構造体は、繊維強化複合材料の一連の層から形成された、硬化せしめられた複合材部品と、複合材部品に部分的に侵入する鋭利な突起の配列によって複合材部品に取り付けられたダブラープレートと、ダブラープレート及び複合材部品を通る孔とを具備する。接合プレートは第１側部上において突起の配列を保持し且つ第２側部上においてダブラープレートに取り付けられる。
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第１部品を第２部品に結合するための連結組立体であって、第１部品に接続するためのシャフトと、第２部品に接続するための設置プレートを含むブラケットとを具備する連結組立体が提供される。ブラケットは、設置プレートから延在するブラケットアームと、該ブラケットアーム上に貫通孔を有する頭部とを有する。シャフトは貫通孔内に受容される。設定装置は、前記シャフトの軸線方向において頭部に対するシャフトの位置を設定するために頭部とシャフトとの間で作用する。組立体は一つ以上の球状の軸受面を更に含み、一つ以上の球状の軸受面は、二つの直交方向において、頭部に対する中心点回りのシャフトの傾きに適応すべく設定装置の自己整列を可能とする。また、一つ以上の連結組立体によって第２部品に結合された第１部品を具備する継手も提供される。さらに、一つ以上の連結組立体を使用して継手を形成する方法が提供される。
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液体燃料タンクと、エンジンと、燃料タンクに流体的に接続される注入口２、エンジン燃料供給システムに流体的に接続される第１の排出口、及び第２の排出口４を有する、サイクロン式分離器１とを備える、燃料システム。サイクロン式分離器１は、第１の排出口３から比較的より高密度の物質と、第２の排出口４から比較的より低密度の物質とを吐出するように構成される。燃料システムは、サイクロン式分離器を使用して、タンクの中の液体燃料を、水を多く含む燃料及び精製燃料に分離することによって、燃料タンクから水又は氷を除去するように使用してもよい。水を多く含む燃料は、水が燃料とともに燃焼されるエンジンへ吐出される。サイクロン式分離器１は、既存の燃料システムに組み込まれてもよい。燃料システムは、航空機の中にあってもよい。
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エアロフォイル構造体（１）が提供され、エアロフォイル構造体（１）は、少なくとも二つのスパー（２、４）であって、スパー間の燃料保持容積を画成するように前後の方向に離間された少なくとも二つのスパー（２、４）と、スパー間に配置された、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材（６、７）であって、各補強部材が、補強部材の前側に位置する一連の前側リッジ（９）と、補強部材の後側に位置する一連の後側リッジ（８）とを形成するように長手方向において波状である、少なくとも一つの長手方向の波状補強部材とを具備し、各補強部材は、補強部材の前側リッジによってスパーのうちの一つのスパー又は補強部材のうちの近接した一つの補強部材に直接取り付けられ、且つ、補強部材の後側リッジによってスパーのうちの一つのスパー又は補強部材のうちの近接した一つの補強部材に直接取り付けられる。また、エアロフォイル構造体を製造する方法も提供される。構造体の製造部品の数を減少させ、構造体の剛性を高め、且つ構造体の重量を減少させるべく、補強部材は構造体のほぼ全長に亘って延在することができる。
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複数の燃料タンクを有する航空機の重心を制御する方法において、予め定められたシーケンスに従って１以上の燃料タンクから燃料を移送することを含み、シーケンスのタイミングが航空機の総重量の減少に依存する、方法が提供される。
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航空機の燃料システムにおいて燃料移送を自動的に監視するための燃料監視システムであって、燃料システムが、複数の燃料タンク（２、４、６、１０、１２）を含み、当該燃料監視システムが、第１燃料タンク（１０）における燃料の量を計測するように構成された燃料量センサー（１４）と、センサーから燃料量の計測結果を受信するように構成されたデータプロセッサ（１６）とを含み、第１燃料タンクから更に別の１以上の燃料タンク（１２）に燃料を移送するための指令の受信に応答して、データプロセッサが、受信された燃料量の計測結果から第１タンクにおける燃料量の変化率を測定するように構成され、燃料量の変化率が閾値よりも小さく、且つ、受信された燃料量の計測結果が、予期された値よりも大きい場合、その後、データプロセッサが、更に、指令された燃料移送が失敗だったことを表示する出力を提供するように構成される、燃料監視システムが提供される。
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使用時に流体タンクの壁である航空機パネルであって、使用時に航空機の空気力学的表面である外面を有するスキン層と、スキン層における孔と、スキン層における孔に近接したスキン層の内面に据え付けられる超音波計測器と、孔を覆い且つ計測器にアクセスするために取り外されることができるアクセスパネルとを具備する、航空機パネルに関する。
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積層パネルを組み立て且つ成形する方法が提供される。中間部材が積層台に設置され、積層台の中間部材上に一連の層を載置することによって、積層体が組み立てられる。その後、中間部材及び積層体が積層台から取り外されて成形面に配置される。その後、積層成形パネルを形成するために積層体の形状を変化させる態様で、積層体が中間部材を介して成形面に対して押し付けられる。最後に、積層成形パネルが中間部材から取り外される。この結果、積層台は、組立中、可撓性のある中間部材を支持することができ、積層体が自動処理によって組み立てられるように、比較的平らにされることができる。
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航空機の翼の組立中、リブ（１９、２０）を補強する方法が記載される。スティフナーパネル（４０、４１）がリブ（１９、２０）の表面に取り付けられる。リブはスティフナーパネル（４０、４１）が取り付けられた状態で１以上の翼部品に整列される。ドリルで孔を開けること（１６）のような組立作業が、リブが整列され且つスティフナーパネルが取り付けられた状態で行われる。スティフナーパネル（４０、４１）は組立作業後にリブから取り外される。スティフナーパネルは、パネルの表面上に設置され且つ真空空洞部の外周を形成する弾性の外側シールリングと、外側シールリングによって画成される外周内においてパネル（２０、２１）上に設置され且つ真空空洞部の内周を形成する少なくとも一つの弾性の内側シールリングとを有する。真空クランプ力によって、スティフナーをリブに取り付けることができ、真空は外側シールリング及び内側シールリングによってシールされる。内側シールリングは、リブに存在するいくつかの孔をシールする。スティフナー（４０、４１）は、リブに所要の平面度を与えるべく、整列中、リブ（２０、２１）を支持することができる。
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ワークピース（１１４）を走査すべく、走査平面（１０６）に対して垂直に向けられた複数の超音波振動子（１０４）を有する超音波走査器（１００）であって、ワークピース（１１４）の表面に対して形成され且つ接触媒質が満たされたラテックスゴム製シース（１０６）を具備する超音波走査器（１００）が提供される。
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