国際特許分類[B64C1/00]の内容
処理操作;運輸 (1,245,546) | 航空機;飛行;宇宙工学 (5,482) | 飛行機;ヘリコプタ (2,562) | 胴体;胴体,翼,安定板,またはそれらと同様な構成要素の共通構造 (666)
国際特許分類[B64C1/00]の下位に属する分類
フレーム;ストリンガ;縦通材 (191)
窓;扉;開口部覆いまたは点検扉;開口部周囲の骨組構造体;キャノピー;風防 (96)
原動機装備のために特に配慮されたもの (5)
床 (41)
積荷のための胴体と一体なその他の構造体 (11)
胴体に引込み可能に装備されたステップ (4)
主翼,尾翼または安定板の装着 (13)
操縦士の視界を広げるために相対的に可動の胴体部分
航空機の全体の大きさを縮少するために相対的に可動の胴体部分
非常脱出のための分離または投下可能な胴体部分 (1)
膨張可能な構造要素からなるもの
空中線またはレドームを装備できるようにしたもの (8)
空気力学的またはその他の外的要因による熱の影響を軽減するようにした構造 (5)
音または熱のしゃ断 (46)
国際特許分類[B64C1/00]に分類される特許
241 - 245 / 245
局部補強材を有するラミネートの結合構造体
ラミネートの結合構造体は、複数の金属層と、これら金属層によって挟持されている少なくとも1つの接着層とを有している。これら金属層の各々は、1対の重なりエッジを備えた複数の異なる金属層部分を有している。これら1対のエッジは、互いにオフセットされ、一緒になって結合領域を規定している。このラミネートは、標準構造のセクションと、更なる内側の補強用の金属層を含んだセクションとを有している。この補強用の金属層は、1対の重なりエッジを備えた補強用の2つの金属層部分を有している。これら1対のエッジは、結合領域の外側に配置されている。
(もっと読む)
複合構造体
本発明は、複合構造体、特に、構造層C1と、硬質フォーム又は半硬質フォームの重量軽減用及び随意として補強用の層C2と、随意としての構造層C3とを含むサンドイッチ構造体に関するものである。本発明は、特に、ポリアミドを基材とするフォーム層C2、その製造方法及びその使用に関するものである。
(もっと読む)
サンドイッチ構造体に設けられた力導入箇所および該力導入箇所を、サンドイッチ構造体の厚さ方向に貫通した補強エレメントによって製作するための方法
本発明は、サンドイッチ構造体に設けられた力導入箇所の構成ならびに製作であって、導入箇所の領域でサンドイッチ構造体の厚さ方向に貫通した補強エレメントが設けられている形式のものに関する。サンドイッチ構造体に設けられた力導入箇所は、この導入箇所の領域でサンドイッチ構造体の厚さ方向に貫通した補強エレメントを備えている。この補強エレメント(たとえば縫合糸)の挿入は、有利には縫合技術と縫合針とによって行うことができる。縫合プロセス後、有利には繊維製の半製品から成る表面層(a,c)と、補強エレメントを含む貫通孔とが、液状の高分子のマトリックス材料によって含浸させられる。この場合、同時に心材と表面層との材料接続的な結合が行われる。
(もっと読む)
繊維複合材料製部品の製造方法及びその製造方法のための中間生産物
繊維複合材料製部品の製造方法であって、この方法においては、複数枚の強化繊維層(4)を、縫目(6)が所定の糸張力を付与された糸(6)で縫着し互いに結合させて、強化繊維プレフォーム(2)を製作し、その縫着により前記強化繊維プレフォーム(2)を圧縮するようにしており、また、前記強化繊維プレフォーム(2)を射出成形型の中に装填し、該射出成形型を閉塞し、該射出成形型の中へ樹脂を射出注入して該樹脂を硬化させるようにしている。この方法の特徴は、先ず、複数層の強化繊維層(4)を縫着する際に、前記強化繊維プレフォーム(2)を予圧縮寸法にまで予圧縮し、続いて、前記射出成形型の中に装填した前記溶加繊維プレフォーム(2)を、前記射出成形型の閉塞に際して、最終圧縮寸法(D2)にまで最終圧縮し(F)、前記最終圧縮が行われることにより、所定の糸張力が付与されていた前記縫目(6)に張力減失が生じるようにすることにある。 (もっと読む)
腐食防止剤を含むガスケット
241 - 245 / 245
[ Back to top ]