BRPI0806718A2 - elemento de revestimento como parte de uma fuselagem de aeronave - Google Patents
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Abstract
ELEMENTO DE REVESTIMENTO COMO PARTE DE UMA FUSELAGEM DE AERONAVE. A presente invenção refere-se a um elemento de revestimento (4) como parte de uma fuselagem de aeronave, onde o elemento de revestimento (4) é formado como um elemento laminado curvo e é pelo menos parcial ou completamente de construção CRP.
Description
Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "ELEMENTO DE REVESTIMENTO COMO PARTE DE UMA FUSELAGEM DE AERO- NAVE".
A presente invenção refere-se a um elemento de revestimento, que é utilizado na construção de uma fuselagem de aeronave e é parcial ou totalmente de construção CRP.
Sabe-se que uma fuselagem de aeronave pode ser produzida pela união de uma pluralidade de tambores de fuselagem curtos. Nesse ca- so, a fuselagem da aeronave é integrada sobre sua circunferência. Em uma construção alternativa adicional, a fuselagem da aeronave é construída a partir dos revestimentos de fuselagem. Isso tem a vantagem sobre os tam- bores de fuselagem, sendo mais fácil de se fabricar e adicionalmente ofere- cendo maior flexibilidade no desenho da fuselagem.
Os revestimentos de fuselagem ou tambores de fuselagem des- se tipo, para grandes aeronaves civis de passageiros e transporte, são nor- malmente feitos de metal ou uma liga de metal. No entanto, esses revesti- mentos de fuselagem metálicos ou tambores de fuselagem metálicos possu- em várias desvantagens. Em particular, o tamanho dos revestimentos de fuselagem ou tambores de fuselagem é limitado, por exemplo, pelas restri- ções impostas por produtos semiacabados tal como folhas metálicas, limita- ções nas ferramentas de formatação ou o tamanho de banhos químicos que estão disponíveis para processamento. Portanto, se os revestimentos de fuselagem metálicos forem utilizados, é necessário que um número relativa- mente grande de revestimentos metálicos menores seja montado em seções maiores e por fim na fuselagem. Uma desvantagem adicional é que os re- vestimentos de fuselagem ou os tambores de fuselagem feitos de metal pos- suem um peso considerável.
A presente invenção é, portanto, baseada no objetivo de forne- cimento de um elemento de revestimento para uma fuselagem de aeronave que permita a produção simples e econômica de uma fuselagem de aerona- ve e também permita uma economia de peso adicional.
De acordo com a invenção, esse objetivo é alcançado por um elemento de revestimento possuindo as características de acordo com a rei- vindicação 1, e por uma fuselagem de aeronave possuindo as características de acordo com a reivindicação 12, e também por uma aeronave possuindo as características de acordo com a reivindicação 14.
Um primeiro aspecto da presente invenção refere-se ao forneci- mento de um elemento de revestimento para uma fuselagem de aeronave que é formada como um elemento de folha curvo e é parcial ou completa- mente produzido como uma construção CRP. Isso tem a vantagem de o e- lemento de revestimento poder ser produzido de forma fácil e econômica em qualquer tamanho desejado. Isso é particularmente vantajoso em compara- ção com os elementos de revestimento metálicos que, como já foi descrito acima com relação à técnica anterior, são de dimensões limitadas. Uma van- tagem adicional é que a construção CRP pode economizar peso em compa- ração com um elemento de revestimento metálico.
Em uma modalidade da invenção, pelo menos o revestimento externo do elemento de revestimento tem construção CRP. O revestimento externo pode, nesse caso, ser formado como ou incluir um laminado. O la- minado possui preferivelmente uma ou mais camadas de um material CRP e pode ser fornecido adicionalmente, por exemplo, com pelo menos uma ca- mada de um material GRP e/ou ARP. A construção CRP do revestimento externo tem a vantagem de peso considerável poder ser economizado como resultado comparado com um revestimento externo comparável feito de me- tal como utilizado na técnica anterior.
Em uma modalidade adicional da invenção, o elemento de re- vestimento possui um comprimento em uma faixa de pelo menos 10 m a 60 m ou seu comprimento é adaptado de tal forma que, em uma aeronave, se estenda, por exemplo, substancialmente detrás da cabine de comando até a caverna de pressão traseira.
Isso tem a vantagem sobre os tambores de fuselagem e os re- vestimentos de fuselagem que são conhecidos a partir da técnica anterior que um grande número desses tambores de fuselagem anteriores e revesti- mentos de fuselagem que são necessários para se formar uma fuselagem de aeronave podem ser combinados na forma de elementos de revestimento de acordo com a invenção. É, dessa forma, possível se economizar custos consideráveis, visto que não há necessidade, então, de unir o grande núme- ro de elementos individuais. Adicionalmente, forças podem ser mais bem absorvidas pelo elemento de revestimento de acordo com a invenção, visto que apenas um pequeno número de elementos de revestimento precisa ser anexado um ao outro na direção longitudinal para formar uma fuselagem comparada, por exemplo, com os tambores de fuselagem conhecidos com suas costuras transversais. Uma fuselagem de aeronave pode, por exemplo, ser formada a partir de dois, três, quatro ou cinco elementos de revestimen- to, que são integrados sobre a circunferência e são fixados um ao outro na direção longitudinal.
Em outra modalidade da invenção, o elemento de revestimento é feito pelo menos parcial ou completamente de uma construção CRP monolí- tica, uma construção CRP híbrida e/ou uma construção intercalada CRP. No caso da construção intercalada, por meio de exemplo, um núcleo é disposto entre dois revestimentos CRP. A construção intercalada possui a vantagem de o elemento de revestimento possuir uma maior rigidez do que no caso da construção monolítica convencional.
Em uma modalidade da invenção, na estrutura intercalada o nú- cleo fornecido pode, por exemplo, ser uma estrutura tipo colmeia e/ou outra estrutura de reforço adequada que é composta, por exemplo, de painéis e/ou seções perfiladas, que podem formar estruturas de suporte ou Iongarinas adequadas. Isso tem a vantagem de permitir que um elemento de revesti- mento com alta estabilidade seja formado. O material núcleo utilizado nessa caso pode ser plástico reforçado com fibra, tal como, por exemplo, CRP, GRP ou ARP, além de espumas plásticas, papel de cera, tal como papel Nomex, e/ou ligas metálicas adequadas, tal como, por exemplo, ligas de a- lumínio, aço e/ou titânio.
Em uma modalidade adicional da invenção, a estrutura do ele- mento de revestimento pode variar na direção longitudinal e/ou de largura, por exemplo, em termos de sua resistência, rigidez, espessura, orientação de fibra, no caso de materiais reforçados com fibra tal como CRP1 ARP ou GRP e/ou seu material ou materiais. A estrutura do elemento de revestimen- to é nesse caso variada, por exemplo, com relação às diferentes espessu- ras, etc. preferivelmente no lado do elemento de revestimento voltado para a cabine de comando. Um elemento de revestimento desse tipo possui a van- tagem de poder ser adaptado a uma ampla faixa de cargas que podem ocor- rer em regiões diferentes do elemento de revestimento. Por exemplo, o ele- mento de revestimento pode ser reforçado nas regiões nas quais tensões particularmente altas ocorrem, por exemplo, na região onde as asas se u- nem ao corpo. Uma vantagem adicional é que os elementos de revestimento são facilmente acessíveis em comparação com os tambores de fuselagem, por exemplo, se regiões individuais precisam ter uma espessura aumentada, visto que o lado externo do elemento de revestimento se encontra em um molde ao passo que o lado interno, que está voltado para o interior da aero- nave, é descoberto e, dessa forma, pode ser trabalhado individualmente. Se os tambores de fuselagem feitos de materiais CRP forem produzidos em vez dos elementos de revestimento, os mesmos teriam que ser fornecidos com um núcleo ao qual o material CRP seria aplicado. Consequentemente, uma variação, por exemplo, na espessura do material teria que ser incorporada de forma correspondente ao núcleo a fim de impedir que os tambores de fuselagem tivessem subseqüentemente uma estrutura não uniforme nos seus lados externos. No entanto, isso envolve um trabalho considerável e custos adicionais.
Em uma modalidade adicional da invenção, o elemento de re- vestimento pode ser fornecido diretamente com recortes, por exemplo, para janelas e portas, ou esses recortes podem ser feitos subseqüentemente no elemento de revestimento, por exemplo, por meio de laser. O corte subse- quente dos recortes no elemento de revestimento tem a vantagem de ser particularmente econômico em termos de produção.
Aspectos adicionais da presente invenção se referem a uma fu- selagem de aeronave que é construída a partir de elementos de revestimen- to de acordo com a invenção e uma aeronave possuindo uma fuselagem de aeronave desse tipo.
A invenção é explicada em maiores detalhes abaixo com base nas modalidades ilustrativas e com referência às figuras em anexo, nas quais:
a figura 1 ilustra uma vista diagramática em perspectiva de uma construção de revestimento utilizando revestimentos metálicos; e
a figura 2 ilustra uma vista diagramática em perspectiva de uma aeronave com uma fuselagem feita de elementos de revestimento de acordo com a invenção.
A figura 1 apresenta de forma diagramática uma construção de fuselagem de construção monocoque, na qual as partes de painel de metal 3 são fixadas a uma grade de estruturas 2. Aqui, números relativamente gran- des de revestimentos metálicos menores foram fixados à grade de estrutura e uma pluralidade de tambores de fuselagem 1 precisa ser subsequente- mente montada para formar uma fuselagem, com os tambores de fuselagem 1 sendo fixados um ao outro através de juntas transversais.
Em contraste, a fuselagem de aeronave de acordo com a inven- ção é formada a partir de pelo menos dois elementos de revestimento alon- gados 4, como ilustrado de forma muito simplificada na figura 2, onde a po- sição dos elementos de revestimento 4, de forma a construir a fuselagem, é da mesma forma indicada apenas de forma diagramática. O número e a po- sição dos elementos de revestimento 4 podem variar como desejado, por exemplo, de acordo com a função, tipo de aeronave, etc., e não estão restri- tos à ilustração altamente simplificada da figura 2.
Os elementos de revestimento 4 têm construção CRP e podem ser unidos um ao outro na direção longitudinal, por exemplo, de forma con- vencional por meio de rebites (não ilustrados), para mencionar apenas uma das inúmeras possíveis opções de fixação. A construção CRP possui a van- tagem sobre os elementos de revestimento metálicos que os elementos de revestimento 4 podem, em princípio, ser produzidos em quaisquer dimen- sões desejadas ou tamanhos, visto que os materiais CRP podem ser com- prados e utilizados como um produto semiacabado sem fio, como foi. Inúmeros processos para a fabricação de partes compostas de CRP são geralmente conhecidos. Portanto, apenas uns poucos exemplos de tais processos serão mencionados abaixo. No processo de autoclave, o pro- cesso de cura da esteira impregnada com resina (por exemplo, prepregs) ocorre na autoclave. Os prepregs padrão possuem um teor de resina de a - proximadamente 40%. Se as colmeias forem utilizadas, os chamados pre- pregs adesivos (teor de resina aumentado) são utilizados como uma cone- xão direta com a colmeia, a fim de garantir o umedecimento da colmeia sem exaurir o laminado. Um processo adicional é a moldagem de transferência de resina (RTM). Esse é um processo de injeção de resina. Também conhe- cido é o processo de injeção de linha única (SLI). No processo SLI, diferen- temente do processo RTM convencional que usa duas metades de molde, as forças para compactar o material de fibra não são aplicadas mecanica- mente por uma ferramenta enorme, mas em vez disso, através de um meio molde relativamente flexível utilizando a pressão de autoclave. Também co- nhecido é o processo de laminação, que envolve o fornecimento de um mol- de que forma a superfície de componente subsequente e, alternativamente, aplicação de camadas de resina finas às esteiras de fibra. Um processo desse tipo é adequado em particular para produzir os elementos de revesti- mento de acordo com a invenção. Também conhecido é o processo de pul- verização de fibra, que utiliza uma pistola de pulverização de fibra. Nesse processo, fibras de resina, curativas, aceleradoras e longas são misturadas e aplicadas a um molde. Esse processo pode, da mesma forma, ser utilizado para produzir os elementos de revestimento de acordo com a invenção. A pressão a frio ou a pressão a quente é também geralmente conhecida. Nes- se caso, prepregs ou os compostos de moldagem de resina reforçados com fibra são pressionados a frio ou a temperaturas elevadas para formar os componentes.
A produção do elemento de revestimento 4 de acordo com a in- venção não está restrita a um processo específico ou uma construção espe- cífica. Por exemplo, em adição a uma construção monolítica o elemento de revestimento 4 também pode ter uma construção híbrida CRP/metal. Nesse caso, o revestimento de fuselagem pode consistir em um material CRP e tirantes e/ou estruturas podem consistir em metal ou uma liga metálica. Se os tirantes ou estruturas forem feitos de um metal ou uma liga de metal que leva à corrosão galvânica em contato com CRP e um eletrólito, medidas de proteção adequadas devem ser tomadas para impedir a corrosão, por e- xemplo, o uso de esteiras de fibra de vidro ou folhas tedlar entre os compo- nentes CRP e componentes metálicos e o uso de meios de fixação adequa- dos, que são feitos, por exemplo, a partir de material não condutor ou são encapsulados com GRP ou a haste do qual é fornecido com uma manga feita de um material não condutor.
O elemento de revestimento 4 pode opcionalmente também ter uma construção intercalada, na qual, por exemplo, pelo menos um núcleo é inserido entre dois revestimentos CRP (não ilustrados) ou entre dois lamina- dos CRP. O núcleo (não ilustrado) pode, nesse caso, por exemplo, ter uma estrutura tipo colmeia ou uma estrutura espumada ou, por exemplo, ser montado a partir de painéis e/ou seções perfiladas. O material núcleo pode, nesse caso, consistir em pelo menos um plástico reforçado com fibra, tal como, por exemplo, CRP, GRP, e/ou ARP, uma espuma plástica, papel de cera, tal como, por exemplo, papel Nomex, e/ou uma liga metálica, tal como, por exemplo, uma liga de alumínio, aço e/ou titânio.
A estrutura do elemento de revestimento 4 também pode variar na direção longitudinal e/ou de largura. Isso tem a vantagem de as áreas ou regiões do elemento de revestimento 4 poderem ser individualmente adap- tadas às cargas que agem aí. Normalmente, nem todas as regiões de uma fuselagem de aeronave são expostas a cargas idênticas ou cargas de mes- ma magnitude; por exemplo, a região da fuselagem 5, que encontra com as asas 6, e a região posterior da fuselagem 5 são carregadas mais pesada- mente do que outras regiões da fuselagem da aeronave. Para se adaptar de forma correspondente o elemento de revestimento 4, o elemento de revesti- mento 4 pode, por exemplo, ser formado com regiões de espessuras diferen- tes, dependendo da magnitude ou tipo de carga ou de forças que estão ati- vas. Adicionalmente, se os materiais reforçados com fibra forem utilizados, sua orientação de fibra pode variar em regiões diferentes do elemento de revestimento 4, por exemplo, como uma função das cargas e forças que o- correm aí. Adicionalmente, é concebível se variar o material, de forma que diferentes materiais possam ser utilizados ou combinados um com o outro em regiões do elemento de revestimento 4. Por meio de exemplo, é conce- bível se utilizar materiais particularmente estáveis ou resistentes à carga nas regiões que são expostas a níveis particularmente altos de carga, ao passo que outros materiais menos resistentes à carga podem ser utilizados em ou- tras regiões que são menos altamente carregadas. Dessa forma, é possível também se adaptar, de forma adequada, a resistência e/ou rigidez de regi- ões individuais do elemento de revestimento 4.
A variação na estrutura do elemento de revestimento 4 pode ser realizada não apenas para compensar as forças e cargas que ocorrem, mas também como uma função de inúmeros outros fatores, incluindo a economia de peso e fatores econômicos. Uma vantagem aqui é que o lado externo do elemento de revestimento 4 pode ser mantido em um molde ou retentor (não ilustrado) enquanto o lado interno é exposto e, portanto, prontamente aces- sível. É, dessa forma, possível, por exemplo, que o material reforçado com fibra seja aplicado muito facilmente em diferentes direções de fibra e espes- suras ao elemento de revestimento 4 sem, por exemplo, ter que previamente incorporar mudanças de espessura em um núcleo que é subseqüentemente cercado por material reforçado com fibra. Adicionalmente, é possível tam- bém se utilizar diferentes núcleos que variam em termos de material e/ou construção em uma construção intercalada. Os núcleos desse tipo podem ser facilmente utilizados no elemento de revestimento 4, visto que o elemen- to de revestimento 4 é completamente acessível a partir de seu lado interno, diferentemente dos elementos anulares descritos com um núcleo.
A tecnologia de acordo com a invenção de revestimentos de fu- selagem reforçados com fibra muito longa 4 pode reduzir o número de reves- timentos necessários, com uniões correspondentes, em aproximadamente 80% em comparação com a tecnologia de metal atual. Os elementos de re- vestimento longo 4 possuem a vantagem de sua união, através de junções longitudinais 7, permitir uma melhor transferência de carga do que as jun- ções transversais como ocorre quando unindo tambores de fuselagem. Em princípio, o comprimento grande dos elementos de revestimento 4 de acordo com a invenção apenas permite uma melhor transferência de carga a ser atingida, visto que muito menos funções e transições estão presentes em comparação com a multiplicidade de tambores de fuselagem que precisam ser unidos um ao outro a fim de formar a fuselagem e, consequentemente, possuem um número maior de junções transversais e formam um número maior de transições.
Os elementos de revestimento 4 de acordo com a invenção po- dem ser produzidos em qualquer dimensão desejada. Por exemplo, o ele- mento de revestimento 4 pode ter qualquer comprimento, largura e espessu- ra. Em particular, o elemento de revestimento 4 pode, por exemplo, ter um comprimento de 10 a 15 metros ou de 10 a 20 metros, de 20 a 25 metros, ou de 20 a 30 metros, de 30 a 35 metros ou de 30 a 40 metros, de 40 a 45 me- tros ou de 40 a 50 metros, de 50 a 55 metros ou de 50 a 60 metros e maior. Todos os valores intermediários dentro dessas faixas também estão incluí- dos. Em princípio, o comprimento do elemento de revestimento 4 também pode ser inferior a 10 metros.
O comprimento específico do elemento de revestimento 4 de- pende da aeronave em particular e é definido individualmente. O mesmo também é verdadeiro para a largura e espessura dos elementos de revesti- mento 4. O elemento de revestimento 4 de acordo com a invenção pode, por exemplo, se estender detrás da cabine de comando 8 até a caverna de pressão posterior 9 e uma fuselagem pode, por exemplo, ser criada sobre sua circunferência 2, 3, 4, 5 ou mais elementos de revestimento 4.
De acordo com a técnica anterior, como ilustrado, por exemplo, na figura 1, dependendo da aeronave existem 4, 5 ou mais juntas transver- sais ou junções transversais entre as seções tubulares da fuselagem, que inicialmente tinham sido montadas a partir de revestimentos menores. Em contraste, a invenção pode reduzir o número de juntas transversais na regi- ão de fuselagem típica para 0 ou 1 no caso de uma aeronave extremamente longa. O nariz e a cauda de avião podem permanecer como partes separa- das e ser unidas à fuselagem.
A invenção fornece uma fuselagem de aeronave de construção integral, composta ou híbrida de fibra, na qual o número de elementos de revestimento que até agora era exigido é minimizado pelo fato de a extensão e função desses elementos poder ser combinada em um número pequeno de revestimentos de fuselagem de parte única e agora muito longos 4, de forma que o número de juntas transversais necessárias possa ser reduzido.
A construção CRP e a redução no número de uniões permite que peso considerável seja economizado e os custos de produção sejam reduzidos. A integração é uma das formas de controle de custos da constru- ção CRP para torná-la econômica. A invenção facilita a obtenção dos objeti- vos econômicos com construções CRP puras e construções híbridas, nas quais, por exemplo, os painéis de fuselagem são construídos a partir de um material CRP e estruturas e/ou tirantes são feitos de metal ou uma liga metá- lica.
A invenção fornece um componente único, nesse caso, o ele- mento de revestimento 4, onde previamente um grande número de compo- nentes precisava ser utilizado. Isso também elimina as uniões que eram pre- viamente necessárias. Isso, por sua vez, alivia consideravelmente os pro- cessos de fabricação e simplifica a logística e o controle de processo. A faixa de meios de produção e equipamento de fabricação pode ser reduzida e simplificada. Adicionalmente, é possível se alcançar simplificações na mon- tagem e encaixe através da redução drástica do número de componentes. Em detalhe, o tamanho dos componentes também envolve mudanças de procedimento que, no entanto, não são de forma alguma um fator de com- pensação. Em comparação com uma construção, por exemplo, de tambores de fuselagem CRP, é possível minimizar de forma significativa o risco de fabricação e alcançar uma flexibilidade maior na mudança de desenho e/ou materiais.
Adicionalmente, a estrutura de fuselagem de acordo com a in- venção e o elemento de revestimento 4 de acordo com a invenção permitem economia de peso, economia de custo e acelerações nos tempos de rendi- mento em comparação com a divisão de revestimento anterior.
Em comparação com a produção de tambores de fuselagem CRP1 em adição à vantagem do risco de produção reduzido, existe uma van- tagem adicional de menos gasto ser necessário nos meios de produção e equipamento e, ademais, as curvas de aprendizado serem mais favoráveis. Desenvolvimentos técnicos adicionais, mudanças de desenho locais, efeitos de aprendizado, materiais alternativos também são muito mais fáceis de se implementar, visto que, por exemplo, não há necessidade de se fornecer um núcleo ao qual o material CRP seja aplicado a fim de formar um tambor de fuselagem. Os tambores de fuselagem desse tipo são produzidos, por e- xemplo, por um processo de enrolamento, no qual as fibras de reforço são enroladas em torno de um núcleo rotativo, que desvantajosamente, depen- dendo da geometria, permanece no componente ou é removido do mesmo novamente.
Apesar de a presente invenção ter sido descrita acima com base nas modalidades ilustrativas preferidas, não está restrita às mesmas, mas, em vez disso, pode ser modificada de várias formas.
Lista de Desiqnacões de Referências
1 Tambor de fuselagem
2 Estrutura
3 Painéis
4 Elemento de revestimento
5 Fuselagem
6 Asa
7 Junção longitudinal
8 Cabine de comando
9 Caverna de pressão posterior
Claims (15)
1. Elemento de revestimento (4) como parte de uma fuselagem de aeronave, no qual o elemento de revestimento (4) é formado como um elemento laminado curvo e é pelo menos parcialmente ou completamente de construção CRP.
2. Elemento de revestimento (4) como parte de uma fuselagem de aeronave, no qual o elemento de revestimento (4) é formado como um elemento laminado curvo e é pelo menos parcial ou completamente de cons- trução CRP e onde pelo menos a espessura, a orientação de fibra, a resis- tência, a rigidez e/ou o material do elemento de revestimento (4) variam a- través da largura e/ou comprimento do elemento de revestimento (4).
3. Elemento de revestimento de acordo com a reivindicação 1 ou -2, caracterizado pelo fato de pelo menos o revestimento externo do elemen- to de revestimento (4) ser produzido completamente como uma construção CRP.
4. Elemento de revestimento de acordo com a reivindicação 1, 2 ou 3, caracterizado pelo fato de o elemento de revestimento (4) possuir um comprimento em uma faixa de pelo menos 10 metros a 60 metros.
5. Elemento de revestimento de acordo com pelo menos uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de o comprimento do elemento de revestimento (4) ser adaptado de tal forma que uma aeronave se estenda começando a partir detrás do comando (8) até a caverna de pressão posterior (9) ou pelo menos em uma região entre os mesmos.
6. Elemento de revestimento de acordo com pelo menos uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de o elemento de re- vestimento (4) pelo menos parcialmente, ser de construção CRP monolítica e/ou construção CRP híbrida.
7. Elemento de revestimento de acordo com pelo menos uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de o elemento de re- vestimento (4) ser pelo menos parcialmente de construção CRP intercalada.
8. Elemento de revestimento de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de na construção CRP intercalada, um núcleo ser disposto entre dois revestimentos CRP.
9. Elemento de revestimento de acordo com a reivindicação 8, caracterizado pelo fato de o núcleo possuir uma estrutura tipo colmeia ou outra estrutura de reforço adequada que é constituída de painéis e/ou se- ções perfiladas.
10. Elemento de revestimento de acordo com a reivindicação 9, caracterizado pelo fato de o núcleo incluir um plástico reforçado com fibra, tal como, por exemplo, CRP, GRP ou ARP, uma espuma plástica, papel de cera, tal como, por exemplo, papel Nomex, e/ou uma liga metálica, tal como, por exemplo, uma liga de alumínio, aço e/ou titânio.
11. Elemento de revestimento de acordo com pelo menos uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de pelo menos a es- pessura, a orientação de fibra, a resistência, a rigidez e/ou o material do e- lemento de revestimento (4) variarem sobre a largura e/ou comprimento do elemento de revestimento (4), por exemplo, no lado do elemento de revesti- mento (4) que está voltado para a cabine de comando.
12. Elemento de revestimento de acordo com pelo menos uma das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de os recortes, por exemplo, para janelas e portas, serem fornecidos no elemento de revesti- mento (4), por exemplo, são formatados ou poderem ser cortados por meios de laser.
13. Fuselagem de aeronave, a circunferência da qual é pelo me- nos parcialmente formada a partir de elementos de revestimento (4) como definidos em uma das reivindicações de 1 a 12.
14. Fuselagem de aeronave de acordo com a reivindicação 13, caracterizada pelo fato de a circunferência da fuselagem de aeronave ser formada a partir de, por exemplo, dois, três, quatro ou cinco elementos de revestimento (4).
15. Aeronave possuindo uma fuselagem de aeronave como defi- nido em pelo menos uma das reivindicações 13 e 14.
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