JP2010505695A - 統合された据付エレメントを伴った自己支持型内部キャビン構造 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明は、航空機にキャビン据付エレメント（２）を取り付けるためのキャビン構造ユニット（１）に関する。
【解決手段】キャビン構造ユニット（１）は、キャビン据付エレメント（２）を取り付け可能となるような方法で設置される。キャビン構造ユニット（１）は、自己支持するように航空機構造体（５、６）に固定可能に実装される。
【選択図】図１３

Description

［関連出願の援用］本願は、２００６年１０月１２日に出願されたドイツ国特許出願第１０ ２００６ ０４８ ３７６．６号及び２００６年１０月１２日に出願された米国仮特許出願第６０／８２９，１９４号の出願日の利益を主張し、かかる出願の開示を援用して本文の記載の一部とする。

本願は、航空機用キャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビン構造ユニット、航空機用キャビン据付エレメントの取り付け方法、キャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビン構造ユニットの使用、キャビン構造ユニットの据え付け方法、及びキャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビン構造ユニットからなる航空機に関する。

現在の旅客機では、手荷物戸袋、パネル部品、あるいは内部据付エレメント等のキャビン据付エレメントは、航空機胴体のフレーム、ストリンガ（縦通材）、又は支持エレメント等の航空機構造体に直接据え付けられている。
内部における加圧されたフィールドの保持、熱変形、又は飛行力学による応力等の構造的応力が大きく変化するため、航空機構造体は絶えず変形を被りやすい。
この航空機の変形により、自動的にキャビン据付エレメントの位置が変化することになるが、これはかかるエレメントが構造体に直接取り付けられているためである。

航空機構造体のかかる変形及びそれによるキャビン据付エレメントの位置ずれに対応するために、十分な幅を有する長手方向及び半径方向の空隙がキャビン据付エレメント同士の間に伸びている。
この空隙は、例えば、８ｍｍ乃至２５．４ｍｍの大きさを有していてもよい。

キャビン据付エレメントは、航空機構造体の変形が生じた際、キャビン据付エレメントをくさび止めすることもその他損傷を招くこともなく、かかる空隙を使って相互の関連で移動してもよい。
しかし、かかる空隙は、内部のキャビンと環境間での温度交換や騒音交換を防止又は最小限に抑えるために適切に封じなければならない。
従って、半径方向の空隙は、いわゆる充填細片を使用して封じ、残る空隙は一般的にシリコンリップ封止を使用して封じる。

キャビン据付エレメントが相互の関連で絶えず動くため、騒音ならびに温度に対する密閉性を確保することができるように、かかる封止を保持し、必要に応じて交換しなければならない。

本発明の目的は、特に、キャビン据付エレメント用取り付け物構造を提供することにある。

本目的は、キャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビン構造ユニット及び航空機用キャビン据付エレメントの取り付け方法により、ならびに、キャビン据付エレメントを航空機に取り付けるためのキャビン構造ユニットの使用により、キャビン構造ユニットの据え付け方法及び独立項に記載の特徴を有するキャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビン構造ユニットを備えた航空機により達成することにある。

本発明の一例示的実施形態によると、航空機用キャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビン構造ユニットが提供されている。
キャビン構造ユニットは、キャビン据付エレメントが取り付け可能となるように構成されている。
キャビン構造ユニットは、自己支持型となるように適合されている。
さらに、キャビン構造ユニットは、航空機構造体へ固定可能となるように適合されている。

別の一例示的実施形態によると、キャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビンシステムが提供されている。
キャビンシステムは、上記記載の第１キャビン構造ユニットと上記記載の第２キャビン構造ユニット、ならびに補償エレメントとを備えている。
補償エレメントは、許容差が補償されるように、前記第１キャビン構造ユニットと上記第２キャビン構造ユニットとの間に配置されている。
補償エレメントは、また、異なるキャビン構造ユニット間の動きを補償することができる出入り口部又は配膳準備室で構成されていてもよい。

別の一例示的実施形態によると、航空機用キャビン据付エレメントの取り付け方法が提供されている。
キャビン据付エレメントは、キャビン構造ユニットに固定される。
上記固定されたキャビン構造ユニットは、航空機構造体に固定されるが、このキャビン構造ユニットは自己支持型として実施されている。

本発明の別の一例示的実施形態によると、上記例示的実施形態に記載のキャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビン構造ユニットが航空機で使用されている。

別の一例示的実施形態によると、上記例示的実施形態のいずれか１つに記載のキャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビン構造ユニットを有する航空機が提供されている。

「自己支持型」とは、更なる載荷エレメントがなくとも、その機能を達成することができる構成部品及び／又は構造ユニットとして理解される。
この目的のために、「自己支持型」構造ユニットは、作動中に生じるすべての応力がこの構造ユニットによって吸収されるように実施されている。
つまり、自己支持型構造ユニットは、他の外部構造に支援される必要がなく、力及びトルクを吸収することができる。
従って、静的に安定した自立構造が、「自己支持型構造」として理解される。

自己支持型キャビン構造ユニットでは、このように、キャビン据付エレメントを、航空機構造体の支援機能に依存することなく、独立した自己支持型に保ってもよい。
従って、キャビン構造ユニットと航空機構造体との間の支柱及び補強材は、なしで済ましてもよい。
キャビン構造体と航空機構造体との接点が少ないため、航空機胴体及び／又は航空機構造体の変形はキャビン構造ユニットへほとんど伝わらず、そのため、キャビン据付エレメント同士間の相対的動きは削減される。

キャビン構造ユニットは、従って、航空機構造体に関する構造補強対策を必要としなく、静的にそれ自体が独立しているユニットを形成する。
キャビン構造ユニットは、航空機構造体内での位置ずれに関してのみ保証されればよい。
その他トルク、応力、又はひずみは、航空機構造体から自己支持型キャビン構造に全くもたらされないか、あるいはほとんどもたらされないであろう。
キャビン構造ユニットは、従って、航空機構造体の変形とは無関係であろう。
画像として提示されているように、キャビン構造ユニットの構造は、１つのテントに内部テントと外部テントとが互いに独立して存在し、内部テントが単に外部テントから外れる恐れがないというテントの構造として理解されてもよい。
外部テントの動きは、内部テントにほとんど影響を及ぼさない。

風、温度、又はその他構造的動きのキャビン構造への影響は、従って、キャビン構造ユニットと航空機構造体との間の留め具を介して減衰されて伝達されるにすぎないため、キャビン構造ユニットの変形及びそれに伴うキャビン据付エレメントの変形はほとんど生じないであろう。
キャビン構造ユニットは、従って、外部の航空機構造体の変形トルクを吸収しないか、又はそれぞれほとんど吸収することなく、キャビン据付エレメントと一体化した自己支持型及び／又は自立型静的複合体を形成する。

従って、上記キャビン構造のため、キャビン据付エレメント同士間に相対的動きがほとんど存在しないので、先行技術で使用されなければならなかった必須の補償空隙は、その幅を大幅に削減することができる。
従って、幅の許容差はもはや必要ないかもしれない。
キャビン据付エレメントは、そのため、小さな分離空隙のみが残っているような方法で設けてもよい。
かかる分離空隙は、例えば、シリコン封止用コンパウンドを導入することにより、継ぎ目として実施されてもよい。
キャビン据付エレメント同士間の空隙幅の減少により、より高度な状態の快適性、デザイン、及び騒音レベルを達成することができる。
さらに、リップ封止の数を減らすことができる。
空隙の大きさを小さくするため、低い騒音レベルがキャビンに入る。
リップ封止等、広い許容差空隙用の現在の封止には、材料疲労の様相があり、また、飛行中手荷物が頻繁に封止にぶつかるため、かかる封止は再々交換されなければならない。
かかる封止の接着面は、その上、再々再処理されなければならない。
さらに、封止をキャビン据付エレメントに接着するため、交換可能性は一層厳しくなるであろう。
従って、キャビンのレイアウト変更の場合、かかる封止は通常完全に交換されなければならない。
空隙の縮小化及びそれに伴う封止の縮小化により、費用は節約され、より良い保守可能性を達成することができる。
その上、不良封止はしばしば顧客苦情を引き起こすが、顧客苦情もしたがって減少させることができる。

航空機構造体とは、航空機胴体のストリンガ（縦通材）、フレーム、横方向の桁、床の桁、又はその他支持エレメント等の、航空機のすべての支持エレメントとして理解されてもよい。

補償エレメントは、第１キャビン構造ユニットと第２キャビン構造ユニットの互いの動きを補償する空隙としてだけでなく緩衝器エレメントとして理解されてもよい。
許容差とは、例えば、温度変化により誘発される、例えば、動きの許容差、寸法許容差、又はひずみ許容差を意味する。

別の一例示的実施形態によると、キャビン構造ユニットはルースベアリング装置を備えている。
キャビン構造ユニットは、航空機長手方向に沿って位置をずらすことが可能となるような方法で、ルースベアリング装置を使用して航空機構造体に固定してもよい。
ルースベアリング装置とは、少なくとも１つの程度の平行移動の自由を備える、即ち、一方向に動くことを許可する自在に移動可能なベアリングとして理解される。

航空機長手方向とは、胴体が円筒状に伸びる方向として理解される。
技術用語では、航空機固定座標系は、Ｘ軸が航空機長手方向に沿って伸びている、即ち、航空機胴体の伸長方向に沿うと定義されているとして知られている。
横伸長方向、即ち、Ｘ方向に直交する方向は、Ｙ軸と呼ばれている。
Ｘ軸とＹ軸に直交する鉛直方向への伸びは、Ｚ軸と呼ばれている。

ルースベアリング装置を使用してキャビン構造ユニットを航空機構造体に取り付け可能でるため、キャビン構造ユニットは航空機構造体との関連で移動可能であっても及び／又は位置をずらしてもよい。
従って、キャビン構造ユニット（それに固定されたキャビン据付エレメントを含む）は、航空機長手方向に沿って、即ち、Ｘ軸に沿って位置をずらしてもよい。
ルースベアリング装置のため、航空機構造体の変形力はキャビン構造ユニットに全く伝達されない。
その上、付帯手荷物戸袋を含む全座席列等のキャビン据付エレメントは、キャビン構造ユニットに固定されていてもよく、またそうすることにより全体として容易かつ迅速に位置をずらすことが可能となるため、キャビン構造ユニットを使用しながらキャビンレイアウトを柔軟に変更することが可能となる。
大量の改良作業はこの目的のためには必要なく、そのため、キャビンレイアウトの改良時間と改良費用とを削減することができる。

別の一例示的実施形態によると、キャビン構造ユニットは固定ベアリング装置を備えている。
キャビン構造ユニットは、力が航空機長手方向軸に沿って伝達可能になるように、固定ベアリング装置を使用して航空機構造体に固定可能であってもよい。

固定ベアリング装置は、平行移動の自由の３つすべての程度においてキャビン構造ユニットを固定するベアリング装置として理解される。
航空機構造体により誘発されるトルク（曲げトルク、ねじれトルク、又はその他トルク等）は、固定ベアリングを使用すると伝達されないとはいえ、キャビン構造の変形は全く生じない。
固定ベアリングでは、力は、例えば、時間的に正確に伝達される。
キャビン構造ユニットは部分的に分断されていてもよく、それにより、胴体の変形の結果としてのキャビン構造ユニットの変形を少なくすることができる。

固定ベアリング装置を使用すると、変形トルクが航空機構造体からキャビン構造ユニットへ伝達されなく、キャビン据付構造は航空機構造体との関連の位置ずれの恐れがない。
従って、航空機構造体の変形にもかかわらず、キャビン構造ユニットは寸法的安定を保持する。即ち、変形エネルギー及び／又は変形トルクは個々には伝達されなく、変形エネルギー及び変形トルクがごくわずかに伝達される。
従って、キャビン構造ユニットは、温度差やその他構造的動き等の外的影響要因により生じる力がキャビン構造ユニットへ伝達されないので、航空機長手方向との関連で航空機構造体に固定することができる。
従って、相対的動きを緩衝するためにキャビン据付エレメント同士の間に設ける補償空隙の大きさ及び／又は幅を削減することができる。

別の一例示的実施形態によると、キャビン構造ユニットは、減衰エレメントを備えている。
キャビン構造ユニットは、航空機構造体の振動を減衰するように、減衰エレメントを使用して航空機構造体に固定可能であってもよい。
航空機構造体の振動は、例えば、航空機エンジンのため、あるいは部品の自然振動のために発生する。
かかる振動は、自己支持型キャビン構造と、減衰エレメントを使用する航空機構造体との連結点間で削減されるため、振動がキャビン据付エレメントに及ぼす影響も削減される。
減衰エレメントは、例えば、硬質ゴム、いわゆる緩衝取付、又はスプリングダンパーシステムを含んでいてもよい。

別の一例示的実施形態によると、キャビン構造ユニットは、複数の支持フレームと、この複数の支持フレームの各々の間に配置されている長手方向補強用肋材とを備えている。
長手方向補強用肋材は、航空機長手方向軸又はＸ軸に沿って力を伝達するように構成されている。
つまり、長手方向補強用肋材は、航空機長手方向軸に沿って力を伝達するために、それぞれ二つの支持フレームの間に挿入されている。
従って、支持フレームと長手方向補強用肋材との静止して安定な複合体を提供することができるが、この複合体は低い資材要件であってもよい。
静止して安定で自己支持型のキャビン構造ユニット（多数のキャビン据付エレメントを任意に取り付け可能）は、この軽量な構造を用いて提供されてもよい。
長手方向補強用肋材は、例えば、裂け目又は換気ダクトから成っていてもよい。

別の一例示的実施形態によると、キャビン構造ユニットは留め具も備えており、この留め具を使用して、キャビン据付エレメントをキャビン構造ユニットに交換可能に固定している。
留め具は、キャビン据付エレメントをキャビン構造ユニットへ固定するための、多様な簡易脱着留め具、ねじ込み式接続、又はその他取り外し可能留め具を含んでいてもよい。
さらに、差込み方式を、キャビン構造のキャビン据付エレメントを迅速に連結する留め具として使用してもよい。
従って、手荷物戸袋や航空機座席等のキャビン据付エレメントは、少数の取っ手を使ってキャビン構造ユニットから取り外し、他のキャビン据付エレメントと交換することができる。
例えば、１つの座席エレメントに欠陥がある場合、長時間の保守やそれにかかる保守費用を発生させることなく、速やかに１つの完全な座席エレメントに交換することができる。

別の一例示的実施形態によると、キャビン据付エレメントは、統合的に一体となってキャビン構造ユニットに据え付けられていてもよい。
よって、例えば、手荷物戸袋は支持フレームと一緒に製造して、キャビンに据え付けてもよい。
従って、全ユニットを一層迅速に航空機構造体に据え付けることができ、その上、少ない材料費で製造することができる。
キャビン据付エレメントが統合的に一体となっている、つまり、キャビン構造ユニットの一部となっている場合、留め具や公差はなしで済ますことができる。

別の一例示的実施形態によると、キャビン据付エレメントは、力束が伝達可能となるように、キャビン構造ユニット上に配置されている。
従って、キャビン据付エレメント自身がキャビン構造ユニットの静的複合体を補強することができる。
キャビン据付エレメントは、力があらゆる平行移動方向に伝達可能となるような方法で、キャビン構造ユニットに連結されている。
よって、自己支持型キャビン構造ユニットに貢献しなければならない更なる補強エレメントは、不必要となり、そして／又は削減することができる。
従って、材料及び費用の節約が可能である。

別の一例示的実施形態によると、キャビン構造ユニットは補強面を備えている。
キャビン構造ユニットは、そのため、例えば、複合繊維材料からなる貝殻状の骨組みに製造されてもよい。
従って、キャビン構造ユニットの静的複合体は、例えば、キャビン据付エレメントのすべての力を吸収する、航空機長手方向軸に沿った半円形状をなしていてもよい。
補強面は、同時にキャビンパネルに相当してもよく、そのため、更なるデザインエレメントは追加として一切必要ない。
例えば、プリプレグ層を有するいわゆるハニカム等のコア材料からなるサンドイッチ構造を補強面用建設材料として使用してもよい。
ハニカムはハニカム構造を備えている。
かかる補強面により、重量と費用を削減することができる。

別の一例示的実施形態によると、複数の支持フレームの支持フレームは、複数の支持エレメントを含み、その複数の支持エレメントが取り外し可能に互いに固定されている。
支持フレームは、ねじ込み式接続等の取り外し可能な留め具を使ってモジュール的に構成されていてもよく、例えば、その大きさが変更されてもよい。
これは支持フレームを搭載する際の利点を提供し、多様な胴体直径に対する適応性があり得る。
複数の標準的パーツは、製造技術を考慮しながら的確に使用してもよく、個別に製造された異なる大きさのパーツを使って全体の大きさに調整されてもよい。
従って、製造経費と取り付け費用を削減することができる。

別の一例示的実施形態によると、複数の支持エレメントは、差込み接続を利用して相互に固定可能である。
キャビン構造は、差込み接続を利用して、留め具を使用する必要なく迅速に組み立てることが可能である。

別の一例示的実施形態によると、航空機構造体は床構造体を備えており、キャビン構造ユニットが床構造体に固定可能となっている。
航空機の床構造体は、航空機長手方向軸の水平方向の横方向に伸びている。
通常航空機表面にかかる外的影響が、航空機構造体の床構造体及び／又は横方向の桁に全くかからない。
従って、風や周辺温度により誘発される外的影響は無視することができる。
このため、床構造体は、航空機表面及び／又は航空機表面のストリンガ（縦通材）及びフレームより変形が小さくなる。
従って、キャビン構造ユニットの固定面の変形は、削減及び／又は減衰させることが可能である。

別の一例示的実施形態によると、キャビン据付ユニットは、化粧室ユニット、キッチンユニット、座席ユニット、デザインエレメント、階段エレメント、手荷物戸袋、空気供給ユニット、窓パネル、及びエレベータユニットからなる群から選択される。
この例示的リストは、すべてを網羅したリストと解釈されるべきではない。
元来、航空機のキャビンで目にする据付エレメントは、キャビン構造ユニットに固定可能なキャビン据付ユニットとして理解されるはずである。

別の一例示的実施形態によると、キャビン構造ユニットは複数のキャビン構造セグメントからなり、このキャビン構造セグメントは折り畳み可能とするためにヒンジで連結されている。

各キャビン構造ユニットは、複数のキャビン構造セグメントに分けられていてもよい。
キャビン構造セグメントは、長手方向補強用肋材、補強面、空気ダクト又はその他すべての、キャビン構造ユニットに静的特性をもたらすセグメントで構成されていてもよい。
キャビン構造セグメントの全体が、例えば、周方向にキャビン構造ユニットを形成してもよい。

構造セグメントをそれぞれキャビン構造ユニットにヒンジ結合することにより、全ユニットの体積が削減され、そのためにユニットの搭載が容易になる。
キャビン構造ユニットは折り畳んで搭載場所まで運び、それから作業設計まで引き出されてもよい。
また、航空機胴体の外部でキャビン構造ユニットとそのキャビン据付エレメントとを事前に組み立ててから、事前に組み立てて折り畳んだキャビン構造ユニットを航空機胴体の搭載位置まで運ぶことも可能である。
事前に組み立てて折り畳んだキャビン構造ユニットは、航空機のドア等の小さい開口部を通って運ばれてもよく、そのため、胴体を組み立てた後でのキャビンレイアウトの変更も一層容易になる。
さらに、キャビン構造ユニットが航空機の外部で事前に組み立てられるならば、航空機胴体内では同時に少ない人数の組立工が必要となるため、胴体内での組立工間の作業空間が狭いことによる支障を軽減することができる。
このように、キャビン構造ユニットの組立工程だけでなく航空機の全組立工程も加速され、かつシンプルになる。
別の一例示的実施形態によると、キャビン構造ユニットはさらにインターフェースエレメントを備えている。
インターフェースエレメントは、キャビン据付エレメントを航空機構造体又は床構造体に連結するように適合されている。
キャビン据付エレメントを航空機構造体に連結するために、数個の、例えば、標準インターフェースエレメントが、容易かつ短時間組立手順を達成するために設けられていてもよい。
キャビン据付エレメントが、例えば、窓で構成されている場合、その窓は航空機構造体の窓開口部に連結されなければならない。
従って、インターフェースエレメントは、航空機の内部を低気圧環境から密閉するために設けられなければならない。
インターフェースエレメントは、窓封止エレメント等からなる簡単な押し込みスナップ接続で構成されていてもよい。
インターフェースエレメントは、また、例えば、異なる気温や圧力レベルの結果として、キャビン構造ユニットと胴体構造体との間の相対的動きを補償するために、補償特性を備えていてもよい。
インターフェースエレメントは、また、電気コネクタ、空気ダクトコネクタ又はデータ回線コネクタからなる群の１つから選択されてもよい。

別の一例示的実施形態によると、キャビン構造ユニットは、航空機構造体を支持するように適合されている。
前述したように、キャビン構造ユニットは自己支持型であり、そのため、キャビン構造ユニットはそれ自体の重量を支えることができる。
その上、キャビン構造ユニットは、例えば、胴体構造体からの力及びトルクを吸収するように適合されている。
従って、航空機構造体は、一層軽量に設計されてもよく、そのために航空機の全重量を軽くすることが可能である。
キャビン構造ユニットは、このように、航空機構造体を支持するために静的特性を有していてもよい。

本方法の別の一例示的実施形態によると、第１ステップで、キャビンエレメントをキャビン構造ユニットに取り付け、次の第２ステップで、キャビン据付エレメントを備えているキャビン構造ユニットを航空機構造体に固定する。
キャビン据付エレメントをキャビン構造ユニットに事前に搭載する可能性があるため、航空機の製造方法を改良することができる。
このように、例えば、航空機搭載は、キャビン搭載と同時に行われてもよいが、通常行うように、まず航空機を製造して、次にキャビンを搭載するわけではない。
その結果、製造時間が短縮され、それにより製造経費が安くなる。
キャビン構造ユニットは、従って、すべてのキャビン据付エレメントを含む全体として、又は一部分のみで事前に搭載可能であり、その後に航空機胴体に導入されてもよい。
航空機胴体の部分は、キャビン構造を搭載中は開いたままで、キャビン搭載後に航空機尾部または航空機船首を用いて閉じられる。

本発明の別の一例示的実施形態によると、前記記載の航空機用キャビン構造ユニットの据え付け方法を提供している。
キャビン構造ユニットは、航空機構造体の外部で事前に組み立てられる。
事前組立済みキャビン構造ユニットは、航空機構造体の開口部を通って誘導される。
さらに、事前組立済みキャビン構造ユニットは、航空機構造体の所定の場所で実施される。
事前組立済みキャビン構造ユニットは、航空機構造体の所定の場所に固定される。

前記据え付け方法を実行することにより、航空機の外部でキャビン構造ユニットを事前に組み立てることが可能となり、そのため、航空機の組立手順を分けて同時に行うことが可能となる。
このように、例えば、航空機構造体を分離して据え付け、他方では、同時にキャビン構造ユニットを航空機の外部で組み立ててもよい。
次の段階で、キャビン構造ユニット全体を開いている胴体部分に誘導し、それから航空機構造体の所定の場所に据え付けてもよい。
そのため、キャビン据付エレメント等の全ての機器部品を航空機胴体の外部に保存して、組み立ててもよいので、物流的複雑さを軽減することができる。
また、キャビン構造ユニット用の組立工は航空機胴体の外部でキャビンを組み立てるので、胴体内で同時に作業する組立工の数を削減することができる。
こうして、また、組立手順は、組立工用により広い空間が利用できるために、一層経済的かつ人間工学的になる。
従って、胴体、キャビン及び全航空機の組立手順は簡単になり、一層迅速に成し遂げることが可能となる。

本方法の別の一例示的実施形態によると、事前組立済みキャビン構造ユニットは折り畳めるように構成されている。
そのため、事前組立済みキャビン構造ユニットを航空機構造体の開口部を通って誘導する前に、事前組立済みキャビン構造ユニットは折り畳まれる。
航空機構造体の所定の場所で、事前組立済みキャビン構造ユニットの折り畳みは開かれる。

キャビン構造ユニットを折り畳んで、それぞれ事前組立済み構造ユニットとすることにより、キャビン構造ユニットを胴体の所定の固定点まで誘導するためには、航空機胴体に空間的に狭くて各々が小さい開口部を設けるだけでよい。
航空機胴体内で、キャビン構造ユニットの折り畳みを開いて、所定の場所に固定する。
従って、ドア等の小さい開口部でも、折り畳んだ事前組立済みキャビン構造ユニットを胴体に誘導することができる。
従って、航空機が完全に組み立てられて胴体が完成した後でも、キャビン構造ユニットを交換可能に組み立てることができる。
もし、例えば、旅客機では柔軟なキャビンレイアウトが好まれる場合、キャビン構造ユニットを折り畳み、それらユニットをドアを通って航空機胴体の外部に誘導し、別の異なるキャビン構造ユニットを据え付けることにより、キャビンレイアウトの変更を迅速に提供することが可能である。

本方法の別の一例示的実施形態によると、キャビン据付エレメントは、航空機構造体の外部で事前組立済みキャビン構造ユニットに据え付けられる。
従って、キャビン据付エレメントは、キャビン構造ユニットに組み立てられ、同時に航空機構造体にも組み立てられる。
全製造時間を短縮することができる。

本方法の別の一例示的実施形態によると、航空機構造体の開口部は、胴体ドア、胴体セグメントの開口部及び貨物ドアからなる群の１つから選択される。

本方法の別の一例示的実施形態によると、キャビン構造ユニットは複数のキャビン構造セグメントを備えており、このキャビン構造セグメントは折り畳み可能とするためにヒンジで結合されている。
キャビン構造ユニットは、また、ヒンジで結合されている複数のキャビン構造セグメントに分割されていてもよく、そのため、１つのキャビン構造ユニットの折り畳み方が何種類か用意されている。
このように、体積が大変小さい折り畳まれた事前組立済みキャビン構造ユニットが提供されるため、このキャビン構造ユニットを胴体の所定の組立場所まで誘導するには、胴体構造体の最小開口部で用が足りる。

キャビン構造ユニットの例示的実施形態は、キャビンシステム、その方法、その使用、航空機及びキャビン構造ユニットの据え付け方法、ならびにその逆にも関する。

以下に、本発明のさらなる説明と、より良い理解のために、添付図面を参照しながら例示的実施形態をより詳細に記載する。
先行技術で公知のキャビン据付エレメントの構造の略図である。 先行技術で公知のキャビン据付エレメント同士間の封止構造の略図である。 キャビン据付エレメントをキャビン構造ユニットに固定した、本発明の例示的実施形態の略図である。 航空機胴体内でのキャビン構造ユニットの例示的実施形態の空間図である。 本発明の一例示的実施形態に係わるキャビン構造ユニットの拡大図である。 一例示的実施形態に係わるキャビン構造ユニットの連結システムの略図である。 本発明の一例示的実施形態に係わる多様なベアリングを有するキャビン構造ユニットの略図である。 一例示的実施形態に係わる複数の第１および第２キャビン構造ユニットを有する航空機胴体の略図である。 本発明の例示的実施形態に係わる折り畳み可能キャビン構造ユニットの例示的図である。 本発明の例示的実施形態に係わる折り畳み可能キャビン構造ユニットの例示的図である。 本発明の例示的実施形態に係わる折り畳み可能キャビン構造ユニットの例示的図である。 本発明の例示的実施形態に係わる折り畳み可能キャビン構造ユニットの例示的図である。 本発明の一例示的実施形態に係わるキャビン構造ユニットの据え付け方法の略図である。 本発明の一例示的実施形態に係わるキャビン構造ユニットの据え付け方法の略図である。 本発明の一例示的実施形態に係わるキャビン構造ユニットの据え付け方法の略図である。 一例示的実施形態に係わる数個のキャビン構造セグメントからなるキャビン構造ユニットの据え付け方法の略図である。 一例示的実施形態に係わる数個のキャビン構造セグメントからなるキャビン構造ユニットの据え付け方法の略図である。 一例示的実施形態に係わる数個のキャビン据付エレメントを含むキャビン構造ユニットの略図である。 一例示的実施形態に係わる胴体キャビンを形成する第１及び第２キャビン構造ユニットの略図である。 一例示的実施形態に係わる補償エレメントで結合された第１および第２キャビン構造ユニットを含む航空機胴体の略図である。 一例示的実施形態に係わるキャビン据付エレメントと航空機構造体とを連結するインターフェースエレメントの略図である。

異なる図における同一または類似の部品には、同一の参照符号を付している。
図中の説明図は略図であり、縮尺するためのものではない。

図３は、本発明の一例示的実施形態であり、複数のキャビン据付エレメント２を有するキャビン構造ユニット１が航空機構造体５内に示されている。
キャビン構造ユニット１は、航空機用キャビン据付エレメント２を取り付けるために設けられている。
キャビン構造ユニット１は、キャビン据付ユニット２を取り付けるように適合されている。
キャビン構造ユニット１は、自己支持型となるように適合されており、航空機構造体５、６に固定可能である。
キャビン構造ユニット１は、ルースベアリング３又は固定ベアリング４を用いて航空機構造体５又は航空機の床構造体６に取り付けられてもよい。
キャビン構造ユニット１は、自己支持型として実施されているため、追加的補強手段又は留め具は航空機構造体５又は床構造体６に一切取り付けなくともよい。

キャビン構造ユニット１は自己支持型及び／又は独立型として実施されているため、このキャビン構造ユニット１は、航空機構造体５の外部で製造されてもよく、例えば、キャビン据付エレメント２を備えていてもよい。
次に、キャビン構造ユニット１は、航空機構造体５内に全体として据え付けられていてもよい。
従って、例えば一方では航空機胴体を製造し、他方では同時にキャビン構造ユニット１を製造するという並列製造順位を実施してもよく、それにより製造経費を節約することができる。

図１は、先行技術で公知となっているキャビン据付エレメント２の構造の例示的実施形態である。
キャビン据付エレメント２は、個々に航空機構造体５に固定されている。
例えば、温度振動や飛行疲労等の外的影響の結果、航空機構造体５が変形するため、半径方向の空隙１３又は長手方向の空隙１４のいずれかが各キャビン据付エレメント２の間に設けられていなければならない。
こういう方法によってのみ、キャビン据付エレメント２同士間の相対的動きを補償することができる。
しかし、半径方向の空隙１３と長手方向の空隙１４は、騒音や温度を貧弱にしか緩衝又は遮断しないか、あるいは全く緩衝も遮断もしないかもしれない。
従って、騒音と大気温度が空隙１３、１４を通ってキャビン内部に入り、キャビンの快適さに不都合をもたらす場合もある。

図２は、先行技術で公知の半径方向の空隙１３と長手方向の空隙１４との封止構造である。
リップ封止１５等の封止は、温度や騒音レベルの侵入を阻止するために、いずれの場合にもキャビン据付エレメント２同士間に設けなければならない。
しかし、かかるリップ封止１５は保守を必要とするため、その密閉性をモニタし、継続して保守しなければならないので、多大の保守努力と多大の材料費とが発生する。
その上、キャビンエレメント２の交換をすると、追加的にリップ封止１５を交換しなければならなくなり、そのために追加材料費がかかる。

図４は、キャビン構造ユニット１の別の一例示的実施形態の空間図である。
多様なキャビン据付エレメント２は、キャビン構造ユニット１上で、航空機構造体５とは独立して設けてもよい。
キャビン据付エレメント２は、図のように、手荷物収容空間、所謂帽子掛け、又はその他パネルあるいは座席エレメントを備えていてもよい。
キャビン構造ユニット１は、複数の支持フレーム１１及び／又は補強面９を備えていてもよい。
補強面９及び／又は支持フレーム１１を備えているキャビン構造１は、自己支持型として実施されているので、航空機構造体５とキャビン構造ユニット１との間には支持連結を全く必要としない。
キャビン構造１は、例えば、ルースベアリング３又は固定ベアリング４を用いて航空機構造体５上、あるいは図４に示すように、例えば床構造体６上に設けてもよい。
１つの程度の平行移動の自由を許可するルースベアリング３又は固定ベアリング４を用いることにより、キャビン構造ユニット１は、航空機構造体５のトルクがキャビン構造ユニット１に伝達されることなく、航空機胴体及び／又は航空機構造体５との関連でその位置を保持することができる。
かかるトルクには、例えば、胴体のねじれトルク又は曲げトルクが含まれてもよい。
これらのトルクは、キャビン据付エレメント２が航空機構造体５に取り付けられていたため、現時点までは、キャビン据付エレメント２に直接伝達され、そのため、キャビン据付エレメント２が相互に相対的動きをする結果となった。
変形トルク（即ち、例えば、航空機構造体の曲げ又はねじれトルク）は、キャビン据付エレメント２が設けてあるキャビン構造ユニット１に、もはや伝達されないので、キャビン据付エレメント２の相対的運きは全く又はほとんど生じない。
従って、補償空隙（即ち、半径方向の空隙１３又は長手方向の空隙１４）は、キャビンエレメント２同士間に設ける必要はない。
リップ封止１５等の絶縁材料は、空隙１３、１４の削減により節約することができ、かつ騒音及び外界温度に対する一層しっかりした密閉性をさらに提供することができる。

図５は、据付エレメント２を取り付けるキャビン構造ユニット１の拡大図である。
キャビン構造ユニット１は、さらに補強面９を有する湾曲した支持フレーム１１を備えている。
長手方向補強用肋材は、さらに、キャビン構造ユニット１の補強のために、航空機長手方向軸に沿って及び／又は航空機固定座標系のＸ軸に沿って設けられている。
従って、自己支持型キャビン構造ユニット１が提供されており、キャビン据付エレメント２の負荷を支持及び／又は吸収することができる。
供給ライン７等のその他キャビン据付エレメント２もキャビン構造ユニット１に設けられていてもよい。
従って、さらに、電子機器用配線又は空調装置の空気配送ライン又はその他供給ライン７をキャビン構造ユニットに設ける可能性がある。
キャビン構造ユニット１の相対的動き及び／又は変形は、独立型及び／又は自己支持型キャビン構造ユニット１のために、ほとんど起こらないので、連結パイプ１の製造公差をなくしてもいいし、ならびに／あるいは連結パイプ７の製造許容差を低くしてもよい。

その上、キャビン据付エレメント２は、取り外し可能な留め具を用いてキャビン構造ユニット１に固定することができ、そのため迅速な交換を行うことができる。
例えば、着脱が容易な留め具を使って、キャビン据付ユニット２をキャビン構造ユニット１に取り外し可能に取り付け、それにより全キャビンレイアウトの迅速な交換を行うことができる。
キャビンエレメント２同士間のリップ封止等の複雑で費用のかかる封止エレメントは、空隙１３、１４が存在しないので、空隙１３、１４がなしで済ますことができる。

図６は、キャビン構造ユニット１の一例示的実施形態である。
キャビン構造ユニット１は、複数の支持エレメント１２からなる、多様な支持フレーム１１を備えている。
その上、キャビン構造ユニット１は、長手方向補強用肋材８と補強面９とを備えている。
支持エレメント１２、補強面９、及び長手方向補強用肋材８は、例えば必要なすべての力を伝達することができるような簡単な方法の差し込み接続を介して組み立てられてもよい。

従って、支持エレメント１２又は補強面９又は長手方向補強用肋材８を柔軟かつ迅速に交換することを可能とする簡単な方式を提供することができる。
例えば、キャビン構造ユニット１の大きさの異なるエレメントを、キャビン構造ユニット１の大きさを調整するために使用してもよい。

ルースベアリング３の一例示的実施形態がさらに図６に示してある。
キャビン構造ユニット１は、例えば、レールシステムを介して搭載してもよい。
図６に示すように、ルースベアリングは、例えば、キャビン構造ユニット１を導入する、Ｘ軸に沿って走るレールを備えている。
前記レールを有するルースベアリング３は、例えば、床構造体６に固定され、それによって力を航空機構造体５に伝達してもよい。
航空機の長手方向軸に沿うか、あるいはＸ軸に沿った力は伝達されなく、そのため、キャビン構造ユニット１は航空機長手方向軸に沿って位置ずれ可能である。
その上、図６に示すように、航空機長手方向軸の力をさらに吸収する固定ベアリング４も設けられているため、キャビン構造ユニット１は、力を全３空間方向にわたって航空機構造体５に伝達してもよく、従って、その位置に固定されている。
固定ベアリング４は、図６に示すように、例えば、支持フレーム１１及び／又は支持エレメント１２を挿入する、例えば、目を備えていてもよい。

さらに、固定ベアリング４は、例えば、非常事態の際に衝突負荷を吸収するために、キャビン構造ユニット１と航空機構造体５との間の航空機胴体のＸ方向に力を伝達するように設計されていてもよい。
固定ベアリング４及び／又はルースベアリングは、胴体、航空機構造体５あるいは床構造体６に固定連結するために、キャビン構造ユニット１、１０の周囲に配置されていてもよい。
よって、キャビン構造１、１０のベアリングの位置は、各キャビン構造ユニット１、１０の周方向表面の周囲で可変であってもよい。

図７は、キャビン構造ユニット１を航空機胴体及び／又は航空機構造体５に搭載した一例である。
支持フレーム１１は、固定ベアリング４を用いて航空機構造体５に固定可能であり、図解詳細の左右両端にそれぞれ位置している。
複数の中間支持フレーム１１は、キャビン構造ユニット１を補強するために設けてあり、ルースベアリング３を用いて航空機構造体上に設けるだけでよい。
帽子掛けや座席エレメント等、様々なキャビン据付エレメント２は、この自己支持型キャビン構造ユニット１内に固定されていてもよい。
キャビン据付エレメント２同士間の分離空隙は、接合できるほど小さく保たれていてもよい。
補償エレメント２０は、隣接したキャビン構造１０に対する相対的動きを緩衝し、固定ベアリング装置４上、又はキャビン構造１を区切る支持フレーム１１上で使用されてもよい。

図８は、複数のキャビン構造ユニット１、１０を備える航空機胴体の平面図である。
二つのキャビン構造ユニット１０が前方胴体領域と後方胴体領域とに設けてある。
第１キャビン構造ユニット１は、航空機胴体の中間に設けてある。
例えば、第１キャビン構造ユニット１と第２キャビン構造ユニット１０の支持フレーム１１は、移行領域に位置している。
キャビン構造ユニット１、１０は、固定ベアリング４を用いて、例えば、移行領域の航空機構造体５に固定されている。

航空機胴体では、主翼ボックスは、特別硬く実施されており、中間領域に位置している。
さらに、航空機の重力の中心も通常、この主翼ボックス領域に位置しているため、小さい変形トルクが航空機胴体の中間部で生じる。
従って、航空機構造体５の最大変形は、前方航空機胴体領域と後方航空機胴体領域とで生じる。
第１キャビン構造ユニット１と第２キャビン構造ユニット１０との間の相対的動きを可能とするために、キャビン構造ユニット１、１０の相対的動きを許す空隙が設けられていてもよい。
本例のように、３つのキャビン構造ユニット１、１０のみが全航空機胴体にわたって設けられていると、キャビン構造ユニット１、１０間の相対的動きを許すために空隙は２つ必要なだけである。
従って、例えば、２つの空隙のみに補償エレメント２０を設ければよくなり、そのため、補償エレメント２０が減り、保守経費が削減されることになる。
キャビンレイアウトの変更及び／又はキャビン構造ユニットの位置変更の場合、航空機構造体５の密閉性は、従って、例えば、２つの移行領域でチェックするだけでよい。
よって、保守費用と保守時間とを削減することができる。

図９および１０は、キャビン構造ユニット１の例示的実施形態であり、キャビン構造ユニット１を形成し、ヒンジ１８で連結されている数個のキャビン構造セグメント１６を含む。
キャビン構造ユニット１の両側には、この例示的実施形態では、ヒンジ１８が１つずつ設けられており、そのため、キャビン構造ユニット１は図１０で示すように折り畳むことができる。
図１１および１２を参照すると、キャビン構造ユニット１は、それぞれがヒンジ１８で連結された複数のキャビン構造セグメント１６を含んでいてもよい。
図１２を参照すると、小さくまとめたキャビン構造ユニットが、折り畳んだ状態で提供されてもよい。

図１３乃至１５は、折り畳み可能なキャビン構造ユニットを組み立てる一可能性を示している。
すべてのキャビン構造セグメント１６は、キャビン構造ユニットを胴体セグメントに誘導する前に組み立ててもよい。
図１３を参照すると、構造ユニット１とキャビン据付ユニット２は、航空機構造体５の外部で事前に組み立てられてもよい。
従って、折り畳まれた状態の事前組立済みキャビン構造ユニット１は、小さい体積を提供する。
図１４に示すように、折り畳まれたキャビン構造ユニット１は、航空機構造体５の所定の固定場所まで誘導される。
航空機構造体５の所定の固定場所に到達した後、キャビン構造セグメント１６は、図１５に示すように、折り畳みを広げて航空機構造体５に固定されてもよい。
このように、キャビン構造ユニットの簡単かつ迅速な据え付け方法を提供することができる。

図１６および１７は、キャビン構造ユニット１を航空機構造体５に搭載する別の可能性を示している。
キャビン構造ユニット１は、また、航空機構造体５の所定の場所に個別に誘導される数個のキャビン構造セグメント１６を含んでいてもよい。
次に、キャビン構造セグメント１６、１６’’が、キャビン構造ユニット１を建設するために、連結される。
このように、キャビン構造ユニットの少なくともある部分は、航空機の外部で事前に組み立てられていてもよく、そうすることにより組み立て手順を加速することができる。

図１８は、数個のキャビン構造セグメントと数個のキャビン据付エレメント２とで構成されたキャビン構造ユニット１の略図である。
例えば、空気ダクトや帽子掛け等のキャビン据付エレメント２は、キャビン構造ユニット１内に外部で据え付られてもよい。
従って、窓調整ユニット等のインターフェースエレメント２１は、航空機構造体ユニット１の外部に据え付られてもよい。
従って、キャビン据付エレメント２、連結エレメント７、及びインターフェースエレメント２１等のすべての機能エレメントを含むプレハブ方式のキャビン構造ユニットは、航空機胴体の外部で事前に組み立てられてもよく、そのため、航空機構造体５の内部での迅速かつ容易な据え付けを提供することができる。

図１９は、互いに固定される数個のキャビン構造ユニット１、１０、１０’、１０’’、１０’’’で構成された航空機キャビンである。
図１９に示すように、航空機キャビン全体は、数個のキャビン構造ユニット１、１０、１０’、１０’’、１０’’’によりモジュール的に組み立ててもよい。
各キャビン構造ユニット自体は、航空機の外部で事前に組み立てられ、最後に航空機構造体内でキャビン構造ユニット１０と組み立てられてもよい。
各キャビン構造ユニット１、１０自体は、例えば、補強面９、支持フレーム１０、キャビン構造セグメント１６又は連結エレメント７で構成されていてもよい。

キャビン構造ユニット１、１０同士は、固定エレメントにより簡単な方法で固定されてもよい。
キャビン構造ユニット同士の間には、各一つ一つのキャビン構造ユニット１、１０の動きを補償するために、補償エレメント２０を挿入してもよい。
各キャビン構造ユニット１、１０は、補償エレメント２０が乗客には見えないように設計してもよい。
キャビン構造ユニット１、１０同士間の空隙は、内部キャビン構造ユニットを航空機構造体から分離するために、従来の航空機キャビンと比べて小さくなっている。そのため、圧力又は温度による航空機構造体５の体積の変化は、内部キャビン構造ユニット１、１０に影響を及ぼさない。

図２０は、数個のキャビン構造ユニット１、１０を含む航空機胴体の例示的構成である。
各キャビン構造ユニット１及び１０間の動きを補償するために、所謂ドア分割ラインを補償エレメント２０として使用してもよい。
従って、キャビン構造ユニット１、１０は、互いに反対方向に相対的に移動してもよく、そのような相対的動きのために、各キャビン構造ユニット１及び１０の衝撃応力を生じさせることもない。

キャビン構造ユニット１は、ルースベアリング３又は固定ベアリング４により航空機構造体５に取り付けられてもよい。
キャビン据付エレメント２は、キャビン内の配膳準備室、トイレ、又はその他機能セクションで構成されていてもよい。
キャビン据付エレメント２は、自己支持型キャビン構造ユニット１、１０に統合されており、また、航空機構造体５からは分断されている。
従って、キャビン構造ユニット１が変形した場合、キャビン据付エレメント２も反対方向ではなく、この方向へ動く。
従って、各キャビン構造ユニット１、それぞれのキャビン据付エレメント２の反対の動きに起因する損傷のリスクを削減することができる。
ルース及び固定ベアリング３及び４を併用し、さらに鉛直方向の動きを使用することにより、それぞれＺ軸は削減することができ、そのため、単に長手方向の胴体方向の動きのみが提供される。

図２１は、キャビン構造ユニット１のキャビン据付エレメント２を航空機構造体５に連結しているインターフェースエレメント２１の略図である。
例えば、空気ダクトや窓ユニットは、航空機構造体５に据え付けられた物に連結されなければならない。
窓パネル２、２２の場合、航空機構造体５の窓開口部２３にインターフェースエレメント２１を設ける必要がある。
インターフェースエレメント２１は、窓パネル２２と窓開口部２３との間の連結を提供する。
インターフェースエレメント２１は、封止性および可撓性を与えるために、数個のパーツを備えていてもよい。
インターフェースエレメント２１は、航空機構造体とキャビン構造ユニット１との間の相対的な動きが発生する場合もあるので、可撓性を備えていなければならない。

インターフェースエレメント２１は、例えば、押し込み式スナップ接続を備えていてもよく、そのため、簡単にキャビン据え付けエレメント２を胴体構造体５の機能エレメントに連結することができる。
据付エレメント２を連結するために押し込み式スナップ接続を使用することにより、組み立て時間を削減することができる。

その上、「備える」や「含む」が他のエレメントや工程を含まないわけではなく、また、「１個」や「ひとつ」が複数を含まないわけでもないことに注意されたい。
さらに、上記の例示的実施形態の１つを参照しながら記載された特徴又は工程は、上記記載の他の例示的実施形態の他の特徴又は工程と組み合わせて使用されてもよいことに注意されたい。
参照符号及び請求項は、制限条件と見なされるべきではない。

１ キャビン構造ユニット、第１キャビン構造ユニット
２ キャビン据付エレメント
３ ルースベアリング
４ 固定ベアリング
５ 航空機構造体
６ 床構造体
７ 連結エレメント
８ 長手方向補強用肋材
９ 補強面
１０ 第２キャビン構造ユニット
１１ 支持フレーム
１２ 支持エレメント
１３ 半径方向の空隙
１４ 長手方向の空隙
１５ リップ封止
１６ キャビン構造セグメント
１７ 開口部
１８ ヒンジ
１９ 補償エレメント
２０ インターフェースエレメント
２１ 窓パネル
２２ 窓開口部

Claims (26)

1. 航空機にキャビン据付エレメントを取り付けるキャビン構造ユニットであって、
   前記キャビン構造ユニット（１）は、キャビン据付エレメント（２）を取り付けるように適合され、
   前記キャビン構造ユニット（１）は、自己支持するように適合され、
   前記キャビン構造ユニット（１）は、航空機構造体（５、６）に固定可能であることを特徴とするキャビン構造ユニット。
2. ルースベアリング装置（３）を備え、
   前記キャビン構造ユニット（１）は、ルーズベアリング装置（３）を用いて前記航空機構造体（５、６）に固定されるように適合され、前記キャビン構造ユニット（１）が航空機長手方向に沿って移動可能になることを特徴とする請求項１に記載のキャビン構造ユニット。
3. 固定ベアリング装置（４）を更に備え、
   前記キャビン構造ユニット（１）は、前記航空機の長手軸に沿って力を伝達するための前記固定ベアリング装置（４）を用いることにより前記航空機構造体（５、６）に固定可能であることを特徴とする請求項１又は２に記載のキャビン構造ユニット。
4. 減衰エレメントを更に備え、
   前記キャビン構造ユニット（１）は、前記航空機構造体の減衰振動に対して前記減衰エレメントを用いて前記航空機構造体（５、６）に固定されるように適合されることを特徴とする請求項１乃至３に記載のキャビン構造ユニット。
5. 複数の支持フレーム（１１）と、
   長手方向補強用肋材（８）とを備え、
   前記長手方向補強用肋材（８）は、各々の複数の支持フレーム（１１）の間に据付けられ、
   前記長手方向補強用肋材（８）は、前記航空機の長手軸に沿って力を伝達するように適合されることを特徴とする請求項１乃至４に記載のキャビン構造ユニット。
6. 留め金具を更に備え、
   前記キャビン据付エレメント（２）は、前記留め金具を用いて前記キャビン構造ユニット（１）に取り外し可能に固定可能であることを特徴とする請求項１乃至５に記載のキャビン構造ユニット。
7. 前記キャビン据付エレメント（２）は、一体的に構成されるように適合され、かつ前記キャビン構造ユニット（１）の一部となることを特徴とする請求項１乃至５に記載のキャビン構造ユニット。
8. 前記キャビン据付エレメント（２）は、前記キャビン構造ユニット（１）に力束が伝達するように据え付けられて適合されることを特徴とする請求項１乃至７に記載のキャビン構造ユニット。
9. 前記キャビン構造ユニット（１）は、補強面（９）を備えることを特徴とする請求項１乃至８に記載のキャビン構造ユニット。
10. 複数の支持フレーム（１１）の前記支持フレーム（１１）は、複数の支持エレメント（１２）を含み、
    前記複数の支持エレメント（１２）は、取り外し可能に互いに固定されていることを特徴とする請求項９に記載のキャビン構造ユニット。
11. 前記支持エレメント（１２）の複数は、差込み接続を利用して取り外し可能に互いに固定されていることを特徴とする請求項１０に記載のキャビン構造ユニット。
12. 前記航空機構造体（５）は、床構造体（６）を備え、
    前記キャビン構造ユニット（１）は、前記床構造体（６）に固定可能であることを特徴とする請求項１乃至１１に記載のキャビン構造ユニット。
13. 前記キャビン据付ユニット（１）は、化粧室ユニット、キッチンユニット、座席ユニット、デザインエレメント、階段エレメント、手荷物コンパートメント、空気供給ユニットおよびエレベータ・ユニットからなる群から選択されることを特徴とする請求項１乃至１２に記載のキャビン構造ユニット。
14. 前記キャビン構造ユニット（１）は、キャビン構造部分（１６）を備え、
    前記キャビン構造部分（１６）は、折り畳み可能なようにヒンジ（１８）によって接続されることを特徴とする請求項１乃至１３に記載のキャビン構造ユニット。
15. 前記キャビン構造ユニット（１）は、インターフェース・エレメント（２１）を更に備え、
    前記インターフェース・エレメント（２１）は、前記航空機構造体（５）または前記床構造体（６）によって前記キャビン据付エレメント（２）に連結するために適合されることを特徴とする請求項１乃至１４に記載のキャビン構造ユニット。
16. 前記キャビン構造ユニット（１）は、前記航空機構造体（５）を支持するように適合されることを特徴とする請求項１乃至１５に記載のキャビン構造ユニット。
17. キャビン据付エレメントを取り付けるキャビン・システムであって、
    請求項１乃至１６のいずれか１つに記載の第１キャビン構造ユニット（１）と、
    請求項１乃至１６のいずれか１つに記載の第２のキャビン構造ユニット（１０）と、
    補償エレメント（２０）とを備え、
    前記補償エレメント（２０）は、前記第１キャビン構造ユニット（１）と前記第２のキャビン構造ユニット（１０）との間に据え付けられ公差を補償するように適合されることを特徴とするキャビン・システム。
18. 航空機にキャビン据付エレメントを取り付ける方法であって、
    キャビン据付エレメント（２）をキャビン構造ユニット（１）に固定するステップと、
    前記キャビン構造ユニット（１）を航空機構造体（５、６）に固定するステップとを含み、
    前記キャビン構造ユニット（１）は、自己支持するように適合されることを特徴とする方法。
19. 前記キャビン据付エレメント（２）を前記キャビン構造ユニット（１）に取り付ける第１ステップと、
    前記キャビン据付エレメント（２）を備えている前記キャビン構造ユニット（１）を前記航空機構造体（５、６）に固定する第２ステップとを更に含むことを特徴とする請求項１８に記載の方法。
20. 航空機において、請求項１乃至１６のいずれか１つに記載のキャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビン構造ユニットの使用。
21. 請求項１乃至１６のいずれか１つに記載のキャビン据付エレメントを取り付けるためのキャビン構造ユニットを備えている航空機。
22. 請求項１乃至１６のいずれか１つによる航空機にキャビン構造ユニットを据え付ける方法であって、
    航空機構造体（５）の外部で前記キャビン構造ユニット（１）を予め組み立てるステップと、
    前記航空機構造体（５）の開口を通って前記予め組み立てられたキャビン構造ユニット（１）を内部に案内するステップと、
    前記航空機構造体（５）の所定の位置に前記予め組み立てられたキャビン構造ユニット（１）を実装するステップと、
    前記航空機構造体（５）の前記所定の位置において前記予め組み立てられたキャビン構造ユニット（１）を固定するステップとを含む方法。
23. 前記予め組み立てられたキャビン構造ユニット（１）は、折り畳み可能に適合され、
    前記航空機構造体（５）の前記開口を通って前記予め組み立てられたキャビン構造ユニット（１）を内部に案内する前に、前記予め組み立てられたキャビン構造ユニット（１）を折り重ねるステップと、
    前記航空機構造体（５）の前記所定の位置において前記予め組み立てられたキャビン構造ユニット（１）を展開するステップとを更に含むことを特徴とする請求項２２に記載の方法。
24. 前記航空機構造体（５）の外部において、前記予め組み立てられたキャビン構造ユニット（１）に前記キャビン据付エレメント（２）を据え付けるステップを更に含むことを特徴とする請求項２２または２３に記載の方法。
25. 前記航空機構造体（５）の前記開口（１７）は、機体ドア、機体部分および貨物ドアの開口からなる群の１つから選択されることを特徴とする請求項２２乃至２４のいずれか１つに記載の方法。
26. 前記キャビン構造ユニット（１）は、キャビン構造部分（１６）を含み、
    前記キャビン構造部分（１６）は、折り畳み可能なようにヒンジ（１８）によって連結されることを特徴とする請求項２２乃至２５のいずれか１つに記載の方法。

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