KR20160104622A - 항공기 셀용 내부 트림 부분 및 일련의 사전제작된 부분 - Google Patents

항공기 셀용 내부 트림 부분 및 일련의 사전제작된 부분 Download PDF

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KR20160104622A
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헬리콥터 에어 트랜스포트 게엠베하
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Abstract

본 발명은 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)에 관한 것으로, 상기 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 항공기 셀에 고정되게 연결될 수 있고, 항공기 셀의 내측에 벽 커버링을 형성하기 위하여 유사 내부 트림 부분과 평면형 설치되도록 구성된다. 상기 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 지지 구조물(20, 21, 22, 23)을 가지며, 내부 측면 상에 하중을 수용하기 위하여 형성되는 하나 이상의 보유 위치(9)가 제공된다.

Description

항공기 셀용 내부 트림 부분 및 일련의 사전제작된 부분{INTERIOR TRIM PART AND SET OF PREFABRICATED PARTS FOR AN AIRCRAFT CELL}
본 발명은 내부 트림 부분에 관한 것으로, 상기 내부 트림 부분은 항공기 셀에 고정되게 연결될 수 있고, 항공기 셀의 내측에 벽 커버링을 형성하기 위하여 유사 내부 트림 부분과 평면형 설치되도록 구성된다.
항공기 구조에서, 다양한 요인으로 인해 항공기 셀 내에 내부 트림을 제공할 필요가 있다. 추가로, 특히 구급 항공기 및 구조 헬리콥터에서 환자의 이송을 위하여 외부 영향으로부터 보호되는 위생 환경이 제공될 필요가 있다.
본질적으로 이전에 사용되는 내부 트림 패널은 무거운 하중을 지탱하도록 설계되지 않고 항공기 내부의 커버를 제공하기 위하여 매끄러운 밀폐 표면을 형성하기 위하여 제공된다. 구급 항공기 및 구조 헬리콥터의 경우, 환자의 안정화 및 소생을 위한 측정 및 공급 장치와 같은 설비의 다양한 부분이 공간이 부족한 측면으로부터 매달려야 하며, 이러한 공간 부족의 이유는 측면 벽, 천장 벽 및 중실 플로어 벽을 갖는 특정 지지 구조가 제공되어야 하기 때문이며, 이에 따라 이 구조는 공간 부족으로 인해 내부 트림에 바로 인접하게 형성된다.
이 방식으로, 허용가능 내부 공간이 감소되고 항공기의 중량이 증가된다.
본 발명의 목적은 감소된 중량의 하중 및 더 우수한 공간 사용 둘 모두를 구현하는 일련의 사전제작된 부분과 내부 트림 부분을 제공하는 데 있다.
본 발명에 따라서, 이는 지지 구조물을 갖는 전술된 타입의 내부 트림 부분에 의해 구현되며, 내부 측면 상에서 하중을 수용하도록 설계된 하나 이상의 보유 위치가 제공된다. 따라서, 본 발명에 따른 내부 트림 부분은 항공기 셀에 직접 부착가능하고, 하중을 수용할 수 있도록 보강되게 형성되며, 이를 위해 소정의 보유 위치가 미리정해진 내부 트림 부분 위치에 제공되며 여기서 하중이 본 발명에 따라 나사산, 후크, 아이(eye) 또는 유사 부착 지점이 허용가능하게 보강된 하위섹션의 형태로 내부 트림 부분에 전달될 수 있다.
이 방식으로, 추가 지지 구조가 생략될 수 있고 이에 따라 공간이 절약될 수 있다. 이에 따라, 항공기 셀의 단면에서 이용가능한 공간이 종래의 해결 방법에 비해 증가된다. 보유 위치가 내부 트림 부분의 제조 시에 가능한 빨리 통합되기 때문에, 각각의 내부 트림 부분이 교체되지 않는다면 항공기 셀 내에서 내부 트림 부분의 설치 이후에 보유 위치의 위치가 변경되지 않을 수 있다.
그러나, 보유 위치의 후속 변경을 허용하기 위하여, 본 발명의 추가 실시 형태에 따라서, 내부 트림 부분은 표면 아래에 그리드-형 배열의 복수의 선택가능 보유 위치를 가질 수 있고, 이에 따라 설비 장치, 구체적으로 의료용 장치의 가변가능 부착이 구현된다. 일 가능한 구현 형태는 내부 트림 부분 내로 통합되는 덮인 나사산 인서트에 의해 형성되고 나사산 인서트는 보유 장치를 수용하도록 설계된다. 나사산 인서트는 단지 필요 시에만 활성화된다. 더 이상 필요가 없는 나사산 인서트는 매끄러운 표면을 형성하기 위하여 재밀폐될 수 있다.
본 발명의 또 다른 예시적인 실시 형태에 따라, 내부 트림 부분은 강성을 증가시키기 위하여 미리 정해진 위치에 공지된 방식으로 형성될 수 있는 보강부 또는 리빙을 갖는다.
본 발명의 추가 개선점에 따라서, 지지 구조물은 격자 노드 및 격자 리지를 포함한 매립된 격자에 의해 형성될 수 있고, 보유 위치는 격자 노드 및 격자에 형성되며, 격자 리지는 바람직하게는 탄소 섬유 재료로 형성될 수 있다. 이 방식으로, 개별 보유 위치가 서로 연관되며 항공기 셀 내로 작용하는 힘의 전달이 이에 따라 개선된다.
본 발명의 또 다른 실시 형태는 격자 노드가 나사산 인서트가 삽입될 수 있는 보어를 갖는 원통형 수용 부재에 의해 형성되는 것을 필요로 한다.
이 방식으로, 나사산 인서트용 수용 부재는 본 발명에 따라 내부 트림 부분 내에 은폐될 수 있고, 그 뒤에 나사산 인서트를 삽입하기 위해 필요에 따라 선택될 수 있으며, 이에 따라 하중이 내부 측면 상의 나사산 연결부에 의해 지지될 수 있다.
본 발명의 또 다른 형태에 따라서, 내부 트림 부분은 커버 층들 사이에 수용되고 격자가 내부에 매립되는 프리프레그 부재의 형태로 페놀 수지와 아라미드 섬유의 허니콤-형 재료를 포함할 수 있다. 경화된 섬유/수지 층에 의해 제공된 커버 층과 격자 사이의 연결로 인해, 고도로 효과적인 복합 작용이 구현될 수 있다.
보유 위치는 커버 층에 의해 덮일 수 있고, 이에 따라 외부로부터 보이지 않고, 내부-측면 커버 층 상의 인서트 위치 마킹이 하부에 놓인 격자 노드를 마킹할 수 있다.
개다가, 항공기의 몸체에 효과적으로 강제-고정되는 방식으로 그리고 매립된 격자에 대한 강제-고정되는 매립된 부착 인서트는 본 발명에 따라 내부 트림 부분 내에 제공될 수 있다.
본 발명의 또 다른 예시적인 실시 형태에 따라서, 부착 인서트는 관통 홀을 가질 수 있고, 상기 관통 홀은 내부 트림 부분의 내부 측면으로부터 외부 측면으로 연장되고, 상기 관통 홀을 통하여 부착 나사가 삽입될 수 있으며, 항공기 셀 또는 또 다른 내부 트림 부분에 부착된 부착 소켓을 통하여 항공기 셀에 대한 강제-고정 연결이 형성될 수 있다.
이 상황에서, 리지에 의해 격자, 바람직하게는 격자 노드들 중 하나의 격자 노드에 각각의 부착 인서트를 연결하는 것이 선호될 수 있다.
게다가, 본 발명은 본 발명에 따른 하나 이상의 내부 트림 부분을 갖는 일련의 사전제작된 부분에 관한 것이다.
본 발명의 전술된 목적을 구현하기 위하여, 전술된 바와 같이 둘 이상의 내부 트림 부분을 갖는 일련의 사전제작된 부분 내에서 내부 트림 부분은 이들이 서로 강제-고정될 수 있는 연결 지점을 갖도록 제공된다.
이 방식으로, 복합 작용, 이에 따라 증가된 하중-지지 능력이 구현된다.
게다가, 내부 트림 부분은 매립된 부착 인서트를 가질 수 있고, 이 인서트에 의해 내부 트림 부분이 힘 전달을 위하여 항공기 셀에 연결될 수 있다.
본 발명의 또 다른 양태에 따라서, 내부 트림 부분은 항공기 셀 내로 힘을 전달하고 이에 연결하기 위한 고정 브래킷을 가질 수 있고, 이에 따라 내부 트림 부분 상에 작용하는 하중이 항공기 셀의 지지 부재에 의해 분배될 수 있다.
특히, 내부 트림 부분은 고정 브래킷에 의해 항공기 셀에 연결 또는 나사산 연결될 수 있다.
본 발명의 변형예에 따라서, 내부 트림 부분은 U-형 단면을 형성하기 위하여 서로 연결될 수 있는 2개 이상의 측면 부분과 하나의 천장 부분을 가질 수 있다. 이 방식으로, 고도의 복합 작용이 구현될 수 있다.
본 발명의 또 다른 형태에서, 내부 트림 부분은 설비 장치, 구체적으로 의료용 장치의 가변 부착(variable attachment)을 허용하기 위하여 표면 아래의 그리드-형 배열의 복수의 선택가능 보유 위치를 갖는다.
또 다른 실시 형태에 따라서, 표준 내부 트림의 일부가 하중을 수용하기 위하여 하나 이상의 보유 위치를 갖도록 설계되는, 본 발명에 따른 지지 내부 트림 부분으로 대체될 수 있다.
내부 트림 부분들 사이의 연결에 의해 구현되는 본 발명의 일련의 사전제작된 부분의 높은 강성으로 인해, 내부 트림 부분에 강제-고정되지 않고 감소된 벽 두께를 갖는 플로어 플레이트는 항공기 셀의 플로에 섹션 내에 부착될 수 있다.
본 발명의 또 다른 실시 형태에 따라서, 플로어 플레이트는 예를 들어 스트레쳐용 홀더를 가질 수 있고, 항공기의 원래의 플로어에 대한 보호 기능을 제공할 수 있다.
게다가, 본 발명은 항공기 셀 내에 부착되는 본 발명에 따른 일련의 사전제작된 부분을 갖는 항공기에 관한 것으로, 항공기는 예를 들어, 헬리콥터, 구체적으로 구조 또는 의료용 헬리콥터, 또는 객실 내에 필요한 공구를 장착할 수 있는 항공기이다.
하기에서, 본 발명은 도면에 기재된 예시적인 실시 형태에 따라 기재될 것이다.
도 1 및 도 2는 본 발명에 따른 내부 트림 부분으로부터 조립되는, 본 발명에 따른 일련의 부분의 일 실시 형태의 사시도.
도 3은 도 1 및 도 2에 따른 일련의 부분의 분해도.
도 4는 플로어 플레이트의 사시도.
도 5는 도 1에 따른 내부 트림 부분의 단면도.
도 6은 항공기 셀 벽과 본 발명에 따른 내부 트림 부분 사이의 연결 지점의 단면도.
도 7은 본 발명에 따른 내부 트림 부분의 추가 실시 형태의 3-차원도.
도 8은 도 7에 따른 내부 트림 부분 내에 매립된 격자의 확대된 부분 3-차원도.
도 9는 도 7의 내부 트림 부분의 보유 위치들 중 하나의 보유 위치의 확대된 부분 단면도.
도 10 내지 도 12는 나사산 인서트의 삽입 중에 도 9에 따른 보유 위치의 확대된 부분 단면도.
도 13 내지 도 15는 본 발명에 따른 내부 트림 부분의 실시 형태의 정면도, 측면도 및 상면도.
도 16 내지 도 18은 삽입된 격자를 도시하고, 도 13에 따른 내부 트림 부분의 단면(BB)과 정면 및 측면도.
도 19는 또 다른 내부 트림 부분의 일부 및 도 13에 따른 내부 트림 부분의 도식적 주면 단면도.
도 20은 항공기 셀에 연결되는 도 13에 따른 내부 트림 부분의 도식적 부분 단면도.
도 21 내지 도 24는 도 13에 따른 내부 트림 부분의 제조 시에 필요한 단계의 도면.
도 3은 밀폐된 표면을 갖도록 형성되고, 창문, 문 등에 의해 구획된 바와 같이 항공기 셀(aircraft cell)의 형상으로 조절되도록 리세스, 돌출부, 통로 등을 갖는 다양한 형상으로 형성되며, 내부 트림 부분(interior trim part, 2, 3, 4, 5)을 갖는 설치 이전에 본 발명에 따른 일련의 사전제작된 부분(1)을 도시한다. 예를 들어, 관통 홀(through hole, 91)은 각각의 항공기 셀의 창문에 끼워맞춤되도록 조절된다. 항공기 셀은 예를 들어, 구조 헬리콥터 또는 다양한 항공기의 항공기 셀일 수 있다.
내부 트림 부분(2, 6)은 항공기 셀(도시되지 않음)의 마주보는 측면 섹션을 덮고, 반면 내부 트림 부분(4, 5)은 천장 섹션을 위해 설계된다. 내부 트림 부분(3)은 종방향에 대해 가로방향으로 연장되는 크로스 부재이다. 내부 트림 부분의 개수와 형상은 제한되지 않고 항공기의 타입 및 의도된 용도로 조절될 수 있다.
내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 이에 따라 단지 예시로서 도 1 내지 도 3에서 기재되고 항공기의 설계에 따라 변경될 수 있으며 이에 따라 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)의 형상이 본 발명의 범위 내에서 원하는 바에 따라 변화할 수 있다. 항공기의 기체의 섹션에서, 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 항공기 셀로 힘 전달 및 연결을 위한 고정 브래킷(10)을 갖는다. 항공기 구조물 내에서 각각의 힘 전달 지점은 항공기 제조자에 의해 특정되거나 또는 이에 따라 형성되어야 한다. 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)의 장착 중에, 고정 브래킷에 의해 항공기 셀에 나사산 연결되거나 또는 이에 또 다른 적합한 방식으로 연결된다. 본 발명에 따라서, 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 지지 구조물을 가지며 내부 측면에서 하중을 수용하도록 설계된 하나 이상의 보유 위치(9)가 제공된다.
하중-지지 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)의 지지 구조물은 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)의 내부 구조물에 의해 형성되고, 예를 들어, 재료, 벽 두께, 프로파일 설계 등에 의해 당업자에게 공지된 바와 같이 다양한 수단에 의해 구현될 수 있다.
추가로, 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 강성을 증가시키기 위한 보강부 또는 리빙(ribbing)을 가질 수 있다.
이 방식으로, 내부 트림 부분은 대략 900 MPa의 인장 강도를 갖는 탄소 섬유 직물로 보강될 수 있고, 유리 섬유를 이용하여 대략 600 MPa가 구현될 수 있다.
준-등방성(quasi-isotropic) 설계에서, 40 GPa의 영률이 탄소 섬유에 대해 가정될 수 있고 유리 섬유의 경우 대략 10 GPa이다.
주어진 예시적인 값이 사용된 섬유에 상당히 종속되지만 통상적인 내부 트림 부분 재료에서 상당히 더 크다.
내부 트림 부분의 지지 구조물에 연결된 보유 위치(9)는 보유 위치(9)에 작용하는 하중을 수용할 수 있다. 이들 하중은 작동 중에 이들 보유 위치(9)로부터 매달릴 수 있는 예를 들어, 의료용 장치, 스크린, 공구 등이다.
도 1에 도시된 바와 같이, 도 1에서의 지점으로 도시되는 보유 위치(9)는 사전제작될 수 있고 외측으로부터 보이지 않을 수 있으며, 이에 따라 이 보유 위치(9)는 내부 트림 부분 내로 통합되고 원하는 바에 따라 선택될 수 있다. 이를 위해, 보유 위치(9)는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)의 표면 아래에 제공되고, 각각의 표면 섹션을 파단함으로써(breaking) 사용가능해진다. 이 공정에 의해서면 보일 수 있다.
이러한 보유 위치(9)의 일 변형예가 도 5에서 상세히 도시된다. 이 위치에서, 내부 트림 부분(6)은 서로 연결된 2개의 층(27, 28)을 가지며, 상기 층(27)은 파단가능 얇은 벽 부분(26)을 가지고, 이 벽 부분 아래에서 나사산(25)을 포함한 캐비티가 형성되어 얇은 벽 부분이 파단 시에 하부에 있는 나사산 홀이 노출되며, 상기 나사산 홀 내로 나사산 볼트(도시되지 않음)가 매달림(suspension)의 목적으로 외측으로부터 나사체결될 수 있다. 나사산 홀은 벽(28) 내로 매립되어 나사산 볼트를 통하여 외부로부터 전달된 힘이 내부 트림 부분(6)의 지지 구조물을 가로질러 그리고 그 후에 항공기 셀을 가로질러 분포된다.
이 방식으로, 보유 위치(9)는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6) 내로 통합되는 나사산 인서트에 의해 형성되고, 나사산 인서트는 보유 장치를 수용하도록 설계된다.
보유 위치(9)가 도 1에 도시된 바와 같이 그리드-형 배열로 배열될 때, 이에 따라 설비 장치, 구체적으로 의료용 장치의 가변 부착이 허용된다.
도 1, 도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이, 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)의 주변 섹션이 성형되고 서로에 대해 정렬되며 조립된 상태에서 서로 형상-고정(form-lock) 및 강제-고정(force-lock)되도록 적합한 연결 요소(15)가 제공된다. 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)을 강제-고정함으로써, 복합 작용이 구현되며, 이에 따라 조립된 열련의 부분이 증가된 하중-지지 용량이 제공된다.
이 이유로, 연결된 상태에서(도 1), 내부 트림 부분(2, 4, 6)은 U-형 또는 아치-형 단면을 형성하고, 내부 트림 부분(2, 6)의 상부 주변 섹션은 내부 트림 부분(4)의 마주보는 단부 단면에 각각 강제-고정된다. 게다가, 내부 트림 부분(3)을 내부 트림 부분(2, 4, 6)의 측면 섹션에 연결함으로써, 일련의 부분의 강성이 더 증가한다.
이에 따라 구현된 복합 작용으로 인해, 플로어 플레이트에 의해 추가 강성을 제공할 필요가 없고, 이에 따라 얇은 벽 두께, 이에 따라 작은 데드 중량(dead weight)을 가지며 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)에 강제-끼워맞춤되지 않는 플로어 플레이트(20)(도 4)가 항공기 셀의 플로어 섹션에 부착된다. 플로어 플레이트는 홀더, 예를 들어, 스트레쳐를 포함한다. 도 6은 예시로서 예를 들어 나사 연결부(101)에 의해 서로 연결되고 벽(50)에 부착된 고정 브래킷(10')과 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)에 부착된 고정 브래킷(10)에 의해 구현되며, 항공기 셀의 벽(50) 내로 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)으로부터 힘 전달 지점(16)을 도시한다. 이러한 또는 유사한 힘 전달 지점이 내부 트림 부분에 작용하는 하중이 항공기 셀에 의해 흡수되도록 본 발명에 따른 일련의 부분 또는 본 발명에 따른 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)을 항공기 셀에 연결하기 위하여 몇몇 위치에 제공된다.
예시로서 내부 트림 부분(3)을 이용하여, 도 7은 도시된 바와 같이 내부 지지 구조물(14)의 실시 형태를 도시한다. 지지 구조물(14)은 격자 노드(lattice node, 41) 및 격자 리지(42)를 갖는 매립 격자(embedded lattice, 20)에 의해 형성되고 보유 위치(9)는 격자 노드(41)에 형성된다.
격자 노드(41)와 격자 리지(42)로 구성되는 격자(20)는 바람직하게는 탄소 섬유 재료로 형성되는 격자 리지(42) 및 격자 노드(41)로 구성되며, 도 7 및 도 8에 도시된 바와 같이 정사각형 격자 셀을 가질 수 있지만 삼각형, 육각형 격자 셀 등과 같은 임의의 다른 격자 구조물을 가질 수 있다. 마찬가지로, 격자를 형성하기 위하여 재료의 선택은 본 발명의 범위 내에서 변화할 수 있다. 도 7에 도시된 바와 같이, 격자는 내부 트림 부분(3)의 전체 평면 섹션에 걸쳐 연장되어 충분한 개수의 보유 위치(9)가 제공될 수 있다. 그러나, 보유 위치(9)의 상이한 배열 또는 분배가 또한 본 발명의 범위 내에 있다.
도시된 예시적인 실시 형태에서, 격자 노드(41)는 나사산 인서트가 삽입될 수 있는 중심 보어를 갖는 바람직하게는 원통형 수용 부재(51)에 의해 형성된다. 격자 노드 거리는 예를 들어, 100 nm이다. 설치된 상태에서, 수용 부재(51)의 보어가 내부 트림 부분(3)에 의해 덮이도록 배열되고, 격자(20)는 예를 들어 허니콤 재료(honeycomb material)와 같은 페놀 수지 및 아라미드 섬유(aramid fiber)의 허니콤 재료(49) 내에 매립되고 커버 층(22, 23)들 사이에 수용되며, 내부 트림 부분(3)의 내부 측면 상에서 하부에 놓인 격자 노드(41)가 마킹된다.
보유 위치(9)가 배열되지 않는, 내부 트림 부분(3)(도 7)의 만곡된 상부 부분에서, 커버 층(22, 23)이 만나고 서로 라미네이트된다.
도 10에서, 보유 위치(9)의 도식적 도면이 도시되며, 이는 도시되지 않고 내부 트림 부분(3)의 제조 이후에 커브 층(22, 23) 사이에 수용된다. 수용 부재(51)는 중심 보어를 갖는다. 내부-측 커버 층(22) 상에 제공된 마킹에 의해 제공된 보어는 원하는 위치 외측으로부터 드릴링되어 개방되고 나사산이 이 내로 절단된다(도 11). 따라서, 하중이 지탱될 수 있고(도 11) 항공기 셀의 내측으로부터 접근가능한 보유 위치(9)로서 기능을 할 수 있는 나사산 인서트(70)가 삽입된다.
게다가, 내부 트림 부분(3)을 항공기 셀에 연결하기 위하여 도 13 내지 도 18에 따라서, 부착 인서트(80)가 내부 트림 부분(3) 내로 매립되고 바람직하게는 이와 라미네이트되고 바람직하게는 스테인리스 스틸로 형성되며, 항공기 기체에 보유 위치(9) 상에 작용하는 하중을 분배하기 위하여 리지(88)에 의해 그리드(20), 바람직하게는 격자 노드(41)에 강제-고정된다.
도 20은 관통 홀을 갖는 부착 인서트(80)들 중 하나의 일 실시 형태를 도시하며, 상기 관통 홀은 내부 트림 부분(3)의 외부 측면으로 내부 측면으로부터 연장되고, 상기 관통 홀을 통하여 부착 나사(81)가 이동하고, 부착 소켓(90)이 부착되는 외부 암형 나사(83)를 사용하여 항공기 셀(50)에 따라 강제-고정 연결이 형성될 수 있고, 이에 따라 힘 절단 지점(16')이 형성된다.
게다가, 내부 트림 부분(3)은 주변 측면 상에 연결 지점(15)을 가지며, 상기 연결 지점 상에서 이는 도 19에 도시된 바와 같이 나사-암형 나사 연결부를 통하여 또 다른 내부 트림 부분(4)에 강제-고정될 수 있다.
도 21 내지 도 24는 프리프레그 요소(prepreg element)가 사용되는, 본 발명의 실시 형태에 따른 본 발명의 내부 트림 부분(3)을 제조하기 위한 단계를 도시한다.
도 21: 부착 인서트(80)용 홀(80') 및 연결 지점(15)과 내부-측면 커버 층(22)의 성형 및 함침, 및 오토클레이브 내에서 이의 경화.
도 22: 글루잉에 의해 탄소 섬유 부분들로부터 격자(20)의 조립 및 경화된 커버 층(22) 상에 격자의 배치. 에지 피니시(edge finish)를 형성하기 위하여 횡방향 탄소 섬유 프레임 부분(87)의 배치.
도 23: 격자(20)의 간격 내로 사전-함침된 허니콤 요소의 배치.
도 24: 상부에서 외부 커버 층(23)의 배치 및 오토클레이브 내에서 이의 경화.
1: 일련의 사전제작된 부분
2, 3, 4, 5, 6: 내부 트림 부분
9: 보유 위치
10, 10': 고정 브래킷
14: 지지 구조물
15: 연결 지점
20: 격자
25: 나사산
49: 허니콤-형태의 재료
51: 원통형 수용 부재
70: 나사산 인서트
80: 부착 인서트
81: 나사
88: 리지
90: 소켓
91: 관통 홀

Claims (15)

  1. 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)으로서,
    상기 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 항공기 셀에 고정되게 연결될 수 있고, 항공기 셀의 내측에 벽 커버링을 형성하기 위하여 유사 내부 트림 부분과 평면형 설치되도록 구성되며, 상기 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 지지 구조물(20, 21, 22, 23)을 가지며, 내부 측면 상에 하중을 수용하기 위하여 형성되는 하나 이상의 보유 위치(9)가 제공되는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6).
  2. 제1항에 있어서, 설비 장치, 구체적으로 의료용 장치의 가변 부착을 허용하기 위하여 표면 아래의 그리드-형 배열의 복수의 선택가능 보유 위치(9)를 갖는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6).
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 지지 구조물은 격자 노드(41) 및 격자 리지(42)를 포함한 매립된 격자(20)에 의해 형성되고, 보유 위치(9)는 격자 노드(41) 및 격자(20)에 형성되며, 격자 리지(42)는 바람직하게는 탄소 섬유 재료로 형성되는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6).
  4. 제3항에 있어서, 격자 노드(41)는 나사산 인서트(70)가 삽입될 수 있는 보어를 갖는 원통형 수용 부재(51)에 의해 형성되는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6).
  5. 제3항 또는 제4항에 있어서, 격자(40)가 매립되고 커버 층(22, 23)들 사이에 수용되는, 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 페놀 수지 및 아라미드 섬유의 허니콤-형 재료를 포함하며, 보유 위치(9)는 커버 층(22, 23)에 의해 덮이고 내부-측면 커버 층 상의 삽입 위치 마킹은 하부에 놓인 격자 노드(41)를 마킹하는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6).
  6. 제3항, 제4항 또는 제5항에 있어서, 매립된 격자(20)에 강제-고정되고 내부 트림 부분 내에 매립된 부착 인서트(80)가 제공되는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6).
  7. 제6항에 있어서, 부착 인서트(80)는 관통 홀을 가지며, 상기 관통 홀은 내부 트림 부분의 내부 측면으로부터 외부 측면으로 연장되고, 상기 관통 홀을 통하여 부착 나사(81)가 삽입될 수 있으며, 항공기 셀 또는 또 다른 내부 트림 부분에 부착된 부착 소켓(90)을 통하여 항공기 셀에 대한 강제-고정 연결이 형성되는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6).
  8. 제6항 또는 제7항에 있어서, 모든 부착 인서트(80)가 격자, 바람직하게는 리지(88)에 의해 격자 노드들 중 하나의 격자 노드에 연결되는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6).
  9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항의 하나 이상의 내부 트림 부분을 갖는 일련의 사전제작된 부분으로서, 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 주변 측면 상에 연결 지점(15)을 가지며, 상기 연결 지점에서 내부 트림 부분들이 서로 강제-고정될 수 있는 일련의 사전제작된 부분.
  10. 제9항에 있어서, U-형 단면을 형성하기 위하여 서로 연결될 수 있는 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 2개 이상의 측면 부분과 하나의 천장 부분을 갖는 일련의 사전제작된 부분.
  11. 제9항 또는 제10항에 있어서, 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)과 강제-고정 연결되지 않는 감소된 벽 두께의 플로어 플레이트(20)가 항공기 셀의 플로어 섹션 내에 부착되는 일련의 사전제작된 부분.
  12. 제11항에 있어서, 플로어 플레이트는 홀더, 예를 들어 스트레쳐를 갖는 일련의 사전제작된 부분.
  13. 제9항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서, 내부 트림 부분(2, 3, 4, 5, 6)은 항공기 셀에 대한 힘 전달 및 이에 대한 부착을 위한 고정 브래킷(10)을 갖는 일련의 사전제작된 부분.
  14. 제1항 내지 제13항 중 어느 한항의 일련의 사전제작된 부분 또는 항공기 셀 내에 부착된 하나 이상의 내부 트림 부분을 갖는 항공기(aircraft).
  15. 제14항에 있어서, 항공기는 헬리콥터, 특히 구조 헬리콥터, 또는 비행기(airplane)인 항공기.
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