(57)【要約】本発明は、構造部材１０、１２、１３；構造部材１０に固定される第１の複数のライン１１；構造部材１２、１３に固定される第２の複数のライン１４、１５であって、第２のラインの長手方向は第１のラインの長手方向と交差して、これにより、２つの長手方向が、少なくともいくつかの断面で航空機構造物にわたるネットワークを形成する、第２の多数のライン１４、１５；電流および／またはデータの伝送のためのラインを生み出すために、構造部材１０、１２、１３が航空機構造物内に一体化されたとき、ネットワークの選択された交差ポイントで、第１の複数のラインの中の選択されたラインを、第２の複数のラインの中の選択されたラインに接続するための、接続エレメント；を備える飛行機構造に関する。本発明はまた、この種の航空機構造物の製造方法にも関する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機構造物であって：
構造部材（１０、１２、１３）；
前記構造部材（１０）に一定の方法で接続される第１の多数のライン（１１）；
前記構造部材（１２、１３）に一定の方法で接続される第２の多数のライン（１４、１５）であって、その長手方向は前記第１の多数のライン（１１）の長手方向と交差して、これにより、それらのラインの長手方向が、少なくともいくつかの断面で航空機構造物にわたるネットワークを形成する、第２の多数のライン（１４、１５）；
前記航空機構造物に設置された前記構造部材（１０、１２、１３）の状態において、前記ネットワークの選択された交差ポイントで、前記第１の多数のラインの中の選択されたライン（１１）を、前記第２の多数のラインの中の選択されたライン（１４、１５）に接続するための、そして、このようにして電気伝送および／またはデータ伝送のためのラインを形成するための、接続エレメント（２１、２２、２３）；
航空機システム構成部品（１６、１７、１８、１９）を、前記第１または第２の多数のラインからの１またはいくつかのラインに接続するための、アクセスカップリング（２５）；を備え、
前記アクセスカップリングは、前記構造部材の前記ラインに沿って配置されるように適応される、
航空機構造物。
【請求項２】
前記構造部材（１０、１２、１３）は、縦フレームエレメント、横フレームエレメントおよび／または横筋交いであり、前記第１の多数のライン（１１）は、前記縦フレームエレメントに接続され、前記第２の多数のライン（１４、１５）は、前記横フレームエレメントおよび／または前記横筋交いに接続される、請求項１に記載の航空機構造物。
【請求項３】
前記縦フレームエレメント、前記横フレームエレメントおよび／または前記横筋交いのいずれの場合も、少なくとも１２ラインから成る少なくとも１つの束を含む、請求項２に記載の航空機構造物。
【請求項４】
前記構造部材（１０、１２、１３）は、二次構造部材である、請求項１に記載の航空機構造物。
【請求項５】
前記ラインは、光ファイバラインである、請求項１〜４のいずれか１項に記載の航空機構造物。
【請求項６】
前記接続エレメント（２１、２２、２３）は、フレキシブルであり、光ファイバラインを含む、請求項５に記載の航空機構造物。
【請求項７】
前記ライン（１０、１２、１３）は、少なくともいくつかの断面で、前記構造部材（２１、２２、２３）に取り付けられる、請求項１〜６のいずれか１項に記載の航空機構造物。
【請求項８】
前記ライン（１０、１２、１３）は、少なくともいくつかの断面で、前記構造部材（２１、２２、２３）に組み込まれる、請求項１〜７のいずれか１項に記載の航空機構造物。
【請求項９】
航空機構造物の製造方法であって：
構造部材（１０、１２、１３）を提供するステップ；
第１の多数のライン（１１）を一定の方法で前記構造部材（１０）に接続するステップ；
第２の多数のライン（１４、１５）を一定の方法で前記構造部材（１２、１３）に接続するステップであって、これにより、前記第２の多数のライン（１４、１５）の長手方向が、前記第１の多数のライン（１１）の長手方向と交差して、それらのラインの長手方向が、少なくともいくつかの断面で航空機構造物にわたるネットワークを形成する、ステップ；
航空機の構造部材（１０、１２、１３）を設置するステップ；
電気伝送および／またはデータ伝送のためのラインを形成するために、接続エレメント（２１、２２、２３）によって、前記ネットワークの選択された交差ポイントで、前記第１の多数のラインの中の選択されたライン（１１）を、前記第２の多数のラインの中の選択されたライン（１４、１５）に接続するステップ；を含み、
航空機システム構成部品（１６、１７、１８、１９）を、前記第１または第２の多数のラインからの１またはいくつかのラインに接続するための、アクセスカップリング（２５）が提供されて、前記アクセスカップリングは、前記構造部材の前記ラインに沿って配置されるように適応される、航空機構造物の製造方法。
【請求項１０】
少なくともいくつかの断面において前記ラインが前記構造部材に取り付けられるという点で、前記ライン（１１、１４、１５）は、前記構造部材（１０、１２、１３）に接続される、請求項９に記載の航空機構造物の製造方法。
【請求項１１】
少なくともいくつかの断面において前記ラインが前記構造部材に組み込まれるという点で、前記ライン（１１、１４、１５）は、前記構造部材（１０、１２、１３）に接続される、請求項９または１０に記載の航空機構造物の製造方法。
【請求項１２】
前記ライン（１１、１４、１５）の長手方向に沿った多数の位置で、前記接続エレメント（２１、２２、２３）は、材料の除去によって、対応するラインへのアクセスが生み出されるという点で、前記ラインに接続されることができる、請求項９〜１１のいずれか１項に記載の航空機構造物の製造方法。
【請求項１３】
前記アクセスカップリング（２５）は、前記ラインの長手方向に沿った多数の位置で、材料の除去によって、対応するラインへのアクセスが生み出されるという点で、前記ラインに接続されることができる、請求項９〜１２のいずれか１項に記載の航空機構造物の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ラインネットワークを含む航空機構造物およびその製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のシステム構成部品を接続するための、航空機においてこれまで使用されてきたケーブル敷設は、まさに相当な計画および製造費用を必要とする。航空機を構成するときにはすでに、ケーブルの経路は決定されることを必要とする。特に、スペース要求は重要な役割を演ずる。システム構成部品の配置を変更することは、関連したケーブル敷設の高価な作り替えを要求する。さらにまた、ケーブルのいかなるすり減りまたは切断でさえ防止するために、航空機構造物から間隔をおいてケーブルを配置するために対策がとられなければならない。さもなければ、短絡に、そしてシステム機能の損失に結びつくことがありえる。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００３】
本発明の目的は、航空機のケーブル敷設と関連した課題の少なくともいくつかを解決することである。
【０００４】
この目的は、独立クレームによる航空機構造物およびその製造方法によって満たされる。本発明に対する有利な改良は、従属クレームの一部を形成する。
【０００５】
本発明の例示的実施形態によれば、構造部材；前記構造部材に一定の方法で、換言すれば取り外し不可能に、好ましくは不可逆的に、接続される第１の多数のライン；前記構造部材に一定の方法で、換言すれば取り外し不可能に、好ましくは不可逆的に、接続される第２の多数のラインであって、その長手方向は前記第１の多数のラインの長手方向と交差して、これにより、それらのラインの長手方向が、少なくともいくつかの断面で航空機構造物にわたるネットワークを形成する、第２の多数のライン；および、前記航空機構造物に設置された前記構造部材の状態において、前記ネットワークの選択された交差ポイントで、前記第１の多数のラインの中の選択されたラインを、前記第２の多数のラインの中の選択されたラインに接続するための、そして、このようにして電気伝送および／またはデータ伝送のためのラインを形成するための、接続エレメント；を備える航空機構造物が提供される。
【０００６】
本発明は、航空機構造物で、特に航空機胴体で、これまで使用されてきた標準の電気ケーブル敷設を、構造にわたって適応性のあるライン（好ましくは光ファイバ）のネットワークと置き換えることを目的とする。この構成において、航空機構造物は、データ接続および／または電気接続をもたらすために用いられる。そして、それは航空機構造物の不可欠な部分になる。ネットワークまたは格子がこのようにプレインストールされた、ラインを含むネットワークまたは格子は、したがって、さまざまなシステムのための接続オプションを提供する。軸方向に延びるライン（例えば、縦フレームエレメントにおいて）が、それと交差して延びるライン（例えば、横フレームエレメントにおいて、または横部材において）に接続されるという点で、特定のラインルートは実現される。各構造部材（例えば、縦フレームエレメント、横フレームエレメントまたは横部材）は、裸の航空機胴体構造と比較したときに、ほとんど重量が増加しないか、またはいかなる重量でさえ増加しないで、多数のラインをもたらすことができる。この概念によって、システムの統合の間、残りの取り付けの尽力は、ラインネットワークへのアクセスポイントと、選択されるかまたは制御されるシステムのインタフェースとの間の、最後の数センチメートルまたは数メートルに限られる。残りのケーブル敷設（電気接続または光接続によって）は、したがって、ラインネットワークと、特定の需要者の要求にしたがう最終的なシステム装置との間の、短い接続に限られる。
【０００７】
ここに記述される航空機構造物の結果、多数の可能な接続ルートは、重量増加の最も小さい可能性とともに、または、重量増加がほとんどなしに、プレインストールされる。光ラインが構造部材に組み込まれる場合、重量増加はほとんど結びつかない。電気ラインが構造部材に接続される場合、ラインのない構造部材と比較したとき、これは重量のわずかな増加に結びつく。そこにおいて、しかしながら、ケーブル・ハーネスおよび関連した取り付け支持体を含むこれまで使用されるケーブル敷設と比較したときに、まさに相当な重量軽減を達成することができる。
【０００８】
プレインストールされたラインのネットワークは、完全な接続基盤を妨害するまたは再定義する必要性なしに、システム構成部品を広範囲に再配置するかまたは移動することを可能にする。さらにまた、ケーブル、対応するケーブル・ハーネス、取り付けクリップ、取り付け支持体およびケーブル・タイその他は、なしで済ますことができる。そして、それは重量の巨大な軽減に結びつく。さらに、組み込み形ラインの結果、方向変更に要求されるまさによりタイトな半径を可能にする。さらに、このネットワークは、新規なシステム構成部品のインストールのための単に選択されることができる多数の自由な接続ルートを、システムエンジニアに提供する。そのため、新規なラインを定義して、航空機構造物内にそれを設置する必要性はない。したがって、各航空機プログラムにおいて、接続ルートの定義および実施で、多くの時間は節約されることができる。
【０００９】
さらに有利な例示的実施形態によれば、航空機構造物を製造する方法が提供される。そして、その方法によってもまた、上述の効果を達成することができる。
【００１０】
以下に、本発明の例示的実施形態が、図を参照して記述される。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】図１は、いくつかの一次構造部材が示される航空機を示す。
【図２】図２は、本発明の例示的実施形態によるライン配置を概略的に示す。
【図３】図３は、ラインの結果として生じるネットワークを概略的に示す。
【図４】図４は、ライン接続の特定の実施形態を示す。
【図５】図５は、ライン接続のさらなる特定の実施形態を示す。
【図６】図６は、ライン接続のさらなる特定の実施形態を示す。
【図７】図７は、組み込み形ラインへの接続のためのアクセスカップリングを示す。
【図８】図８は、整列配置されたライン接続を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図１は、いくつかの一次構造部材が示される航空機を示す。航空機の長手方向に延びる構造部材は、縦フレームエレメント１０と呼ばれる。縦フレームエレメントと交差して延びて、胴体横断面の外部形状を本質的に定義する円弧状の構造部材は、横フレームエレメント１２と呼ばれる。一方、航空機の長手方向と交差して水平（地上に位置する航空機と関連して）に延びる構造部材は、横筋交い（その上に、例えば、キャビンの床または貨物室の床が設置可能である。）と呼ばれる。
【００１３】
図２は、本発明の例示的実施形態によるライン配置を概略的に示す。通常、航空機構造物におけるいくつかの縦フレームエレメント１０は、航空機の長手方向において互いに平行に延びる。第１の多数のライン１１は、これらの縦フレームエレメント１０に接続される。航空機の長手方向と交差して、横フレームエレメント１２は延び、そして、それは航空機胴体の横断面形状を定義する。この構成において、図２に示される楕円形の胴体横断面は、作業基準面で相互接続されるいくつかの横フレームエレメント１２を含む。横フレームエレメント１２は、格子構造が形成されるように、縦フレームエレメント１０に接続される。さらに、横筋交い１３は、航空機の長手方向と交差して水平に延びる。第２の多数のラインは、これらの横フレームエレメント１２および／または横筋交い１３によって支持される。横フレームエレメント１２によって支持されるラインは、参照符号１４を含み、そして、横筋交い１３によって支持されるラインは、参照符号１５を含む。構造部材は、金属、金属母材複合材料、あるいは、例えばカーボン強化エポキシ樹脂または光ファイバ強化エポキシ樹脂のような複合材料、から作成されることができる。ライン１１、１４、１５は、それぞれ縦フレームエレメント１０、横フレームエレメント１２または横筋交い１３に組み込まれるか、あるいはそれらの上に配置される。これらの構造部材１０、１２、１３の個々の各々は、１またはいくつかの個々のラインおよび／または、好ましくはリボンライン（例えば、互いに平行に延びる１２〜９６本の光ライン）の形態において共に束ねられる、１またはいくつかのライン束を含むことができる。
【００１４】
金属構造部材の場合、接着による結合、スプレー式（電気ラインの場合）、蒸着（電気ラインの場合）、適用される塗料層またはラッカー層への組み込みによって、あるいは、構造部材とそれが適用される外板との間にラインを配置することによって、ラインは、構造部材の表面に適用されることが好ましい。金属母材複合材料が用いられる場合、ラインはまた、表面に適用されることもできる。一方、光ラインの場合、それらはまた、例えば繊維強化材の内部への敷設によって、金属母材に組み込まれることもできる。
【００１５】
構造部材の製造において複合材料が使用される場合、構造部材の表面へのこの種の適用が行われることもでき、および／または、ラインは構造部材に組み込まれることもできる。この種の組み込みは、ラミネートすることにより、または樹脂にそれらを敷設することにより、繊維強化材に混ぜ合わせるかまたは敷設することによって、構造部材の製造の間に行われることができる。この方法で構造部材に一体化されたラインは、したがって、構造部材の不可欠な部分になる。このように、ラインは、構造部材の安定性および、データ分配または電流分配の両方に、多くの機能において関与する。
【００１６】
ライン１１、１４、１５は、光ラインまたは光導波路、特に光ファイバラインであることが好ましい。しかしながら、光ラインに代えて、または光ラインに加えて、電気ライン、特に銅線または銅の導体経路、を提供することも可能である。光ラインは、データ伝送のために用いられ、一方、電気ラインは、低出力領域の電気伝送のために好ましくは用いられる。構造部材に対する電気ラインの接続において、加えて、周囲環境からの、および構造材料（例えば金属または炭素繊維）からの、前記電気ラインの対応する絶縁が提供されなければならない。そして、その絶縁は、例えば、電気ラインの対応する被覆（例えば高温ポリアミド）によって実現されることができる。
【００１７】
図３は、ラインの結果として生じるネットワークを概略的に示す。明確にするため、この図は、参照符号１１、１４、１５を１回のみ示すが、いずれの場合も、それぞれ平行に延びるラインの全グループの特徴を示す。構造部材の設置状態における縦フレームエレメント１０、横フレームエレメント１２および横筋交い１３に沿って延びるライン１１、１４、１５は、図３に示すように、交差ポイントを有するネットワークを形成する。この文脈において、交差ポイントは、これらの場所で実際に接触するラインとして解釈されない。しかし、その代わりに、図２に対応する上面図におけるライン１１、１４、１５の長手方向に沿った想像線は、交差ポイントに結びつく。このように形成されるネットワークの交差ポイントでは、最初は光／電気接続はない。この種の接続を発生するために、ライン１１、１４、１５は、以下でさらに詳細に説明する接続エレメントに接続される。多数のライン１４の左側（図の体裁に関して）に接続されるシステム構成部品１６が、一番上の多数のライン１１に接続されるシステム構成部品（例えば制御装置）１７に接続される場合、交差ポイント２７で接続は作られる。交差ポイント２７の右側に位置する、多数のライン１１からこの一番上のラインのライン区画は、交差ポイント２７の右側に対して遮断されることができる。そして、この遮断されたライン区画は、他のシステム構成部品の接続のために再利用することができる。同様に、多数のライン１５の左側から２番目のラインに接続されるシステム構成部品１８は、多数のライン１１の上から２番目のラインに接続されるシステム構成部品１９に接続されることができる。それは、交差ポイント２０でこのライン１１はライン１４に接続され、そして後者は、さらなる交差ポイント２８で、システム構成部品１８と関連したライン１５に接続されるからである。すでに言及されたけれども、この文書では単純化のためにラインが単数で示されるにもかかわらず、実際の応用では、用語「ライン」は、１またはいくつかの個々のライン、および／または、１またはいくつかの共に束ねられるライン束に関連することができる、と再び指摘されなければならない。このように、航空機構造物（例えば航空機胴体）を形成するために構造部材を組み立てた後、この航空機の各位置は、適切な交差ポイントで接続が発生するという点で、ラインを経由して連絡をとることができる。フレキシブルな方法において、したがって、領域を迂回するために、または航空機構造物による冗長性と接続される理由のため、任意の考えられるジグザクのルートを達成することは可能である。例えば、図３に示すように、システム構成部品２９は、図に破線で示されるルートに沿っていくつかの交差ポイント３０で定める接続を経由して、システム構成部品３１に接続されることができる。縦フレームエレメント、横フレームエレメントまたは横筋交いごとに、好ましくは１２本以上のラインは提供される。そして、それはシステム構成部品を接続するための数百万もの可能なルートに結びつく。一般的に言って、航空機構造物に予め設置されたラインの、予め設置された適合できるネットワークは、したがって実現される。
【００１８】
図４は、ライン接続の特定の設計を示す。図示のように、縦フレームエレメント１０は、縦フレームエレメント１０の長手方向に延びるウェブを含む。そして、それは前記ウェブの側面に組み込まれている光ファイバライン束１１を有する。縦フレームエレメント１０は、横フレームエレメント１２と交差する。そして、それには、反対方向の交差ポイントから離れて、光ファイバライン束１４が組み込まれる。光ファイバライン１１、１４を相互接続するために、２つの接続エレメント２１が提供される。そしてそれは、互いに平行に延びる１２〜９６本の光ファイバを有するフレキシブルな光箔（ｏｐｔｉｃａｌ  ｆｏｉｌ）であることが好ましい。図４に示す例示的な実施形態において、縦フレームエレメント１０の上／中に提供される２つの光ファイバ束１１のうちの１つはいずれの場合も、横フレームエレメント１２の中に提供される２つの光ファイバ束１４のうちの１つに接続される。図によれば、この構成において、互いに平行に延びるいくつかの光ファイバライン間の接続は、接続エレメント２１によって確立される。代わりとして、接続エレメント２１にとって、単一のみのまたは少数のみの光ファイバ束１１が、いずれの場合も、光ファイバ束１４から対応する本数の光ファイバに接続されるような方法で、設計されることも可能である。接続エレメント２１の端部を、組み込み光ファイバに接続することは、組み込み光ファイバが、アクセスホールによって取り出される（ｔａｐｐｅｄ）ような方法で、そして、前記光ファイバによって導かれる光が端部に対して偏光されてその端部によって進められるような方法で、行われる。この種の接続の特別の形態は、現状技術（例えば米国特許第７０３９２７６号明細書）から知られる。光ファイバを、縦フレームエレメント１０のウェブの側面の上／中に取り付ける／組み込むことによって、航空機の長手方向における重要なシステムのためのラインルートを切り離すことが可能になる。横フレームエレメント１２上の反対方向のライン１４の継続の結果、この安全な切り離しは、横フレームエレメント１２上にも実現される。この切り離しは、ライン１１、１４、１５を反対方向に面する側に取り付けることによって、すべての構造部材１０、１２、１３において実現されることができる。
【００１９】
繰り返しを回避するために、以下の図の説明において、今までの説明と異なる態様だけが説明される。
【００２０】
図５は、ライン接続のさらなる特定の実施形態を示す。この実施形態において、縦フレームエレメント１０は、ウェブの最上部の領域に組み込まれる光ファイバライン束１１を含む。接続エレメント２２は、光ファイバライン束１１から、一方向へ延びる横フレームエレメント１２上の光ファイバ束１４まで、光ファイバの一部を接続して、および、光ファイバの他の一部を、上述したものと反対方向に延びる光ファイバ束１４まで接続する、Ｙ字形である。
【００２１】
図６は、ライン接続のさらなる特定の実施形態を示す。この実施形態において、縦フレームエレメント１０は、ウェブの最上部の領域に組み込まれる光ファイバライン束１１を含む。接続エレメント２３もまた、光ファイバ束１１から単一の光ファイバを、いずれの場合も、横フレームエレメント２１の２つの光ファイバ束１４を含む光ファイバに接続する、Ｙ字形である。この構成において、１つの光ファイバ接続を２つの光ファイバ接続に分割することは、現状技術から知られる電力スプリッタ２４によって行われる。２本の進行中の光ファイバライン１４への、いずれの場合も供給ラインとして作用する光ファイバライン１１を分割することは、故障が発生した場合に冗長度の増加に結びつくという点で、これは効果を提供する。例えば、タイヤの故障またはプロペラの故障は、光ファイバライン１４のうちの１本を切断した航空機に対して投じられる分離したパーツに結びつくことがありえる。この種の場合、システム構成部品まで反対方向において案内する別ルートの光ファイバライン１４は、それからまだ完全である。したがって、ルートの慎重な選択によって、ラインが中断されることがあった場合でも、冗長性が提供されることを確実にすることができる。
【００２２】
図７は、組み込み形ラインへの接続のためのアクセスカップリングを示す。システム構成部品（例えば、センサ、最終制御エレメント、空調装置、娯楽装置、マイクロプロセッサ、飛行制御システム、飛行管理システムその他）を、組み込み形ラインに接続することは、アクセスカップリング２５を経由して行われることが好ましい。そして、そこでは、組み込み光ファイバは、アクセスホールによって取り出される。そして、前記光ファイバによって導かれる光は、マイクロレンズ装置によってアクセスカップリング２５内に偏光されて、それによって進められる。アクセスカップリング２５は、それから、さまざまな長さにおいて利用できるフレキシブル接続エレメントを経由して、システム構成部品に接続されることができる。航空機の構成の定義が一旦決定されるならば、そして、さまざまなシステム構成部品の設置される位置が一旦定義されるならば、このアクセスカップリング２５を位置決めすることは、定義される。接続位置がこの時点までフレキシブルな権利であるという点で、これは効果を提供する。光ファイバが構造部材の全長に沿って好ましくは延びるので、アクセスカップリング２５は、構造部材の全長に沿って提供されることができる。但し、さまざまなタイプの構造部材１０、１２、１３が交差する交差ポイントの領域における接続は、最もありそうである。しかしながら、組み込み形ラインの場合、アクセスカップリング２５を取り付けるための位置の方が選ばれると注意されなければならない。そして、その位置が、孔が作られる結果として構造部材１０、１２、１３の構造安定性に与える最少の影響を有する。孔を作ることに代わるものとして、感知しにくいカップラによってアクセスカップリングを実現することも、可能である。
【００２３】
図８は、整列配置されたライン接続を示す。構造部材（例えば縦フレームエレメント１０、横フレームエレメント１２および横筋交い１３）は、概して、航空機胴体の全長、全幅または全周にわたって延びず、その代わりに、同じタイプのいくつかの構造部材が作業基準面上で相互接続されるので、これらの接続ポイントでのライン１１、１４、１５の多数のブリッジングは、必要になる。この構成において、ライン１１、１４、１５は、構造部材の全長の８０パーセントにわたって延びることが好ましい。それらは、構造部材１０、１２、１３の９０パーセントにわたって延びることがより好ましく、構造部材１０、１２、１３の全長にわたって延びることはさらに好ましい。構造部材上のライン１１、１４、１５は、接続エレメント２６によって、それらのそれぞれの端部により、同じタイプの隣接する構造部材（縦フレームエレメント、横フレームエレメント、横筋交い）のラインの整列配置された端部に接続される。その結果、例えば縦フレームエレメント１０の場合、航空機胴体の全長に沿って延びるラインは、互いに整列されるように配置される縦フレームエレメント１０に沿って形成される。特定のルートにおける多数の接続から結びつく可能な伝送損失を防止するために、ラインに沿って光増幅コンポーネント（例えばエルビウムドープトファイバ増幅器）を提供することは、可能である。さらにまた、上記の接続ポイントでアクティブ増幅器を提供することは、可能である。
【００２４】
ライン１１、１４、１５が、構造部材の全長に沿って延長しないで、その代わりに、さまざまなタイプの構造部材が交差する交差ポイント間の距離にしたがって、その長さが決定されることも可能である。好ましくは、ラインの長さは、それからこの距離の８０パーセント、より好ましくはその距離の９０パーセント、さらにより好ましくはその距離の全長、に達する。この距離にしたがって長さを決定することは、しかしながら、この距離が航空機プログラムの残余に関連して限定的であるとみなされる場合のみ、理にかなっている。
【００２５】
上記の例示的実施形態が、一次構造部材として、縦フレームエレメント、横フレームエレメントおよび横筋交いを一次構造部材を参照するにもかかわらず、本発明によるラインネットワークとともに提供されることができる一次構造部材は、これらに制限されないと強調されなければならない。他の一次構造部材（例えば外板の部分）は、ラインを支持するために用いることができる。さらにまた、外板が一次構造部材であるシェル構造から成る航空機胴体において、ラインは、この外板に接続されることもできる。
【００２６】
さらに、いくつかの例示的実施形態において、光ファイバにのみ言及したが、この対応する例示的実施形態は、それに加えて、またはそれに代えて、電気ラインによって実現することができる、と強調されなければならない。
【００２７】
一次構造部材（例えば縦フレームエレメント、横フレームエレメントおよび横筋交い）におけるライン１１、１４、１５の上記の取り付けまたは組み込みの代わりに、またはそれに加えて、ライン１１、１４、１５は、二次構造部材（例えばライニングパネル、フロアパネル、頭上収納棚（帽子掛け）など）に取り付けられるかまたは組み込まれることもできる。一般的に言って、用語「二次構造部材」は、航空機の主荷重を支持しないそれらの構造部材に関連する。そして、その故障は、したがって、航空機セルの構造的完全性に有害な効果を有する。
【００２８】
さらなる用途において、航空機構造物に及ぶラインは、センサとして、例えば温度センサとして、または材料応力センサとして、作用する。ラインは、外部の影響に従ってそれらのラインの特徴を変えるので、目標とされる評価によって、この効果はそれに応じて使われることができる。
【００２９】
上記の例示的実施形態の１つにまたは設計に関して記述された特徴は、上記の他の例示的実施形態の他の特徴と組み合わせて使用されることもできることが指摘されなければならない。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【国際調査報告】
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