航空機（１０）用の外面保護構造（１２）を形成する方法は、キャリア（５１）を有する装填したサーフェイサ（５２）をハイブリッドプリプレグ基板（３２）に接合することを含む。プリプレグ基板（３２）は、金属導電性範囲の範囲内の導電性を有する一体型の導電性構成要素（４８）を有する炭素織物（４４）を含み、ベース基板（３０）に接合される。装填したサーフェイサ（５２）とプリプレグ基板（３２）との間に界面接着物質を含む、装填したサーフェイサ（５２）およびプリプレグ基板（３２）は硬化される。航空機（１０）の外装（１４）のための保護織物システム（１２）は、ベース基板（，３０）を含む。ハイブリッドプリプレグ基板（３２）がベース基板（３０）に結合される。キャリア（５１）を有する装填したサーフェイサ（５２）は、プリプレグ基板（３２）に界面接着される。
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【課題】軽量かつ航空機用材料として十分な力学特性を兼ね備え、かつ火災時の延焼、有毒ガスの発生を抑制する航空機用内装材を提供する。
【解決手段】重量平均繊維長（Ｌｗ）が１〜１５ｍｍの範囲である炭素繊維（Ａ）が、熱可塑性樹脂（Ｂ）に、重量含有率が２５〜８０重量％の範囲で、単繊維状に分散された繊維強化熱可塑性樹脂部材（I）を構成要素として含む航空機用内装材であり、前記繊維強化熱可塑性樹脂部材（I）のＩＳＯ １７８法で測定される曲げ弾性率が２０〜５０ＧＰａの範囲であり、かつ、ＡＳＴＭ Ｅ６６２で測定される２０分燃焼時の発生ガス量が０〜１００の範囲内である、航空機用内装材。 （もっと読む）

本発明の対象は、ねじ釘（４８）とナット（５０）が含まれる少なくとも１つの結合要素（４６）により組立、固定される２要素（４２，４４）間にはめ込まれる航空機風防窓（４０）の取り付け用ナットであって、前記ナット（５０）には、ねじ釘（４８）のねじ切り胴部と協働できるねじ切り内径仕上げ部（６２）が含まれる本体と呼ばれる第１部品（６０）、ならびに風防窓の固定のいずれか一方の要素（４２，４４）に固定できる受け座と呼ばれる第２部品（６４）の２部品が含まれ、本体（６０）と受け座（６４）は本体の内径仕上げ部（６２）の軸（６６）を中心とする受け座（６４）に関する本体（６０）の回転阻止を可能にする協働する形状を有する、本体（６０）に片端で受け座（６４）と接触できる面が含まれる、前記面に受け座（６４）の領域に設けられて型取り部と協働できる内径仕上げ部（６２）の軸（６６）の方向に従って前記面に関して突出するようになる少なくとも１ヵ所の盛上り部が含まれることを特徴とする。 （もっと読む）

【解決手段】高い損傷耐性を有する航空宇宙用２０００系アルミニウム合金であって、本質的に、銅約３.０〜４.０重量％、マグネシウム約０.４〜１.１重量％、銀約０.８重量％以下、Ｚｎ約１.０重量％以下、Ｚｒ約０.２５重量％以下、Ｍｎ約０.９重量％以下、Ｆｅ約０.５重量％以下、Ｓｉ約０.５重量％以下、残部実質的にアルミニウム並びに付随的に含まれる不純物及び成分であり、銅とマグネシウムの比率は、マグネシウム約１部に対して銅約３.６〜５部である。前記合金は、航空宇宙材料、特にシート又はプレート構造部材を含む展伸又は鋳物製品、押出品及び鍛造品に適しており、強度及び損傷耐性の両方の改善がもたらされる。 （もっと読む）

航空機の胴体の内部構造であって、胴体の長さに沿う方向で延び、内側に傾斜する上方区間を有する側壁（10）を含む。一実施形態では、側壁は、傾斜ライン（34、36）のような、側壁（10）の長さに沿って配置される複数の視覚可能な長い特徴部を含む。各長い特徴部は下方部から上方部まで延び、側壁（10）の内側の表面と、垂直軸が胴体の長さに対して平行な面との交差によって定められる概念的なライン（24）に対し傾斜する。着席した搭乗者から眺めた時、傾斜した長い特徴部によって、内側に傾斜する実際の度合いよりも小さく内側に傾斜する度合いを有するように側壁（10）が現れるようにする。
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【課題】複数のボルトを有するボルトジョイントにおいて、結合されるべき複数の構造部分のボルトを受け入れる孔は通常、これら構造部分のボルトアイに一緒に孔開けすることにより加工される。このアプローチが不能である場合、ボルトの孔のオフセットが生じる。提案の解法は、構造部分の組立中、そのオフセットを補償することにある。
【解決手段】上述の補償をもたらすため、ボルト（３，４）を受け入れる仕上げ寸法の孔内にスロット付きの偏心ブッシュ（２４，２５，２６，２７，２８，２９）が挿入され、これら偏心ブッシュは内孔の軸線が一致するように回転により調整可能であり、これにより、ジョイントを達成するボルト（３，４）の挿入が可能となる。この解法は、結合されるべき複数の構造部分に一緒に孔開けができないような複数のボルトを有する全てのボルトジョイントに好適する。 （もっと読む）

本発明は、少なくとも１つの電気装置を有するキャビン取付け要素（１）を航空機の支持構造体（２）に固定するための固定システムに関する。キャビン取付け要素（１）は、支持構造体（２）に装着されるとき、少なくとも１つの自由支持体（１３）によって少なくとも１つの移動自由度で、そして少なくとも１つの固定支持体（３）によって少なくとも１つのさらに別の移動自由度で順次固定される。電気装置を有するキャビン覆いパネルの装着および取外しを確実に改善し、構成部品による重量およびまた必要な装着スペースを削減するために、本発明によれば、受金配列部（１７、２１）およびプラグ配列部（１８、２３）を有する接触装置が、少なくとも１つの自由支持体（１３）および／または少なくとも１つの固定支持体（３）に一体化され、それによって、少なくとも１つの移動自由度を固定する際に、支持構造体（２）とキャビン取付け要素（２）の電気装置との間に電気的接続が形成される。
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航空機において負荷を伝達する構成部品を連結する二重構造のボルト継ぎ手は、1個の
ボルト孔を有する第１の構成部品が、通常フォーク状をなし、２個のボルト孔を有する第２の構成部品に対してボルトにより連結され、第１の構成部品はボルトに対して９０度以外の角度にて接触して作用する。従来品においてブッシングの特定のボルト孔周縁を厚みを付けて形成する必要があるという欠点がある。これに対して、第１の構成部品（６）は均一の厚みを有し、ブッシング（１０）は構成部品（６）の表面に対して直交するように構成部品（６）内に挿入され、ブッシング（１０）内におけるボルト（１）の受容するための孔の軸線（A）は構成部品（６）の表面に対して斜状をなし、さらにブッシング（１
０）の端面に対しても斜状をなす。結果として、製造コスト及びボルト継ぎ手の重量が低減される。
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【課題】他部材との接合面に凹凸面を形成する場合であっても、背中合わせの接合時にしわ発生の原因となる隙間を形成することがない複合材を用いた構造部材の成形方法を提供すること。
【解決手段】シート状複合材料３１を積層してなる平板状のプリプレグ３０からコ字状断面に成形され、凹凸を設けたフランジ面と平坦なウェブ面とを備えている複合材を用いた構造部材の成形方法において、複合材料３０が、シート状複合材料３１を最小厚さｔ１に積層して平板状のベース素材３２を得るベース素材積層工程の後、成形後にフランジ面の凸部となる位置に限定してベース素材３２にシート状複合材料３１を所望の厚さまで積層する凸部積層工程を実施して積層される。 （もっと読む）

【解決手段】本発明は、複合材料で形成された構成部品（６）を特に力導入領域及び／又は接続領域（７）にて局所的に補強する補強材料（１）に関する。本発明によれば、補強材料（１）は金属のシート状層によって形成され、このシート状層は接着性を改善するために粗さが増加された面（４）と、シールを提供し且つ複合材料との結合を改善するために面（４）に塗布されたコーティング（５）とを有する。 （もっと読む）