(57)【要約】航空機の内部装備エレメント（２）を航空機（１）における荷重構造に取り付けるための方法であって、第１のラッチングデバイス（４ａ）を使用することによって、前記航空機の内部装備エレメント（２）を第１の固定デバイス（３ａ）に接続するステップ、前記航空機の内部装備エレメント（２）を前記荷重構造（１）に対して回転させるステップ、および、第２のラッチングデバイス（４ｂ）を使用することによって、前記航空機の内部装備エレメント（２）を第２の固定デバイス（３ｂ）に接続するステップ、を含み、前記航空機の内部装備エレメント（２）は、前記荷重構造（１）に対して固定される。【選択図】図７
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の内部において第１のコンポーネントを第２のコンポーネントと着脱可能に接続するためのラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）であって、
第１のコンポーネントに取り付け可能なラッチングエレメント（１３）、
トリガエレメント（１４）、および、
安全装置エレメント（１５）を含み、
前記ラッチングエレメント（１３）は、前記トリガエレメント（１４）を使用することによって、第１の状態において着脱可能に固定でき、
前記ラッチングエレメント（１３）は、前記安全装置エレメント（１５）を使用することによって、第２の状態において着脱可能に固定でき、
前記ラッチングエレメント（１３）は、前記トリガエレメント（１４）を作動させることによって、前記第１の状態から前記第２の状態へ移動可能であり、
前記ラッチングエレメント（１３）は、前記安全装置エレメント（１５）を作動させることによって、前記第２の状態から前記第１の状態へ移動可能である、
ラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）。
【請求項２】
ハウジング（１１）をさらに含み、
前記ハウジング（１１）は、第１の開口（１２ａ）および第１の固定デバイス（３ａ）を有し、この固定デバイスは、前記第２のコンポーネントに固定でき、前記第１の開口（１２ａ）を通して前記ラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）内に導入されてもよく、
前記第１の固定デバイス（３ａ）を前記ラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）内に導入することによって、前記ラッチングエレメント（１３）は、前記第１の状態から前記第２の状態へ移動可能であり、
前記第１の固定デバイス（３ａ）および前記ラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）は、前記第２の状態において互いに関連して固定可能である、
請求項１に記載のデバイス。
【請求項３】
前記第１の固定デバイス（３ａ）を前記ラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）内に導入することによって、前記トリガエレメント（１４）は、前記ラッチングエレメント（１３）が前記第１の状態から前記第２の状態へ移動するように作動可能である、請求項２に記載のデバイス。
【請求項４】
前記ハウジング（１１）は、
第２の開口（１２ｂ）であって、アンラッチングエレメントが、前記第２の開口を通して前記ラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）内に導入可能な第２の開口（１２ｂ）をさらに含み、
前記ラッチングエレメント（１３）は、前記アンラッチングエレメントを前記ラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）内に導入することによって、前記第２の状態から前記第１の状態へ移動可能であり、
前記第１の固定デバイス（３ａ）および前記ラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）は、前記第１の状態において、互いに関連して自由に移動可能である、
請求項２または３に記載のデバイス。
【請求項５】
ラッチングエレメント、トリガエレメント、安全装置エレメントおよび係止エレメントを含むグループから少なくとも１つのエレメントに配置される少なくとも１つのフォースエレメント（９ａ、９ｂ、９ｃ、９ｄ）をさらに含み、前記少なくとも１つのフォースエレメント（９ａ、９ｂ、９ｃ、９ｄ）は、前記第１および第２の状態のうちの１つにおいて、前記少なくとも１つのエレメントを着脱可能に固定する、請求項１〜４のいずれか１項に記載のデバイス。
【請求項６】
航空機の内部装備エレメント（２）を航空機構造物（１）に取り付けるための取り付けシステムであって、
航空機の内部装備エレメント（２）、
請求項１〜５のいずれか１項に記載の第１のラッチングデバイス（４ａ）であって、前記航空機の内部装備エレメント（２）または前記航空機構造物（１）と一体に連結される第１のラッチングデバイス（４ａ）、
前記航空機の内部装備エレメント（２）または前記航空機構造物（１）と一体に連結される第２のラッチングデバイス（４ｂ）、
前記第１のラッチングデバイス（４ａ）と対応して、前記航空機構造物（１）または前記航空機の内部装備エレメント（２）と一体に連結される第１の固定デバイス（３ａ）、および、
前記第２のラッチングデバイス（４ｂ）と対応して、前記航空機構造物（１）または前記航空機の内部装備エレメント（２）と一体に連結される第２の固定デバイス（３ｂ）、を含み、
前記第１のラッチングデバイス（４ａ）および前記第１の固定デバイス（３ａ）は、着脱可能に一体に連結でき、
前記第２のラッチングデバイス（４ｂ）および前記第２の固定デバイス（３ｂ）は、着脱可能に一体に連結でき、
前記第１および第２のラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）の少なくとも１つは、前記第１または第２の固定デバイス（３ａ、３ｂ）と連結可能な第１の部分的な領域（７ａ）、および、前記航空機の内部装備エレメント（２）と一体に連結可能な第２の部分的な領域（７ｂ）、を有し、前記第１および第２の部分的な領域（７ａ，ｂ）を含む、前記第１および第２のラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）の少なくとも１つは、前記航空機の内部装備エレメント（２）を前記第１および第２の固定デバイス（３ａ、３ｂ）に対して回転するように適合される、
取り付けシステム。
【請求項７】
前記第１の部分的な領域（７ａ）は、前記第２の部分的な領域（７ｂ）に対して移動可能に適合される、請求項６に記載の取り付けシステム。
【請求項８】
前記第２のラッチングデバイス（４ｂ）は、前記第１の部分的な領域（７ａ）において請求項１〜５のうちの１つに記載のラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）として適合される、請求項６または７に記載の取り付けシステム。
【請求項９】
前記第２のラッチングデバイス（４ｂ）は、前記第１の部分的な領域（７ａ）において係止エレメント（８）を有し、前記係止エレメント（８）は、前記第２のラッチングデバイス（４ｂ）および前記第２の固定デバイス（３ｂ）を着脱可能に一体的に連結する、請求項６または７に記載の取り付けシステム。
【請求項１０】
少なくとも１つのフォースエレメント（９ａ、９ｂ、９ｃ、９ｄ）が係止エレメント（８）に配置され、前記フォースエレメント（９ａ、９ｂ、９ｃ、９ｄ）は、前記第２のラッチングデバイス（４ｂ）および前記第２の固定デバイス（３ｂ）をラッチする状態において、前記係止エレメント（８）を着脱可能に固定する、請求項９に記載の取り付けシステム。
【請求項１１】
前記第１の部分的な領域（７ａ）は、ヒンジ継手、摺動継手、カーブする継手、ねじ継手、摺動ヒンジ継手、ボール継手およびプレート継手を含むグループから少なくとも１つのエレメントを使用することによって、前記第２の部分的な領域（７ｂ）に対して移動可能に適合される、請求項６〜１０のいずれか１項に記載の取り付けシステム。
【請求項１２】
前記航空機の内部装備エレメント（２）は、取り付けられた状態において実質的に自由に作用する前記航空機構造物（１）に固定可能であり、前記第１および第２のラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）のそれぞれ１つは、この取り付けられた状態における前記第１および第２の固定デバイス（３ａ、３ｂ）のそれぞれ１つと連結される、請求項６〜１１のいずれか１項に記載の取り付けシステム。
【請求項１３】
請求項６〜１２のいずれか１項に記載の取り付けシステムを有する航空機。
【請求項１４】
航空機における請求項６〜１２のいずれか１項に記載の取り付けシステムの使用。
【請求項１５】
航空機の内部装備エレメント（２）を航空機（１）における荷重構造に取り付けるための方法であって、
第１のラッチングデバイス（４ａ）を使用することによって、前記航空機の内部装備エレメント（２）を第１の固定デバイス（３ａ）に接続するステップ、
前記航空機の内部装備エレメント（２）を前記荷重構造（１）に対して回転させるステップ、および、
前記航空機の内部装備エレメント（２）が前記荷重構造に対して固定されるように、第２のラッチングデバイス（４ｂ）を使用することによって、前記航空機の内部装備エレメント（２）を第２の固定デバイス（３ｂ）に接続するステップ、
を含む方法。
【請求項１６】
前記第１の固定デバイス（３ａ）に取り付ける間、前記第１のラッチングデバイス（４ａ）を自動的に、着脱可能にラッチするステップ、
前記第２の固定デバイス（３ｂ）を前記第２のラッチングデバイス（４ｂ）内に導入することによって、前記第２の固定デバイス（３ｂ）に取り付ける間、前記第２のラッチングデバイス（４ｂ）を自動的に、着脱可能にラッチするステップ、および、
安全装置エレメント（１５）を使用することによって、前記第１および第２のラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）の少なくとも１つをその係止された状態に自動的に、着脱可能に固定するステップ、
をさらに含む、請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
航空機の内部装備エレメント（２）を航空機（１）における荷重構造から取り外すための方法であって、
第１または第２のラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）を手動で取り外すステップ、
前記航空機の内部装備エレメント（２）を前記荷重構造（１）に対して回転させるステップ、および、
残った前記第２または第１のラッチングデバイス（４ｂ、４ａ）を手動で取り外すステップ、
を含む方法。
【請求項１８】
前記第１または第２のラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）の安全装置エレメント（１５）を手動でアンラッチするステップ、
アンラッチングエレメントをこの第１または第２のラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）に導入することによって、この第１または第２のラッチングデバイス（４ａ、４ｂ）のラッチングエレメント（１３）を手動でアンラッチするステップ、および、
残った前記第２または第１のラッチングデバイス（４ｂ、４ａ）の係止エレメント（８）を手動で取り外すステップ、
をさらに含む、請求項１７に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の内部装備品の取り付けに関する。特に、本発明は、コンポーネントを第２のコンポーネントと着脱可能に接続するためのラッチングデバイス（ｌａｔｃｈｉｎｇ  ｄｅｖｉｃｅ）、航空機の内部装備エレメント（ａｉｒｃｒａｆｔ  ｉｎｔｅｒｉｏｒ  ｆｉｔｔｉｎｇ  ｅｌｅｍｅｎｔ）を航空機構造物（ａｉｒｃｒａｆｔ  ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ）に取り付けるための取り付けシステム、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造（ｌｏａｄ−ｂｅａｒｉｎｇ  ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ）に取り付けるための方法、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造から取り外すための方法、本発明による取り付けシステムを有する航空機、および、航空機における本発明による取り付けシステムの使用、に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機の内部装備エレメントを航空機構造物に取り付けるための従来の取り付けシステムは、エレメントの確実な保持によって特徴づけられ、同時に容易なアクセスを可能にする。しかしながら、従来の取り付けシステムは、特に組み立てプロセスの間、非常に限られた機能性を有する。
【発明の概要】
【０００３】
本発明の目的は、簡単な組み立て可能性を有する、使い勝手のよい取り付けシステムを提供することにある。
【０００４】
この目的は、第１のコンポーネントを第２のコンポーネントと着脱可能に接続するためのラッチングデバイス、航空機の内部装備エレメントを航空機構造物に取り付けるための取り付けシステム、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造に取り付けるための方法、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造から取り外すための方法、本発明による取り付けシステムを有する航空機、および、独立請求項に記載の特徴を有する航空機における本発明による取り付けシステムの使用、によって達成される。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の例示的実施形態は、航空機の内部において第１のコンポーネントを第２のコンポーネントと着脱可能に接続するためのラッチングデバイスを提供する。このラッチングデバイスは、第１のコンポーネントに取り付け可能なラッチングエレメント（ｌａｔｃｈｉｎｇ  ｅｌｅｍｅｎｔ）および、トリガエレメント（ｔｒｉｇｇｅｒ  ｅｌｅｍｅｎｔ）、安全装置エレメント（ｓａｆｅｇｕａｒｄ  ｅｌｅｍｅｎｔ）を含む。ラッチングエレメントは、トリガエレメントを使用することによって、第１の状態において着脱可能に固定できる。ラッチングエレメントは、安全装置エレメントを使用することによって、第２の状態において着脱可能に固定できる。ラッチングエレメントは、トリガエレメントを作動させることによって、第１の状態から第２の状態へ移動可能である。ラッチングエレメントは、安全装置エレメントを作動させることによって、第２の状態から第１の状態へ移動可能である。
【０００６】
本発明の他の例示的実施形態は、航空機の内部装備エレメントを航空機構造物に取り付けるための取り付けシステムを提供する。この取り付けシステムは、航空機の内部装備エレメント、航空機の内部装備エレメントまたは航空機構造物と一体に連結される、本発明による第１のラッチングデバイス、航空機の内部装備エレメントまたは航空機構造物と一体に連結される第２のラッチングデバイス、第１のラッチングデバイスと対応して、航空機構造物または航空機の内部装備エレメントと一体に連結される第１の固定デバイス（ｆｉｘａｔｉｏｎ  ｄｅｖｉｃｅ）、および、第２のラッチングデバイスと対応して、航空機構造物または航空機の内部装備エレメントと一体に連結される第２の固定デバイス、を含む。第１のラッチングデバイスおよび第１の固定デバイスは、着脱可能に一体に連結でき、第２のラッチングデバイスおよび第２の固定デバイスは、着脱可能に一体に連結可能である。第１および第２のラッチングデバイスの少なくとも１つは、第１または第２の固定デバイスと連結可能な第１の部分的な領域、および、航空機の内部装備エレメントと一体に接続可能な第２の部分的な領域、を有する。第１および第２の部分的な領域を含む、第１および第２のラッチングデバイスの少なくとも１つは、航空機の内部装備エレメントを第１および第２の固定デバイスに対して回転（ｐｉｖｏｔ）させるのに適している。
【０００７】
本発明の他の例示的実施形態は、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造に取り付けるための方法を提供する。この方法は、第１のラッチングデバイスを使用することによって、航空機の内部装備エレメントを第１の固定デバイスに接続するステップ、航空機の内部装備エレメントを荷重構造に対して回転させるステップ、および、第２のラッチングデバイスを使用することによって、航空機の内部装備エレメントを第２の固定デバイスに接続するステップ、を含む。そうすると、航空機の内部装備エレメントは、荷重構造に対して固定される。
【０００８】
本発明の他の例示的実施形態は、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造から取り外すための方法を示す。この方法は、第１または第２のラッチングデバイスを手動で取り外すステップ、航空機の内部装備エレメントを荷重構造に対して回転させるステップ、および、残った第２または第１のラッチングデバイスを手動で取り外すステップ、を含む。
【０００９】
本発明の他の例示的実施形態は、本発明による取り付けシステムを有する航空機を示す。
【００１０】
本発明の他の例示的実施形態は、航空機における本発明による取り付けシステムの使用を示す。
【００１１】
本発明の例示的実施形態は、航空機の内部装備エレメントを航空機の荷重構造に取り付けるシステムを記述的に記載する。
【００１２】
航空機の内部装備エレメントは、ここでは、本質的に作用のない航空機内部で、航空機構造物に関して適所に固定される必要のある任意のコンポーネントとして解釈されてもよい。
【００１３】
この関連において、これは、手荷物を収容するオプション（いわゆる頭上の荷物入れ）でもよい。これらの収容エリアは、航空機構造物の本質的に頭部エリアまたはクラウンエリアにおける収容オプションとみなされている。
【００１４】
それらは、乗客および乗員に同様に、手荷物または他の重要な物資、例えば毛布、救急の器材、非常用の酸素システム等を、簡単かつ容易にアクセス可能な方法で格納し、そしてそれらを容易かつ迅速に手元に置くことを許容する。
【００１５】
しかしながら、航空機における他の固定アイテムは、例えばモニュメントまたは航空機の一般内部装備（例えば航空機の化粧用エリア）、または、例えば食事および飲み物（例えばコーヒー）を準備するための加熱デバイスを有するキャビネットのような航空機の厨房における固定アイテム、トロリーのための収容エリア、乗員の休憩室、の中に含まれることもできる。
【００１６】
あるいは、それらは、航空機構造物自体の、例えば被覆パネル、分離壁、必要であれば安全扉を有する中間壁、または、エコノミー、ビジネスまたはファーストクラス（それらがどのように備えられるかに応じて）として指定される単純な航空機の座席でさえ、等の被覆材（ｃｌａｄｄｉｎｇ）を含むものとして理解されることもできる。
【００１７】
取り付けが十分に安全で自由に作用することを確実にするために、それぞれの航空機の内部装備エレメントは、少なくとも２つの別々の地点で航空機における荷重構造に対して固定される。
【００１８】
これは、例えば、組み立てレールとして二重Ｔ形梁を使用することにより達成することができ、それは、航空機構造物すなわち航空機の胴体に、大きいエリアまたは少なくとも広範囲の断面において、取り付けられる。
【００１９】
これらのキャリア（トラックとも呼ばれる）は、それ自体が、ここでは、他のラッチングデバイスまたは取り付けシステムと対応する取り付け機能を有して、これにより、信頼性が高くかつ本質的に自由に作用する取り付けを可能にする。
【００２０】
自由な作用は、この関連では、航空機構造物に本質的に一体に固定されるものとして理解されてもよいけれども、それは、振動または応力が原因でおそらく発生する負荷（例えば、いかなる損傷もなく、航空機の外皮に発生する負荷）を打破するために、当然最小限の運動が可能である。
【００２１】
航空機構造物に地点で固定されることができ、そして対応する取り付けオプションを呈する、個々の組み立てエレメントも考えられる。
【００２２】
特別に重点を置くことは、ここでは、単純で、簡単で、かつ迅速な組み立てに置かれる。
【００２３】
例えば、組み立て工場において航空機の最初の組み立てを行ったとき、それぞれの航空機の内部装備エレメントを最少の人件費で迅速かつ簡単な方法で取り付けることは可能である。
【００２４】
本発明によって提供される簡単な着脱能力に基づいて、例えば２つのフライトの間または夜間に、航空機の内部装備の短期改装を達成することは、同様に考えられる。
【００２５】
航空機の内部装備エレメントは、ここでは、少なくとも２つのトラックのうちの１つまたは第１の取り付け地点に、最初に取り付けられる。第１のトラックに対するヒンジまたはピボットによる取り付けは、目下、その後のスイベルが可能な組み立てを可能にする。そこにおいて、航空機の内部装備エレメントは、それから、第２のラッチングデバイスを介して、取り付けの第２のトラックまたは第２の地点に着脱可能に取り付けられる。
【００２６】
この内側または外側へ回転して移動する組み立て運動は、組み立ててプロセスの間いつでも、エレメントまたはその荷重トラックを有する航空機構造物への最適アクセスを提供する。
【００２７】
ラッチングデバイスの自動的な、ユーザから独立したラッチングは、ここでは、別の特徴とみなされることができ、そして、組み立ての間、少なくとも２本のトラックを介して、航空機の内部装備エレメントを航空機構造物に、単純に、簡単に、安全を最も重視して、再生可能にラッチングすることを確実にすることができる。
【００２８】
その結果、短い訓練だけを受けた補助人員さえ、組み立てプロセスを迅速かつ確実に、本質的に実行することができる。
【００２９】
本発明の追加的な例示的実施形態は、従属請求項から収集されてもよい。
【００３０】
第１のコンポーネントを第２のコンポーネントと着脱可能に接続するためのラッチングデバイスの構成は、以下に記述される。しかしながら、これらの実施形態は、航空機の内部装備エレメントを航空機構造物に取り付けるための取り付けシステム、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造に取り付けるための方法、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造から取り外すための方法、本発明による取り付けシステムを有する航空機、および、航空機における本発明による取り付けシステムの使用、にも関する。
【００３１】
本発明の他の例示的実施形態は、ハウジングをさらに有するデバイスを提供する。このハウジングは、第１の開口および、第１の開口を通してラッチングデバイスに導入されることが可能な第２のコンポーネントに固定可能な第１の固定デバイスを有する。第１の固定デバイスをラッチングデバイス内に導入することは、ラッチングエレメントを第１の状態から第２の状態へ切替えることを可能にする。第１の固定デバイスおよびラッチングデバイスは、第２の状態において互いに対して適所に固定されることができる。
【００３２】
本質的に自動的な取り付けは、ここでは、第１の固定デバイスをラッチングデバイス内に単に導入することによって実現することができる。導入された状態において、ラッチングエレメントは、作動することができ、そして、その第１の状態から第２の状態へ切替えることができる。第２の状態において、ラッチングエレメントおよび固定デバイスは、固定デバイスおよびラッチングデバイスが互いに本質的に自由に作用するようにそれらを固定するような方法で、嵌合する。
【００３３】
この取り付けは、ここでは、外部からいかなる動きもなしで、そしてそれ故、より広範囲の監視および組み立て作業の必要性なしで、実行可能である。
【００３４】
本発明の他の例示的実施形態は、デバイスを提供する。第１の固定デバイスをラッチングデバイス内に導入することは、ラッチングエレメントが第１の状態から第２の状態へ切替えられるように、トリガエレメントを作動させることを可能にする。
【００３５】
トリガエレメントは、ここでは、ラッチングデバイスまたはラッチングエレメントを、定義された方法で第１の状態に固定するとこができる。第１の固定デバイスをラッチングデバイス内に導入することによって、トリガエレメントはその後自動的に作動されて、ラッチングデバイスまたはラッチングエレメントはその第２の状態へ切替えられ、その結果、固定デバイスおよびラッチングデバイスは、互いに本質的に自由に作用するように固定される。
【００３６】
本発明の他の例示的実施形態は、デバイスを提供する。そこにおいて、ハウジングは、第２の開口をさらに有し、アンラッチングエレメント（ｕｎｌａｔｃｈｉｎｇ  ｅｌｅｍｅｎｔ）は、第２の開口を通してラッチングデバイス内に導入されることができ、アンラッチングエレメントをラッチングデバイス内に導入することは、ラッチングエレメントを第２の状態から第１の状態へ切替えることを可能にし、第１の固定デバイスおよびラッチングデバイスは、第１の状態において互いに自由に移動することができる。
【００３７】
アンラッチングエレメントをラッチングデバイス内に手動で、外部から組み込むことは、ラッチングデバイスを、その第２の、ラッチされた（ｌａｔｃｈｅｄ）、閉鎖状態から、第１の、アンラッチされた（ｕｎｌａｔｃｈｅｄ）、開放状態へ切替えることを可能にする。手動の導入は、ここでは、第２の、ラッチされた、閉鎖状態にとって、自動的に取り外されることがないという、別の安全対策として理解されることも可能である。
【００３８】
安全性のレベルは、ラッチされた状態におけるアンラッチングエレメントが、ラッチングデバイスに、において、または、によって、取り付けられないかまたは載置されないという事実によって、さらに増加することが可能である。アンラッチングエレメントをラッチングデバイス内に導入することは、ラッチングエレメントを第２の状態から第１の状態へ切替えることを可能にし、そしてトリガエレメントは、目下、第１の状態において、ラッチングエレメントを第１の状態に再び保護することができる。ラッチングエレメントを第２の状態に安全に保持するために使用可能な安全装置エレメントは、ここでは、アンラッチングエレメントを導入する前に手動で、またはその間に自動的に、アンラッチされることができる。
【００３９】
本発明の他の例示的実施形態は、ラッチングエレメント、トリガエレメント、安全装置エレメントおよび係止エレメント（ｌｏｃｋｉｎｇ  ｅｌｅｍｅｎｔ）を含むグループから少なくとも１つのエレメント上に配置される少なくとも１つのフォースエレメント（ｆｏｒｃｅ  ｅｌｅｍｅｎｔ）をさらに有するデバイスを提供する。少なくとも１つのフォースエレメントは、少なくとも１つのエレメントを、第１および第２の状態のうちの１つに着脱可能に固定する。
【００４０】
フォースエレメントは、ここでは、１つのエレメント上に、目的とする、再生可能なフォースを働かせるために適している任意のエレメントとして理解されることができる。例えば、それは、それぞれのエレメントをそのラッチされた状態に保つことが可能な、ばねコンポーネントとして理解されることができる。他の構成のコンポーネントおよびエレメントも、考えられる。
【００４１】
その結果、エレメントは、独立してであれ、わずかな不用意によってであれ、それらの固定された、ラッチされた、閉鎖状態から、それらの取り外された、開放した、固定されない状態へ切替えられえないことが確実にされることができる。
【００４２】
本発明の他の例示的実施形態は、取り付けシステムを提供する。そこにおいて、第１の部分的な領域は、第２の部分的な領域に対して移動することができるように設計される、。
【００４３】
この種の構成は、航空機の内部装備エレメントのその後の回転運動を可能にするために、２つの部分的な領域を互いに回転させることの心地よくかつ本質的に小さい摩擦方法を提供することができる。
【００４４】
本発明の他の例示的実施形態は、取り付けシステムを提供し、そこにおいて、第２のラッチングデバイスは、本発明によるラッチングデバイスとして第１の部分的な領域において設計される。
【００４５】
結果として、第１のラッチングデバイス、そして第２のラッチングデバイスでさえ、（第２は少なくとも第１の部分的な領域において、）同一のラッチングデバイスとして設計されることができる。
【００４６】
これは、別々のラッチングデバイスは目下出会わないので、本システムの使い勝手のよさをさらに増加させることを可能にする。第１および第２のラッチングデバイスのオペレーションは、それ故、本質的に同一でありえて、これにより、使用中における誤作動を効果的に防止する。
【００４７】
本発明の他の例示的実施形態は、取り付けシステムを提供する。そこにおいて、第２のラッチングデバイスは、第１の領域に係止エレメントを有し、この係止エレメントは、第２のラッチングデバイスおよび第２の固定デバイスを、着脱可能に一体に連結する。
【００４８】
これは、ラッチングデバイスおよび固定デバイス間の単純かつ信頼性の高い接続を可能にして、それはその後、再び容易に取り外すことも可能にする。
【００４９】
外側から絶対にアクセスできるべきでないエリアにおいて係止エレメントを構成することは、それぞれの他の、第１のラッチングデバイスが第１の固定デバイスにまだ一体に連結されているとき、同時にアンラッチが起きることも防止する。
【００５０】
本発明の他の例示的実施形態は、取り付けシステムを提供する。そこにおいて、少なくとも１つのフォースエレメントは、係止エレメント上に配置され、このフォースエレメントは、ラッチされた状態における係止エレメントを、第２のラッチングデバイスおよび第２の固定デバイスに対して着脱可能に固定する。
【００５１】
これは、連結が、手動で、おそらく意図せずに取り外されないこと、または、ラッチングデバイスおよび固定デバイスから自動的に、かつ意図せずに取り外されないこと、を確実にすることを可能にする。
【００５２】
結果として、ラッチングデバイスおよび固定デバイスは、意識的な、意図的な、手動操作を介して、相互に取り外されることのみが可能である。
【００５３】
本発明の他の例示的実施形態は、取り付けシステムを提供する。そこにおいて、第１の部分的な領域は、それが、ヒンジ継手、摺動継手、カーブする継手、ねじ継手、摺動ヒンジ継手、ボール継手およびプレート継手を含むグループから少なくとも１つのエレメントを使用している第２の部分的な領域に対して、移動することができるように設計される。
【００５４】
上記のヒンジの任意の組合せも考えられる。
【００５５】
おそらく標準化されるこの種の継手の使用は、２つの部分的な領域を容易に接合することを可能にして、それぞれの理想的な運動能力は、意図した実現に応じて提供されることができる。
【００５６】
同様に、第１の運動は、対応する継手の目標とされた選択だけに基づいて定義されることができる。
【００５７】
本発明の他の例示的実施形態は、取り付けシステムを提供する。そこにおいて、航空機の内部装備エレメントは、航空機構造物に対して取り付けられた状態にあり、第１および第２のラッチングデバイスの１つは、この取付けられた状態における第１および第２の固定デバイスの１つと連結されて、そして、本質的に自由に作用するように取り付けられることができる。
【００５８】
この関連において、自由な作用は、航空機の内部装備エレメントが、航空機構造物に対して、任意にさらに動くためにいかなる大きな能力も本質的になしで固定されることを意味するとして、理解されてもよい。
【００５９】
荷重への航空機構造物および／または航空機内部装備エレメントの露出から結びついて発生する振動または変形は、ここでは、追従または許容されることができる。しかしながら、航空機の内部装備エレメントおよび航空機構造物のうちの１つが荷重または変形にさらされるとき、その結果として、それぞれの他の１つは変形しない。
【００６０】
本質的に自由に作用する、本発明による取り付けを達成するために、航空機の内部装備エレメントは、少なくとも１つの第１および少なくとも１つの第２のラッチングデバイスを備えることができる。同様に、しかしながら、複数の第１または第２のラッチングデバイスを備えることは考えられ、それは、第１および第２の固定デバイスの複数または同じ対応する物と連結されることができる。
【００６１】
本発明の例示的実施形態は、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造に取り付けるための方法を図面で参照しながら、以下に記述される。しかしながら、これらの例示的実施形態もまた、本発明による取り付けシステムを有する航空機用の、航空機の内部装備エレメントを航空機構造物に取り付けるための取り付けシステム用の、第１のコンポーネントを第２のコンポーネントと着脱可能に取り付けるための、そして、航空機における本発明による取り付けシステムの使用のための、そして、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造から取り除くための方法のための、ラッチングデバイスに適用される。
【００６２】
本発明の他の例示的実施形態は、第１のラッチングデバイスを第１の固定デバイスに取り付ける間、第１のラッチングデバイスを自動的に、着脱可能にラッチするステップ、第２の固定デバイスを第２のラッチングデバイス内に導入することによって、第２のラッチングデバイスを第２の固定デバイスに取り付ける間、第２のラッチングデバイスを自動的に、着脱可能にラッチするステップ、および、安全装置エレメントを使用して、第１および第２のラッチングデバイスの少なくとも１つをそのラッチされた状態に自動的に、着脱可能に固定するステップ、を含む方法を提示する。
【００６３】
ラッチされた状態における第１および第２のラッチングデバイスのうちの少なくとも１つの自動的な、けれども着脱可能な保護と組み合わされる、それぞれの固定デバイスに対する、ラッチングデバイスのそれぞれの自動的な、けれども着脱可能なラッチングは、非常に単純な組み立てを提供する。
【００６４】
例えば、取り付けの間、重点を置くことは、ラッチングおよび保護を確実にするための点検を行う必要もなしで、航空機の内部装備エレメントの正しいはめあいに主に置くことができる。
【００６５】
これも、組み立ての速度を上げることを可能にする。
【００６６】
本発明の例示的実施形態は、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造から取り外すための方法を図面で参照しながら、以下に記述される。しかしながら、これらの例示的実施形態も、第１のコンポーネントを第２のコンポーネントと着脱可能に接続するための、航空機の内部装備エレメントを航空機構造物に取り付ける取り付けシステムのための、航空機の内部装備エレメントを航空機における荷重構造に取り付ける方法のための、本発明による取り付けシステムを有する航空機のための、および、航空機における本発明による取り付けシステムの使用のための、ラッチングデバイスに適用される。
【００６７】
本発明の他の例示的実施形態は、第１または第２のラッチングデバイスの安全装置エレメントを手動でアンラッチするステップ、ラッチングエレメントをこの第１または第２のラッチングデバイス内に導入することによって、この第１または第２のラッチングデバイスのラッチングエレメントを手動でアンラッチするステップ、および、残った第２または第１のラッチングデバイスの係止エレメントを手動でアンラッチするステップ、をさらに含む方法を提示する。
【００６８】
手動でアンラッチするプロセスは、それぞれの保護エレメント、ラッチングエレメント、またはロッキングエレメントを、偶然の、不用意な、または誤ったアンラッチに対して効果的に防止することを可能にする。
【００６９】
それぞれの手動のアンラッチ操作を提供する構成は、安全性をさらに増加させ、それによって航空機の内部装備エレメントが取り付けられる、特別の、付加される、相互依存しているシーケンスにおいてのみ、実行されることができる。
【００７０】
例えば、ラッチングエレメントは、安全装置エレメントが手動でアンラッチされた後、手動でアンラッチされることができるのみである。そこにおいて、係止エレメントは、ラッチングエレメントが手動でアンラッチされた後、および／または、任意の必要な回転運動が実行された後、手動でアンラッチされることができるのみである。
【００７１】
本発明の例示的実施形態は、以下の図に示されて、以下にさらに詳細に説明される。
【００７２】
別々の図における同じかまたは同様のコンポーネントは、同一の参照番号によって提供される。
【００７３】
図の描写は、概略的であり、一定の比率ではなく、質的なサイズ割合を反映することができる。
【図面の簡単な説明】
【００７４】
【図１】図１は、航空機の荷重構造に固定される、航空機の内部装備エレメントの配置の概略図である。
【図２】図２は、固定デバイスの例示的実施形態である。
【図３】図３ａ、図３ｂは、固定デバイスの他の例示的実施形態である。
【図４】図４ａ〜図４ｃは、本発明のラッチングデバイスの例示的実施形態である。
【図５】図５ａ〜図５ｃは、本発明のラッチングデバイスの他の例示的実施形態である。
【図６】図６ａ〜図６ｅは、本発明のラッチングデバイスの他の例示的実施形態である。
【図７】図７は、航空機の内部装備エレメントの取り付けおよび取り外しのための、本発明による方法の概略図である。
【図８】図８ａ〜図８ｃは、本発明のラッチングデバイスの他の例示的実施形態である。
【発明を実施するための形態】
【００７５】
図１を参照して、航空機の内部装備エレメント２（ここでは、頭上の荷物入れとして示される）の胴体１への取り付けは、以下に記述される。エレメント２は、ここでは、第１および第２の固定デバイス３ａ、３ｂによって取り付けられ、それは航空機構造物すなわち胴体１と本質的に接続される。単に概略的に示される第１および第２のラッチングデバイス４ａ、４ｂは、エレメント２と、第１および第２の固定デバイス３ａ、３ｂとの間に位置する。
【００７６】
ここで示されるように、エレメント２は、少なくとも２つのラッチングデバイス４ａを有する。しかしながら、取り付けは、１つの第１のラッチングデバイス４ａまたは２つ以上の第１のラッチングデバイス４ａだけを使用して実現されることも、考えられる。１つまたは複数のラッチングデバイスに関わる構成は、第２のラッチングデバイス４ｂにとっても、考えられる。
【００７７】
その個数は、それぞれのラッチングデバイス４ａ、４ｂがどのような大きさであるかに依存し、特に、航空機内部における通常のオペレーション中に生じる荷重を考慮に入れなければならない。
【００７８】
固定デバイスの例示的実施形態は、図２、図３ａ、図３ｂを参照して、以下に記述される。
【００７９】
固定デバイス３ａ、３ｂのこの例示的実施形態は、２つの別々のＴエレメント５ａ、５ｂおよび穴あきエレメント６を有する。
【００８０】
Ｔエレメント５ａは、ここでは角度をつけてあるが、しかし、穴あきエレメントの平面に対して垂直に、それ故Ｔエレメント５ｂと本質的に平行に、設計されることもできる。
【００８１】
しかしながら、固定デバイスは、他の方法で構成されることもでき、それは、本発明の根底にある考えを反映している信頼性の高い取り付けを可能にするように、穴あきエレメント６または少なくともその一部を本質的に含む。例えば、Ｔエレメント５ａは、航空機構造物すなわち胴体１の大きい表面上に接続されるか、または固定され、これにより、大きい表面積上に航空機構造物１に対する力（フォース）の伝達を可能にする。
【００８２】
航空機構造物１とＴエレメント５ａとは、ここでは、リベット接合、溶接、はんだ付け、圧接または同様の接続プロセスによって接続されることができる。同様に、Ｔエレメント５ａは、航空機構造物１の内部への単一ピースとして一体化されることができる。
【００８３】
Ｔエレメント５ｂは、穴あきエレメント６に直接取り付けられて、この穴あきエレメント６に対して垂直に位置する。それは、一方ではストップまたはスペーサとして役立つことができ、これにより、ラッチングデバイス内への固定デバイスの定義された導入を確実にする。
【００８４】
図２、３ａ、３ｂに示されるように、穴あきエレメント６の穴は同一サイズである。しかしながら、それぞれの固定デバイス３ａ、３ｂの位置を決定する際のより多くの余裕を提供するために、サイズの配列が異なることも考えられる。
【００８５】
固定デバイス３ａ、３ｂの位置決めに応じて、例えば誤ったかまたはゆがんだ組み立てを効果的に防止するために、その穴をそれらのサイズに関して異なって構成することも、可能である。
【００８６】
ストップエレメントとしてのその機能において、Ｔエレメント５ｂは、ラッチングエレメント１３をこのようにして第１の状態から第２の状態まで動かすために、ここでさらにトリガエレメント１４を作動させることができる。
【００８７】
ラッチングエレメント１３ならびに、第１および第２のラッチングデバイス４ａ、４ｂまたは第１または第２のラッチングデバイス４ａ、４ｂの第１の部分的な領域７ａの双方は、穴あきエレメント６の穴に連結されることができる。
【００８８】
図４ａ〜図４ｃのさらに参照して、本発明のラッチングデバイス４の例示的実施形態は、記述される。
【００８９】
固定デバイス３ａ、３ｂの断面図は、図４ａに再び概略的に示される。図４ｂおよび図４ｃは、本発明によるラッチングデバイスを、互いに９０°回転した状態で示す。
【００９０】
ラッチングデバイス４は、第１の部分的な領域７ａおよび第２の部分的な領域７ｂを有する。第２の部分的な領域７ｂは、航空機構造物１または、航空機の内部装備エレメント２のいずれかに、固定されることができる。
【００９１】
２つの部分的な領域７ａ、７ｂは、ここでは運動オプション１０を介して示されて、互いに動けるように取り付けられる。後者は、ヒンジ継手として図４ｂまたは図４ｃに示される。
【００９２】
したがって、第１の部分的な領域７ａは、第２の部分的な領域７ｂに対して回転することができ、それ故、航空機構造物１またはエレメント２の両者に依存してそのいずれか一方に、第２の部分的な領域７ｂは固定される。
【００９３】
第１の部分的な領域７ａは、ここでは、その端部領域において、本質的に円形かわずかにロッド形のエレメントとして設計され、それは、穴あきエレメント６の少なくとも１つの穴に対応する。
【００９４】
第１の部分的な領域７ａを穴あきエレメント６の穴の内部へスライドさせることによって、係止エレメント８は、図４ｂに示すその格納された（休止）位置へ自動的に挿入される。そして、部分的な領域７ａが穴あきエレメント６の穴を一旦通過すると、係止エレメント８は、フォースエレメント９ｄによって、その休止位置に向けて再び外側へ移動する。
【００９５】
フォースエレメント９ｄは、ここでは、スプリングエレメントとして概略的に示される。自動ラッチングは、ここでは、穴あきエレメント６の穴内への挿入の間、係止エレメント８を外側および／または内側にスライドさせることのできる、係止エレメント８のわずかに斜角をつけた構成によって達成される。
【００９６】
対照的に、穴あきエレメントに面していて、挿入された状態において後側に位置する係止エレメント８の側面は、斜角がついていない。その結果、第１の部分的な領域７ａを穴あきエレメント６の穴から引き出そうと試みるとき、ロックは自動的に解除されることができず、むしろ効果的に防止される。
【００９７】
結果として、第１の部分的な領域７ａは、固定デバイス３ａ、３ｂに関して挿入状態に固定される。
【００９８】
固定デバイス３ａ、３ｂは、航空機の内部装備エレメント２または胴体１のいずれかと次々に接続される。その状態はここでは示されない。しかしながら、航空機構造物すなわち胴体１、および航空機の内部装備エレメント２に対する、固定デバイス３ａ、３ｂおよびラッチングデバイス４ａ、４ｂのそれぞれの接続は、相互に排除する。
【００９９】
図４ｃは、９０°回転した図４ｂのラッチングデバイス４を示す。ここでは特に、係止エレメント８がどのようにして、第１の部分的な領域７ａの円形断面から突出し、そしてそれ故、第１の部分的な領域７ａを、穴あきエレメントの穴内に挿入された状態において、固定デバイス３ａ、３ｂに対して固定して、ラッチするかが見える。
【０１００】
本発明のラッチングデバイス４の他の例示的実施形態は、図５ａ〜図５ｃを参照して以下に記述される。
【０１０１】
図５ａは、Ｔエレメント５ｂおよび穴あきエレメント６を有する固定デバイス３ａ、３ｂを再び示す。固定デバイス３は、航空機構造物すなわち胴体１、または、航空機の内部装備エレメント２のいずれかに取り付けられる。
【０１０２】
対応する位置において、図５ｂは、本発明の例示的実施形態によるラッチングデバイス４を示す。
【０１０３】
ラッチングデバイス４は、ハウジング１１を有し、それはそれ自体で、航空機構造物１または航空機の内部装備エレメント２に取り付けられる。
【０１０４】
固定デバイス３およびラッチングデバイス４の取り付けは、この場合も同様に各々を排除する。固定デバイス３の穴あきエレメント６と一致している第１のハウジング開口１２ａは、ハウジングに位置する。
【０１０５】
穴あきエレメント６は、第１の開口１２ａを介して、ラッチングデバイス４内に導入されることができる。ラッチングデバイス４はさらに、第１のラッチングエレメント１３を有し、それの内部は、ここではスプリングエレメントとして示されるフォースエレメント９ａを組み込む。
【０１０６】
ラッチングエレメント１３の部分的な領域はさらに、トリガエレメント１４および安全装置エレメント１５の双方と一致するように設計されている溝１６を組み込む。
【０１０７】
トリガエレメント１４または安全装置エレメント１５は、この溝内に係合することができ、そして、ラッチングエレメント１３を、それぞれの第１または第２の状態に固定するかまたは保持することができる。図５ｂ、図５ｃは、第１の、開いた、アンラッチ状態のみを示す。
【０１０８】
加えて、トリガエレメント１４および安全装置エレメント１５の双方は、フォースエレメント９ｂ、９ｃを有し、ここでもスプリングエレメントとして示される。後者は、トリガエレメント１４を、ラッチングエレメント１３の溝１６内における第１の状態に保持し、安全装置エレメント１５を、ラッチングエレメント１３の溝１６内における第２の、ラッチ状態（図示省略）に保持する。
【０１０９】
図示のトリガエレメント１４および安全装置エレメント１５の双方は、本質的に同じ設計のものであり、本質的に長方形（ｏｂｌｏｎｇ）のエレメントを含む。
【０１１０】
このエレメントの部分的な領域は、穴形の開口を呈する。それは、他方で、トリガエレメント１４または安全装置エレメント１５が、フォースエレメント９ｂ、９ｃによってラッチングエレメント１３の溝１６内に導入されることが可能でありながら、一方では、それが穴形の開口内において自由に移動することができるというような方法で、ラッチングエレメント１３と相互に作用する。
【０１１１】
トリガエレメント１４または安全装置エレメント１５を溝内に導入するときに、ラッチングエレメント１３は、それぞれの第１または第２の状態に保持される。
【０１１２】
図５ｂおよび図５ｃは、ここでもまた９０°回転して示される。
【０１１３】
固定デバイス３の穴あきエレメント６を、第１の開口１２ａを介してラッチングデバイス４内に導入するときに、トリガエレメント１４はＴエレメント５ｂに対して押圧して、その結果、その固定状態から、フォースエレメント９ｂによって発揮する力（フォース）にさらされる非固定状態へ移動する。
【０１１４】
この場合、トリガエレメント１４は、ラッチングエレメント１３の溝１６内にもはや係合しない。そのため、ラッチングエレメント１３は、その後、フォースエレメント９ａを介して穴あきエレメント６の少なくとも１つの穴を通って移動する。これにより、ラッチングエレメント１３によって発揮される力（フォース）は、ラッチングデバイス４を固定デバイス３に対して固定するために、穴あきエレメント６の穴内にも使用される。本質的に自由に作用するラッチングまたは固定を可能にするような方法で、穴あきエレメント６の穴とラッチングエレメント１３とは互いに対応する。
【０１１５】
ラッチングエレメント１３が、フォースエレメント９ａを介して穴あきエレメント６の穴を通って挿入された第２の状態において、フォースエレメント９ａによって発揮される力（フォース）は、安全装置エレメント１５をラッチングエレメント１３の溝１６内に移動させて、それを第２の、格納された、ラッチ状態に固定する。
【０１１６】
図５ｃは、２つの平行したラッチングエレメント１３、トリガエレメント１４および安全装置エレメント１５を有するラッチングデバイス４の本質的に対称形の構成を示す。
【０１１７】
この実施形態では、個々のラッチングエレメント１３、トリガエレメント１４および安全装置エレメント１５は、各々互いに垂直方向に移動する。しかしながら、他の構成も可能である。
【０１１８】
手動操作は、固定デバイス３からラッチングデバイス４を取り外すために、その後可能である。
【０１１９】
それらは、まず最初に、例えば、指または何か他の物を使って安全装置エレメント１５を押すことにより、フォースエレメント９ｃにより発揮される力（フォース）に抗して安全装置エレメント１５を手動で動かしてラッチングデバイス１３の溝１６から出すことによって、互いに取り外される。これは、それから再びラッチングデバイス１３の開口の範囲内で、自由に移動可能でもよい。
【０１２０】
しかしながら、ラッチングエレメントは、フォースエレメント９ａによって発揮される力（フォース）によって、ラッチされた、第２の状態に保持されるのみである。アンラッチングエレメント（概略的に図示されない）は、目下、第２のハウジング開口１２ｂを介して、ラッチングデバイス４内に手動で導入される。
【０１２１】
このアンラッチングエレメントは、単純なラムまたはピンとして設計されることができて、それは、第２のハウジング開口１２ｂに本質的に対応する形状を有する。アンラッチングエレメントは、第２のハウジング開口１２ｂを介してハウジング１１内に導入されて、フォースエレメント９ａによって発揮される力（フォース）への露出の下に、ラッチングエレメント１３を第２の状態から第１の状態へ動かす。
【０１２２】
第１の状態において、トリガエレメント１４は、ラッチングエレメント１３の溝１６内に再び係合して、それを第１の状態に保持する。アンラッチングエレメントは、目下、ハウジング１１から取り外されることができ、そして、トリガエレメント１４は、ラッチングエレメント１３を第１の状態に保持する。
【０１２３】
ラッチングエレメント１３は、目下、穴あきエレメント６の穴ともはや係合しない。その結果、ラッチングデバイス４および固定デバイス３は、互いに関連してもう一度移動することができる。ラッチングデバイス４は、固定デバイス３からその後取り外されることができ、その逆も同様である。
【０１２４】
本発明のラッチングデバイス４の他の例示的実施形態は、図６ａ〜図６ｅを参照して以下に記述される。
【０１２５】
図６ａおよび図６ｂは、Ｔエレメント５ａ、５ｂおよび穴あきエレメント６を有する固定デバイス３の概略的上面図および底面図を示す。
【０１２６】
ラッチングデバイス４は、穴あきエレメント６上にラッチされた状態を示す。ハウジング１１において、図６ｃのラッチングデバイスは、摺動エレメント（ｓｌｉｄｉｎｇ  ｅｌｅｍｅｎｔ）１７を有し、摺動エレメント１７の面部分１７ａは、閉鎖状態にある穴あきエレメント６に対して押圧される。
【０１２７】
穴あきエレメント６に対して面部分１７ａを押圧することは、取り付け側２１の方に向けて面部分１７ａを押圧する。取り付け側２１は、ラッチングデバイス４を、航空機構造物１または航空機の内部装備エレメント２のいずれかに取り付けるために、そして固定デバイス３を、航空機構造物１または航空機の内部装備エレメント２のそれぞれ他方に取り付けるために、次々に使用される。面部分１７ａを有する摺動エレメント１７を後退方向へスライドさせることは、その下に、必要な自由に作用する取り付けを達成するために、穴あきエレメント６の厚みと一致する厚さの開口２０を解放する。
【０１２８】
摺動エレメント１７は、凹部２２をさらに有する。ハウジング１１の床部は、ノーズ１９を組み込み、ノーズ１９は、前述のように本質的に自由に作用する取り付けを確実にするために、穴あきエレメント６の穴と本質的に一致する。
【０１２９】
摺動エレメント１７の凹部２２は、ここでは、ノーズ１９の構成を可能にし、それ故、ノーズ１９は、穴あきエレメント６の厚みよりも高い。
【０１３０】
上記したように、ラッチングデバイス４を導入するときに、摺動エレメント１７は取り付けエレメント（ａｔｔａｃｈｍｅｎｔ  ｅｌｅｍｅｎｔ）２１の方へ移動される。ノーズ１９は露出して、穴あきエレメント６の対応する穴内に導入される。その結果、穴あきエレメント６および開口２０の対応する厚さは、摺動エレメントを再び解放する。
【０１３１】
摺動エレメント１７上に固定デバイス３に向けた力（フォース）を発生するフォースエレメント９ａは、摺動エレメント１７をその休止位置へと戻すように移動させるために用いられる。戻すように移動された後、穴あきエレメント６は、ハウジング１１の下側と摺動エレメント１７との間に位置して、ノーズ１９を介してラッチされる。
【０１３２】
その結果、ラッチングエレメント１３を押すことは、固定デバイス３とラッチングデバイス４との間の、着脱可能なそして本質的に自由に作用する接続を生成する。
【０１３３】
アンラッチングエレメント１８は、ラッチされた状態において、固定デバイス３とラッチングデバイス４とをアンラッチして、そしてそれ故取り外すために、手動で作動される。このアンラッチングエレメント１８は、摺動エレメント１７にも固定されて、そして、ハウジング１１の底側から下部開口を通して突出する。
【０１３４】
アンラッチングエレメント１８を、フォースエレメント９ａにより発揮される力（フォース）に抗して取り付けエレメント２１の方へ手動で移動させることによって、摺動エレメント１７は再び押し戻され、これにより、穴あきエレメント６を露出させ、そして、ラッチングデバイス４は、固定デバイス３から取り外されることができる。
【０１３５】
図６ａ〜図６ｅに示されない場合であっても、アンラッチングエレメント１８が安全装置エレメントを介して前もって手動で移動されるのを防止することはさらに可能であり、それも手動で作動される。
【０１３６】
本発明による航空機の内部装備エレメント２を取り付けて、および取り外すための方法は、図７を参照して以下に記述される。
【０１３７】
図７は、航空機の内部装備エレメント２（ここでは頭上の荷物入れとして概略的に示す）を、航空機構造物すなわち胴体１（そしてそれ故、外側の外皮１）と同様に、示す。
【０１３８】
エレメント２は、第１および第２のラッチングデバイス４ａ、４ｂによって、第１および第２の固定デバイス３ａ、３ｂに固定される。ここでは、図５ａ〜図５ｃによる第２のラッチングデバイス４ｂと同様に、図４ａ〜図４ｃによる第１のラッチングデバイス４ａは、概略的に示される。第１の固定デバイス３ａは、ここでは、図２のものに本質的に対応し、そして、第２の固定デバイス３ｂは、ここでは、図３ａおよび図３ｂに示される固定デバイス３に本質的に対応する。
【０１３９】
組み立ての間、第１のラッチングデバイス４ａは、第１の固定デバイス３ａの穴あきエレメント６の穴に挿入される。この挿入は、係止エレメントをラッチして、そして、第１の固定デバイス３ａと接続される第１のラッチングデバイス４ａを保持する。運動オプション１０は、目下、エレメント２を、第１のラッチングデバイス４ａを介して第１の固定デバイス３ａと運動可能に結合し、そして第１の固定デバイス３ａによって胴体１と結合する。
【０１４０】
矢印２３ａは、取り付けのための回転運動を記述する。エレメント２は、運動オプション１０を介して、矢印２３ａの方向に回転する。取り付けシステムは、ここでは、第２の固定デバイス３ｂが第２のラッチングデバイス４ｂの第１のハウジング開口１２ａ内に導入されて、前記の通りラッチされるように、寸法決めされる。
【０１４１】
このことは、それぞれのコンポーネント３ａ、３ｂおよび４ａ、４ｂが、全体の組み立てプロセスの間、十分に可視状態にあるので、単純な組み立てを可能にする。加えて、第１の固定デバイス３ａとラッチされた所与の第１のラッチングデバイス４ａ（本質的にフォースなし）は、それ自体の重量の下でエレメント２を保持するために適用されなければならない。
【０１４２】
このことは、第１の固定デバイス３ａおよび第１のラッチングデバイス４ａが、エレメント２の重心の本質的に中心上にあるという事実から結びつく。
【０１４３】
結果として、Ｚ方向の荷重だけが、第１のラッチングデバイス４ａおよび第１の固定デバイス３ａを介して、航空機構造物１に本質的に中継される。
【０１４４】
第２のラッチングデバイス４ｂおよび第２の固定デバイス３ｂにおける回転およびラッチングは、エレメント２と航空機構造物１との間のさらなる接続を確定する。
【０１４５】
Ｙ方向（航空機の縦軸に対する横方向）の荷重のみが、この接続を介して本質的に伝わる。第１および第２の固定デバイス３ａ、３ｂならびに第１および第２のラッチングデバイス４ａ、４ｂの、適切な、反復する構成の結果として、わずかな剪断応力は、航空機の縦軸方向における大きい表面を意味するＸ方向（航空機の縦軸と平行）において、エレメント３ａ、４ａ、３ｂ、４ｂも介して航空機構造物に荷重を伝える。
【０１４６】
上記したように、個々の固定デバイスおよびラッチングデバイスは、ここでは、互いに自動的にラッチされ、固定される。
【０１４７】
エレメント２の取り外しは、矢印２３ｂにより示されるように、回転運動によって図７に記述される。アンラッチングエレメント（これより詳細には示されない）は、ここでは、第２のハウジング開口１２ｂを介して、第２のラッチングデバイス４ｂ内に最初に導入される。
【０１４８】
安全装置エレメント１５は、前もって手動でアンラッチされなければならない。その結果、アンラッチングエレメントは、ラッチングエレメント１３を、穴あきエレメント６と接続される第２の、固定状態から、第１の状態まで動かすために用いることができる。
【０１４９】
安全装置エレメント１５を手動でアンラッチし、それからアンラッチングエレメントを導入することによって、ラッチングエレメント１３は、トリガエレメント１４によって、第１の、アンラッチされた、開放状態に保持される。
【０１５０】
アンラッチングエレメントを、穴あきエレメント６の穴よりもわずかに小さい断面を有して手動で導入されるように構成することは、ここでは、すでにアンラッチしているプロセスの間、最小限の回転運動を許容し、それはその後、トリガエレメント１４が自動的に作動されて、それ故、既述したように、ラッチングエレメント４が再びラッチすることを防止する。
【０１５１】
第２のラッチングデバイス４ｂがアンラッチされたあと、それは、第２の固定デバイス３ｂと関連して再び自由に運動することができ、そして、回転運動２３ｂは行われる。
【０１５２】
第１のラッチングデバイス４ａは、目下、航空機構造物１と航空機の内部装備エレメント２との間で係止エレメント８を手動で作動させることによって、第１の固定デバイスから取り外される。その結果、エレメント２は、第１および第２の固定デバイスから完全に取り外されることができる。
【０１５３】
第１および第２の固定デバイスの双方を、第１および第２のラッチングデバイスと交換して、これにより、それぞれのデバイス３ａ、３ｂ、４ａ、４ｂを、航空機構造物１またはエレメント２のそれぞれの他のエレメント（これより詳細には示されない）に取り付けることも、一般に可能であり、そして特定の実施形態例では望まれる。例えば、第１の固定デバイス３ａを航空機構造物１に固定して、第２の固定デバイス３ｂをエレメント２に固定するような、組合せも可能である。
【０１５４】
ここでは、任意の組合せおよび変更が可能である。運動オプションが、Ｚ荷重（Ｚ方向における）の下で固定デバイスまたはラッチングデバイスに生じないよりはむしろ、Ｙ荷重の下で生じることのほうが、さらに可能である。Ｚ方向は、ここでは、鉛直（航空機の長手方向軸線に対して垂直）である。
【０１５５】
本発明による取り付けは、ここでは、固定された航空機の内部装備エレメント上に力（フォース）が発生して、それが確実に吸収されおよび／または伝播されることを許容する。特に力（フォース）は、しかし発生するトルクまたは剪断応力も、本質的に自由に作用する取り付けを介して、航空機構造物に中継される。
【０１５６】
Ｚ方向およびＹ方向における（航空機の横軸または航空機の翼軸に沿った）上述した荷重（力およびトルク）に加えて、荷重は、Ｘ方向において（航空機の縦軸または胴体長手方向に沿って）、確実に吸収され、伝播される。
【０１５７】
本発明のラッチングデバイス４の他の例示的実施形態は、図８ａ〜図８ｃを参照して以下に記述される。図８ａおよび図８ｂから明らかなように、３つの例示的な爪は、穴あきエレメント６の３つの対応する開口内に導入される。しかし、任意の他の個数、例えば１つの爪でさえ、または、航空機の内部装備エレメント２の全体の長さに本質的に及んでいる大きい表面上における爪の配置も、考えられる。
【０１５８】
第１の部分的な領域７ａの爪が穴あきエレメント６の開口内に係合するとき、航空機の内部装備エレメント２は、穴あきエレメント６の開口を通る軸線まわりの回転運動のみが実行できるように、適所に本質的に固定される。
【０１５９】
穴あきエレメント６のスリットの適切な構成は、航空機の縦軸に沿ってを意味する例えばＸ方向の運動またはずれを効果的に妨げるのと同時に、定義された位置決めをその後可能にすることができる。
【０１６０】
図８ｃから明らかなように、爪形の第１の部分的な領域７ａがその導入された状態（第２のラッチングデバイス４ｂが第２の固定デバイス３ｂと接続される）にあるとき、それは突出した領域を有する。この突出した領域は、図８ｃにおいて第１の固定デバイス３ａの中央軸線の右側に示される。
【０１６１】
突出した領域は、第１の固定デバイス３ａ上における、第１のラッチングデバイス４ａまたは、第１のラッチングデバイス４の第１の部分的な領域７ａを介して、航空機の内部装備エレメント２を容易かつ迅速に組み立てることを可能にする。
【０１６２】
組み立てのために、固定された第１のラッチングデバイス４ａを有する傾斜した航空機の内部装備エレメント２は、第１の固定デバイス３ａの穴あきエレメント６の開口内に導入される。これらはその後、運動の唯一の可能な軸線を構成する。その結果、エレメントは、穴あきエレメント６の開口の長手方向軸まわりの回転軸線（後者のまわりに回転する）を有し、そうすると、第２の固定デバイス３ｂ（図示せず）内の第２のラッチングデバイス４ｂ（図示せず）と係合する。
【０１６３】
第１のラッチングデバイス４ａの第１の部分的な領域７ａの爪が、穴あきエレメント６の開口内に係合するとすぐに、航空機の内部装備エレメント２を保持または担持するためにＺ方向に適用されなければならない力（フォース）は、本質的になくなる。導入された状態において、エレメント２の重量は、第１の固定デバイス３ａを介して完全に航空機構造物すなわち胴体１に本質的に中継される。
【０１６４】
したがって、第１のラッチングデバイス４ａの爪は、航空機の内部装備エレメント２を本質的に明確な方法で配置し、後者が定義された地点または定義された軸線まわりに回転することを許容し、さらに、エレメント２が第２の固定デバイス３ｂの中に第２のラッチングデバイス４ｂと定義された方法で係合することを確実にもする。
【０１６５】
その結果、航空機の内部装備エレメント２を、明らかに決定されそして定義された方法で、航空機構造物すなわち胴体１に迅速に取り付けることは、可能である。
【０１６６】
本発明は、その記載において、図に示した実施形態に制限されない。むしろ、複数の変形は考えられ、それは、所与の基本的に異なる構成の実施形態でさえ、本発明による記述された解決法および原理を利用する。
【０１６７】
「有する」または「を含む」は他のいかなるエレメントまたはステップを排除せず、「１」または「１つ」は複数を排除しない、ことがさらに注意されてよい。上記の１つの例示的実施形態に関して記述される特徴またはステップは、上記の他の例示的実施形態の他の特徴またはステップと組み合わせて使用されてもよい、ことがさらに注意されてよい。請求項における参照符号は、限定として解釈されるべきでない。手順のステップの特定のシーケンスも、限定として解釈されるべきでない。
【符号の説明】
【０１６８】
１…航空機の構造／胴体
２…航空機の内部装備エレメント
３ａ、３ｂ…第１、第２の固定デバイス
４ａ、４ｂ…第１、第２のラッチングデバイス
５ａ、５ｂ…Ｔエレメント
６…穴あきエレメント
７ａ，７ｂ…第１、第２の部分的な領域
８…係止エレメント
９ａ〜９ｄ…フォースエレメント
１０…運動オプション
１１…ハウジング
１２ａ，１２ｂ…第１、第２のハウジング開口
１３…ラッチングエレメント
１４…トリガエレメント
１５…安全装置エレメント
１６…溝
１７…摺動エレメント
１７ａ…摺動エレメントの面部分
１８…アンラッチングエレメント
１９…ノーズ
２０…開口
２１…取り付けエレメント
２２…凹部
２３ａ…回転運動、取り付け
２３ｂ…回転運動、取り外し
【図１】
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【図２】
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【図３ａ】
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【図３ｂ】
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【図４ａ】
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【図４ｂ】
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【図４ｃ】
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【図５ａ】
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【図５ｂ】
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【図５ｃ】
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【図６ａ】
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【図６ｂ】
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【図６ｃ】
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【図６ｄ】
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【図６ｅ】
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【図７】
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【図８ａ】
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【図８ｂ】
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【図８ｃ】
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【国際調査報告】
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