航空機用熱可塑性プラスチックホースであって、熱可塑性プラスチック材料からなる内層と、熱可塑性プラスチック材料からなる外層と、を備え、前記外層の前記熱可塑性プラスチック材料は約30MPaより大きい破断応力値を有し、前記ホースは、前記ホースが約0.38MPa未満の操作圧力で流体を輸送するように且つ、少なくとも約0.10MPaの圧力に確実に耐えるように構成された厚み及び直径を有する航空機用熱可塑性プラスチックホース。前記熱可塑性プラスチック材料がポリアミド11を含む、請求項1に記載のホース。前記流体が燃料、又は空気と燃料蒸気の混合物である請求項1又は2に記載のホース。前記内層及び前記外層が波状形又は回旋形である請求項1~3のいずれか一項に記載のホース。前記内層及び前記外層が同時押し出しされたものである請求項1~4のいずれか一項に記載のホース。前記ホースの前記厚みが約4mm未満である請求項1~5のいずれか一項に記載のホース。前記ホースの前記直径が約0.32cmより大きい請求項1~6のいずれか一項に記載のホース。前記内層が、前記内層の表面抵抗が約109Ω/□未満であるような静電気防止特性を有する請求項1~7のいずれか一項に記載のホース。さらに、前記ホースに位置づけられた取付け部品を備える請求項1~8のいずれか一項に記載のホース。前記取付け部品が、前記ホースに圧着された金属取付け部品、又は標準的な熱可塑的プロセスで前記ホースに位置づけられた熱可塑性プラスチック材料取付け部品である請求項9に記載のホース。前記標準的な熱可塑的プロセスが鋳造又は溶接である請求項10に記載のホース。前記ホースが少なくとも約1.14MPaの圧力に確実に耐えるように構成される請求項1~11のいずれか一項に記載のホース。航空機燃料システムであって、請求項1に記載されたホースと、航空機燃料タンクを備え、前記航空機燃料タンクは、前記航空機燃料タンクから前記ホースを通過して航空機エンジン、別の航空機燃料タンク、別の航空機燃料システム部品へ燃料を届けるように構成され、航空機の外部へ若しくは航空機の外部から空気をベントするように構成され、又は前記燃料システムの別の部品へ及び別の部品から前記ホースを介して空気をベントするように構成されている航空機燃料システム。前記熱可塑性プラスチック材料がポリアミドである請求項13に記載の航空機燃料システム。前記ホースが少なくとも約1.14MPaの圧力に確実に耐えるように構成される請求項13又は14に記載の航空機燃料システム。前記航空機がヘリコプタである請求項13~15のいずれか一項に記載の航空機燃料システム。航空機燃料システム内で流体を輸送する方法であって、請求項1に記載のホースを提供することと、取付け部品を別のホース、タンク、ポンプ、通気口、貫通部を有する壁、又は燃料システム機械設備に接続することと、前記ホースを介して流体を運ぶこととを備える航空機燃料システム内で流体を輸送する方法。航空機用熱可塑性プラスチックホースであって、熱可塑性プラスチック材料からなる内層と、熱可塑性プラスチック材料からなる外層とを備え、前記外層の前記熱可塑性プラスチック材料は約1.4未満の密度を有し、前記ホースは、前記ホースが約0.38MPa未満の操作圧力で流体を輸送するように、且つ少なくとも約0.10MPaの圧力に確実に耐えるように構成された厚み及び直径を有する航空機用熱可塑性プラスチックホース。前記熱可塑性プラスチック材料はポリアミド11を含む請求項18に記載のホース。前記内層及び前記外層が波形状であり、同時押し出しされたものである請求項18又は19に記載のホース。したがって、燃料及び他の流体の航空機内への輸送に使用でき、より軽量でより安価に製造される一方で、なお特定の航空機のための適切な温度範囲及び圧力範囲に耐えることができる可撓ホースを提供することが所望されている。例えば、一つの態様において、圧力に対する要求がより少ないヘリコプタ用の又は他のより小さい航空機用のホースを供給することが所望されている。したがって、ここに記載される発明の実施形態は、圧力、温度、及び航空機燃料の種類に関して航空要件に準拠した幾何構造及び設計を有するホースを提供する。本発明の実施形態は、航空機で使用するためのホースであって、現在使用されている航空機用ホースと比較すると低重量及び低コストのホースを提供する。本文に記載されるホース10の具体的な実施形態は、ヘリコプタの機内での使用に最適化されており、したがってこの特定の産業に役立つ適切な圧力耐性及び温度耐性、直径、並びに厚さをもって設計される。しかしながら、記載されたホースを他の種類の航空機での使用に改変するために、これらのパラメータは改変可能であることが理解されるべきである。提供されるホースは、薄い導電性内層12、及び外層14によって製造された波形状の熱可塑性プラスチックホース10である。内層12及び外層14は、約30MPa約4350psiより大きい破断応力を有する熱可塑性プラスチック材料から製造されてもよい。外層14がこのような耐破断応力を有することは特に有益である。それに加えて、又はその代わりに、材料は約1.4未満の密度を有してもよい。具体的な実施形態において、材料はポリアミドであってもよく、さらにより具体的な実施形態において、材料はポリアミド11PA11であってもよい。内層及び外層が同じ材料又は異なる材料製造されてもよいことが理解されるべきである。上記パラメータを有する材料を使用することで、ホースは付与された圧力及び航空分野で経験する強烈な環境に対し耐性を有するようになるが、現在用いられているホースよりもより軽量になる。ある実施形態において、用いられるPA11材料はバイオ原料の化学物質から製造され、そしてそれゆえに、その定義と製法に関し環境にやさしい材料と称することができる。上述のPA11材料を得るために他の方法が想定され得る。材料費、密度及び機械的破断応力を含む多数のトレードオフの結果、ホース用の独自の材料としてポリアミドが選択された。以下の表に、いくつかの一般的な熱可塑性プラスチックについてのこのようなパラメータの典型的な値を示す。ホース用の所望される材料を選択するために使用した合理的選択基準の例、そして具体的な実施形態では、求められているホース用に使用可能な材料としてポリアミド11PA11を選択するために使用した基準は、低密度、低コストで、十分な機械的強度を有する材料であることであった。ある実施形態では、PA11は約1.4未満の密度を有し、コストが1kgあたり約40ユーロ未満であり、30MPaメガパスカル4350psiより大きい破断強度を有するため、PA11が選択された。ポリアミド11はこれらの基準全てを満たすが、PPSUも別の選択肢である。さらに可能性のある材料があり得、その例はこの出願の末尾に記載されている。上記の表は、PA11のPTFEに対する利点、特に密度と機械強度に関するPA11のPTFEに対する利点を示している。ポリアミド11がヘリコプタや他の小さな飛行機において有益な操作圧力範囲及び最小破裂圧力範囲の所望の組み合わせをもたらすことが分かった。例えば、ポリアミド11のホースは、約0.38MPa約55psi未満の操作圧力で流体を輸送することが出来るとともに、約0.10MPa約15psi以上の圧力すなわち破裂圧力に確実に耐えることができる。ある特定の場合において、ホースは約1.14MPa約165psi以上の圧力すなわち破裂圧力に確実に耐えることができる。これらの範囲は、所望の強度を有するとともに、さらに意図された重量低減及びコスト低減もなされたホース10を提供することができる。ポリアミドホースは自動車産業で使用されてきたが、自動車のホースは、本文に記載された航空ホースとは非常に異なる要求及び規格を有しているために、航空機のホースとは非常に異なる幾何構造、圧力耐性、厚みなどを有する。例えば、ホース10は専ら、一定の特定された燃料圧力及び温度に耐えることが可能であり且つ燃料及び燃料蒸気及び空気などの他の流体を航空機内へそして航空機内部を通して安全に輸送することが可能な厚み及び圧力耐性を考慮して設計される。航空機の燃料ホース10は一般に、約-54°Cから約72°Cの間の操作温度範囲を有する。これにより航空機の燃料ホース10は過酷な温度下で確実に使用可能となる。対照的に、自動車のホースは約-20°Cから約60°Cの間の操作温度範囲を有することのみが要求されている。自動車のホースは、このような極限的な環境に耐える必要はない。ホース10はまた、ヘリコプタ燃料システムにおいて遭遇すると予期される最高圧力である約0.38MPa約55psiの圧力でも安全に操作することができる。この圧力は、ヘリコプタ燃料タンクが加圧下で燃料補給される圧力圧力式燃料補給圧力に相当する。システムの他の部分における最高操作圧力は通常、圧力式燃料補給圧力より低く、燃料を輸送するために使用されるポンプの性能に依存する。他のいくつかの場合では、航空機燃料システムにおけるホースは、最低で約-0.034MPa約-5psiの負圧真空下で操作されることがある。保守的な設計が行われることを想定して、ホースは、燃料システムが約-0.034MPa約-5psiから約0.38MPa約55psiの圧力の間で安全に操作されるように設計されなければならない。ホースがある程度の安全性の余裕多くの場合、この係数は3であるをもって操作圧力に耐えられるようにホースを設計することによって、安全な操作が確保される。したがって、ホース10は約-0.10MPa約-15psiから約1.14MPa約165psiの圧力に耐えるように設計される。対照的に、自動車燃料システムの操作圧力は約120mbarであり、これは約0.0120MPa約1.74psiに相当する。航空産業と同じ保守的な安全設計係数を適用する場合、自動車燃料ホースの耐圧は少なくとも約0.0360MPa約5.22psiである。これはより小さい航空機で使用するために設計されたホース10に要求される耐圧よりもはるかに低い。そしてさらなる比較対象として、航空機産業において使用するための標準的な従来技術のホースの操作圧力及びそれに対応する耐圧ははるかに高く、さらに重量及びコストを増加させる。最適な耐圧範囲を考慮してホース10を設計することにより、出願人は現在のホースの重量及びコストを減少させることのみならず、航空産業にとって新しい材料を使用する利益を最大化することを可能にした。ヘリコプタ産業に使用されるホースの直径は、通常SAEAS1227標準から採用されるダッシュ番号は約0.16cm1/16インチの倍数に対応する、すなわち、04、06、08、10、12、16、20、24、32、それより大きい数である。概して直径がメートル法で表現される場合又は他の欧州の基準に従う場合、上記と同じ範囲内の他の直径を見出すことも出来る。ヘリコプタシステムで使用するために設計されたホース10の実施形態は、一般的にこの範囲の中央の直径を有する。例えば、ホース10は、約1.27cm8/16、約1.59cm10/16、約1.91cm12/16などの、いくつかの直径の選択肢内で設けられてもよい。各層の厚みは様々な耐圧に最適に適応させるために増加又は減少させてもよいが、層12、14の厚さはほぼ合計約1mmにし得る。例えば、ホース10の最適な厚みの範囲は約1mmであることが予想されるが、ホース10は約0.3mmから約3mmの範囲の厚みを有し得る。ホースの強度と耐性を増加させるため、通常、外層14は内層12よりも厚い。いくつかの実施形態では、外層14は内層12よりも約5倍から約20倍厚い。ポリアミド11PA11が航空産業用途のホースの製造において使用するために適格な材料であろうことを確かめるために、燃料適合性試験が実施された。当該産業に従事する者は、ある種類の燃料に適合する材料が他の種類の燃料に適合するであろうということを意味しないことを知っている。それゆえに、PA11が航空用途のホースを製造するために使用され得ることを確かめるために広範な試験が実施された。例えば、試験がなされた可能性のある流体の種類はF34、F35、燃料JP‐4、JP‐5、JP‐8、RP‐3、TS1、RT、F40、JETA、JETA1、JETB、F44、F43、PR3C、AVGAS、F12、F18、F22、F54、F75、F76、F46、F37、JP8100を含むがそれらに限定されない。そして添加物は体積濃度0.30の防氷添加物;NATO記号S‐748、MIL‐1‐27686、D.ENG.RD2451AL‐31、AIR3652B_DCSEA745のEGME、流体<<I>>GOST8313‐88、流体<<I‐M>>TU6‐10‐1458‐79、TGFGOST17477、及びTGF‐MTU6‐10‐1457を含むがこれらに限定されない。これらの試験は、下記要件への適合を表示しているARZによって実施されたより多くの情報については下記のかぎ括弧内に記載された関連する実施基準を参照されたい。MIL‐DTL‐8794§3.7.1472時間常温でイソオクタン‐トルエン70‐30混合に燃料浸漬したところ、目視可能な劣化はなく、耐圧性試験に合格した。[SAEAS1227§3.5.7可撓性及び真空]イソオクタン燃料で満たされたホースを、負圧維持真空下において低温で、次いで高温で繰り返し曲げたところ、ホースに沿って内径は不変であり、目視可能な劣化はなかった。JETA1燃料中でエージングを15日間72°Cで加圧して行ったところ、目視可能な劣化はなく、破裂圧力に合格した。現在使用されている航空ホースは、ホースの外側の周囲に位置づけられた布地又は組み紐から耐圧を得ているが、出願人は一般通念とは逆に、この布地を航空ホース10の製造工程から除外し得ることを見出した。これらの布地及び組み紐は高価であり、布地及び組み紐を使用することなく耐圧ホースを製造可能であることは、実質的な経費低減となり得る。ホース10はそれに代えて、波状の形状を有することで、所望の可撓性及びより小さい航空機に好適な耐圧をさらにもたらすPA11のホースにし得る。これにより、大きく、重く、高価な標準のホースを使用せずに済む。図3に示されるように、ホースの各層12、14は、二重壁のホースの部分を提供する。一実施形態において、ホースの製造は2段階プロセスである。層12、14を構成する材料は、まずパイプ内に同時押し出しされ、それにより2層を有する円柱状のパイプが提供される。次いで、ホース10に波形構造16をもたらすように、そのパイプはネガモールドに対して押圧され、その材料は硬化又はアニールされる。換言すると、層12、14の各々は、同時押し出しされ、そして波形工程で形成される。波形のホースを提供することにより、ホースの完全性に対して応力又は他の種類の疲労をもたらすことなく、ホースをいかなる角度にも容易に曲げることが可能となる。内層12は、燃料装荷中の静電気蓄積のリスクを防止する静電気防止特性を有している。一実施形態において、これらの静電気防止特性とは、例えば、内層の表面抵抗が109Ω/□未満であるということである。燃料装荷は摩擦を生じさせて静電荷の蓄積を生じることがあり、その結果燃料の発火が起こる可能性があるため、ホース10が静電気消散性材料から形成されることは重要である。静電気防止内層12を設けることは、この潜在的な問題を緩和する助けとなる。図2及び図4に示すように、端部取付け部品18又は接続18がホース10の端部に設けられてもよい。取付け部品18は典型的には、ホースを燃料タンク又は燃料関連設備に取り付け可能とするために、ホースに取り付けられる金属部品である。取付け部品18は、標準の航空圧着を用いているが波状形ホースに適用される従来の方法でホース10に圧着されてもよい。例えば、ホースは2個の金属部の間で圧迫によって圧着されてもよく、その断面が図4に示されている。取付け挿入部品20がホース10の内側に位置づけられる。この挿入部品20は、長さ方向の特定の波の数について、ホースの内側の波状幾何形状に一致する波状の幾何形状を有する。取付け部品本体22は、ホースの外側の、取付け挿入部品20と同じ長さ方向部位に位置づけられる。取付け部品本体22は次いで、取付け部品本体22及び取付け挿入部品20がホース10をその間に挟み込む又は圧着するように、取付け挿入部品20に対して押圧される。また、熱可塑的にホース10上に鋳造又はホース10に溶接される熱可塑性プラスチックの取付け部品が設けられ得ることも可能であり想定される。どちらの種類の取付け部品又は方法が使用されるかに関わらず、結果としてもたらされる部品が取り付けられたホースは、別のホース、タンク、ポンプ、通気口、貫通部を有する壁passwall、又は他のいずれの燃料システム機械設備にも接続されるように、全種類の取り付けナットに適合することができる。ホースは航空機内へ及び航空機を通して燃料を輸送するために使用してもよく、さらに航空機のタンクの圧力を観測して調節するために航空機のタンクをベントするために使用してもよい。それゆえにホースは、燃料のみならず、燃料蒸気、空気、及び他のいかなる適切な流体をも輸送するように設計される。結果として得られるアセンブリも、取付け部品のない単独のホースと少なくとも同じ耐圧及び同じ長さ方向の機械的引っ張り強さを有する。換言すると、取付け部品はホース10と同じ耐圧及び機械的引っ張り要件を満たすように設計される。本文に記載した特徴に関連して他の材料が使用可能であることが理解されるべきである。例えば、ホースの層12、14は、一つ又はそれ以上の下記の材料から形成されてもよく、内層及び外層は同じ材料でもよいし、又は異なる材料でもよい。それらの材料としては、他のポリアミド樹脂又は共重合体例えば、ポリアミド4-6、ポリアミド6、ポリアミド12、PPAなどの芳香族PA、及びポリアリルアミド、ポリオレフィン樹脂、フッ素樹脂又は共重合体、さらに以下の群、PET、PEEK、PEKK、PEI、PET、PE、PPS、PPSU、PU、PI、PAI、等からの高分子が含まれる。発明の範囲又は精神、及び以下の特許請求の範囲から逸脱することなしに、以上に記載され図面に示された構造及び方法に対する改変及び改造、追加及び削除が行われ得る。