【課題】エネルギを消費することなく、航空機の前縁部における防氷及び除氷を実現する。
【解決手段】繊維強化複合材料における少なくとも繊維に、撥水性材料を含浸する工程（Ｐ１）と、繊維強化複合材料を順次積層すると共に、少なくともその最表面の層を撥水性材料を含浸させた繊維強化複合材料によって形成することにより、前縁部の形状を有する積層体を作成する工程（Ｐ２）と、前縁部形状の積層体を硬化させる工程（Ｐ３）と、を含む。 （もっと読む）

【課題】軽量化を図りつつ、上記曲げ強さ、剥離強さ及び面内せん断強さを満たすことができ、例えば航空機用の内壁材として好適な実用性に秀れたサンドイッチパネルの提供。
【解決手段】中空柱状芯体１の上下面に、夫々内方から外方に、複数の繊維体を積層して成る中間材２と表面材３とが積層せしめられて成るサンドイッチパネルであって、前記中間材２を、繊維が一方向に引き揃えられて成る一組の一方向繊維体４・５で構成し、これらの一方向繊維体４・５同士の間及び内方の一方向繊維体５と前記中空柱状芯体１との間に樹脂含有率５０％以上の接着層６・７を夫々設け、接着層７を、繊維を経糸及び該経糸と直交する緯糸としこれらを織成したサンドイッチパネルの前記一辺に対して前記経糸及び緯糸のいずれか一方が略平行となり他方が略直交する織成繊維体７で構成する。 （もっと読む）

複合構造は、複合材料の２個またはそれ以上のプライから形成するパネルを備え、パネルは、パネルの厚さが変化する位置に段差を形成する表面を有する。２個またはそれ以上の補強材をパネル表面に取り付ける。補強材の１つは段差の少なくとも一部分に係合して、パネルに荷重力を伝達するようにする。
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本発明は、コア構造の製造方法に関する。最初に、第１のコア構造（１）および第２のコア構造（２）を固定する。第１のコア構造（１）および第２のコア構造（２）は、一定の距離（Ａ）を隔てて位置決めされている。第１のコア構造層（１）と第２のコア構造層（２）との間の空洞（４）の中に、補強素子（３）を挿入する。この補強素子（３）、第１のコア構造層（１）、および、第２のコア構造層（２）は、自己支持型コア構造（１０）を形成する。
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本発明は、胴体を備えていて、その胴体がその胴体内にある第１の空間（１０）を第２の空間（２０）と隔てる胴体の長手方向断面内を延伸する床（３０）を有する航空機に関する。第１の空間（１０）は、胴体の横断面内で床（３０）の幅とほぼ等しい長さを持つ胴体部分（１１）を備えていて、その胴体部分（１１）と床（３０）を隔てる距離（ｄ）は前記幅に沿ってほぼ一定である。
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本発明は、航空機における構造部分（８０，８４）の着脱可能な連結のための装置（１０）に関し、第１構造部分（８０）に関連する固定レバー機構（１２）および第２構造部分（８４）に関連する固定ピン（１４）を備え、固定レバー機構（１２）は、第１構造部分（８０）における回転軸線（Ａ）の周りに回転可能に取り付けた偏心シャフト（２０）と、偏心シャフト（２０）に対して偏心して回動可能に取り付けた固定レバー（１６）と、および偏心シャフト（２０）に対して回転軸線（Ａ）の周りに回転可能に取り付け、また固定レバー（１６）にギア連結した駆動ブッシュ（１８）と、を有し、固定レバー機構（１２）は、解放位置、準備位置およびロック位置の間で変位可能とし、解放位置にある固定レバー（１６）は固定ピン（１４）を解放し、固定位置にある固定レバー（１６）は、偏心シャフト（２０）および駆動ブッシュ（２０）ならびに固定レバー（１６）の相対回転を相互連結ロックするよう、固定ピン（１４）に係合する。
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本発明は、繊維複合体構成部品（１０）を形成する方法を提案し、その方法は特に、たとえば飛行機建造のための構造構成部品として使用されるような、変化するプロフィール横断面および／または少なくとも部分的に湾曲した推移を有する、複雑な形状のプロフィールを形成するのに適しており、かつ次のステップを有する：ａ）複数のコア部分（１２）を準備するステップ、ｂ）コア部分（１２）の各々の上に第１の繊維材料（１６）を別に塗布するステップ、ｃ）コア部分列（１８）を形成するために、第１の繊維材料（１６）によって被覆されたコア部分（１２）を互いに継ぎ合せるステップ、ｄ）コア部分列（１８）にとって共通の第２の繊維材料（２０）を、コア部分列（１８）の少なくとも、コア部分（１２）が第１の繊維材料（１６）によって被覆されている側に沿って塗布するステップと、ｅ）繊維強化された構成部品ボディを形成するために、第１と第２の繊維材料（１６、２０）を、含浸させて硬化するステップ、ｆ）構成部品ボディを、繊維複合体構成部品（１０）となる、複数の部分に分断するステップ。
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本発明は、航空宇宙産業用構成部品（３７）の製造方法を提供するものであり、以下の方法工程を備える：テープ敷設機（２５）によって敷設されるレイアップ配列（１）に、樹脂マトリックス（１０）が予備含浸されたガラス繊維レイアップ（８）を供給する工程と、及び／又はテープ敷設機（２５）によって敷設される構造配列（１２）に、金属から作られると共に、樹脂マトリックス（１８）が予備含浸される構造体（１６）を供給する工程と、レイアップ及び／又は構造配列（１；１２）をテープ敷設機（２５）によって積層装置（２３）に敷設する工程と、レイアップ及び／又は構造配列（１；１２）を硬化させて構成部品（３７）を形成する工程。
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本発明は、飛行機の後部円錐部の特別なレイアウトを対象とする。飛行機は、先頭部と、主要部と、垂直尾翼（１４）および水平尾翼（１５）がある後部円錐部（４）とを有する胴体（１）を備える。その胴体（１）は、主甲板を形成する床（１０）により、それぞれが、乗客室（２）が設けられていて加圧と空調がされた上部領域（１１）と、貨物室（３）を形成する加圧された下部領域（１２）とを有する２つの多層の領域に分けられている。飛行機の後部円錐部において、加圧された上部領域（１１）は、後部円錐部（４）の中を、胴体のうちで垂直尾翼（１４）によって覆われた部分（１３）の後部に位置する気密で耐圧性のある横断壁（４１）の位置まで延びる加圧された空間（４０）で終わっており、この加圧された空間（４０）は、人がアクセスする場所を構成し、胴体のうちで垂直尾翼（１４）によって覆われた部分（１３）の大半にわたって延びている。
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本発明は、特に航空宇宙用繊維複合材料製部材（２２）を製造する方法および成形コアに関係し、弾性コアスリーブ（１）をプレストレス機構（３）に挿入するステップと、プレストレス機構（３）を始動することによって、挿入したコアスリーブ（１）にあらかじめ弾性応力をかけるために膨張させるステップと、膨張したコアスリーブ（１）の開口（４）からコアボディ（１３）を挿入するステップと、コアスリーブ（１）によってコアボディ（１３）をぴったり収容し、さらに成形コア（１４）を形成するために、プレストレス機構（３）を作動停止することによってコアスリーブ（１）を解放するステップと、製造する繊維複合材料製部材（２２）の造形のために、形成された成形コア（１４）上に少なくとも１つの繊維半製品（１６）を少なくとも部分的に置くステップとを含む。
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