丸みを帯びた肩部を有するＣ字形断面部品を形成するための金型（３０）が、丸みを帯びた凸状部分各々によって反対向きの平面状端面に接続される円筒外面を有する円筒体（３６）を有する内型（３２）と、丸みを帯びた凹状部分（４８、５０）各々によって対向する端フランジ（４６）に接続される円筒中心部分（４４）を有する外型（３４）とを具備し、ここで、内型の一部分が、形成されるべきＣ字形断面部品の所望の断面に対応する空洞部を画定するために外型の端フランジ（４６）間に配置され且つ端フランジから離間されるように構成され、丸みを帯びた凸状部分及び丸みを帯びた凹状部分が、内型及び外型各々の外周回りで変化する曲率半径を有し、丸みを帯びた凸状部分及び丸みを帯びた凹状部分の、内型及び外型が互いに近接している箇所の曲率半径が、内型及び外型が回転されるとき、変化するように内型及び外型が回転可能である。
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スティフナー（２４）が細長いウェブ（３０）要素と少なくとも一つの細長い脚（２８）要素とを有し、ウェブ要素及び脚要素は、湾曲したエルボ部によって接続され、ここで、湾曲したエルボ部の半径は、スティフナーの第２位置（Ｅ）よりも第１位置（Ｃ）で大きい。ロール成形型（３２）が第１ローラー（３４）及び第２ローラー（３６）を具備し、第１ローラーは、第２ローラーの円周面内の対応する成形凹部内に配置されるべく構成された成形区域を有し、第１ローラー及び第２ローラーは、ローラー間を通過させられる細長い部材（２０）上に付与されるべき所望の形状に対応する、ローラー間の隙間（４０）を画成し、ここで、所望の形状はウェブ部分と脚部分との間の湾曲したエルボ部を含む、ロール成形型において、湾曲したエルボ部に対応する、ローラー間の隙間の曲率半径が最小値と最大値との間で変化するように、第２ローラー内の凹部の形状と、第１ローラーの対応する区域の形状とは、ローラーの円周の一部分の回りで変化する。ロール成形型を通して細長い部材を送り込み、且つ、細長い部材の一部分が型のローラー間に送り込まれているとき、第１位置と第２位置との間で型のローラーを回転させることによって、スティフナーは成形され、これによって、スティフナーに形成される湾曲したエルボ部の曲率半径が変化される。
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繊維強化熱可塑性材料の第１層を、繊維強化熱可塑性材料の第２層の上に配置すること、局所的加熱源を準備し、そして熱可塑性複合材の少なくとも上層の一部を局所的に加熱すること、ならびに超音波振動子を準備し、そして超音波のエネルギー波を熱可塑性材料の加熱された部分に局所的に投入して、該繊維強化熱可塑性材料の超音波固結が起こるようにすること、を含む繊維強化熱可塑性複合材構造体の製造方法。
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航空機の翼組立体が、翼と（１）、翼に枢動可能に取り付けられるスポイラー（２）と、スポイラー展開機構とを具備する。スポイラー展開機構は鋏型リンケージ機構（７）を具備し、鋏型リンケージ機構は、上方ピボット（１０）でスポイラーに枢動可能に取り付けられる上方リンク（９）と、下方ピボット（１０）で翼に枢動可能に取り付けられ且つ中央ピボット（１３）で上方リンク（９）に枢動可能に取り付けられる下方リンク（１１）とを具備する。アクチュエータ（８）は近位ピボットで翼に枢動可能に取り付けられ且つ遠位ピボットで鋏型リンケージ機構に枢動可能に取り付けられる。アクチュエータは近位ピボットと遠位ピボットとの間の距離を変化させるように拡張配置と収縮配置との間で調整可能である。このことは、鋏型リンケージ機構の上方リンク（９）と鋏型リンケージ機構の下方リンク（１１）との間の角度を拡大し、且つスポイラーを翼上の気流中に押し上げる。
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入口を備えた穴部を具備する部品を検査する方法に関する。この方法は、超音波を液体のカップリング媒体を介して部品内に向ける工程と、超音波を液体のカップリング媒体を介して部品から受信する工程と、部品の特性を測定すべく受信された超音波を処理する工程とを含む。穴部の入口は、液体のカップリング媒体が穴部の入口の中に流れ込むのを防ぐべくテープでシールされる。テープは液体のカップリング媒体の音響インピーダンスの４０％以内の音響インピーダンスを有する。液体のカップリング媒体（ほとんどの場合は水であるだろう）の音響インピーダンスと相対的に近い音響インピーダンスを有するテープを選択することによって、テープは、超音波に対して比較的透明であり、それ故に少なくとも穴部の壁中の欠陥部の有無が測定されることを可能とする。
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熱可塑性複合材を成形型（１）に積層状に載置する方法において、この方法は、成形面（３）を有する成形型を提供する工程であって、成形型の少なくとも一部が多孔質材料を含む工程と、成形面に負圧を生成するように多孔質材料（５）に負圧を印加する工程と、熱可塑性複合材料の最初の層（８）を成形面上に載置する工程であって、熱可塑性複合材料が成形面での負圧により成形面に対して保持される工程と、熱可塑性複合材料をコンソリデーションにより圧着する工程とを含む。
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複合材の複数の層および少なくとも１つの自己修復性材料の層を含む第１の積層体であって、該自己修復性材料の層は、それぞれが硬化性の修復性液体を含んでいる複数のコンテナを含でいる第１の積層体、ならびに複合材の複数の層を含む第２の積層体を含み、これらの積層体は接合線で互いに結合されている、複合材構造。自己修復性材料の層を、積層体の一方（好ましくは比較的に接合線の近く）の中に配置することによって、自己修復性材料の層は、第１の積層体と第２の積層体との間の割れの成長を阻止することができる。好ましくは、第１の積層体の全体的な強度は、第２の積層体の全体的な強度よりも大きい。
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本発明は、積層複合材カバーと第２カバー（同様に複合材料から形成されても、されなくてもよい）との間の継手に関する。また、本発明は、斯かる継手の製造方法及び斯かる継手における使用に適した複合材カバーの製造方法に関する。積層複合材カバーは積層体を具備し、且つ実質的に全ての層がジョグルを形成すべく形作られ、各ジョグルは、第１部分と、層が該第１部分にほぼ平行に延在する第２部分と、層が前記第１部分及び前記第２部分に対して所定の角度で延在する前記第１部分と前記第２部分との間の傾斜部とを具備し、層の数が前記傾斜部の両側で実質的に同数である。第２カバーは前記複合材カバーに部分的に重なり合い、且つクランプまたは締結具は前記両カバーが重なり合っている箇所において前記両カバーを共に保持する。前記両カバーは、滑らかな空気力学的表面を形成するように互いに実質的に整列された外側面を有する。
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航空機用のスラット展開機構は、第１枢動点でスラットに連結された第１駆動部材と、前記第１枢動点からオフセットされた第２枢動点で前記スラットに連結された第２駆動部材とを具備する。第１ラックが第１駆動部材上に設けられ、且つ第１ピニオンが駆動軸に保持される。第１ピニオンは、第１ラックを介して機械的動力を駆動軸から第１駆動部材へ伝達すべく配置される。第２ラックが第２駆動部材上に設けられ、且つ第２ピニオンが駆動軸に保持される。第２ピニオンは、第１ピニオンとは異なる半径を有する。第２ピニオンは、第２駆動部材が第１駆動部材とは異なる速度で動作するように、第２ラックを介して機械的動力を駆動軸から第２駆動部材へ伝達すべく配置される。
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翼構造体は、１対の対向する桁要素１６、１８によって結合されかつ相互に離間される第一及び第二の対向する外板要素１２、１４を備える。外板要素１２、１４はそれぞれの外面輪郭及び内面輪郭を有する。外板要素及び桁要素は囲繞空間２２を形成し、囲繞空間内部にリブが配列される。リブ２４はリブ本体３０及び複数のリブ足３２を備える。リブ足３２は脚部３４及びリブ足板３６を備える。リブ足板３６は、これが当接して配列される外板要素の内面輪郭に合致するようにその寸法、位置及び角度を定められる。
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