航空機および宇宙機のための補強された繊維複合構成材（１）を製造する方法では、予め鋳型部（３）が形成された成形工具（２）が提供される。成形支持部材（４）が、成形工具（２）の鋳型部（３）で成形される。成形支持部材（４）の少なくとも一部上には半完成繊維製品（５）が配置される。配置された半完成繊維製品（５）を成形支持部材（４）で変形することで、少なくとも一つの補強部（７、８、９）が成形支持部材４上に形成される。その後、成形支持部材（４）は、成形支持部材（４）上に形成された補強部（７、８、９）と共に成形工具（２）から取り外される。このように形成された補強部（７、８、９）は、成形支持部材（４）に支持されている。形成された補強部（７、８、９）は、対応する繊維複合構成材（１２）に対して、位置決めさた状態で配置される。その後、補強部（７、８、９）が硬化され、補強された繊維複合構成材（１）が形成される。成形装置は、予め形成された鋳型部（３）と、鋳型部（３）に取り外し可能に保持された成形支持部材（４）とを有する。 （もっと読む）

長さが輪郭に合致しており少なくとも１つの脚部を有する複合部品を形成する方法が提供されている。この方法は、同一方向のファイバーの個々のセグメントを各層に置くことにより、ファイバー強化されたプリプレグ層の積層体を形成することを含む。各セグメントは部品の輪郭に対して予め選択された配置方向に配置される。脚部はツール上で積層体の部分を曲げることによって形成される。
（もっと読む）

本発明は、複合タービン送風機ケース、ジェットエンジン収納リング、航空機胴体フレーム、航空機窓枠及びエンジン室を航空機用エンジンに取り付けるためのフランジ付きリングのような、複雑な湾曲に容易に合致する多方向に補強された繊維プレフォームに関する。本発明は、本質的に軸対称であると同様に非軸対称である複合構造物のための強度が改良された多方向に補強された形状の織られたプレフォームを提供する。本発明は、輪郭織りファブリック、二軸編み、三軸編み、或いはバイアスファブリック部分、及び／又は中枢織りファブリック部分を含む強化された複合構造物を用いるプレフォーム、及びその製造方法である。プレフォームは、三次元的に織られた部分を任意に含むことができる。ファブリックの異なる形の組合せにより、個々の層の切断や掬い縫いなしにプレフォームを生成することができる。これらの切断や掬い縫いの排除は結果として得られる構造物の強度及び性能を改善する。
（もっと読む）

本発明は、クラッド領域（２）と、ファイバ複合材料構成部品（１）を強化するための主構成部品（８）と備えたファイバ複合材料構成部品（１）を製造するための方法であって、プリプレグ半仕上げマット（４）を型に当てて、クラッド領域（２）を形成する工程であって、プリプレグ半仕上げマット（４）中では、ファイバが、複数の部分において、製造される構成部品（１）のクラッド領域（２）で想定される力の流れ経路に従って湾曲した状態で、延在する、工程と、プリプレグ半仕上げマット（４）を硬化させる工程と、半仕上げ繊維製品（１０）の層を硬化したプリプレグ半仕上げマット（４）に貼り付けて、主構成部品（８）を形成する工程と、半仕上げ繊維製品（１０）をマトリックス材料を用いて含浸する工程と、事前に硬化したプリプレグ半仕上げマット（４）および半仕上げ繊維製品（１０）を含むアセンブリを硬化させる工程とを含む方法に関する。本発明はまた、少なくとも１つの構造構成部品と、該構造構成部品に接続され、凹部を有する外板セクションとを備えたファイバ複合材料構成部品、ならびに、少なくとも１つの凹部と、フレーム構成部品として形成された構造構成部品とを有するシェル構成部品を備える航空機のファイバ複合材料機体構成部品に関する。
（もっと読む）

航空機や宇宙船の２つの補強要素（１，２）を連結するための連結構造体。補強要素（１，２）は、異なる断面外形を有し、少なくとも１つの足部（３，４）及び少なくとも１つの櫛状部（５，６）を備える。連結構造体において、少なくとも１つの基部連結要素（７，７’）は、片側が第１の補強要素（１）の基部（３）の外形に適合し、その反対側が第２の補強要素（２）の基部（４）の外形に適合し、これらは堅固に連結される。更に、少なくとも１つのリブ区域連結要素（８，８’）は、片側が第１の補強要素（１）のリブ区域（５）の外形に適合し、その反対側が第２の補強要素（２）のリブ区域（６）の外形に適合し、これらは堅固に連結される。異なる外形断面を有する少なくとも２つの補強要素（１，２）からなる骨組み構造体は、この連結構造体を備える。
（もっと読む）

【課題】航空機の２つの胴体部分（胴部）の接続を準備するための、より複雑でなく時間のかからない方法を提供することである。
【解決手段】本発明は、２つの胴体部分（２、３）の接続を準備する方法に関する。より複雑でなく時間のかからない方法が、好ましくは、任意のパイロットドリルを用いずに、１つのドリルテンプレートを用い、少なくとも１つの胴体部分の外表層および／または結合手段を介して、一群の最終ボアホールに対して、高速ドリル（ＨＳＤ）を用いることによって見出された。 （もっと読む）

本発明は、胴体セル・ライニング（５、８、４１）、複数のリング・フレーム（１４、３５）およびストリンガー（７、９、３９）を備えた胴体セクション（２、３、４２）から航空機の胴体セルを生成するために、横断衝突領域（４）をそれぞれ形成して、胴体セクション（２、３、４２）を接続するための連結装置（１、２９、３１）に関する。該連結装置（１、２９、３１）は、形状がリブ・タイプであり、胴体セル・ライニング（５、８、１）に連結するためのストリップ・タイプの横断当接ストラップ（１０、３０、３３）と、横断当接ストラップの中心部で下方に延在し、リング・フレーム（１４、３５）に連結するためのリブ（１３、３４、３８）と、横断当接ストラップ（１０、３０、３３）の両側から延在し、ストリンガー（７、９、３９）に連結するために使用される、複数のリブ・タイプのストリンガーとの連結部分（１１、１２、３２）とからなる。また、本発明は、厚さおよび長さ（４７）が適切な、固体で長方形の材料ストリップ（４６）から連結装置（１、２９、３１）を製造するための方法に関する。
（もっと読む）

本発明は、２個の胴体部（３２，３３）を少なくとも１個の交差突合せブラケット（３７）によって結合させるときに、ストリンガ（３８，３９）を相互連結させる結合要素（１，５，４７）に関し、胴体部は、その内部夫々に、胴体外板（３５，３６）上に配置される複数のストリンガ（３８，３９）及びフレーム（４１）を含む。結合要素は、基部フランジ（２，１６，４６）及びフレームフランジ（３，１７，４８）を有する。結合要素は、結合要素（１，１５，４７）がストリンガ基部の連結だけでなく、ストリンガの側面連結をも可能にするように、逆向きのストリンガ（３８，３９）、フレーム（４１）及び胴体外板（３５，３６）又は交差突合せブラケット（３７）の間における連結を築く。 （もっと読む）

【課題】少なくとも一つの管１８，３９〜４２，４９のための少なくとも一つの留め具１５〜１７，３４〜３７，４８の設置をおよび取付けを簡略化するための航空機の胴体のセル構造１であって、機体のセル構造１は、多数の補強部材６，８，２４，４６を有し、特に、アルミニウム合金材料を使用して形成される。
【解決手段】本発明では、機体のセル構造１内の補強部材６，８，２４，４６は、少なくとも特定の領域で、圧力嵌合と積極的な嵌合により発生する締付嵌合との組み合わせにより取り付けられる。このために、留め具１５〜１７，３４〜３７，４６は、下面に、例えば、広げられることが可能な２つの取付け足１９，２０を有し、溝１２〜１４，２９〜３３，４７に固定要素２１を押し込むことにより取付けられる。補強部材６，８，２４，４６は、好ましくは、押出成型で製造される連続の水平材３〜５であり、クロスバー２３，４４，４５，必要とされる溝１２〜１４，２９〜３３，４７は製造工程中に同時に押し出される。
機体のセル構造１において、留め具１５〜１７，３４〜３７，４８は柔軟で簡単であり、さらに、ドリル穴なしで、全てのタイプの導管１８，３９〜４２，４９の位置決めおよび固定を簡単に変更できる。 （もっと読む）

複合部品の製造における被成形材を成形する製造方法に関するものである。その方法は、雄型の上に、前記雄型の頂部の上に位置する第１の部位及び該雄型の片側に突き出す第２の部位とを有する前記被成形材と隔壁を載置する工程と、前記隔壁の全域に亘って圧力差を与え、前記圧力差を与える際に前記雄型を超えて前記隔壁を広げることにより、前記雄型の側部に前記被成形材の第２の部位を接触させて次第に変形させる工程を有する。前記隔壁は、該隔壁の平面内で５ＭＰａ超の引張係数を有する。任意に、支持膜は、前記被成形材の対向する側部に載置しても良い。支持膜が使用される場合において、前記隔壁は、該隔壁の平面内で、支持膜の平面内における剛性よりも大きい剛性を有する。
（もっと読む）