本発明は、複数の２重結合の結合部材８−１１、１６−２１を備える、航空機の機体フレーム１，１４上の翼接続１２，１５に関する。本発明によれば、それぞれの場合において、航空機の垂直な軸（ｚ）に対して実質的に平行に延びる少なくとも２つのｚ結合部材８，１１，１６，１７と、それぞれの場合において、機体フレームの凹部３の２つの長手方向の縁部４，５の範囲内に設けられる少なくとも２つのｘｚ結合部材９，１０，２０，２１との複数の結合部材８−１１，１６−２１を備え、前記ｘｚ結合部材９，１０，２０，２１は、それぞれの場合において、衝突における荷重及び通常の飛行における航空機の長手方向の軸（ｘ）に対して平行な荷重の第１の最大荷重のために、かつ、衝突の荷重及び通常の飛行における垂直の軸（ｚ）に対して平行な荷重の第２の最大荷重のために構成される。別のｚ結合部材にｚ方向における力の成分が要求されず、かつ、重量が減少するように、ｚ軸に対して平行に生じる力の成分と同様に、ｚ結合部材は、ｘ軸に平行な、すなわち、航空機の長手方向の軸に平行な力の成分を吸収できる。
さらに、他の実施形態において、衝突の場合に、ｘｚ機体フレームベアリング２６，４１と、少なくとも２つのｘｚベアリング２６，２７，４１，４２の間の範囲内で、確実なロッキングによるｘｚ翼ベアリングとを介して伝達される力を許容する前側のｘｚ結合部材９，１０，２０，２１，４０のストラップ５１，５２，５３内に、所定の弱体化されたゾーン５９が備えられる。 （もっと読む）

【課題】飛翔中の静安定が過大になることを防止し飛翔経路の精度を向上させる。
【解決手段】飛翔体１に、一部の尾翼（尾翼２）の分離・投棄機構２１と、一定時間をカウントして分離・投棄機構２１を作用させるタイマ４とを設け、尾翼の数を減少させることで静安定を緩和させる。このようにして、飛翔の中盤〜終盤段階において静安定に寄与する尾翼の数を減らすことにより静安定が過大となることを防ぎ、適切な値に保持することが可能になる。これにより風見安定効果を適切な状態に保てるので、横風による影響を最小限にして所望の飛行経路を精度良く飛翔することが可能になる。 （もっと読む）

本発明の実施形態によれば、航空機の翼部（１０１）を航空機の胴体部（１０２）に取り付けするための位置決めシステムが提供される。上記位置決めシステムは、ユーザーの関与なしにて、上記胴体部に対する上記翼部の最終調整、および最終位置決めを行うことができる、プログラム化可能な取り付けユニット（１０３）を備えている。これにより、取り付けプロセスの迅速化が可能となる。
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【課題】航空機の翼を航空機の胴体に取り付ける方法を提供すること。
【解決手段】本発明の例示的態様によれば、取付け点の垂直の目標位置と垂直の実際の位置との間の差異が決定される。次いで、この決定された差異に基づいて翼の再調整が実行される。それゆえ、本発明のこの例示的実施形態によれば、単に測定デバイスを胴体に接続し、位置決めデバイスを翼に接続することによって、取付け手順の間の翼の誤調整を測定することができる。これは迅速かつ効率的な翼の調整を提供し得る。 （もっと読む）

【課題】本発明は、複合材料から製造されるコアの外面（２０、２１）を少なくとも部分的にカバーする、少なくとも一層のガラス層（１４、１６、１８、２２）を有するブロック（１０）に関する。
【解決手段】本発明は、以下の工程：例えば鋳型（１００）の基底（１０２）をカバーするために、ガラス層（１４）は、鋳型（１００）内に配置され；前記ブロックは、前記鋳型内に配置され；前記ガラス層が前記ブロックの外縁部にフィットするように、前記ガラス層の縁は折り重ねられ；前記鋳型は、カバー（１０４）で密閉され；前記鋳型内部に収容される前記ブロックは、例えば前記ガラス層を重合するために、炉において硬化処理され；そして前記ガラス層で覆われたブロックが回収される；という工程からなる、複合材料から製造されるブロック（１０）の補強方法。 （もっと読む）

本発明は、直線移動時および回転時の剛性が軸方向（Ｘ）、垂直方向（Ｚ）および横方向（Ｙ）にパラメータ化可能である弾性ジョイント（１）を含む揚力部材（９）を胴体（８）に固定する少なくとも１つの装置を具備する飛行機に関する。特に、これらの弾性ジョイントを介して翼構造を胴体のボディに結合する。
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【課題】航空機の改良型の翼−胴体組立体を製造すること。
【解決手段】翼−胴体組立体が、航空機の翼（１）が胴体（２）に結合される翼付け根部（７，８）、前記航空機の長手方向を横切って伸びる胴体フレームエレメント（１１−１５，２１−２５）を有する胴体領域（３）、及び、翼桁方向に伸びる翼桁（１６−１９，２６−２９）を有する翼領域（５，６）を有する、航空機の翼−胴体組立体。本発明によると、翼領域（５，６）の翼桁（１６−１９，２６−２９）、及び胴体領域（３）の胴体フレームエレメント（１１−１５，２１−２５）が、少なくとも翼付け根部（７，８）を含む翼（１）及び胴体領域（３）の中心部分にわたって伸び、翼付け根部（７，８）を含む集合アセンブリ（４０）の一部を形成する。 （もっと読む）

この発明は、胴体セクションと主翼セクションとの間で航空機の撓みを可能にする台形パネルのピン継手に向けられ、ピン継手は、垂直のピン部、ラグ部およびクレビス部を含む。少なくとも１つの垂直の可撓性Ｔ型部材がピン継手の下に位置決めされ、ピン継手は、ピン継手と垂直および水平の可撓性Ｔ型部材とが組合せられて２回転自由度を解放するよう、少なくとも２つの水平の可撓性Ｔ型部材に結合される。
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航空機の翼胴結合体において、胴体（１）の上方に配置される翼（２）は、複数の結合部（３，４，５，６）により胴体（１）に結合される。各結合部（３，４，５，６）は、さまざまな方向の力を吸収し、計画飛行荷重と計画着陸荷重（１０）、または計画衝突荷重を考慮して設計された最大荷重容量を有する。本発明によると、翼結合部（３，４，５，６）の一つに欠陥があるとき、残りの結合部（３，４，５，６）の最大荷重容量が通常の安全な飛行を行うのに適切となるよう、翼結合部（３，４，５，６）それぞれの荷重容量とその吸収する力の方向とは、互いに対し調整される。
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第１コンポーネントを第２コンポーネント材に接合するための接合具であって、複合部分および補強素子を有する接合具（１）。複合部材は、複合材で形成し、底壁（２）と、この底壁（２）に第１コーナーで合体する端壁（３）と、および第２コーナーで端壁（３）に、また第３コーナーで底壁（２）に合体する側壁（４）とを有する。補強素子は、複合部分に適合し、また複合部分の端壁（３）、複合部分の第１コーナーおよび複合部材の第２コーナーに係合することができる形状にする。
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