BRPI0809639A2

BRPI0809639A2 - Wing section of an aircraft

Info

Publication number: BRPI0809639A2
Application number: BRPI0809639-2A
Authority: BR
Inventors: Guenter Pahlo
Original assignee: Airbus Operations Gmbh
Priority date: 2007-04-26
Filing date: 2008-04-21
Publication date: 2014-09-23

Description

“SEÇÃO DE ASA-FUSELAGEM DE UMA AERONAVE” Referência a Pedidos Relacionados“AIRCRAFT WING-FUSELING SECTION” Reference to Related Orders

Este pedido reivindica o benefício da data de depósito do pedido de patente alemão 2007 019 692.1-22, depositado em 26 de abril de 2007, pedido cuja divulgação é por meio deste aqui incorporada pela referênciaThis application claims the benefit of the filing date of German Patent Application 2007 019 692.1-22, filed April 26, 2007, the application of which is hereby incorporated by reference.

Campo TécnicoTechnical Field

A invenção diz respeito a uma seção de asa-fuselagem de uma aeronave de acordo com a parte de pré-caracterização da reivindicação 1.The invention relates to an aircraft wing-fuselage section according to the pre-characterization portion of claim 1.

Antecedentes da InvençãoBackground of the Invention

Conexões de asa-fuselagem de aeronave atuais compreendem componentes separados que são unidos durante a montagem. Por exemplo, há asas que são anexadas por cima ou por baixo da fuselagem por meio de conectores, sem diminuir o espaço na cabine de passageiros ou no compartimento de carga. São comuns estruturas nas quais a asa é instalada na forma de uma solução de duas partes, assim denominada solução de junta central, ou na forma de uma solução de três partes que compreende uma caixa de asa em seção central através do compartimento de carga. A instalação exige a conexão de elementos nas regiões mais intensamente carregadas de uma aeronave.Current aircraft wing-fuselage connections comprise separate components that are joined during assembly. For example, there are wings that are attached above or below the fuselage by means of connectors, without reducing the space in the passenger cabin or cargo compartment. Structures in which the wing is installed in the form of a two-part solution, so-called central joint solution, or in the form of a three-part solution comprising a wing box in central section through the cargo compartment are common. Installation requires the connection of elements in the most heavily loaded regions of an aircraft.

Os vários componentes ou montagens (asas, seções centrais das asas, fuselagem) que, em alguns casos, podem mesmo ser desenvolvidos e produzidos em diferentes fábricas antes de ser unidos durante a montagem final, resultam em gastos de construção e instalação muito consideráveis, a fim de controlar com segurança as problemáticas regiões de união supramencionadas. Por exemplo, são exigidos enormes conectores para as conexões, cujas tolerâncias devem ser satisfeitas com altos gastos e cuja instalação exige uma grande quantidade de mão de obra.The various components or assemblies (wings, central wing sections, fuselage) that in some cases may even be developed and produced in different factories before being assembled during final assembly, result in very considerable construction and installation costs. in order to safely control the problematic regions of union mentioned above. For example, huge connectors are required for the connections, whose tolerances must be met with high costs and whose installation requires a large amount of manpower.

É o objetivo da presente invenção criar uma melhor seção de asa-fuselagem de uma aeronave. Em particular, deve ser criada uma seção de asa-fuselagem que contribui para uma diminuição nos gastos gerais da produção de uma aeronave, bem como contribui para uma redução no peso.It is the object of the present invention to create a better fuselage wing section of an aircraft. In particular, a wing-fuselage section should be created that contributes to a reduction in aircraft production overhead as well as a reduction in weight.

Sumário da InvençãoSummary of the Invention

Este objetivo é satisfeito por uma seção de asa-fuselagem com as características da reivindicação 1.This objective is met by a wing-fuselage section having the features of claim 1.

A invenção fornece uma seção de asa-fuselagem de uma aeronave, seção de asafuselagem esta que compreende uma raiz da asa na qual a asa da aeronave é conectada na fuselagem, uma região da fuselagem com elementos de estrutura da fuselagem que se estendem através da direção longitudinal da aeronave, e uma região da asa com Iongarinas que se estendem na direção da envergadura. A invenção fornece as Iongarinas da região da asa e os elementos de estrutura da fuselagem da região da fuselagem para formar partes de um conjunto integral que se estende pelo menos sobre uma parte média da asa e da região da fuselagem, incluindo as raízes da asa.The invention provides a wing section of an aircraft, which section comprises a wing root to which the wing of the aircraft is connected to the fuselage, a region of the fuselage with fuselage frame members extending through the steering. longitudinal section of the aircraft, and a wing region with Yongarines extending towards the wingspan. The invention provides the wing region yongarines and the fuselage region fuselage frame members to form parts of an integral assembly extending over at least a middle portion of the wing and the fuselage region, including the wing roots.

Melhorias a modalidades vantajosas da seção de asa-fuselagem de acordo com a invenção são apresentadas nas reivindicações subordinadas.Improvements to advantageous embodiments of the fuselage wing section according to the invention are set forth in the subordinate claims.

Descrição Resumida dos DesenhosBrief Description of the Drawings

A seguir, uma modalidade exemplar da seção de asa-fuselagem de acordo com a invenção é descrita em relação aos desenhos.In the following, an exemplary embodiment of the fuselage wing section according to the invention is described with reference to the drawings.

Os seguintes são mostrados:The following are shown:

a figura 1 é uma vista em perspectiva dos componentes essenciais de uma aeronave, na qual uma seção de asa-fuselagem de acordo com uma modalidade exemplar da invenção é concebida;Figure 1 is a perspective view of the essential components of an aircraft in which a wing-fuselage section according to an exemplary embodiment of the invention is designed;

a figura 2 é uma vista em perspectiva da seção de asa-fuselagem da aeronave mostrada na figura 1 de acordo com a modalidade exemplar da invenção compreendendo uma estrutura de reforço interior feita de longarinas, elementos da estrutura e traves, e um revestimento externo ali aplicado;Figure 2 is a perspective view of the wing-fuselage section of the aircraft shown in Figure 1 according to the exemplary embodiment of the invention comprising an interior reinforcement structure made of spars, frame members and beams, and an outer casing applied therein. ;

a figura 3 é uma vista em perspectiva da estrutura de reforço interna da seção de asa-fuselagem mostrada na figura 2 da modalidade exemplar da invenção, em que, além do mais, para maior objetividade, os motores da aeronave mostrados na figura 1 também são mostrados;Figure 3 is a perspective view of the internal reinforcement structure of the fuselage wing section shown in Figure 2 of the exemplary embodiment of the invention, in which, for greater objectivity, the aircraft engines shown in Figure 1 are also shown. shown;

as figuras 4a) até c) são ilustrações isométricas de uma vista frontal, uma vista lateral e uma vista de topo da estrutura de reforço interna, mostrada na figura 3, da seção de asa-fuselagem, com uma vista diagramática de um trem de pouso principal e da sua conexão e acomodação na seção de asa-fuselagem de acordo com uma modalidade exemplar da invenção;Figures 4a) through c) are isometric illustrations of a front view, a side view and a top view of the internal reinforcement structure shown in figure 3 of the fuselage section with a diagrammatic view of a landing gear main and its connection and accommodation in the fuselage section according to an exemplary embodiment of the invention;

as figuras 5a) até c) são ilustrações isométricas de uma vista frontal, uma vista lateral e uma vista de topo da estrutura de reforço interna, mostrada na figura 3, da seção de asa-fuselagem, com uma vista diagramática de um trem de pouso principal e sua conexão e acomodação na seção de asa-fuselagem de acordo com uma modalidade exemplar adicional da invenção;Figures 5a) through c) are isometric illustrations of a front view, a side view and a top view of the internal reinforcement structure shown in Figure 3 of the fuselage section with a diagrammatic view of a landing gear main and its connection and accommodation in the wing-fuselage section according to an additional exemplary embodiment of the invention;

as figuras 6a) e b) são uma vista de base e uma vista de topo da seção de asafuselagem da figura 2;Figures 6a) and b) are a bottom view and a top view of the screw-in section of Figure 2;

a figura 7 é uma vista de topo diagramática da estrutura de reforço interna da seção de asa-fuselagem, mostrada na figura 3, de acordo com a modalidade exemplar da invenção;Fig. 7 is a diagrammatic top view of the internal reinforcement structure of the fuselage section shown in Fig. 3 according to the exemplary embodiment of the invention;

as figuras 8 até 11 são vistas diagramáticas para explicar um método de produção relacionado à seção de asa-fuselagem de acordo com uma modalidade exemplar da invenas figuras 12a) e b) são vistas diagramáticas dos elementos de interseção ou elementos em T que podem ser usados de acordo com uma modalidade exemplar adicional da invenção para a produção da seção de asa-fuselagem;Figures 8 to 11 are diagrammatic views to explain a production method related to the fuselage section according to an exemplary embodiment of the invention. Figures 12a) and b) are diagrammatic views of intersecting elements or T-elements which may be used in accordance with FIG. according to a further exemplary embodiment of the invention for producing the fuselage wing section;

a figura 13a é uma vista diagramática do arranjo dos elementos de interseção mostrados na figura 12a) para a produção da seção de asa-fuselagem de acordo com a modalidade exemplar adicional da invenção;Fig. 13a is a diagrammatic view of the arrangement of intersecting elements shown in Fig. 12a) for producing the fuselage section according to the additional exemplary embodiment of the invention;

as figuras 14 e 15 são vistas diagramáticas para explicar a produção de uma seção de asa-fuselagem de acordo com a modalidade exemplar adicional da invenção com o uso dos elementos de interseção e dos elementos em T mostrados nas figuras 12 e 13; e a figura 16 é uma vista diagramática de um elemento estrutural que compreendeFigures 14 and 15 are diagrammatic views to explain the production of a fuselage section according to the additional exemplary embodiment of the invention using the intersecting elements and T-elements shown in Figures 12 and 13; and Figure 16 is a diagrammatic view of a structural element comprising

elementos de interseção e elementos em T, que podem ser produzidos de acordo com uma modalidade exemplar da invenção, de uma forma integrada por meio de materiais de fibra têxtil.intersecting elements and T-elements, which may be produced according to an exemplary embodiment of the invention, in an integrated manner by means of textile fiber materials.

Descrição Detalhada das Modalidades Preferidas A figura 1 mostra uma vista em perspectiva dos componentes essenciais de umaDetailed Description of Preferred Embodiments Figure 1 shows a perspective view of the essential components of a

aeronave moderna, na qual uma seção de asa-fuselagem de acordo com uma modalidade exemplar da invenção é concebida. A aeronave compreende uma fuselagem 2 e uma asa 1 que, por meio das raízes da asa 7, 8, é conectada na fuselagem 2. Na asa 1, os motores 31, 32 são conectados por meio dos elementos de suporte 37, 38 (pilões). Uma seção de asafuselagem, designada, no geral, pelo caractere de referência 40, compreende a raiz da asamodern aircraft, in which a wing-fuselage section according to an exemplary embodiment of the invention is designed. The aircraft comprises a fuselage 2 and a wing 1 which, via the roots of wing 7, 8, are connected to fuselage 2. On wing 1, engines 31, 32 are connected by support elements 37, 38 (pylons). ). A screw section, generally designated by reference character 40, comprises the root of the wing

7, 8, pela qual a asa 1 da aeronave é conectada na fuselagem 2 em ambos os lados, bem como uma região de fuselagem 3 com elementos de estrutura da fuselagem 11-15, 21-25 que se estendem através da direção longitudinal da aeronave, e, em cada lado, uma região de asa 5, 6 com Iongarinas 16-19 que se estendem na direção da envergadura, em um lado, e Iongarinas 26-29 no outro lado da aeronave.7, 8, whereby the wing 1 of the aircraft is connected to the fuselage 2 on both sides, as well as a fuselage region 3 with fuselage frame members 11-15, 21-25 extending through the longitudinal direction of the aircraft , and on each side a wing region 5, 6 with Yongarines 16-19 extending toward the wingspan on one side and Yongarines 26-29 on the other side of the aircraft.

A seção de asa-fuselagem 40 é concebida na forma de um conjunto integral, que compreende as Iongarinas 16-19 e 26-29 das regiões de asa 5, 6 e os elementos de estrutura da fuselagem 11-15 e 21-25 da região da fuselagem 3 como elementos estruturais essenciais. Estes elementos estruturais formam uma estrutura de reforço interna integral (isto 30 é, incluída como parte do todo) da seção de asa-fuselagem, com um revestimento da fuselagem 90 e um revestimento da asa 80 também sendo aplicados na dita estrutura de reforço.Wing-fuselage section 40 is designed as an integral assembly comprising the Yongarines 16-19 and 26-29 of wing regions 5, 6 and fuselage frame members 11-15 and 21-25 of region of fuselage 3 as essential structural elements. These structural elements form an integral (i.e. 30, included as a whole) internal reinforcement structure of the fuselage wing section, with a fuselage lining 90 and a wing lining 80 also being applied to said reinforcement structure.

As figuras 2 e 3 mostram a seção de asa-fuselagem, produzida na forma do dito conjunto integral 40, com e sem o revestimento da asa 80 e o revestimento da fuselagem 90. Juntamente com o revestimento da asa 80 e o revestimento da fuselagem 90, que formam um componente adicional do conjunto integral 40, a seção de asa-fuselagem pode absorver e distribuir todas as cargas estáticas e dinâmicas que ocorrem nesta região da aeronave.Figures 2 and 3 show the wing-fuselage section, produced in the form of said integral assembly 40, with and without wing-liner 80 and fuselage-liner 90. Along with wing-wing-liner 80 and fuselage-liner 90 , which form an additional component of integral assembly 40, the wing-fuselage section can absorb and distribute all static and dynamic loads occurring in this region of the aircraft.

A seção de asa-fuselagem integrada da modalidade exemplar mostrada nas figurasThe integrated fuselage wing section of the exemplary embodiment shown in the figures

1 até 3 se estende na direção longitudinal da aeronave de uma interface frontal 104, que é fornecida para conectar uma seção de fuselagem frontal 4, até uma interface traseira 109, 5 que é fornecida para conectar uma seção de fuselagem traseira 9, bem como na direção da envergadura entre as duas interfaces 110 ou 120, que, em cada caso, são fornecidas para conectar as asas exteriores 10 e 20, que formam as partes externas da asa 1, na seção de asa-fuselagem 40. As conexões 104,109 para as seções de fuselagem frontal e traseira 4, 9 podem ser desenhadas, de maneira tal que elas possam fornecer simples conexão das ditas 10 seções de fuselagem de acordo com a atual tecnologia de ponta.1 through 3 extends in the longitudinal direction of the aircraft from a front interface 104, which is provided for connecting a front fuselage section 4, to a rear interface 109, 5 which is provided for connecting a rear fuselage section 9, as well as a direction of the wingspan between the two interfaces 110 or 120, which in each case are provided for connecting the outer wings 10 and 20, which form the outer parts of the wing 1, in the fuselage section 40. Connections 104,109 for the Front and rear fuselage sections 4, 9 can be designed such that they can provide simple connection of said 10 fuselage sections according to current state of the art technology.

Da forma mostrada na figura 3, na região da asa 5, 6, são fornecidas regiões de união 131, 132 para conectar os motores 31, 32. Os motores 31, 32 são conectados nas ditas regiões de união com seus respectivos elementos de suporte ou pilões 37, 38. Na modalidade exemplar mostrada na figura 3, as regiões de união 131, 132, fornecidas para conectar os motores 31, 32 e as interfaces 110, 120, fornecidas para conectar as asas exteriores 10,As shown in Figure 3, in the wing region 5, 6, coupling regions 131, 132 are provided for connecting motors 31, 32. Motors 31, 32 are connected in said coupling regions with their respective support elements or 37, 38. In the exemplary embodiment shown in Figure 3, the coupling regions 131, 132, provided for connecting motors 31, 32 and interfaces 110, 120, provided for connecting outer wings 10,

20, são formadas por um elemento de conexão de asa compartilhado 33, 34 que finaliza e delimita o conjunto integral 40 na direção da envergadura.20, are formed by a shared wing connecting element 33, 34 which terminates and delimits integral assembly 40 in the direction of the wingspan.

Da forma mostrada na vista de topo diagramática da estrutura de reforço interior da seção de asa-fuselagem integral 40 da figura 7, no caso da modalidade exemplar atualmen20 te descrita, permite-se que as Iongarinas 16-19 ou 26-29 das respectivas regiões de asa 5, 6 na raiz da asa 7, 8 sejam contínuas de uma maneira integral nos elementos de estrutura da fuselagem 11-15 ou 21-25 da região da fuselagem 3. Em outras palavras, como é claramente mostrado na figura 3, nas raízes da asa 7 e 8, as Iongarinas 16-19 e 26-29, que se estendem no plano da asa, formam uma transição integral ou de peça única até os elementos de 25 estrutura da fuselagem 11-15 e 21-25, em que, na modalidade exemplar mostrada, os ditos elementos de estrutura da fuselagem 11-15 e 21-25 se estendem ao redor de toda a circunferência da fuselagem da aeronave 2 e, ao mesmo tempo, formam um conjunto de piso 30 e uma estrutura de suporte da cabine intermediária 30a da região da fuselagem 3 (compare as figuras 2 e 3).As shown in the diagrammatic top view of the inner reinforcement structure of the integral fuselage wing section 40 of FIG. 7, in the case of the exemplary embodiment described herein, the Yongarines 16-19 or 26-29 of the respective regions are permitted. 5, 6 at the root of the wing 7, 8 are integrally continuous in the fuselage frame members 11-15 or 21-25 of the fuselage region 3. In other words, as is clearly shown in FIG. 7 and 8, Yongarines 16-19 and 26-29, which extend in the plane of the wing, form an integral or one-piece transition to the fuselage frame members 11-15 and 21-25, in whereas, in the exemplary embodiment shown, said fuselage frame members 11-15 and 21-25 extend around the entire fuselage circumference of aircraft 2 and at the same time form a floor assembly 30 and a fuselage region mid-cab support 30a (compare figures s 2 and 3).

Da forma mostrada, em particular, nas figuras 3 e 7, em cada caso, um elemento deAs shown in particular in Figures 3 and 7, in each case a

suporte 35 e 36, que se estende na direção longitudinal da aeronave, é fornecido nas raízes da asa 7 e 8, em que as Iongarinas 16-18 de uma região da asa 5, e as Iongarinas 26-28 da outra região da asa 6, Iongarinas estas que continuam nos elementos de estrutura da fuselagem 11-15 e 21-25, se estendem no conjunto de piso 30, em cada caso, até o elemento de 35 suporte 36 e 25 do outro lado respectivo e são conectadas no dito elemento de suporte 36 ou 35. Desta maneira, a estrutura de reforço interior do conjunto integral 40 que forma a seção de asa-fuselagem pode introduzir, absorver e distribuir todas as cargas que ocorrem nesta região, ainda, ao mesmo tempo, sendo de construção leve.Support 35 and 36 extending in the longitudinal direction of the aircraft is provided at the roots of wing 7 and 8, where Yongarines 16-18 from one region of wing 5, and Yongarines 26-28 from the other region of wing 6 These yongarines continuing on the fuselage frame members 11-15 and 21-25 extend on the floor assembly 30, in each case, to the support member 35 and 25 on the other side thereof and are connected to said member. 36, 35. In this way, the interior reinforcement structure of the integral assembly 40 forming the wing-fuselage section can introduce, absorb and distribute all the loads occurring in this region while still being light in construction. .

Da forma adicionalmente mostrada na figura 7, as Iongarinas 16-19 ou 26-29, que se estendem na direção da envergadura das asas ou das regiões da asa 5, 6, seguem a curva da asa 1 em um ângulo em relação ao eixo geométrico longitudinal da aeronave, ânguio este que difere de 90 °. Na região da fuselagem 3, onde elas fazem uma transição até os elementos de estrutura da fuselagem 11-15 ou 21-25, ou onde elas formam os ditos elementos de estrutura da fuselagem 11-15 ou 21-25, elas são assim interconectadas pelas interseções, da forma mostrada na vista de topo da figura 7. Da forma já explicada em relação às figuras 2 e 3, os elementos de estrutura da fuselagem 11-15 e 21-25 são desenhados, de maneira tal que eles se estendam sobre toda a circunferência da fuselagem e, ao mesmo tempo, formem o conjunto de piso 30 da região da fuselagem 3 e a estrutura de suporte da cabine intermediária 30a da mesma. Assim, cada elemento da estrutura da fuselagem 11-15, 21-25 em si é fornecido na forma de uma unidade integral que compreende os ditos componentes estruturais do conjunto de piso 30 e da estrutura de suporte da cabine intermediária 30a.As further shown in Figure 7, Yongarines 16-19 or 26-29, extending towards the wingspan or wing regions 5, 6, follow the curve of wing 1 at an angle to the geometric axis. aircraft longitudinal angle which differs from 90 °. In the fuselage region 3, where they make a transition to the fuselage frame members 11-15 or 21-25, or where they form said fuselage frame members 11-15 or 21-25, they are thus interconnected by intersections, as shown in the top view of figure 7. As already explained with reference to figures 2 and 3, the fuselage frame elements 11-15 and 21-25 are designed such that they extend over the entire the circumference of the fuselage and at the same time form the floor assembly 30 of the fuselage region 3 and the intermediate cab support structure 30a thereof. Thus, each fuselage frame member 11-15, 21-25 itself is provided in the form of an integral unit comprising said structural members of the floor assembly 30 and the intermediate cab support structure 30a.

A seguir, em relação às figuras 8 até 11, é fornecida uma explicação sobre como a seção de asa-fuselagem de acordo com uma modalidade exemplar pode ser produzida na forma do dito conjunto integral 40.In the following, with reference to Figures 8 to 11, an explanation is provided as to how the fuselage section according to an exemplary embodiment may be produced in the form of said integral assembly 40.

Da forma mostrada na figura 9, as Iongarinas 16-19 e 26-29 ou os elementos da es20 trutura 11-15 ou 21-25 são formados pelos elementos estruturais 46, 46a, 47, 48, 49 que, na direção da envergadura, continuam de uma região da asa 5 até a outra região da asa 6 ou, expressado mais precisamente, de uma interface da asa 110 até a outra interface da asa 120, isto é, sobre toda a extensão da seção de asa-fuselagem integral na sua direção da envergadura. Para poder mais bem distinguir os elementos estruturais individuais 46-49, os 25 últimos são mostrados na figura 9 de diferentes maneiras, a saber, como linhas tracejadas, pontilhadas ou cheias.As shown in Figure 9, the Yongarines 16-19 and 26-29 or the frame members 11-15 or 21-25 are formed by the frame members 46, 46a, 47, 48, 49 which, in the direction of the wingspan, continue from one wing 5 region to the other wing 6 region or, more accurately expressed, from one wing interface 110 to the other wing interface 120, that is, over the entire length of the integral fuselage wing section at its direction of the wingspan. In order to better distinguish the individual structural elements 46-49, the last 25 are shown in Figure 9 in different ways, namely as dashed, dotted or filled lines.

Entre duas interseções nas quais as Iongarinas ou estruturas 11-15, 16-19, 21-25, 26-29 são interconectadas na região da fuselagem 3 da maneira supradescrita, os ditos eIementos estruturais 46-49 se estendem alternadamente no ângulo da respectiva Iongarina 30 11, 12, 13, 14, 15 de um lado, e no ângulo da respectiva Iongarina 26, 27, 28, 29 do outro lado respectivo, e, nas interseções, são conectados nos elementos estruturais contínuos que, em cada caso, formam as Iongarinas ou elementos da estrutura adjacentes ou em interseção que, por sua vez, se estendem entre duas interseções alternadamente no ângulo da Iongarina 16-19 de um lado, e no ângulo da Iongarina 26-29 do outro lado. Na figura 8, os 35 ditos elementos estruturais 46-49 são mostrados na forma ainda estirada.Between two intersections in which the yongarines or structures 11-15, 16-19, 21-25, 26-29 are interconnected in the fuselage region 3 as described above, said structural elements 46-49 extend alternately at the angle of the respective yongarine. 30 11, 12, 13, 14, 15 on one side, and at the angle of the respective yongarine 26, 27, 28, 29 on the other side, and, at the intersections, are connected to the continuous structural elements which in each case form adjacent or intersecting yongarines or frame members, which in turn extend between two intersections alternately at the angle of yongarine 16-19 on one side, and the angle of yongarine 26-29 on the other side. In Figure 8, said 35 structural members 46-49 are shown in still stretched form.

Da forma adicionalmente mostrada na figura 9, na região de fuselagem 3, são fornecidos elementos estruturais adicionais 51-58 que formam parte dos elementos de estrutura da fuselagem 11-15 e 21-25, com a extensão dos ditos elementos estruturais adicionais 51-58 sendo limitada na região da fuselagem 3. Estes elementos estruturais adicionais 51- 58 são fornecidos além dos supradescritos elementos estruturais 46-49, ou como um complemento a eles, que se estendem continuamente de uma região de asa 5 até a outra região de asa 6.As further shown in Figure 9, in fuselage region 3, additional structural members 51-58 are provided which form part of the fuselage structural members 11-15 and 21-25, with the extension of said additional structural members 51-58. being limited in the fuselage region 3. These additional structural members 51-58 are provided in addition to or as a complement to the above-described structural members 46-49 which extend continuously from one wing region 5 to another wing region 6 .

Da forma mostrada na figura 10, as Iongarinas 16-19, 26-29 e alguns dos elementos da estrutura 11-15, 21-25 são interconectados pelas nervuras 61-64, 71-74 que se estendem essencialmente na direção longitudinal da aeronave. Na modalidade exemplar mostrada, as nervuras exteriores 64, 74, ao mesmo tempo, formam os elementos de conexão da asa 33, 34 nas interfaces da asa 110,120.As shown in Figure 10, the Yongarines 16-19, 26-29 and some of the frame members 11-15, 21-25 are interconnected by the ribs 61-64, 71-74 extending essentially in the longitudinal direction of the aircraft. In the exemplary embodiment shown, the outer ribs 64, 74 at the same time form the wing connecting elements 33, 34 at the wing interfaces 110,120.

Os elementos estruturais 46-49, 51-58 podem ser interconectados pelos elementos de interseção adicionais 41 ou elementos em T 42, ou eles podem ser reforçados pelos ditos elementos, da forma mostrada nas figuras 14 e 15. Tais elementos de interseção e em T 41 e 42 são mostrados individualmente nas figuras 12(a) e (b), embora a figura 13 mostre a posição dos seus arranjos.Structural members 46-49, 51-58 may be interconnected by additional intersecting members 41 or T-members 42, or they may be reinforced by said elements as shown in FIGS. 14 and 15. Such intersecting and T-members 41 and 42 are shown individually in Figures 12 (a) and (b), although Figure 13 shows the position of their arrangements.

O conjunto integral 40 que forma a seção de asa-fuselagem pode ser uma construção de metal, uma construção de plástico reforçado com fibra (GFRP, CFRP) ou uma construção de compósito. Por exemplo, no último caso mencionado, a estrutura de reforço interior mostrada na figura 3 pode ser uma construção de plástico reforçada com fibra, enquantoThe integral assembly 40 forming the fuselage section may be a metal construction, a fiber reinforced plastic construction (GFRP, CFRP) or a composite construction. For example, in the latter case mentioned, the inner reinforcement structure shown in figure 3 may be a fiber reinforced plastic construction, while

que o revestimento da asa 80 e o revestimento da fuselagem 90 podem ser feitos como uma construção de metal ou como uma construção de compósito que combina plásticos reforçados com metal e com fibra, construção esta que é colocada sobre a estrutura de reforço interior.that wing lining 80 and fuselage lining 90 may be made as a metal construction or as a composite construction combining metal and fiber reinforced plastics, which construction is placed on the inner reinforcement structure.

O revestimento da asa 80 e o revestimento da fuselagem 90 compreendem painéisWing lining 80 and fuselage lining 90 comprise panels

ou larguras paralelos, da forma mostrada como um exemplo em relação aos painéis 81-83 e 91-93 na figura 11.or parallel widths as shown as an example with respect to panels 81-83 and 91-93 in Figure 11.

Nas construções de plástico reforçado com fibra, os elementos estruturais 46-49 e 51-58 que formam as Iongarinas 16-19, 26-29 e os elementos de estrutura da fuselagem 11- e 21-25 podem ser fornecidos na forma de tramas de fibra ou de tramas de fibra tecida. Estas tramas podem ser costuradas juntas nas interseções e/ou reforçadas pelos elementos de interseção 41 e elementos em T 42.In fiber-reinforced plastic constructions, the structural members 46-49 and 51-58 forming the Yongarines 16-19, 26-29 and the fuselage frame elements 11- and 21-25 may be provided in the form of webs. fiber or woven fiber webs. These wefts may be sewn together at intersections and / or reinforced by intersecting elements 41 and T-elements 42.

Da forma mostrada nas figuras 12a) e b), os elementos estruturais 46-49, 51-58 ou os supramencionados elementos de interseção 41 ou elementos em T 42 podem ser feitos de tramas de fibra tecida que são tecidas juntas de uma maneira correspondente. A figura 16 mostra diversos tais elementos de interseção 41 ou elementos em T 42 tecidos em um elemento estrutural, tal como um dos elementos estruturais 46-49, 51-58.As shown in Figures 12a) and b), the structural members 46-49, 51-58 or the aforementioned intersecting elements 41 or T-members 42 may be made of woven fiber webs which are woven together in a corresponding manner. Figure 16 shows several such intersecting elements 41 or T-members 42 woven into a structural member, such as one of structural members 46-49, 51-58.

Depois que o revestimento da asa 80 e o revestimento da fuselagem 90 forem aplicados, a seção de asa-fuselagem, que é uma construção de plástico reforçado com fibra, é finalizada pela cura em um processo de autoclave.After wing lining 80 and fuselage lining 90 are applied, the wing-fuselage section, which is a fiber-reinforced plastic construction, is finished by curing in an autoclave process.

As figuras 4 e 5 mostram duas modalidades exemplares da maneira na qual um trem de pouso principal pode ser conectado na seção de asa-fuselagem 40 e pode ser aliFigures 4 and 5 show two exemplary embodiments of the manner in which a main landing gear may be attached to the fuselage section 40 and may be attached therein.

acomodado. A modalidade exemplar mostrada nas vistas isométricas das figuras 4a) até c) permite que o trem de pouso principal 400 seja retraído para o interior da região de fuselagem 3 de uma maneira convencional. Com este propósito, é fornecida uma seção de fuselagem 410 que forma um compartimento do trem de pouso que acomoda o trem de pouso no seu estado retraído. Ele compreende uma trave de quilha 440 que transfere as forças naaccommodated. The exemplary embodiment shown in the isometric views of figures 4a) through c) allows the main landing gear 400 to be retracted into the fuselage region 3 in a conventional manner. For this purpose, a fuselage section 410 is provided which forms a landing gear compartment that accommodates the landing gear in its retracted state. It comprises a 440 keel beam that transfers forces in the

direção longitudinal da fuselagem na região das seções da fuselagem.longitudinal direction of the fuselage in the region of the fuselage sections.

A modalidade exemplar alternativa mostrada nas figuras 5a) até c) permite que o trem de pouso 500 seja articulado para frente para baixo da região da asa 5, 6. Desta maneira, o desenho estrutural da fuselagem 2 pode ocorrer de uma maneira ideal em virtude de sua estrutura não ser interrompida por um compartimento de trem de pouso e, assim, nãoThe alternative exemplary embodiment shown in Figures 5a) through c) allows the landing gear 500 to be pivoted forward downwards from the wing region 5,6. In this way, the structural design of the fuselage 2 can ideally occur because of its structure not be interrupted by a landing gear compartment and thus not

há necessidade de fornecer uma trave de quilha. Neste conceito, é possível conceber um compartimento de carga contínuo também na região do trem de pouso 500. Neste arranjo, deve ser fornecida uma carenagem (não mostrada na figura 5) que acomoda o trem de pouso 500 no seu estado retraído.No need to provide a keel beam. In this concept, it is possible to design a continuous load compartment also in the region of the landing gear 500. In this arrangement, a fairing (not shown in figure 5) that accommodates the landing gear 500 in its retracted state must be provided.

3535

3030

2525

2020

Lista de Caracteres de ReferênciaReference Character List

1 Asa1 wing

2 Fuselagem2 fuselage

3 Região da fuselagem3 Region of the fuselage

4 Seção de asa-fuselagem4 Wing-fuselage section

Região da asaWing Region

6 Região da asa6 Wing Region

7 Raiz da asa7 Wing Root

8 Raiz da asa8 Wing Root

9 Seção de fuselagem traseira9 Rear fuselage section

Asa exteriorOuter wing

11 Elemento de estrutura da fuselagem11 Fuselage frame element

12 Elemento de estrutura da fuselagem12 Fuselage Frame Element

13 Elemento de estrutura da fuselagem13 Fuselage Frame Element

14 Elemento de estrutura da fuselagem14 Fuselage frame element

Elemento de estrutura da fuselagemFuselage frame element

16 Longarina16 Stringer

17 Longarina17 Stringer

18 Longarina 19 Longarina18 Stringer 19 Stringer

20 Asa exterior20 Outer Wing

21 Elemento de estrutura da fuselagem21 Fuselage Frame Element

22 Elemento de estrutura da fuselagem 23 Elemento de estrutura da fuselagem22 Fuselage Frame Element 23 Fuselage Frame Element

24 Elemento de estrutura da fuselagem24 Fuselage Frame Element

25 Elemento de estrutura da fuselagem25 Fuselage Frame Element

26 Longarina26 Stringer

27 Longarina 28 Longarina27 Stringer 28 Stringer

29 Longarina29 Stringer

30 Conjunto de piso30 Floor Set

30a Estrutura de suporte da cabine intermediária30a Intermediate Cab Support Frame

31 Motor 32 Motor 33 Elemento de conexão da asa 34 Elemento de conexão da asa 35 Elemento de suporte 36 Elemento de suporte 37 Pilão 38 Pilão 39 Braçadeira do motor 40 Conjunto integral 41 Elemento de interseção 42 Elemento em T 46 Elemento estrutural contínuo 46a Elemento estrutural contínuo31 Engine 32 Engine 33 Wing connecting element 34 Wing connecting element 35 Support element 36 Support element 37 Pylon 38 Pylon 39 Motor clamp 40 Integral assembly 41 Intersection 42 T-member 46 Continuous structural element 46a Structural element continuous

47 Elemento estrutural contínuo47 Continuous Structural Element

48 Elemento estrutural contínuo 49 Elemento estrutural contínuo48 Continuous Structural Element 49 Continuous Structural Element

51 Elemento estrutural adicional51 Additional Structural Element

52 Elemento estrutural adicional52 Additional Structural Element

53 Elemento estrutural adicional53 Additional Structural Element

54 Elemento estrutural adicional 55 Elemento estrutural adicional54 Additional Structural Element 55 Additional Structural Element

56 Elemento estrutural adicional56 Additional Structural Element

57 Elemento estrutural adicional 58 Elemento estrutural adicional 61 Nervuras57 Additional structural member 58 Additional structural member 61 Ribs

62 Nervuras62 Ribs

63 Nervuras63 Ribs

64 Nervuras64 Ribs

71 Nervuras71 Ribs

72 Nervuras72 Ribs

73 Nervuras73 Ribs

74 Nervuras74 Ribs

80 Revestimento da asa80 Wing Covering

81 Painel do revestimento81 Cladding Panel

82 Painel do revestimento82 Cladding Panel

83 Painel do revestimento83 Cladding Panel

90 Revestimento da fuselagem90 Fuselage casing

91 Painel do revestimento91 Cladding Panel

92 Painel do revestimento92 Cladding Panel

93 Painel do revestimento 104 Interface frontal93 Cladding Panel 104 Front Interface

109 Interface traseira109 Rear Interface

110 Interface da asa 120 Regiões de união110 Wing Interface 120 Joining Regions

131 Regiões de união131 Union Regions

132 Regiões de união 400 Trem de pouso132 Joining Regions 400 Landing Gear

410 Seção de fuselagem 440 Trave de quilha 500 Trem de pouso410 Fuselage section 440 Keel beam 500 Landing gear

Claims

1. Wing-fuselage section of an aircraft, Characterized by the fact that the wing-fuselage section comprises a wing root (7, 8) to which the wing (1) of the aircraft is connected to the fuselage (2), a fuselage region (3) with fuselage frame members (11-15, 21-25) extending through the longitudinal direction of the aircraft, and a wing region (5,6) with Yongarines (16-19, 26- 29) extending towards the wingspan, wherein the Yongarines (16-19, 26-29) of the wing region (5, 6) and the fuselage frame elements (11-15, 21-25) of the region of the fuselage (3) form part of an integral assembly (40) extending at least over an average part of the wing (1) and the fuselage region (3), including the wing roots (7, 8).

Wing-fuselage section according to Claim 1, characterized in that the integral assembly (40) extends in the longitudinal direction of the aircraft from a front interface (104), which is provided for connecting a fuselage section. (4), to a rear interface (109), which is provided for connecting a rear fuselage section (9).

Wing-fuselage section according to claim 1 or 2, characterized in that the integral assembly (40) extends in the direction of the wingspan between two interfaces (110, 120), which in each case are supplied for connecting outer wings (10, 20) to the fuselage wing section.

Wing-fuselage section according to claim 1, 2 or 3, characterized in that the integral assembly (40) in the wing region (5, 6) comprises joint regions (131, 132) for connecting the engines (31, 32).

Wing-fuselage section according to claims 3 and 4, characterized in that the joint region (131, 132) provided for connecting the engines (31, 32) and the interface (110,120), provided for connecting the outer wings (10, 20), are formed by a shared wing connecting element (33, 34) delimiting the integral assembly (40) in the direction of the wingspan.

Wing-fuselage section according to any one of claims 1 to 5, characterized in that the yongarines (16-19, 26-29) of the wing region (5, 6) at the wing root (7 8) continue integrally with the fuselage frame members (11-15, 21-25) of the fuselage region (3).

Wing-fuselage structure according to Claim 6, characterized in that, in each case, a support member (35, 36) extending in the longitudinal direction of the aircraft is provided at the root of the wing (7 , 8), and wherein the Yongarines (16-19, 26-29) of the wing region (5, 6), whose Yongarines (16-19, 26-29) remain in the fuselage frame members (11-15 21-25) on one side extend to the support member (36) or (35) on the other side, and are connected to said support member (36 or 35).

Wing-fuselage section according to any one of claims 1 to 7, characterized in that the yongarines (16-19, 26-29) extending towards the wingspan wingspan (5, 6), essentially following the curve of the wing (1), extend at an angle to the longitudinal geometric axis of the aircraft, which angle differs from 90 ° and, in the fuselage region (3), are interconnected by intersections and form part of the fuselage frame members (11-15, 21-25).

Wing-fuselage section according to any one of claims 1 to 8, characterized in that the fuselage frame elements (11-15, 21-10 25) form a floor assembly (30) of the region of the fuselage (3).

Wing-fuselage section according to any one of claims 1 to 9, characterized in that the fuselage frame elements (11-15, 21- 25) form an intermediate cabin support frame (30a). .

Wing-fuselage section according to any one of claims 1 to 10, characterized in that the fuselage frame elements (11-15, 21-25) are designed such that they extend over the entire the circumference of the fuselage.

Wing-fuselage section according to claim 9, 10 or 11, characterized in that the fuselage frame elements (11-15, 21-25) form a unit that fully comprises the floor assembly ( 30) and the intermediate cab support structure (30a).

Wing-fuselage section according to any one of claims 8 to 12, characterized in that the yongarines or frame members (11-15, 16-19, 21-25, 26-29) are formed by the continuous structural members (46-49) extending toward the wingspan of one wing region (5) to the other wing region (6), structural members (46-49) extending between two intersections alternately at an angle of the Yongarina (16-19) on one side, and the angle of the Yongarina (26-29) on the other side, and, at the intersections, are connected to the continuous structural elements (46-49) which in each case form the Yongarines. or adjacent frame members (11-15, 16-19, 21-25, 26-29), which in turn extend between two intersections alternately at the angle of the Yongarin (16-19) on one side, and at the angle of the yongarina (26-29) on the other side, respectively.

Wing-fuselage section according to Claim 13, characterized in that in the fuselage region (3) additional structural elements (51-58) are provided which complement the structural elements (46-49). which extend continuously from one wing region (5) to the other wing region (6), which form part of the fuselage frame members (11-15, 21-25) and which in their extent are limited in fuselage region (3).

Wing-fuselage section according to claim 13 or 14, characterized in that the structural elements (46-49, 51-58) are interconnected by intersecting elements (41) or T-elements (42). additional.

Wing-fuselage section according to any one of claims 1 to 15, characterized in that the adjacent yongarines (16-19, 26-29) and / or frame elements (11-15, 21-25) are interconnected by ribs (61-64, 71-74) extending in the longitudinal direction of the aircraft.

Wing-fuselage section according to any one of Claims 1 to 16, characterized in that in the Yongarines (16-19, 26-29) and in the frame elements (11-15, 21-25) or on the ribs (61-64, 71-74), an outer casing (80, 90) is arranged which, firmly connected to the above parts, forms part of the integral assembly (40).

Wing-fuselage section according to any one of Claims 1 to 17, characterized in that the wing-fuselage section is a metal construction.

Wing-fuselage section according to any one of claims 1 to 17, characterized in that the wing-fuselage section is a fiber reinforced plastic construction.

Wing-fuselage section according to any one of claims 1 to 17, characterized in that the wing-fuselage section is a composite construction.

Wing-fuselage section according to any one of claims 17 or 19 together with any one of claims 8 to 16, characterized in that the structural elements (46-49, 51-58) are provided in the form of fiber wefts or woven fiber wefts that are sewn together at the intersections.

Wing-fuselage section according to claim 21 in conjunction with claim 15, characterized in that the structural members (46-49, 51-58) are reinforced at the intersections by the intersecting members (41) or T-elements (42).

Wing-fuselage section according to claims 17 or 19 together with any one of claims 8 to 16, characterized in that the structural elements (46-49, 51-58) are provided in the form of webs. of fiber or woven fiber wefts that are woven together at the intersections.

Wing-fuselage section according to claim 21 together with claim 15, characterized in that the structural members (46-49, 51-58) are reinforced at the intersections by the intersecting members (41) or T-elements (42).