１９をスキンプレート１１に、材料間接着により連結するステップと、次いでさらなるスキンプレート１３をバットストラップ２２に固定して複合スキン１０を形成するステップとを含む。本発明の背景にある構想は、リベット連結を材料間接着に替えることを含む。これが、複合スキン１０の重量および複合スキン１０の製造コストを低減する利点をもたらす。
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本発明は航空機のための水素貯蔵タンク装置に関する。タンク装置は、外側タンク（１）と内側タンク（７）と、を備える。内側タンク（７）は、外側タンク（１）内に保持される。外側タンク（１）は、第１の物理的特性を有する水素を貯蔵できるように構成される。内側タンク（７）は、第２の物理的特性を有する水素を貯蔵できるように構成される。外側タンク（１）は、水素を外側タンク（１）から内側タンク（７）に供給できるように内側タンク（７）に接続されている。内側タンク（７）は、第１の物理的特性を有する水素を第２の物理的特性を有する水素に変換できるように構成されている。内側タンク（７）は、第２の物理的特性を有する水素を消費者に供給できるように構成されている。 （もっと読む）

【課題】航空機の改良型の翼−胴体組立体を製造すること。
【解決手段】翼−胴体組立体が、航空機の翼（１）が胴体（２）に結合される翼付け根部（７，８）、前記航空機の長手方向を横切って伸びる胴体フレームエレメント（１１−１５，２１−２５）を有する胴体領域（３）、及び、翼桁方向に伸びる翼桁（１６−１９，２６−２９）を有する翼領域（５，６）を有する、航空機の翼−胴体組立体。本発明によると、翼領域（５，６）の翼桁（１６−１９，２６−２９）、及び胴体領域（３）の胴体フレームエレメント（１１−１５，２１−２５）が、少なくとも翼付け根部（７，８）を含む翼（１）及び胴体領域（３）の中心部分にわたって伸び、翼付け根部（７，８）を含む集合アセンブリ（４０）の一部を形成する。 （もっと読む）

平面状の金属材料（１０１）及び繊維材料（１０２）からなり、ラミネート状に配設される多数の層を有するファイバーメタルラミネートパネル（１０）であって、金属材料（１０１）は、金属−金属結合（１０３）によりスプライス部（１０５）で接合されて一部が重なり合う金属層（１０１）となり、また、縦方向に延びる接続要素（１１、１２）を備えた支持構造にパネル（１０）を取り付けるために用いられる被補強領域（１０６、１０７）内に、少なくとも平面状の金属材料（１０１）からなる付加層が設けられるファイバーメタルラミネートパネル（１０）。パネル（１０）を補強する付加金属層（１０１）は、スプライス部（１０５）の金属−金属結合を重ねて形成される。 （もっと読む）