JP2016539055A - 航空機の小室のための内装用トリム部品およびプレハブ式に組み立てられた部品のセット - Google Patents

Abstract

本発明は、航空機の小室の内側を覆う壁を製作するための、類似の内装用トリム部品とともに面状に設置するための内装用トリム部品（２、３、４、５、６）であって、航空機の小室に堅固に接続することができる内装用トリム部品（２、３、４、５、６）に関する。内装用トリム部品は、支持構造（２０、２１、２２、２３）を有し、少なくとも１つの保持拠点（９）が提供され、室内側にかかる荷重を耐えるように設計されている。【選択図】図１

Description

本発明は、航空機の小室（セル）の内側を覆う壁を製作するための、類似の内装用トリム部品とともに面状に設置するための内装用トリム部品であって、航空機の小室に堅固に接続することができる内装用トリム部品に関する。

航空機の構造において、航空機の小室の内側には、様々な理由から内装用トリム（内張り）を提供することが必要である。加えて、救急用航空機や救助用ヘリコプターにおいては、特に、患者の輸送のために、外部環境から保護された衛生的な環境のニーズがある。

これまで使用されていた内装用トリムのパネル（化粧板）は、主に、滑らかな、閉曲面の形成に貢献して航空機内部のカバーを提供するものであり、重い荷物を吊り下げるよう設計されていない。救急用航空機または救助用ヘリコプターの場合には、患者の蘇生や安定化のための測定装置や供給装置のような様々な機器をスペース不足のために側面から吊り下げる必要があり、そのために側壁、天井壁（シーリング壁）および頑丈な床を有する特別な耐荷重構造が提供されなければならず、そしてこの構造がスペース不足を理由に内装用トリムに直接隣接して形成されているのである。

このようにして、有効な内部空間が減少し、航空機の重量が増加する。

本発明の目的は、空間をより有効に利用し、かつ、荷重をより低減することを可能にする、内装用トリム部品とプレハブ式に組み立てられた部品のセットとを提供することである。

本発明に従えば、上述のタイプの内装用トリム部品について、室内側にかかる荷重を受けるために設計された、少なくとも１つの保持拠点が提供される支持構造を有することによって達成される。

このように、本発明に従う内装用トリム部品は、航空機の小室に直接取付け可能なように形成されると同時に、例えば荷重力を受けることができるように補強されており、この目的のために、予め定められた保持拠点が、予め定められた内装用トリム部品の位置において、その位置で荷重力を本発明に従う内装用トリム部品に伝達することができるように提供され、例えば、この目的のために補強された区分領域の形で提供され、その区分領域において、ネジ、フック、孔またはこれらに類似する取付点が設けられる。

このようにして、追加の支持構造を省略することができるとともに、これに従いスペースを節約することもできる。これにより、従来の解決法と対照的に、航空機の小室の断面におけるスペースが増加する。

保持拠点は、内装用トリム部品の製造段階において早くも組み込まれているので、航空機の小室内に内装用トリム部品の設置後は、該内装用トリム部品が交換されない限り、保持拠点の位置を変更しえない。

しかしながら、設置後の保持拠点の変更を可能にするために、本発明の更なる実施態様に従えば、内装用トリム部品は、複数の選択可能な保持拠点を表面のすぐ下の格子状の配置内に有していてもよいので、これにより、機器装置（特に、医療用のもの）の変更可能な取り付けが実現される。

可能な実施の一形態では、保持拠点が、内装用トリム部品内に一体化されカバーで覆われた、ネジ切りされたインサートによって形成されてもよく、この場合、インサートがこれらの保持装置を受けるよう設計されている。これらのネジ切りされたインサートは必要な時だけ「作動」する。不要となったインサートは、再び閉じられて、もとの滑らかな表面に戻すことができるようにしてもよい。

本発明の他の例示的な実施態様では、内装用トリム部品が、既知の方法で予め定められた位置に形成される補強材または肋材を有するようにして、堅牢さ（剛性）を増すようにしてもよい。

本発明の更なる発展形に従えば、支持構造が格子ノード（格子結合点）と格子リッジ（格子稜線部）を有する埋め込まれた格子で形成され、保持拠点が格子ノードにて形成され、かつ、格子と、格子ノードと格子リッジとが、好ましくは炭素繊維材料から形成されるようにしてもよい。このようにして、個別の保持拠点が相互に接続し合い、それに応じて航空機の小室への作用力の伝達が改善される。

本発明の他の実施態様では、格子ノードが内腔（複数）を有する円筒状の受け部材によって形成されるようにして、その中にネジ切りされたインサートが案内されるようにしてもよい。

このようにして、ネジ切りされたインサートのための複数の受け部材が本発明に従う内装用トリム部品の内部に隠されていてもよく、その上で、ネジ切りされたインサートを案内するように選択して、この方法で、室内側のネジ接続部によって荷重が支持されるようにしてもよい。

本発明の他の形態に従えば、内装用トリム部品は、アラミド繊維とフェノール系樹脂からなるハニカム形状の材料を有していてもよく、好ましくはプリプレグ部材の形態で、格子が埋め込まれ、かつ、カバー層とカバー層との間に収納されるようにしてもよい。硬化繊維／樹脂を積層することによって提供される、格子とこれらのカバー層との間の接続のために、非常に効果的なコンポジット作用が達成できる。

保持拠点は、カバー層で覆われるようにして、外側から見えないようにしてもよく、その一方で、室内側のカバー層上のインサートの位置の目印が下層にある格子ノードを示すようにしてもよい。

さらにまた、埋め込まれた取付用インサートが、埋め込まれた格子にフォースロック（ｆｏｒｃｅ−ｌｏｃｋｅｄ）されて、これによって航空機の本体への効果的なフォースロック接続を可能にするように、本発明に従う内装用トリム部品において提供されてもよい。

本発明の他の例示的な実施態様に従えば、取付用インサートは、内装用トリム部品の内側から外側に達する貫通孔を有していてもよく、かつ、これを通って取付用ネジが挿入されていてもよく、これによって、航空機の小室に対するフォースロック接続が、例えば、その内装用トリム部品または他の内装用トリム部品に取り付けられている取付用ソケットによって、確立されていてもよい。

この文脈において、各々の取付用インサートをリッジによって格子に接続させる、好ましくは格子ノードの１つに接続させるようにすることが有利であり得る。

さらにまた、本発明は、本発明に従う内装用トリム部品を１以上有するプレハブ式に組み立てられた部品のセットに関する。

本発明の上述の目的を達するために、２以上の上述のような内装用トリム部品を有するプレハブ式に組み立てられた部品のセットにおいて、内装用トリム部品に接続点が設けられ、そこで内装用トリム部品が互いにフォースロックされていてもよい。

このようにして、コンポジットの作用、ひいては、向上した荷重負担能力が達成される。

さらにまた、内装用トリム部品は、埋め込まれた取付用インサートを有していてもよく、これによって航空機の小室と力伝達のために接続されていてもよい。

本発明の他の側面によれば、内装用トリム部品は、航空機の小室への接続と力伝達のための固定用ブラケットを有していてもよく、これに従い、航空機の小室の耐荷重部材によって内装用トリム部品に作用する荷重が分配されてもよい。

特に、内装用トリム部品は、固定用ブラケットによって、航空機の小室に接続または螺合されていてもよい。

本発明の異なる形態によれば、内装用トリム部品は、少なくとも２つの側面部と１つの天井（シーリング）部とを有していてもよく、これらはＵ字断面を形成するような方法で接続することができる。このようにして、非常に効果的なコンポジットが達成されてもよい。

本発明の他の形状において、内装用トリム部品は、複数の選択可能な保持拠点を表面の下層の格子状の配置内に提供して、機器装置、特に医療用のものを変更可能に取り付けることができるようにしてもよい。

他の実施態様に従えば、標準的な内装用トリムを部分的に、本発明に従う耐荷重内装用トリム部品に置き換えてもよく、その場合、少なくとも１以上の荷重を受けるための保持拠点を有するように設計される。

本発明に従うセットは、複数の内装用トリム部品間の接続によって達成される高い剛性を有するので、より薄い板厚の、内装用トリム部品にフォースロックされていない床板が、航空機の小室の床部分において取り付けられていてもよい。

本発明の他の実施態様に従えば、床板は、例えば横桟の目的で、ホルダ（保持）構造を有して、航空機の本来の床に対する保護を提供するようにしてもよい。

さらにまた、本発明は、航空機の小室に取り付けられる、本発明に従うプレハブ式に組み立てられた部品のセットを有する航空機に関し、必要なツールを柔軟にキャビンに統合する可能性を有する、例えば、ヘリコプター、特に、救助用または医療用ヘリコプター、あるいは飛行機などの航空機に関する。

以下に、図面に記載する他の例示的な実施態様を参照して、本発明を説明する。

図１は、本発明に従う内装用トリム部品から組み立てられる本発明に従う部品のセットの一実施態様の斜視図を示す。 図２は、本発明に従う内装用トリム部品から組み立てられる本発明に従う部品のセットの一実施態様の斜視図を示す。 図３は、図１および図２の部品のセットの展開図を示す。 図４は、床板の斜視図を示す。 図５は、図１の内装用トリム部品の詳細の断面を示す。 図６は、本発明に従う内装用トリム部品と航空機の小室の壁との間の接続点の断面を示す。 図７は、本発明に従う内装用トリム部品の更なる実施態様の立体図を示す。 図８は、図７の内装用トリム部品に埋め込まれた格子の一部の拡大立体図を示す。 図９は、図７の内装用トリム部品の保持拠点のうちの１つの、拡大部分断面図を示す。 図１０は、ネジ切りされたインサートの挿入の際の、図９の保持拠点の拡大部分断面図を示す。 図１１は、ネジ切りされたインサートの挿入の際の、図９の保持拠点の拡大部分断面図を示す。 図１２は、ネジ切りされたインサートの挿入の際の、図９の保持拠点の拡大部分断面図を示す。 図１３は、本発明に従う内装用トリム部品の実施態様の正面図を示す。 図１４は、本発明に従う内装用トリム部品の実施態様の側面図を示す。 図１５は、本発明に従う内装用トリム部品の実施態様の上面図を示す。 図１６は、挿入された格子とともに図１３の内装用トリム部品の正面図を示す。 図１７は、挿入された格子とともに図１３の内装用トリム部品の側面図を示す。 図１８は、挿入された格子とともに図１３の内装用トリム部品のＢ−Ｂ断面図を示す。 図１９は、図１３の内装用トリム部品の部分、およびそこに接続されている他の内装用トリム部品の周縁の概略断面図を示す。 図２０は、航空機の小室に接続されている、図１３の内装用トリム部品の概略部分断面図を示す。 図２１は、図１３の内装用トリム部品の製造において必要なステップの斜視図を示す。 図２２は、図１３の内装用トリム部品の製造において必要なステップの斜視図を示す。 図２３は、図１３の内装用トリム部品の製造において必要なステップの斜視図を示す。 図２４は、図１３の内装用トリム部品の製造において必要なステップの斜視図を示す。

図３は、設置される前の本発明のプレハブ式に組み立てられた部品のセット１を示し、これは窓や扉等によって定められるような、航空機の小室の形状に調節できるようにするための凹部、凸部、経路等を有する様々な形状の内装用トリム部品２、３、４、５を有し、かつ、閉曲面を有するように形成されている。例えば、貫通孔９１は、取付先の航空機の小室の窓に適合するよう調節されている。航空機の小室は、例えば、救助用ヘリコプターまたはその他の航空機の小室であり得る。

内装用トリム部品２、６は、航空機の小室（図示せず）の対向する側面部を覆い、他方、内装用トリム部品４、５は天井部用に設計されている。内装用トリム部品３は、長手方向を横切って延びる横部材である。内装用トリム部品の数と形状に限界はなく、航空機のタイプと所望の用途に調節することができる。

内装用トリム部品２、３、４、５、６は、このように、図１〜３に例示としてのみ図示されており、航空機の設計に従い変更することができるので、内装用トリム部品２、３、４、５、６の形状は、本発明の技術的範囲内で望み通りに変化させることができる。

航空機の本体に面した部分において、内装用トリム部品２、３、４、５、６は、航空機の小室への接続と力伝達のための固定用ブラケット１０を有している。航空機の構造におけるそれぞれの力伝達点は、航空機の製造者によって特定されるか、またはそれに従って形成されなければならない。内装用トリム部品２、３、４、５、６の設置の際、これらは固定用ブラケットによって航空機の小室に螺合されるか、または他の適切な方法でそこに接続される。

本発明に従えば、内装用トリム部品２、３、４、５、６は、支持構造を有し、そこに１以上の保持拠点９が提供され、室内側で荷重を受けるように設計されている。

荷重に耐える内装用トリム部品２、３、４、５、６の支持構造は、内装用トリム部品２、３、４、５、６の内部構造によって形成され、例えば材料の選択、壁の厚さ、輪郭の設計等の、当業者に既知の様々な方法によって実現されていてもよい。

加えて、内装用トリム部品２、３、４、５、６は、剛性を増加させるための補強材または肋材を有していてもよい。

それゆえ、内装用トリム部品は、約９００ＭＰａの引張強度を有する炭素繊維の建材を用いて補強されていてもよい。これは、約６００ＭＰａのガラス繊維を使って達成されてもよい。

準等方性の設計において、炭素繊維のヤング係数が４０ＧＰａであると仮定すると、同係数はガラス繊維では約１０ＧＰａである。

上記の例示的な数値は、使用される繊維に大きく依存するが、従来の内装用トリム部品の材料よりもずっと高い値である。

内装用トリム部品の支持構造に接続されている保持拠点９は、保持拠点９に作用する荷重を受けることを可能にする。これらの荷重は、例えば、これらの保持拠点９から、処置の間に吊り下げられている医療機器、スクリーン、道具類等である。

図１に示すように、図１に点として描かれている保持拠点９は、予め作成済みであってもよく、また、外側から見えないようになっていてもよいので、望み通りのものを選択することも、内装用トリム部品に一体化することもできる。この目的のために、保持拠点９は、内装用トリム部品２、３、４、５、６の表面の真下に提供しておいて、対象の表面の部分を破ることによって操作可能となるようにしてもよい。このプロセスを経ることによって初めてこれらが見えるようになる。

上述の保持拠点９の他の一形態の詳細を図５に示す。この拠点では、内装用トリム部品６は、互いに接続された２つの層２７、２８を有し、層２７は、破ることのできる薄壁部分２６を有し、その下にはネジ切された穴２５を含む空洞が形成されているので、薄壁部分が破られると、下層のねじ切りされた穴が露出し、その中にネジ切りされたボルト（図示せず）を外側からねじ込んで、懸架用にしてもよい。ネジ切りされた穴は、壁２８に埋め込まれているので、ネジ切りされたボルトを経由して外側から伝わる力は、内装用トリム部品６の支持構造を横切って分配され、続いて航空機の小室を横切って分配される。

このように、保持拠点９は、内装用トリム部品２、３、４、５、６に一体化されているネジ切りされたインサートによって形成され、これらのネジ切りされたインサートは、保持装置を受けるように設計されている。

保持拠点９の配置を図１に示すような格子状の配置にした場合は、これにより、機器装置、特に医療用のものを変更可能に取り付けることが可能になる。

例えば図１、図２および図３から分かるように、内装用トリム部品２、３、４、５、６の周縁部は、互いに対して位置合わせされて形成され、組み立てられた状態において互いに対して形状が固定され、フォースロックされるように、適切な接続要素１５が提供されている。

内装用トリム部品２、３、４、５、６をフォースロックすることにより、コンポジットの作用が達成され、これにより、組み立てられた部品のセットに向上した荷重負担能力が提供される。

この理由のため、接続された状態（図１）において、内装用トリム部品２、４、６は、Ｕ字またはアーチ状の断面を形成し、内装用トリム部品２および６の上方の周縁部が、それぞれ、各々に向かい合う内装用トリム部品４の端部断面に対してフォースロックされている。さらにまた、内装用トリム部品３を内装用トリム部品２、４、６の側面部に接続することにより、部品のセットの剛性がさらに増加する。

コンポジットの作用がこのように達成されるため、床板を使って追加の剛性を提供する必要がないので、板厚が薄く、したがって低自重の床板２０（図４）が、内装用トリム部品２、３、４、５、６にフォースロックされないで、航空機の小室の床部分に取り付けられる。床板は、例えば横桟の目的で、ホルダ（受け）構造を含んでいる。

図６は、例示的に、内装用トリム部品２、３、４、５、６から航空機の小室の壁５０への力伝達点１６を示し、これは、内装用トリム部品２、３、４、５、６に取り付けられている固定用ブラケット１０と壁５０に取り付けられている固定用ブラケット１０’によって実現され、両者は、例えば、ネジ接続１０１によって互いに接続されている。そのような力伝達点あるいは類似の力伝達点を数箇所において提供して、本発明に従う内装用トリム部品２、３、４、５、６または本発明に従う部品のセットを航空機の小室に接続して、内装用トリム部品に作用する荷重が後者によって吸収されるようにする。

内装用トリム部品３を例として使用して、図７は内部支持構造１４を可視化した実施態様を示している。支持構造１４が、格子ノード４１と格子リッジ４２を有する埋め込まれた格子２０によって形成され、保持拠点９が、格子ノード４１において形成されている。

格子ノード４１と格子リッジ４２から作られる格子２０は、好ましくは炭素繊維材料から形成され、図７および図８に示すような正方形の格子セルを有していてもよいが、三角形、六角形などの格子セルのような、その他の格子構造を有していてもよい。同様に、格子を形成するための材料の選択も、本発明の技術的範囲内で様々であってもよい。図７に示すように、格子が、内装用トリム部品３の面状部分全体にわたって広がっているので、十分な数の保持拠点９を提供することができる。しかしながら、保持拠点９の異なる配置や分配もまた、本発明の技術的範囲内である。

例示的な実施態様に示すように、格子ノード４１が、好ましくは、中心に内腔（複数）を有する円筒状の受け部材５１によって形成され、その中にネジ切りされたインサートが案内されてもよい。格子ノードの距離は、例えば、１００ｎｍである。設置された状態において、受け部材５１の内腔は、例えば内装用トリム部品３によって覆われるように配置され、格子２０が、アラミド繊維とフェノール系樹脂のハニカム材料４９に埋め込まれ、例えばハニカム材料は、カバー層２２、２３の間に、内装用トリム部品３の室内側に目印を有する下層の格子ノード４１とともに収納される。

内装用トリム部品３（図７）の湾曲した上部においては、保持拠点９は配置されておらず、カバー層２２、２３が会合し、ともに積層される。

図１０は、内装用トリム部品３の製造後にカバー層２２、２３の間に収納されて、外から見えない保持拠点９の概略図を示す。受け部材５１は、中心に内腔（単数）を有する。室内側カバー層２２に提供される目印によって、所望の位置にて、提供された内腔が外側からドリルによって開けられ、その中にネジが切り込まれる（図１１）。最後に、ネジ切りされたインサート７０が挿入されて、これが、航空機の小室の内側からアクセス可能な保持拠点９として機能して、そこから荷重が懸架されてもよい（図１２）。

さらにまた、図１３〜図１８によれば、内装用トリム部品３を航空機の小室に接続するために、取付用インサート８０が内装用トリム部品３に埋め込まれて提供されるが、これは、好ましくはその内部に積層され、かつ、好ましくはステンレス鋼から形成されて、リッジ８８によって、格子２０、好ましくは格子ノード４１にフォースロックされて、保持拠点９上に作用する荷重を航空機の本体に分配する。

図２０は、内装用トリム部品３の内側から外側に延びる貫通孔を有する取付用インサート８０の１つの実施態様の１つを示し、この貫通孔を取付用ネジ８１が貫通し、これによって、取付用ソケット９０が取り付けられている外側の雌ネジ８３を使って、航空機の小室５０とのフォースロックされた接続が確立され、これにより、力伝達点１６’が形成される。

さらにまた、内装用トリム部品３が周縁側に接続点１５を有し、この接続点１５で、例えば、図１９に示すようなネジ−雌ネジ接続を経由して他の内装用トリム部品４にフォースロックされてもよい。

図２１〜図２４は、プリプレグ要素が使用されている本発明の実施態様の、本発明に従う内装用トリム部品３を製造するためのステップを示す。

図２１では、接続点１５と取付用インサート８０用の孔穴８０’とともに室内側のカバー層２２を成形して含浸し、これをオートクレーブで硬化処理している。

図２２では、格子２０を炭素繊維部品から接着して組み立て、これを硬化処理したカバー層２２上に配置している。縦の炭素繊維のフレーム部品８７を配置してエッジ仕上げを形成する。

図２３では、予め含浸したハニカム要素を格子２０のギャップ内に配置している。

図２４では、外側のカバー層２３を上に載せて、オートクレーブで硬化処理している。

参照符号
１ プレハブ式に組み立てられた部品のセット
２、３、４、５、６ 内装用トリム部品
９ 保持拠点
１０、１０’ 固定用ブラケット
１４ 支持構造
１５ 接続点
１６、１６’ 力伝達点
２０ 格子
２５ ネジ切りされた穴
２６ 破ることのできる薄壁部分
２７、２８ 層
４１ 格子ノード
４２ 格子リッジ
４９ ハニカム形状の材料
５０ 航空機の小室
５１ 円筒状の受け部材
７０ ネジ切りされたインサート
８０ 取付用インサート
８１ ネジ
８３ 雌ネジ
８７ 縦のフレーム部品
８８ リッジ
９０ ソケット
９１ 貫通孔

Claims (15)

1. 航空機の小室の内側を覆う壁を製作するための、類似の内装用トリム部品とともに面状に設置するための内装用トリム部品（２、３、４、５、６）であって、前記内装用トリム部品（２、３、４、５、６）が、前記航空機の小室に堅固に接続することができるものであり、
   前記内装用トリム部品が支持構造（２０、２１、２２、２３）を有し、少なくとも１つの保持拠点（９）が提供され、室内側にかかる荷重を受けるように形成されている
   ことを特徴とする内装用トリム部品。
2. 前記内装用トリム部品が、表面の真下の格子状の配置内に複数の選択可能な保持拠点（９）を有し、機器装置、特に、医療用のものを変更可能に取り付けることを可能にする
   ことを特徴とする請求項１に記載の内装用トリム部品。
3. 前記支持構造が、格子ノード（４１）と格子リッジ（４２）とを有する埋め込まれた格子（２０）によって形成され、
   前記保持拠点（９）が、前記格子ノード（４１）にて形成され、かつ、前記格子（２０）と、前記格子ノード（４１）と、前記格子リッジ（４２）とが、好ましくは炭素繊維材料から形成されている
   ことを特徴とする請求項１または２に記載の内装用トリム部品。
4. 前記格子ノード（４１）が、内腔を有する円筒状の受け部材（５１）によって形成され、その中にネジ切りされたインサート（７０）を挿入することができる
   ことを特徴とする請求項３に記載の内装用トリム部品。
5. 前記内装用トリム部品（２、３、４、５）が、アラミド繊維とフェノール系樹脂のハニカム形状の材料を有しており、その中に前記格子（４０）が埋め込まれ、かつ、カバー層（２２、２３）の間に収納され、かつ、
   前記保持拠点（９）が、前記カバー層（２２、２３）によって覆われ、室内側の前記カバー層上のインサートの位置の目印が、下層にある前記格子ノード（４１）を示す
   ことを特徴とする請求項３または４に記載の内装用トリム部品。
6. 前記内装用トリム部品に埋め込まれ、かつ、埋め込まれた前記格子（２０）にフォースロックされている取付用インサート（８０）が提供される
   ことを特徴とする請求項３、４または５に記載の内装用トリム部品。
7. 前記取付用インサート（８０）が、前記内装用トリム部品の内側から外側に達する貫通孔を有し、かつ、これを通って取付用ネジ（８１）を挿入することができ、これによって、前記航空機の小室に対するフォースロックによる接続を例えば、前記内装用トリム部品または他の内装用トリム部品に取り付けられている取付用ソケット（９０）によって、確立することができる
   ことを特徴とする請求項６に記載の内装用トリム部品。
8. 各々の取付用インサート（８０）が、リッジ（８８）によって、前記格子、好ましくは前記格子ノードの１つに接続されている
   ことを特徴とする請求項６または７に記載の内装用トリム部品。
9. 請求項１〜８のいずれか１項に記載の内装用トリム部品を１以上有するプレハブ式に組み立てられた部品のセットであって、前記内装用トリム部品（２、３、４、５、６）が、周縁側に接続点（１５）を有し、そこでそれらが互いにフォースロックされ得る
   ことを特徴とするプレハブ式に組み立てられた部品のセット。
10. 前記内装用トリム部品（２、３、４、５、６）が、少なくとも２つの側面部と１つの天井部とを有し、これらがＵ字断面を形成するように接続可能である
    ことを特徴とする請求項９に記載のプレハブ式に組み立てられた部品のセット。
11. 板厚を薄くした床板（２０）が、前記内装用トリム部品（２、３、４、５、６）とのフォースロック接続の状態になく、前記航空機の小室の前記床部分において取り付けられている
    ことを特徴とする請求項９または１０に記載のプレハブ式に組み立てられた部品のセット。
12. 前記床板が、ホルダを例えば横桟のために有する
    ことを特徴とする請求項１１に記載のプレハブ式に組み立てられた部品のセット。
13. 前記内装用トリム部品（２、３、４、５、６）が、前記航空機の小室への取付けと力伝達のための固定用ブラケット（１０）を有する
    ことを特徴とする請求項９〜１２のいずれか１項に記載のプレハブ式に組み立てられた部品のセット。
14. 航空機であって、該航空機の小室に取り付けられた１以上の内装用トリム部品を有するか、または、請求項１〜１３のいずれか１項に記載のプレハブ式に組み立てられた部品のセットを有する、前記航空機。
15. ヘリコプター、特に、救助用ヘリコプター、または飛行機である
    ことを特徴とする請求項１４に記載の航空機。
    
    
    

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