CN101306722B - 用于飞行器机翼或水平安定面的抗扭箱的肋结构 - Google Patents

用于飞行器机翼或水平安定面的抗扭箱的肋结构 Download PDF

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Abstract

一种用于飞行器机翼或水平安定面的抗扭箱的肋结构。该结构包括在抗扭箱前梁和后梁之间延伸的中心元件，多个布置在抗扭箱上蒙皮和下蒙皮之间的垂直加固元件。该垂直加固元件包括朝所述前梁方向延伸的第一侧翼和朝所述后梁方向延伸的第二侧翼。这些侧翼从垂直主体的相应侧延伸并且并排地连接到肋的中心元件上。

Description

用于飞行器机翼或水平安定面的抗扭箱的肋结构
技术领域
本发明属于航空学的技术领域并且特别是属于组成飞行器安定面(stabilizer)和机翼的部件的抗扭箱部分的技术领域。 
背景技术
飞行器的机翼和安定面通常包括抗扭箱。抗扭箱的结构包括前梁(朝飞行方向)、后梁(朝飞行方向)、在前后梁之间延伸的肋和许多布置在上蒙皮和下蒙皮之间的垂直加固件。在抗扭箱内，桁条以垂直肋的方向延伸并且彼此间隔，并且加固件布置在上下蒙皮之间。每个桁条底部连接到蒙皮之一上。每个肋包括确定肋实际平面的平面中心元件。该元件构成肋与前后梁的连接装置并且形成垂直和水平加强件的支撑。该中心元件不是直接连接到蒙皮上。 
该肋是机翼和安定面的抗扭箱的典型构造单元，并且抗扭箱内的肋的主要功能是当承受载荷和遭受变形时保持箱截面的几何形状，此外，在载荷承载面的情况下，将作用于蒙皮(集中的或者分散的)载荷传递到前后梁上。 
近年来，由于重量轻的优点，在承载面使用复合材料的方式在航空制造中被迅速采用。然而，传统概念的肋的不能完全解决传统的金属肋所能解决的所有问题。这就意味着减轻重量的潜能不能完全由改进材料的性能而获得，因此，存在许多用于抗扭箱的传统结构设计，一种典型实例是设计出用于具有铝蒙皮和铝前后梁的金属抗扭箱的混合肋(碳纤维中心元件、金属成型件)。在常规设计中，肋和蒙皮的连接装置由成型件(角形状的金属元件)形成，这样结果是：增加了重量和成本，并且需要制造和装配这种附加工件。以前只需要铆接金属肋与蒙皮(蒙皮-肋)，而由于使用了成型件则需要双倍铆接(蒙皮-成型件和成型件-肋)。由于碳纤维不能由折叠而传递大载荷，这样成型件毫无疑问必须是金属材料。这样，由碳纤维组成的肋成为混合物(铝-碳)，由此减小了由于使用碳纤维产生的益处。同样地，在常规设计中，不是直接从蒙皮向垂直加固件传递垂直载荷，这就意味着当载荷路径变长，必然会对肋的更大部分产生结构阻力并且这样会更容易变形和下垂。在这点上，毫无疑问要考虑到垂直加固件不得不 支撑从蒙皮传递来的相当大的机械载荷。然而该载荷不直接作用于垂直加固件，反而直接作用于前述的成型件和中心元件而被偏心地引入。 
鉴于上文，现有技术中存在的问题是必须使用成型件并且不能将垂直载荷正确地传递到垂直加固件上。 
发明内容
本发明的目的是借助于一种用于飞行器机翼或安定面的抗扭箱的新颖肋结构和借助于用于该肋结构的新颖垂直加固元件解决上述提到的问题。 
本发明的肋结构以它本身传统的方式，在所述肋结构中，包括：在抗扭箱的前梁和后梁之间延伸的中心元件，多个布置在抗扭箱的上蒙皮和下蒙皮之间的垂直加固元件，每个垂直加固元件包括垂直主体、上端部分和下端部分，分别在内部连接到上下蒙皮并且布置在垂直于肋的中心元件的方向上的上下桁条，每个桁条具有可连接到相应蒙皮上的基座。该垂直加固元件包括朝所述前梁方向延伸的第一侧翼和朝所述后梁方向延伸的第二侧翼。这些侧翼从垂直主体的相应侧延伸并且并排地连接到肋的中心元件上。 
根据本发明，每个垂直加固元件的至少一端直接连接到桁条上，这样由加固元件实现至少一个蒙皮与肋的中心元件的连接。 
本发明的肋结构完全有可能通过利用碳纤维达到减小重量的效果，这是鉴于不需要利用角形的金属零件，例如上述的成型件。此外，肋可直接连接到蒙皮上，而不需要弯曲材料(鉴于这一事实：当载荷很大时，碳纤维不能承受弯曲)。因此，本发明提供了更多有效的结构设计并且这些结构的安装过程更加简单。本发明的水平加固元件很容易制造，例如，由图样标准预先形成，在装配过程中使用传统的粘结方法和必要时使用其它种可互换的或者互补的不矛盾的连接方法，例如铆接。最后，本发明的实施具有不使肋制造发生根本变化的优点，它可以容易地被现有设计采用，使制造更有效率。 
在本发明的一实施例中，垂直加固元件的主体的垂直伸长大于它的第二侧翼的垂直伸长。依据这种设计，垂直加固元件的上端伸出肋中心元件的上边缘和/或垂直加固元件的下端伸出肋中心元件的下边缘。这样垂直加固元件的端部部分可以连接到从桁条基座上伸出到扭转箱的内部的轴向肋上。在该实施例中，每个垂直加固元件的端部部分优选地向前连接到所述的轴向肋上，″向前″是指所述肋的侧面与前梁在同一侧。 
在那些肋中，其中上下桁条位于相同垂直面时，每个垂直加固元件可以由它的上端部分连接到上桁条并且由它的下端部分连接到下桁条。此外，特别是当上下桁条不在相同垂直面时，可以仅仅由垂直加固元件的一端连接，换言之，由它们的上端或者由它们的下端分别连接到上桁条或下桁条上，而它们的相对端并排地保持连接到肋中心元件上。垂直加固元件的第一侧翼的垂直长度大于垂直加固元件的第二侧翼的垂直长度，因此垂直主体的刚度大。 
同样地，在具有大的垂直延伸长度的基础上，至少一个垂直加固元件的第一侧翼的宽度大于垂直加固元件的第二侧翼的宽度，除具有从蒙皮的桁条传递剪切载荷到肋的中心元件的能力外，其增加了肋的垂直加固元件的连接的强度。 
在本发明的另一个实施例中，连接到桁条的每个垂直加固元件的端部部分向对应桁条的基座延伸靠近。在该实施例中，这些垂直加固元件中的每一个作为一挡板，同样优选地包括，连接到桁条端部部分和连接到桁条基座的支承板。该支承板以支承板并排连接到所述桁条轴向肋的所述基座上的方式、在垂直加固元件的主体和垂直加固元件的第一侧翼之间水平延伸。蒙皮、桁条和支承板可以铆接和/或粘结在一起。同样地，根据本发明，垂直加固元件的端部部分可以粘结和/或铆接到桁条上，同时垂直加固元件的主体也可以铆接和/或粘结到肋的中心元件上。连接到肋、桁条基座和蒙皮的垂直加固元件的共同连接极大地增大了连接装置传递载荷的能力并且特别地适用于肋必须承受大载荷的情况。当桁条不能传递垂直方向上的大载荷时这同样也是一种优点。 
根据对本发明的肋结构的上述说明得出：垂直加固元件的横截面优选T字形，垂直加固元件的垂直主体的至少一个端部部分适合直接地连接到桁条上。为了得到本发明的各种各样的实施例的肋结构，垂直加固元件的至少一个或者两个侧翼的垂直伸长比垂直主体的垂直伸长短，这样垂直主体的一个或者两个端部部分垂直伸出具有较短垂直延伸长度的侧翼。依据该实施例，垂直主体的上端部分向上伸出超过每个具有较短垂直伸长的侧翼，和/或垂直主体的下端部分向下伸出超过具有所述较短垂直延伸的侧翼。依次，垂直加固元件的第一侧翼的宽度比第二侧翼的宽度大。垂直加固元件还可以包括，其中之一可连接到桁条上的两个端部部分，在垂直加固元件的主体和垂直加固元件的第一侧翼之间水平延伸的支承板。 
虽然本发明特别用于由复合材料制造的肋，然而其结构构思也适用于金属 肋。此外，本发明中请求的元件能克服(增补)必要的制造和装配误差，并且进一步它可以用作系统安装的支撑。特别是当抗扭箱也作为燃料舱时，这些侧翼是抗扭箱肋的特有实用的必需件。 
附图说明
下面结合附图解释本发明，其中： 
图1是飞行器机翼部件分解正面透视示意图； 
图2是传统抗扭箱部件的截面透视示意图； 
图3是现有技术中具有肋的抗扭箱的横截面局部后透视示意图； 
图4是根据本发明的一实施例中具有肋的抗扭箱的横截面局部前透视示意图； 
图5是图4所示的抗扭箱沿线A-A′横截面的局部示意图； 
图6是图4所示的抗扭箱的侧向横截面的局部透视示意图； 
图7是本发明的第二实施例的肋侧向横截面的局部透视示意图； 
图8是本发明的第三实施例的肋的侧向横截面的局部透视示意图； 
图9是本发明的第四实施例的肋的侧向横截面的局部透视示意图。 
出现在图中的附图标记的含义如下： 
1抗扭箱 
1a前梁 
1b后梁 
2肋的中心元件 
3垂直加固元件 
3a垂直主体 
3b上端部分 
3c下端部分 
3d第一侧翼 
3e第二侧翼 
3f支承板 
4a上蒙皮 
4b下蒙皮 
5上桁条 
5a上桁条的基座 
5b上桁条的轴向肋 
6下桁条 
6a下桁条的基座 
6b下桁条的轴向肋 
7a上成型件 
7b下成型件 
8水平加固件 
9垂直加固件 
具体实施方式
本发明适用于图1和2中示意地所示的类型的抗扭箱1，其包括前梁1a和后梁1b，在前梁和后梁之间延伸有多个具有平板形状的中心元件2的肋。多个上桁条5和下桁条6垂直于肋并且分别连接到上蒙皮4a和下蒙皮4b上。 
图3是具有传统的肋结构的抗扭箱的局部视图，其包括前梁1a、后梁1b、在前梁1a和后梁1b之间延伸的肋中心元件2和布置在上蒙皮4a和下蒙皮4b之间的多个垂直加固件9。抗扭箱内部的一些上桁条5连接到上蒙皮4a的内面并且一些下桁条连接到下蒙皮。桁条5、6以垂直肋的方向延伸并且彼此具有间距，桁条5、6由各自的基座连接到上下蒙皮之一。肋的中心元件构成前后梁1a，1b与肋的连接并且为连接到所述中心元件2的相对面上的垂直加固件9和水平加固件8提供支撑。能够看出中心元件2不是直接地连接到蒙皮4a、4b上，而是通过角形轮廓的金属元件形成的成型件（former）7a、7b连接到相应的上下蒙皮4a、4b上。 
图4至图6示出了本发明的第一实施例，其中垂直加固元件3包括垂直主体3a、上端部分3b和下端部分3c、朝所述前梁1a方向延伸的第一侧翼3d和朝所述后梁1b方向延伸的第二侧翼3e。垂直加固元件的垂直主体3a相应对边的侧翼3d、3e并排地连接到肋中心元件2上。垂直加固元件3的上端3b和下端3c分别铆接到从上桁条5的基座5a伸出的轴向肋5b和从下桁条6的基座6a伸出的轴向肋6b上，这样蒙皮4a、4b中的每一个由加固元件3连接到肋的中心元件2上。此外可以得出第一侧翼3d的垂直伸长比第二侧翼3e的垂直伸长大，这样垂直加固元件3的横截面形状就成为不相等的T字形。此外，可以看出， 垂直主体3a的伸长大于侧翼3d、3e，这样上端3b和下端3c伸出超过侧翼3d、3e的上下边缘。 
在图7所示的肋结构的实施例中，第一侧翼3d垂直伸长和宽度大于第二侧翼3e的垂直伸长和宽度。同样地，在此实施例中垂直主体3a的上端具有与相应桁条5的基座5a接触并连接的单独支承板3f。 
在图8所示的肋结构的实施例中，仅仅由加固元件的上端将其连接到上桁条5上，而加固元件的相对端并排地连接到肋的中心元件2上。 
最后，在图9所示的肋结构的实施例中，该肋结构特别适用于处于上蒙皮4a的上桁条5和相对的下蒙皮的下桁条6不在同一垂直面(相位不同)的情况，该肋结构用来使特定上垂直加固元件3的上端连接于相应的上桁条5和特定下垂直加固元件3的下端连接于相应的下桁条6。 
鉴于上文，很明显本发明很容易实施而无需改变抗扭箱的任何本质结构。 

Claims (1)

1.一种用于飞行器机翼或水平安定面的抗扭箱的肋结构，其包括前梁(1a)和后梁(1b)；
该肋包括：
在前梁(1a)和后梁(1b)之间延伸的中心元件(2)；
布置在上蒙皮(4a)和下蒙皮(4b)之间并且连接到肋的中心元件(2)的多个垂直加固元件(3)；每个垂直加固元件(3)包括具有上端部分(3b)和下端部分(3c)的垂直主体(3a)、朝所述前梁(1a)的方向延伸的第一侧翼(3d)和朝所述后梁(1b)的方向延伸的第二侧翼(3e)；所述侧翼(3d,3e)从垂直主体（3a）的相应对边伸出并且被附接到肋的中心元件(2)上；
上桁条(5)和下桁条(6)分别在内部连接到上蒙皮(4a)和下蒙皮(4b)并且布置在大体上垂直于肋的中心元件(2)的方向上，每个桁条(5, 6)包括基座(5a,6a)，每个桁条(5, 6)利用基座(5a,6a)连接到相应的蒙皮(4a,4b)上；
该肋结构的特征在于：
该垂直主体（3a）是刚性的，
每个垂直加固元件（3）的端部(3b,3c)的至少一个直接连接到桁条(5, 6)上，
蒙皮(4a,4b)的至少一个由加固元件(3)连接到肋的中心元件(2)上。
2.根据权利要求1所述的肋结构，其特征在于：垂直加固元件(3)的主体(3a)的垂直伸长大于至少其第二侧翼(3e)的垂直伸长。
3.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：每个垂直加固元件(3)由它的上端部分(3b)连接到上桁条(5)上并且由它的下端部分(3c)连接到下桁条(6)上。
4.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：至少一个垂直加固元件(3)的垂直主体由它的上端部分(3b)连接到上桁条(5)上并且它的下端部分(3c)不连接到下桁条(6)上。
5.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：至少一个垂直加固元件(3)的垂直主体(3a)由它的下端部分(3c)连接到下桁条(6)上，并且它的上端部分(3b)不连接到上桁条（5）上。
6.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：垂直加固元件(3)的第一侧翼(3d)的垂直伸长大于垂直加固元件(3)的第二侧翼(3e)的垂直伸长。
7.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：至少一个垂直加固元件(3)的第一侧翼(3d)的水平伸长大于垂直加固元件(3)的第二侧翼(3e)的宽度。
8.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：连接到垂直加固元件(3)的端部部分(3b,3c)之一的各桁条(5,6)包括轴向部分(5b,6b)，其从它的基座(5a,6a)中伸出到抗扭箱的内部，并且垂直加固元件(3)连接到所述轴向部分(5b,6b)。
9.根据权利要求8所述的肋结构，其特征在于：连接到桁条(5, 6)的各垂直加固元件(3)的端部部分(3b,3c)连接到所述轴向部分(5b,6b)的前侧。
10.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：连接到桁条(5,6)的各垂直加固元件(3)的端部部分(3b,3c)延伸靠近桁条(5,6)的基座(5a,6a)。
11.根据权利要求10所述的肋结构，其特征在于：垂直加固元件(3)在连接到桁条上的端部部分(3b,3c)处包括：连接到所述桁条(5,6)的所述基座(5a,6a)上的支承板(3f)，所述支承板(3f)以所述支承板(3f)保持并排连接到所述桁条(5,6)的轴向部分(5b,6b)的所述基座(5a,6a)上的方式、在垂直加固元件(3)的主体(3a)和垂直加固元件(3)的第一侧翼(3d)之间水平延伸。
12.根据权利要求11所述的肋结构，其特征在于：蒙皮(4a,4b)、桁条(5,6)和支承板(3f)铆接在一起。
13.根据权利要求11或12所述的肋结构，其特征在于：蒙皮(4a,4b)、桁条(5,6)和支承板(3f)粘结在一起。
14.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：连接到桁条(5,6)的垂直加固元件(3)的每个端部部分(3b,3c)利用粘结而连接到所述桁条(5,6)上。
15.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：垂直加固元件(3)的侧翼(3d,3e)利用铆接而连接到肋的中心元件(2)上。
16.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：垂直加固元件(3)的侧翼(3d,3e)利用粘结而连接到肋的中心元件(2)上。
17.根据权利要求1或2所述的肋结构，其特征在于：垂直加固元件(3)的横截面形状为T字形。
18.一种用于抗扭箱的肋结构的垂直加固元件，其中该肋结构包括前梁(1a)、后梁(1b)、在前梁(1a)和后梁(1b)之间延伸的中心元件(2)、分别在内部连接到上蒙皮(4a)和下蒙皮(4b)并且布置在大体上垂直于肋的中心元件(2)的方向上的上桁条(5)和下桁条(6)，每个桁条(5,6)具有基座(5a,6a)，每个桁条(5,6)利用基座(5a,6a)连接到对应蒙皮(4a,4b)上；
其中垂直加固元件(3)包括连接到肋的中心元件(2)上的垂直主体(3a)、上端部分(3b)和下端部分(3c)、朝抗扭箱的前梁(1a)的方向延伸的第一侧翼(3d)和朝抗扭箱后梁(1b)的方向延伸的第二侧翼(3e)，所述侧翼(3d,3e)从垂直主体(3a)的相应对边伸出；
其特征在于：
该垂直主体（3a）是刚性的，
垂直加固元件(3)的每个垂直主体(3a)的端部部分(3b,3c)的至少一个适于直接连接到桁条(5,6)上。
19.根据权利要求18所述的垂直加固元件，其特征在于：至少一个侧翼(3d,3e)具有比垂直主体(3a)的垂直伸长短的较短垂直伸长，这样端部部分(3b,3c)的至少一个垂直伸出超过具有所述较短垂直伸长的侧翼(3e)。
20.根据权利要求19所述的垂直加固元件，其特征在于：垂直主体(3a)的上端部分(3b)向上伸出超过具有所述较短垂直伸长的侧翼(3e)。
21.根据权利要求19或20所述的垂直加固元件，其特征在于：垂直主体(3a)的下端部分(3c)向下伸出超过具有所述较短垂直伸长的侧翼(3e)。
22.根据权利要求19或20所述的垂直加固元件，其特征在于：侧翼(3d,3e)的垂直伸长均比垂直主体(3a)的垂直伸长短。
23.根据权利要求18至20中的任一权利要求所述的垂直加固元件，其特征在于：垂直加固元件(3)的第一侧翼(3d)的水平伸长大于垂直加固元件(3)的第二侧翼( 3e)的水平伸长。
24.根据权利要求18至20中的任一权利要求所述的垂直加固元件，其特征在于：垂直加固元件(3)在至少一个可连接到桁条(5)的端部部分(3b,3c)处包括：在垂直加固元件(3)的主体(3a)和垂直加固元件(3)的第一侧翼(3d)之间水平延伸的支承板(3f)。
25.根据权利要求18至20中的任一权利要求所述的垂直加固元件,其特征在于：垂直加固元件的横截面形状为T字形。
26.根据权利要求25所述的垂直加固元件，其特征在于：T字形横截面的两侧具有不同的形状。
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Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0712553D0 (en) * 2007-06-29 2007-08-08 Airbus Uk Ltd Composite panel stiffener
GB0712552D0 (en) * 2007-06-29 2007-08-08 Airbus Uk Ltd Elongate composite structural members and improvements therein
GB0712549D0 (en) * 2007-06-29 2007-08-08 Airbus Uk Ltd Improvements in elongate composite structural members
GB0813584D0 (en) * 2008-07-25 2008-09-03 Airbus Uk Ltd Method of stiffening a rib
ES2363952B1 (es) * 2008-10-30 2012-07-04 Airbus Operations, S.L. Sistema de integración de semipartes de superficies sustentadoras en aeronaves.
ES2364109B1 (es) * 2008-11-27 2012-07-04 Airbus Operations, S.L. Un herraje delantero de trimado y su ensamblaje a la unión a tracción de los dos cajones laterales del estabilizador horizontal de un avión
ES2372828B1 (es) * 2008-12-17 2012-12-13 Airbus Operations, S.L. Costilla-herraje.
ES2369451B1 (es) * 2008-12-29 2012-10-15 Airbus Operations, S.L. Sistema de carenas para estabilizador horizontal de aeronave y procedimiento de instalación de dicho sistema.
ES2372849B1 (es) * 2010-03-25 2012-12-13 Airbus Operations, S.L. Estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave mediante un herraje triforme de materiales compuestos no metálicos.
JP5535957B2 (ja) * 2011-02-21 2014-07-02 三菱航空機株式会社 翼パネルの形成方法
CN102501965A (zh) * 2011-11-08 2012-06-20 中国商用飞机有限责任公司 用于飞机外翼翼肋上缘条的型材
CN104024105A (zh) * 2011-11-30 2014-09-03 空中客车简易股份公司 板、具有该板的用于飞机机翼的构件以及用于制造该板的方法
GB201120707D0 (en) * 2011-12-01 2012-01-11 Airbus Operations Ltd Leading edge structure
CA2889088C (en) * 2012-10-31 2017-09-26 Makino Milling Machine Co., Ltd. T-shaped cutter, rib-machining method and airplane part
EP2735502B1 (en) * 2012-11-21 2016-08-24 Airbus Operations S.L. An optimized torsion box for an aircraft
ES2656854T3 (es) * 2012-11-28 2018-02-28 Airbus Operations S.L. Una estructura principal de soporte de una superficie sustentadora de una aeronave
RU2532254C2 (ru) * 2013-02-07 2014-11-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-технологический испытательный центр АпАТэК-Дубна" Кессон крыла из композиционного материала
WO2014175799A1 (en) * 2013-04-25 2014-10-30 Saab Ab A method and a production line for the manufacture of a torsion-box type skin composite structure
RU2532255C1 (ru) * 2013-06-05 2014-11-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-технологический испытательный центр АпАТэК-Дубна" Кессон крыла из композиционного материала
US10479475B2 (en) 2013-08-09 2019-11-19 The Boeing Company Composite stringer beam joint structure of an aircraft
ES2674659T3 (es) * 2013-09-23 2018-07-03 Airbus Operations S.L. Método para fabricar una caja de torsión aeronáutica, caja de torsión y herramienta para fabricar una caja de torsión aeronáutica
EP2889215A1 (en) * 2013-12-27 2015-07-01 Airbus Operations S.L. Horizontal tail plane of an aircraft
US9399507B2 (en) * 2014-01-22 2016-07-26 The Boeing Company Joints between a composite skin and a load-bearing component and methods of forming same
EP2910365B1 (en) 2014-02-21 2017-04-26 Airbus Operations GmbH Composite structural element and torsion box
US10040537B2 (en) 2015-01-15 2018-08-07 The Boeing Company Laminate composite wing structures
DE102015103021A1 (de) * 2015-03-03 2016-09-08 Ellergon Antriebstechnik Gesellschaft M.B.H. Hydrofoilfinne
US9656738B2 (en) * 2015-07-06 2017-05-23 Embraer S.A. Airframe wing spar structures with contiguous unitary and integrally fastened upper and lower chord sections
US9809297B2 (en) * 2015-08-26 2017-11-07 The Boeing Company Structures containing stiffeners having transition portions
EP3231702B1 (en) * 2016-04-11 2020-06-17 Asco Industries NV High-lift device
US10207788B2 (en) * 2016-04-12 2019-02-19 The Boeing Company Structure having joined unitary structures
US10696373B2 (en) * 2016-09-13 2020-06-30 The Boeing Company Aircraft wings and aircraft including such aircraft wings
CN107745798B (zh) * 2017-10-23 2023-08-25 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种飞机剪口中央翼展向梁及翼根区连接结构
CN112407242B (zh) * 2020-11-09 2021-07-20 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司 一种用于无人机尾翼的接头整体式根肋及无人机

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6386481B1 (en) * 2001-01-08 2002-05-14 Patria Finavicomp Oy Arrangement for fastening stringers to aircraft wing ribs

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2135464A (en) * 1935-06-29 1938-11-01 Seversky Alexander P De Aircraft wing structure
US2275038A (en) * 1938-08-10 1942-03-03 Budd Edward G Mfg Co Airplane wing
US2367750A (en) * 1941-01-17 1945-01-23 Central Aircraft Corp Aircraft construction
US2382950A (en) * 1942-09-14 1945-08-14 Budd Edward G Mfg Co Aircraft structure
US2483134A (en) * 1945-05-01 1949-09-27 Republic Aviat Corp Airfoil
DE4315600C2 (de) * 1993-05-11 1996-07-25 Daimler Benz Aerospace Airbus Tragstruktur für eine aerodynamische Fläche
JP2000006893A (ja) * 1998-06-23 2000-01-11 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材翼構造
JP4416900B2 (ja) * 2000-03-10 2010-02-17 富士重工業株式会社 複合材パネルおよびその製造方法
DE1268272T1 (de) * 2000-04-05 2003-06-26 Bell Helicopter Textron, Inc. Gestaltung eines holmes in k-form für eine geklebte flügelstruktur

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6386481B1 (en) * 2001-01-08 2002-05-14 Patria Finavicomp Oy Arrangement for fastening stringers to aircraft wing ribs

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