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）

外側スキンを有する胴体セクションを有する、航空機又は宇宙船の機体であって、前記胴体セクションの少なくとも前記外側スキンが、火災の場合に乗客のための安全ゾーンを形成するためのガラス繊維補強アルミニウム積層体から成る機体を提供する。

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【課題】部品を航空機胴体（３）に取付けるための取付配置構成品（１）および係る取付配置構成品を備える航空機が提案される。
【解決手段】この取付配置構成品（１）は航空機胴体に接続可能な細長の縦通材（５）およびこの部品に接続可能な取付具（１１）を備える。縦通材はこの縦通材の長手方向へ延びる方向において並んで形成される複数の凹部（９）を備える。取付具は縦通材の凹部において押込式ロック係合に適合される少なくとも１つの係合部品を備える。縦通材および／または取付具はＣＦＣを備えることができる。取付具はまた様々な他のプラスチックまたは金属を含んでもよい。重量軽減が達成され、同時に安定かつ多様に配置可能な取付けが提供される。さらに凹部に隣接して強化繊維を提供することで取付配置構成品のための縦通材を構築する方法が提供され、炭素のスクリムはその凹部周囲に局所的に強化される。 （もっと読む）

少なくとも２デッキ２〜４を備える航空機１における階段５、６、７のための支承応用に関する。少なくともの２つの支承２３、２４、２８、２９、３３、３４、３７、３８および４２、４３、４５、４６が、座標系１１のｘ軸、ｙ軸およびｚ軸に関する、およびそれらに沿った、またはそれらに平行な少なくとも部分的に異なる運動可能性を各々備え、各階段５、６、７で下部および上部階段端２２、３２、４１、２７、３６、４４に配置される（回転および／または並進運動）。各階段５、６、７の少なくとも４つの支承の存在により、デッキ２〜４間の相対運動は相殺され得る。従って、階段５、６、７の静的設計は、固有重量および、利用者の質量による運行関連荷重に限定されることができ、それによって重量節減をもたらす。
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本発明は引抜き成形法（「ＡＤＰ法」として知られる）に関し、当該方法では、繊維強化プラスチック材料からなる少なくとも１つの帯状プリプレグ（６〜９）を曲げることにより、連続した強化プロファイル（１１）を形成する。プロファイル（１１）の最初の形状加工は、最終形状加工および予備硬化が行われる加圧成形デバイス（１２）の下流にある予備成形デバイス（１０）で行われる。プロファイル（１１）の移動は、加圧成形デバイス（１２）の動作サイクルと同期して、牽引デバイス（１４）により行われることが好ましい。切断デバイス（１５）を用いることにより、プロファイル（１１）を適切な長さに切断する、かつ／または、正しい寸法が確実に維持されるよう縁部を後の機械的処理に供すことができる。本発明によると、相互に隣接するフランジ（１７と１８）を有する垂直ウェブ（１９）を有する（Ｈ型断面形状）プロファイル１１の形成時に、連続した（引抜き成形）ガセット（２９）が、プロファイル（１１）のアール領域（２７）の帯状プリプレグ（６〜９）間、例えば、帯状プリプレグ（６〜９）が互いに接合する領域に同時に挿入され、この領域の空隙（２８）は充填され画定される。連続したガセット（２９）により、アール領域（２７）における形状偏差および／または厚さのばらつき（繊維容積のばらつき）がなくなり、廃棄量が減る。
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本発明は、航空機用の機能的空間を提供するための床下システムに関するものである。床下システムは、支持体構造（１）およびカバー部材（２）を備える。支持体構造（１）は航空機構造部材（５）に固定されるように構成されている。カバー部材（２）は、当該カバー部材（２）が航空機床（３）から離れて配置されるように、支持体構造（１）に固定されるように構成されている。カバー部材（２）を航空機床（３）から離れて配置することによって、機能的空間（４）を提供することができる。
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本発明は、予め定められた形状および少なくとも１つの機械加工面（２）を有する半製品（１）のための金属切削機械加工プロセスであって、予め定められた破断点伸度を有する保護ホイル（４；９）を少なくとも１つの機械加工面（２）に、予め定められた接着力で貼り付けるステップと、金属切削工具（３）を機械加工面（２）の上方の予め定められた位置に配置するステップと、半製品（１）に対して金属切削プロセスを実施するために、予め定められた機械的力を予め定められた方向に予め定められた長さの時間にわたり工具（３）に加えるステップと、予め定められた長さの時間の後に工具（３）を少なくとも１つの機械加工面（２）から上げるステップとを含む、金属切削機械加工プロセスに関する。機械加工くずによる損傷から半製品を保護し、同時に穿孔効率を減損させないために、本発明によれば、接着を通じて、保護ホイル（９）と機械加工面（２）との間に実質的に１０Ｎ／２５ｍｍの接着力が生成され、８０から１２０％の間の破断点伸度を有する保護ホイル（９）が使用される。
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本発明は、特に航空宇宙分野における構造部品を製造する方法を提供する。第１の硬化温度で硬化可能な複合繊維材料から所定形状の未硬化プリプレグ構造体（６）を形成する。次に、未硬化プリプレグ構造体（６）を、第１の硬化温度よりも低い第２の硬化温度で部分的に硬化された複合繊維材料からなる少なくとも一つの保持部（１２，１３）に接合して、未硬化プリプレグ構造体（６）を所定形状に保持する。更なる方法工程において、少なくとも一つの保持部（１２，１３）に接合された未硬化プリプレグ構造体（６）を第１の硬化温度で硬化して構造部品を形成する。本発明の基本思想は、寸法的に不安定なプリプレグ構造体を保持するのにこれまで用いられてきた特別なスチールからなる高価な治具の代わりに、プリプレグ構造体（６）よりも低い硬化温度を有する複合繊維材料からなる少なくとも一つの保持部（１２，１３）を用いることにより、低コストの治具での製造を可能とすることである。
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互いに隣接する二つの第一の航空機室内構成品（１２、１４）の間の間隙（１６）をカバーする間隙カバー装置（１０）は、可視部（１８）と、可視部（１８）に連結され、可視部（１８）と反対に延在する保持部（２０）とを備えている。受容構造は、可視部（１８）および／または保持部（２０）内面に固定され、第一の航空機室内構成品（１２、１４）の縁部外形に適合した受容外形を有する。
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本発明は、航空機用の複合エネルギ源を調整するための電源レギュレータおよびプロセスレギュレータ、または電源調整装置（１）に関する。電源レギュレータおよびプロセスレギュレータ（１）は、消費機器（２）の必要手段の所要量を求めることができるように装備される。この構成において、電源調整装置（１）は、第１のエネルギ源（３）の第１の動作特性と、第２のエネルギ源（４）の第２の動作特性とを特定できるように装備される。第１のエネルギ源（３）を用いて、第１の所要分担分を発生させることができ、第２のエネルギ源（４）を用いて、必要手段の第２の所要分担分を発生させることができる。電源調整装置（１）は、第１の動作特性および第２の動作特性に応じて、必要手段の第１の所要分担分および第２の所要分担分を消費機器（２）に供給できるように、第１のエネルギ源（３）および第２のエネルギ源（４）を調整できる。 （もっと読む）