CN101432189A - 飞机机身结构及其制造方法 - Google Patents

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CN101432189A CNA2007800156592A CN200780015659A CN101432189A CN 101432189 A CN101432189 A CN 101432189A CN A2007800156592 A CNA2007800156592 A CN A2007800156592A CN 200780015659 A CN200780015659 A CN 200780015659A CN 101432189 A CN101432189 A CN 101432189A
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Abstract

本发明公开了一种飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架(11)，以及主甲板横梁(14)。所述飞机机身结构包括预制的集成部件(10)，每个集成部件包括所述机身框架(11)和所述主甲板横梁(14)的下部，所述机身框架(11)和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架(11)相结合的所述主甲板横梁的部分(14a)以一集成部件的形式预制而成。

Description

飞机机身结构及其制造方法
技术领域
本发明涉及一种飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架，以及主甲板横梁(cross members)。此外，本发明涉及一种此类飞机机身结构的集成部件(integral unit)，以及其制造方法。
背景技术
目前商用飞机的加压机身典型地是由多个部分组装而成，每个部分由多个壳体构成，在所述壳体中，外壳、纵梁以及框架彼此相连。用于主甲板以及行李架的横梁随后铆接在所述框架上，且支撑杆安装于横梁和框架之间并与被铆接的相应连接装置螺栓连接。
发明内容
本发明的目的之一是提供一种飞机机身结构，其重量减轻并可用相对低的成本和由很少的独立部件制成。
此目的由具有权利要求1中特征的飞机机身结构而实现。
此外，本发明提供一种具有权利要求22特征的此类飞机机身结构的集成部件，以及一种具有权利要求39特征的飞机机身结构的制造方法。
本发明提供一种飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架，以及主甲板横梁。按照本发明所提供的所述飞机机身结构包括预制的集成部件，每个集成部件至少包括所述机身框架和所述主甲板横梁的下部，以一集成部件的形式预制而成的所述机身框架和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架相结合的所述主甲板横梁的部分。
此外，本发明提供一种用于飞机机身结构的集成部件，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架，主甲板横梁，以及设置在所述框架上的外壳壳体。按照本发明，所述集成部件至少包括所述机身框架和所述主甲板横梁的下部，以一集成部件的形式预制而成的所述机身框架和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架相结合的所述主甲板横梁的部分。
最后，本发明提供一种具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架及主甲板横梁的飞机机身结构的制造方法。按照本发明能够制造预制集成部件，每个集成部件至少包括所述机身框架和所述主甲板横梁的下部，以一集成部件的形式预制而成的所述机身框架和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架相结合的所述主甲板横梁部分，所述集成部件被设置于一安装装置上并进行调节，且所述集成部件藉由纵向件而互连。
所述飞机机身结构、集成部件及其制造方法的优选实施例和改进在下面详细的从属权利要求中提供。
附图说明
本发明典型的实施例参照下面的附图进行说明，其中：
图1a和图1b分别示出按照本发明一典型实施例的用于制造飞机机身结构的集成部件的示意图(图1a)，以及按照本发明一典型实施例的、以多个此种集成部件组成的飞机机身片段方式形成的飞机机身结构的示意图(图1b)。
为了便于详细说明，图2a示出按照本发明一典型实施例的用于飞机机身结构的集成部件的部分示意图。
为了便于详细说明，图2b示出按照本发明一典型实施例的用于飞机机身结构的集成部件的部分剖面图。
图3示出按照本发明一典型实施例的、以多个集成部件组成的飞机机身片段方式形成的飞机机身结构的示意图，其安装有外壳。
图4通过按照本发明一典型实施例的飞机机身结构示出一剖面图，其中，插入了被预安装在位于侧部的自由空间内的系统电缆，并且被预安装以形成仪表盘元件的系统电缆安装在所述主甲板横梁的下面。
10：     集成部件         10a：         梁腹
10b：    T形部            10c：         连接件
11：     框架             12：          支持横梁
14：     主甲板横梁       15，15a：     支撑部
17，17a：支撑部           21：          外壳
22：     纵梁             23：          外壳壳体
24：     纵向件           27a，27b：    系统电缆
33：     局部强化装置     34：          翼弦
具体实施方式
如图1a的示意图所示，一集成部件10，其在典型的实施例中被用作制造飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向或圆周方向横向延伸的框架、纵向延伸的纵梁以及一设置于机身结构上并用作与外界耐压密封的运载机身的外壳。
所述集成部件10包括一框架11、一主甲板横梁14以及一支持横梁12。支撑部15、15a支撑所述框架11上的所述支持横梁12，并且支撑部17、17a支撑所述框架11上的所述主甲板横梁14。其中所述支持横梁12和所述主甲板横梁14以及所述支撑部15、15a和所述支撑部17、17a被设计为集成部件10的集成部分。
所述典型实施例的集成部件10可由强化纤维塑料，尤其是强化碳纤维塑料制成，或者由金属制成。所述集成部件10可由一个或多个部分制成。所述集成部件10的制造可发生在一项操作中，使所有的集成部件制成一体，即集成。所述制造可尤其发生于一阴模内，如此，在每个部分上产生的公差分配到对安装并不重要的侧部，例如所述集成部件10的主体的内弦以及所述横梁12和14的下侧上，其中，主体形成了所述框架。由较轻重量的强化碳纤维塑料构成的所述集成部件的单件成形减轻了重量并增加了强度，还省去了各部件之间的大量接缝和接点。
在如图所示的典型实施例中，每个所述集成部件10包括所述机身框架11的下部、所述支持横梁12以及所述主甲板横梁14、所述机身框架11、所述支持横梁12以及一横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架11相结合的所述主甲板横梁14的一部分14a(如图4)，其是以一集成部件的形式预制而成。可选择地，所述主甲板横梁14可跨越所述主甲板的整个宽度并可在两侧经由支撑部17、17a与所述机身框架11相结合。所述主甲板横梁14经所述支撑部17、17a以集成部件的形式在两侧与所述机身框架11相结合，其中所述支撑部17、17a从主甲板横梁14向下延伸，且被设置成从所述机身框架11偏向侧内部，并且经所述支撑部17、17a与所述机身框架11相连的所述主甲板横梁14的部分终止于所述支撑部17、17a，留出一位于所述支撑部17、17a外侧的自由空间。所述主甲板横梁14在其端部凭借单独制造且随后插入的侧部或侧面14b、14c(如图4)与所述机身框架11相连，以跨越位于所述支撑部17、17a外侧的所述自由空间。
图1b示出了一飞机机身结构的骨架，该骨架由多个此类集成部件10制成，且形成为一飞机机身片段。所述飞机机身结构由多个预制集成部件10和纵向件24组成。为此，将所述集成部件10设置于一安装装置(制造装置)上并进行调节，且所述集成部件10凭借所述纵向件24而互连。
如图2a和图2b所示，在此示出的典型实施例中，所述集成部件10由位于所述集成部件10平面内的梁腹10a和与其相连的翼弦34制成，所述梁腹10a与所述翼弦34被制成一单个部件。也可将所述翼弦34制成一呈T形的单独部件并与所述梁腹10a相连。所述T形部与所述梁腹10a的连接可由粘结剂粘合或通过铆接而实现。还可由装备于所述翼弦34上的局部强化装置33进一步强化所述集成部件10。
图3以剪切方式示出由多个集成部件10组成的、以飞机机身片段方式形成飞机机身结构的示意图。所述被组装的集成部件10被装入所述飞机机身的一预制的下部局部壳体23中，所述局部壳体包括外壳21和纵梁22。所述集成部件10凭借提供在其上的传力梳齿与所述外壳壳体23相连，并被螺栓固定或铆接。
如图4所示，可安装预装在位于所述支撑件17、17a外侧的所述自由空间中、并沿所述飞机机身的纵轴方向延伸的系统电缆27a、27b。
权利要求书(按照条约第19条的修改)
按照PCT第19条的陈述
1、提交按照PCT第19条修改的新的权利要求1至53，以替换目前文件中的权利要求1至59。
权利要求1基于原权利要求1和4的组合。
删除权利要求和4。
新权利要求20是原权利要求22和25的组合。
删除原权利要求24和25。
新权利要求35原权利要求39和42的组合。
删除原权利要求41和42。
2、目前独立权利要求包括以下限定：
所述主甲板横梁在主甲板宽度的主要部分上延伸并经从主甲板横梁上向下伸出的支撑部在两侧与所述机身框架以一集成部件的形式相结合，所述支撑部被设置成从所述机身框架偏向侧内部，并且经所述支撑部以一集成部件的形式与所述机身框架相连的所述主甲板横梁的部分终止于所述支撑部，留出一位于所述支撑部外侧的自由空间。
新独立权利要求的主题已被正确认定并且按照国际检索机构附带的上述国际检索报告的书面意见，其具有新颖性和创造性。
因此，不再需要支持新颖性和创造性的进一步陈述。
1、一种飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架(11)，以及主甲板横梁(14)，其特征在于：
所述飞机机身结构包括预制的集成部件(10)，每个集成部件至少包括所述机身框架(11)和所述主甲板横梁(14)的下部，
所述机身框架(11)和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架(11)相结合的所述主甲板横梁的部分(14a)，其是以一集成部件的形式预制而成，
所述主甲板横梁(14)在所述主甲板宽度的主要部分上延伸并经支撑部(17，17a)在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合，所述支撑部(17，17a)从所述主甲板横梁向下延伸，
所述支撑部(17，17a)被设置成从所述机身框架(11)偏向侧内部，以及
经所述支撑部(17，17a)以一集成部件的形式与所述机身框架(11)相连的所述主甲板横梁(14)的部分终止于所述支撑部(17，17a)，留出一位于所述支撑部(17，17a)外侧的自由空间。
2、根据权利要求1所述的飞机机身结构，其特征在于：每个所述集成部件(10)包括一支持横梁(12)，其与所述机身框架(11)以及所述主甲板横梁(14)一起以集成部件的形式预制。
3、根据权利要求1所述的飞机机身结构，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在其端部凭借单独制造且随后插入的侧部(14b，14c)与所述机身框架(11)相连，以跨越位于所述支撑部(17，17a)外侧的所述自由空间。
4、根据权利要求2或3所述的飞机机身结构，其特征在于：所述飞机机身结构由多个预制集成部件(10)和纵向件(24)组成，并且插入预装在位于所述支撑件(17，17a)外侧的所述自由空间中的系统电缆(27a，27b)。
5、根据权利要求1至4中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述飞机机身结构由多个预制集成部件(10)和多个与其相连并具有外壳(21)和纵梁(22)的预制外壳部件组成。
6、根据权利要求5所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)的装配数量与所述飞机机身的一预制下部壳体(23)相对应。
7、根据权利要求5或6所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)藉由具有传力梳齿的连接件安装在所述外壳壳体(23)上。
8、根据权利要求5、6或8所述的飞机机身结构，其特征在于：所述飞机机身结构的部分以包括多个集成部件(10)的飞机机身片段的形式被组装。
9、根据权利要求1至8中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)由强化纤维塑料制成。
10、根据权利要求9中所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)由碳强化纤维塑料制成。
11、根据权利要求1至8中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)由金属制成。
12、根据权利要求1至11中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)作为一单独部件而制成。
13、根据权利要求1至11中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)由多个部分制成。
14、根据权利要求12或13所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面内的梁腹(10a)和与其相连的翼弦(34)制成。
15、根据权利要求14所述的飞机机身结构，其特征在于：所述梁腹(10a)与所述翼弦(34)作为一单独部件而制成。
16、根据权利要求14所述的飞机机身结构，其特征在于：所述翼弦(34)被制成一呈T形侧面的单独部件并与所述梁腹(10a)相连。
17、根据权利要求16所述的飞机机身结构，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接由粘结剂粘合而实现。
18、根据权利要求16所述的飞机机身结构，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接通过铆接而实现。
19、根据权利要求14至18中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)被装备于所述翼弦(34)上的局部强化装置(33)进一步强化。
20、一种用于飞机机身结构的集成部件，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架(11)，以及主甲板横梁(14)，其特征在于：
所述集成部件(10)至少包括所述机身框架(11)和所述主甲板横梁(14)的下部，
所述机身框架(11)和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架(11)相结合的所述主甲板横梁的部分(14a)，其是以一集成部件的形式预制而成，
所述主甲板横梁(14)在主甲板宽度的主要部分上延伸并经支撑部(17，17a)在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合，所述支撑部(17，17a)从所述主甲板横梁向下延伸，
所述支撑部(17，17a)被设置成从所述机身框架(11)偏向侧内部，以及
经所述支撑部(17，17a)以一集成部件的形式与所述机身框架(11)相连的所述主甲板横梁(14)的部分终止于所述支撑部(17，17a)，留出一位于所述支撑部(17，17a)外侧的自由空间。
21、根据权利要求21所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)还包括一支持横梁(12)，其与所述机身框架(11)以及所述主甲板横梁(14)以集成部件的形式预制而成。
22、根据权利要求20所述的集成部件，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在其端部藉由单独制造且随后插入的侧部(14b，14c)与所述机身框架(11)相连，以跨越位于所述支撑部(17，17a)外侧的所述自由空间。
23、根据权利要求20至22中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)具有连接件，该连接件藉由传力梳齿将该集成部件(10)安装述外壳壳体(23)上。
24、根据权利要求20至23中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)由强化纤维塑料制成。
25、根据权利要求24所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)由强化碳纤维塑料制成。
26、根据权利要求20至23中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)由金属制成。
27、根据权利要求20至26中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)作为一单独部件而制成。
28、根据权利要求20至26中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)由多个部分制成。
29、根据权利要求20至28中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面内的梁腹(10a)和与其相连的翼弦(34)制成。
30、根据权利要求29所述的集成部件，其特征在于：所述梁腹(10a)与所述翼弦(34)作为一单独部件而制成。
31、根据权利要求29所述的集成部件，其特征在于：所述翼弦(34)被制成一呈T形侧面的单独部件并与所述梁腹(10a)相连。
32、根据权利要求31所述的集成部件，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接由粘结剂粘合而实现。
33、根据权利要求31所述的集成部件，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接通过铆接而实现。
34、根据权利要求29至33中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)被装备于所述翼弦(34)上的局部强化装置(33)进一步强化。
35、一种制造飞机机身结构的方法，该飞机机身结构具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架(11)，以及主甲板横梁(14)的，其特征在于：
制造预制集成部件(10)，每个该集成部件(10)至少包括所述机身框架(11)和所述主甲板横梁(14)的下部，
以一集成部件的形式预制而成的所述机身框架(11)和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架(11)相结合的所述主甲板横梁的部分(14a)，
所述集成部件(10)被设置于一安装装置上并进行调节，
所述集成部件(10)藉由纵向件(24)而互连，
所述主甲板横梁(14)在所述主甲板宽度的主要部分上延伸并经支撑部(17，17a)在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合，所述支撑部(17，17a)从主甲板横梁(14)向下延伸，
所述支撑部(17，17a)被设置成从所述机身框架(11)偏向侧内部，以及
经所述支撑部(17，17a)以一集成部件的形式与所述机身框架(11)相连的所述主甲板横梁(14)的部分终止于所述支撑部(17，17a)，留出一位于所述支撑部(17，17a)外侧的自由空间。
36、根据权利要求35所述的方法，其特征在于：制造每个所述集成部件(10)要带有一支持横梁(12)，其与所述机身框架(11)以及所述主甲板横梁(14)被一起预制为集成部件的形式。
37、根据权利要求35所述的方法，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在其端部藉由单独制造且随后插入的侧部装置(14b，14c)与所述机身框架(11)相连，以跨越位于所述支撑部(17，17a)外侧的所述自由空间。
38、根据权利要求35或37所述的方法，其特征在于：所述飞机机身结构由多个预制集成部件(10)和纵向件(24)组成，并且插入预装在位于所述支撑件(17，17a)外侧的所述自由空间中的系统电缆(27a，27b)。
39、根据权利要求35至38中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述飞机机身结构由多个预制集成部件(10)和与其连接的多个预制外壳部件组成。
40、根据权利要求39所述的方法，其特征在于：所述飞机机身的一预制下部壳体(23)由预制而成，且所述集成部件(10)的装配数量与所述飞机机身的所述预制下部壳体(23)相对应。
41、根据权利要求39或40所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)藉由具有传力梳齿(18)的连接件安装在所述外壳壳体(23)上。
42、根据权利要求40或41所述的方法，其特征在于：所述飞机机身结构的部分以包括多个集成部件(10)的飞机机身片段的形式被预装。
43、根据权利要求35至42中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)由强化纤维塑料制成。
44、根据权利要求43所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)由强化碳纤维塑料制成。
45、根据权利要求35至42中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)由金属制成。
46、根据权利要求35至45中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)作为一单独部件而制成。
47、根据权利要求35至45中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)由多个部分制成。
48、根据权利要求35至47中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面内的梁腹(10a)和与其相连的翼弦(34)制成。
49、根据权利要求48所述的方法，其特征在于：所述梁腹(10a)与所述翼弦(34)作为一单独部件而制成。
50、根据权利要求48所述的方法，其特征在于：所述翼弦(34)被制成一呈T形侧面的单独部件并与所述梁腹(10a)相连。
51、根据权利要求50所述的方法，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接由粘结剂粘合而实现。
52、根据权利要求50所述的方法，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接通过铆接而实现。
53、根据权利要求48至52中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)被装备于所述翼弦(34)上的局部强化装置(33)进一步强化。

Claims (59)

1、一种飞机机身结构，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架(11)，以及主甲板横梁(14)，其特征在于：所述飞机机身结构包括预制的集成部件(10)，每个该集成部件至少包括所述机身框架(11)和所述主甲板横梁(14)的下部，以一集成部件的形式预制而成的所述机身框架(11)和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架(11)相结合的所述主甲板横梁的部分(14a)。
2、根据权利要求1所述的飞机机身结构，其特征在于：每个所述集成部件(10)包括一支持横梁(12)，其与所述机身框架(11)以及所述主甲板横梁(14)一起以集成部件的形式预制。
3、根据权利要求1或2所述的飞机机身结构，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在主甲板的整个宽度上延伸并在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合。
4、根据权利要求1或2所述的飞机机身结构，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在所述主甲板宽度的主要部分上延伸并可在两侧与所述机身框架(11)以集成部件的形式相结合，其中所述支撑部(17，17a)从主甲板横梁(14)向下延伸且被设置成从所述机身框架(11)偏向侧内部，并且经所述支撑部(17，17a)以一集成部件的形式与所述机身框架(11)相连的所述主甲板横梁(14)的部分终止于所述支撑部(17，17a)，留出一位于所述支撑部(17，17a)外侧的自由空间。
5、根据权利要求4所述的飞机机身结构，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在其端部凭借单独制造且随后插入的侧部(14b，14c)与所述机身框架(11)相连，以跨越位于所述支撑部(17，17a)外侧的所述自由空间。
6、根据权利要求4或5所述的飞机机身结构，其特征在于：所述飞机机身结构由多个预制集成部件(10)和纵向件(24)组成，并且插入预装在位于所述支撑件(17，17a)外侧的所述自由空间中的系统电缆(27a，27b)。
7、根据权利要求1至6中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述飞机机身结构由多个预制集成部件(10)和多个与其相连并具有外壳(21)和纵梁(22)的预制外壳部件组成。
8、根据权利要求7所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)的装配数量与所述飞机机身的一预制下部壳体(23)相对应。
9、根据权利要求7或8所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)藉由具有传力梳齿的连接件安装在所述外壳壳体(23)上。
10、根据权利要求7、8或9所述的飞机机身结构，其特征在于：所述飞机机身结构的部分以包括多个集成部件(10)的飞机机身片段的形式被组装。
11、根据权利要求1至10中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)由强化纤维塑料制成。
12、根据权利要求11中所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)由碳强化纤维塑料制成。
13、根据权利要求1至10中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)由金属制成。
14、根据权利要求1至13中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)作为一单独部件而制成。
15、根据权利要求1至13中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)由多个部分制成。
16、根据权利要求14或15所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面内的梁腹(10a)和与其相连的翼弦(34)制成。
17、根据权利要求16所述的飞机机身结构，其特征在于：所述梁腹(10a)与所述翼弦(34)作为一单独部件而制成。
18、根据权利要求16所述的飞机机身结构，其特征在于：所述翼弦(34)被制成一呈T形侧面的单独部件并与所述梁腹(10a)相连。
19、根据权利要求18所述的飞机机身结构，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接由粘结剂粘合而实现。
20、根据权利要求18所述的飞机机身结构，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接通过铆接而实现。
21、根据权利要求16至20中任一权利要求所述的飞机机身结构，其特征在于：所述集成部件(10)被装备于所述翼弦(34)上的局部强化装置(33)进一步强化。
22、一种用于飞机机身结构的集成部件，其具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架(11)，及主甲板横梁(14)，其特征在于：所述集成部件(10)至少包括所述机身框架(11)和所述主甲板横梁(14)的下部，以一集成部件的形式预制而成的所述机身框架(11)和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架(11)相结合的所述主甲板横梁的部分(14a)。
23、根据权利要求22所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)还包括一支持横梁(12)，其与所述机身框架(11)以及所述主甲板横梁(14)以集成部件的形式预制而成。
24、根据权利要求22或23所述的集成部件，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在主甲板的整个宽度上延伸并在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合。
25、根据权利要求22或23所述的集成部件，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在所述主甲板宽度的主要部分上延伸并经支撑部(17，17a)在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合，所述支撑部(17，17a)从主甲板横梁(14)向下延伸，并被设置成从所述机身框架(11)偏向侧内部，并且经所述支撑部(17，17a)以一集成部件的形式与所述机身框架(11)相连的所述主甲板横梁(14)的部分终止于所述支撑部(17，17a)，留出一位于所述支撑部(17，17a)外侧的自由空间。
26、根据权利要求25所述的集成部件，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在其端部藉由单独制造且随后插入的侧部(14b，14c)与所述机身框架(11)相连，以跨越位于所述支撑部(17，17a)外侧的所述自由空间。
27、根据权利要求22至26中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)具有连接件，该连接件藉由传力梳齿将该集成部件(10)安装述外壳壳体(23)上。
28、根据权利要求22至27中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)由强化纤维塑料制成。
29、根据权利要求28所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)由强化碳纤维塑料制成。
30、根据权利要求22至27中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)由金属制成。
31、根据权利要求22至30中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)作为一单独部件而制成。
32、根据权利要求22至30中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)由多个部分制成。
33、根据权利要求22至32中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面内的梁腹(10a)和与其相连的翼弦(34)制成。
34、根据权利要求33所述的集成部件，其特征在于：所述梁腹(10a)与所述翼弦(34)作为一单独部件而制成。
35、根据权利要求33所述的集成部件，其特征在于：所述翼弦(34)被制成一呈T形侧面的单独部件并与所述梁腹(10a)相连。
36、根据权利要求35所述的集成部件，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接由粘结剂粘合而实现。
37、根据权利要求35所述的集成部件，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接通过铆接而实现。
38、根据权利要求33至37中任一权利要求所述的集成部件，其特征在于：所述集成部件(10)被装备于所述翼弦(34)上的局部强化装置(33)进一步强化。
39、一种制造飞机机身结构的方法，该飞机机身结构具有沿所述机身的纵轴方向横向延伸的框架(11)，以及主甲板横梁(14)，该制造方法的特征在于：制造预制集成部件(10)，每个该集成部件至少包括所述机身框架(11)和所述主甲板横梁(14)的下部，以一集成部件的形式预制而成的所述机身框架(11)和至少横跨主甲板宽度的主要部分并在两侧与所述机身框架(11)相结合的所述主甲板横梁的部分(14a)，所述集成部件(10)被设置于一安装装置上并进行调节，且所述集成部件(10)藉由纵向件(24)而互连。
40、根据权利要求39所述的方法，其特征在于：制造每个所述集成部件(10)要带有一支持横梁(12)，其与所述机身框架(11)以及所述主甲板横梁(14)被一起预制为集成部件的形式。
41、根据权利要求39或40所述的方法，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在主甲板的整个宽度上延伸并在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合。
42、根据权利要求39或40所述的方法，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在所述主甲板宽度的主要部分上延伸并经支撑部(17，17a)在两侧与所述机身框架(11)以一集成部件的形式相结合，所述支撑部(17，17a)从主甲板横梁(14)向下延伸，并被设置成从所述机身框架(11)偏向侧内部，并且经所述支撑部(17，17a)作为一独立部件与所述机身框架(11)相连的所述主甲板横梁(14)的部分终止于所述支撑部(17，17a)，留出一位于所述支撑部(17，17a)外侧的自由空间。
43、根据权利要求42所述的方法，其特征在于：所述主甲板横梁(14)在其端部藉由单独制造且随后插入的侧部装置(14b，14c)与所述机身框架(11)相连，以跨越位于所述支撑部(17，17a)外侧的所述自由空间。
44、根据权利要求42或43所述的方法，其特征在于：所述飞机机身结构由多个预制集成部件(10)和纵向件(24)组成，并且插入预装在位于所述支撑件(17，17a)外侧的所述自由空间中的系统电缆(27a，27b)。
45、根据权利要求39至44中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述飞机机身结构由多个预制集成部件(10)和与其连接的多个预制外壳部件组成。
46、根据权利要求45所述的方法，其特征在于：所述飞机机身的一预制下部壳体(23)由预制而成，且所述集成部件(10)的装配数量与所述飞机机身的所述预制下部壳体(23)相对应。
47、根据权利要求45或46所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)藉由具有传力梳齿(18)的连接件安装在所述外壳壳体(23)上。
48、根据权利要求46或47所述的方法，其特征在于：所述飞机机身结构的部分以包括多个集成部件(10)的飞机机身片段的形式被预装。
49、根据权利要求39至48中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)由强化纤维塑料制成。
50、根据权利要求49所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)由强化碳纤维塑料制成。
51、根据权利要求39至48中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)由金属制成。
52、根据权利要求39至51中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)作为一单独部件而制成。
53、根据权利要求39至51中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)由多个部分制成。
54、根据权利要求39至53中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)由位于所述集成部件(10)平面内的梁腹(10a)和与其相连的翼弦(34)制成。
55、根据权利要求54所述的方法，其特征在于：所述梁腹(10a)与所述翼弦(34)作为一单独部件而制成。
56、根据权利要求54所述的方法，其特征在于：所述翼弦(34)被制成一呈T形侧面的单独部件并与所述梁腹(10a)相连。
57、根据权利要求56所述的方法，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接由粘结剂粘合而实现。
58、根据权利要求56所述的方法，其特征在于：所述T形侧面与所述梁腹(10a)的连接通过铆接而实现。
59、根据权利要求54至58中任一权利要求所述的方法，其特征在于：所述集成部件(10)被装备于所述翼弦(34)上的局部强化装置(33)进一步强化。
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RU (1) RU2435700C2 (zh)
WO (1) WO2007141291A1 (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102834233A (zh) * 2010-03-30 2012-12-19 空中客车德国运营有限责任公司 用于由纤维复合材料制造二维拱起的结构构件的方法和设备
CN102837817A (zh) * 2011-05-31 2012-12-26 空中客车西班牙运营有限责任公司 复合的飞行器框架
CN103842249A (zh) * 2011-04-26 2014-06-04 空中客车运营简化股份公司 飞行器机身和在这种机身中实现地板的方法
CN104281734A (zh) * 2014-07-30 2015-01-14 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机电缆重量估算方法
US9764519B2 (en) 2010-03-30 2017-09-19 Airbus Operations Gmbh Device and method for the production of multi-arched structural components from a fiber composite

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006026170B4 (de) 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026169B4 (de) 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102008007838B4 (de) * 2008-02-07 2013-07-18 Airbus Operations Gmbh Fußbodensystem für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs
FR2933065B1 (fr) * 2008-06-30 2011-08-26 Airbus France Procede d'assemblage d'un plancher dans une structure de coque prealablement constituee d'un troncon de fuselage d'aeronef
FR2946024B1 (fr) * 2009-05-27 2011-07-22 Airbus France Installation de realisation d'un troncon de fuselage d'aeronef.
FR2946008B1 (fr) * 2009-05-28 2012-12-28 Airbus France Aeronef comprenant des traverses de support de plancher
FR2947524B1 (fr) * 2009-07-02 2011-12-30 Airbus Operations Sas Procede de fabrication d'un aeronef comprenant un plancher
FR2947525B1 (fr) 2009-07-02 2011-09-02 Airbus Operations Sas Plancher d'aeronef a encombrement optimise
FR2979896A1 (fr) * 2011-09-08 2013-03-15 Airbus Operations Sas Element de cadre de fuselage d'aeronef
US10099765B2 (en) * 2012-08-08 2018-10-16 The Boeing Company Monolithic composite structures for vehicles
GB2516433B (en) * 2013-07-19 2016-02-17 British Airways Plc Aircraft passenger seat fixing system
US9505354B2 (en) * 2013-09-16 2016-11-29 The Boeing Company Carbon fiber reinforced polymer cargo beam with integrated cargo stanchions and c-splices
EP2889212B1 (en) * 2013-12-30 2016-01-06 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Subfloor structure with an integral hull for a rotary wing aircraft
GB2528080A (en) * 2014-07-08 2016-01-13 Airbus Operations Ltd Structure
US10093406B2 (en) 2014-12-10 2018-10-09 The Boeing Company Aircraft frame for tailstrike angle enhancement
US10434687B2 (en) 2014-12-17 2019-10-08 Sikorsky Aircraft Corporation Composite laminate tooling and method of forming a composite part using the tooling
DE102018123531A1 (de) * 2018-09-25 2020-03-26 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Installieren von Systemkomponenten in einem Abschnitt eines Flugzeugrumpfs
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing
US11203407B2 (en) * 2020-01-02 2021-12-21 The Boeing Company Floor grid for aircraft

Family Cites Families (112)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR958883A (zh) 1950-03-21
US1393488A (en) * 1917-03-21 1921-10-11 L W F Engineering Company Inc Fuselage
US1355741A (en) * 1918-10-10 1920-10-12 Curtiss Aeroplane & Motor Co Airplane-fuselage
GB159351A (en) * 1919-12-08 1921-03-03 Boulton & Paul Ltd Improvements in metal bulkheads for the fuselages or bodies of aircraft
US1885406A (en) * 1930-06-20 1932-11-01 Avions Kellner Bechereau Sa Manufacture of hollow bodies
US1874610A (en) * 1930-08-04 1932-08-30 Curtiss Aeroplane & Motor Co Fuselage construction
US1963416A (en) * 1932-03-07 1934-06-19 Boeing Co Airplane structural elements
US2134260A (en) 1935-09-07 1938-10-25 James H Nickerson Aeroplane construction
US2259624A (en) * 1937-12-23 1941-10-21 Dornier Werke Gmbh Construction element for aircraft
US2263365A (en) * 1938-06-01 1941-11-18 Firm Henschel Flugzeug Werke A Cabin for aircraft
US2372905A (en) * 1941-07-15 1945-04-03 Curtiss Wright Corp Engine nacelle
US2407480A (en) * 1944-09-13 1946-09-10 Budd Co Aircraft fuselage and wing construction
US2500015A (en) * 1945-02-02 1950-03-07 Bendix Aviat Corp Frame structure for airplanes
US2778586A (en) * 1955-05-02 1957-01-22 Boeing Co Supersonic piloted airplane with adjustable nose
US2925050A (en) * 1957-01-09 1960-02-16 Pullman Inc Side frame construction and finish
US3023860A (en) 1957-03-18 1962-03-06 Floyd P Ellzey Body construction
US3155348A (en) * 1962-06-14 1964-11-03 Aviation Louis Breguet Sa Aircraft fuselage
FR1333200A (fr) * 1962-06-14 1963-07-26 Aviation Louis Breguet Sa Perfectionnements apportés à la construction de fuselages d'aérodynes
FR1345076A (fr) 1962-10-24 1963-12-06 Sud Aviation Perfectionnement aux structures à revêtement mince renforcé par des éléments longitudinaux et transversaux
FR1460060A (fr) * 1965-10-15 1966-06-17 Nord Aviation Fuselage de grande capacité et aérodyne correspondant
US3677502A (en) * 1969-03-10 1972-07-18 Andrei Nikolaevich Tupolev Supersonic aircraft
US3955781A (en) * 1974-03-10 1976-05-11 Andrei Nikolaevich Tupolev Supersonic aircraft with the engines disposed under the delta wing middle portion
US4310132A (en) 1978-02-16 1982-01-12 Nasa Fuselage structure using advanced technology fiber reinforced composites
DE3141869C2 (de) * 1981-10-22 1984-02-02 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Fußbodenkonstruktion für den oberen Laderaum eines Luftfahrzeuges
FR2541773B1 (fr) 1983-02-24 1985-06-14 Aerospatiale Dispositif portable pour l'examen non destructif d'une surface le long d'une ligne
US4646993A (en) * 1985-03-04 1987-03-03 The Boeing Company Sidewall vent valves for a convertible compartment aircraft
GB2196922A (en) 1986-09-26 1988-05-11 Airship Ind Airship gondola construction
FR2632604B1 (fr) 1988-06-08 1991-07-12 Aerospatiale Cadre en materiau composite notamment pour fuselage d'aeronef, et son procede de fabrication
US5171510A (en) * 1988-06-08 1992-12-15 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Method of producing a frame made of a composite material, especially for the fuselage of an aircraft
US5251849A (en) 1989-12-26 1993-10-12 Florida International University For Board Of Regents Strain reduced airplane skin
US5223067A (en) * 1990-02-28 1993-06-29 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Method of fabricating aircraft fuselage structure
DE4019744C2 (de) 1990-06-21 1994-05-26 Poly Id Ag Steckborn Vorrichtung zum Reparieren von Bauteilen aus Kunststoff, insbesondere aus Faserverbundwerkstoffen
US5201831A (en) 1991-11-15 1993-04-13 Atr International, Inc. Aircraft interior shell
US5242523A (en) 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
US5429326A (en) 1992-07-09 1995-07-04 Structural Laminates Company Spliced laminate for aircraft fuselage
US5560102A (en) 1992-10-13 1996-10-01 The Boeing Company Panel and fuselage assembly
DE4302706C2 (de) * 1993-02-01 1996-04-18 Daimler Benz Aerospace Airbus Anordnung zur Handhabung von Speisen und Getränken an Bord eines Flugzeuges
JPH06255587A (ja) * 1993-03-09 1994-09-13 Honda Motor Co Ltd 航空機
JPH06298186A (ja) 1993-04-20 1994-10-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機の床板取付け装置
DE4313592C2 (de) 1993-04-26 2000-02-17 Daimler Chrysler Aerospace Großraumflugzeug
DE4416506C2 (de) * 1994-05-10 1999-12-02 Daimler Chrysler Aerospace Passagierflugzeug
ES2112711B1 (es) 1994-05-25 1998-12-01 Torres Martinez M Estructura para aviones.
US5577688A (en) * 1994-06-15 1996-11-26 Sloan; Frank P. Containment systems for insulation, and insulation elements employing such systems
US5866272A (en) * 1996-01-11 1999-02-02 The Boeing Company Titanium-polymer hybrid laminates
FR2766407B1 (fr) 1997-07-22 1999-10-15 Aerospatiale Procede de fabrication de pieces de grandes dimensions en materiau composite a matrice thermoplastique, telles que des troncons de fuselage d'aeronefs
US5897079A (en) * 1997-08-18 1999-04-27 Mcdonnell Douglas Corporation Air curtain insulating system for aircraft cabin
US5975183A (en) * 1998-03-23 1999-11-02 Northrop Grumman Corporation Repair pressure applicator for in the field damaged aircraft
US6435242B1 (en) * 1998-03-23 2002-08-20 Northrop Grumman Corp Repair pressure applicator
DE19844035C1 (de) 1998-09-25 1999-11-25 Daimler Chrysler Aerospace Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung
US6158690A (en) * 1998-10-30 2000-12-12 Sikorsky Aircraft Corporation Cabin interior panel system for reducing noise transmission in an aircraft
US6182926B1 (en) * 1998-12-18 2001-02-06 Be Intellectual Property, Inc. Aircraft crew rest station for a long distance airline flight
US6510961B1 (en) 1999-04-14 2003-01-28 A&P Technology Integrally-reinforced braided tubular structure and method of producing the same
DE10005348B4 (de) 2000-02-08 2004-05-06 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Fertigung von Nasenstrukturen für aerodynamische Flächen
JP4318381B2 (ja) 2000-04-27 2009-08-19 本田技研工業株式会社 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体
DE10031510A1 (de) 2000-06-28 2002-01-17 Airbus Gmbh Strukturbauteil für ein Flugzeug
US6478253B1 (en) 2001-04-20 2002-11-12 The Boeing Company Airframe having area-ruled fuselage keel
SE517133C2 (sv) 2001-06-05 2002-04-16 Saab Ab Anordning för att stödja en skalyta i ett flygplansskrov
SE519185C2 (sv) 2001-06-07 2003-01-28 Saab Ab Flygplanspanel
DE10145272B4 (de) 2001-09-14 2008-07-24 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flugzeug, insbesondere Passagierflugzeug, mit einem auf der Basis von Faserverbundbauteilen aufgebauten Rumpf
DE10145276B4 (de) * 2001-09-14 2008-04-10 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flugzeug, insbesondere Passagierflugzeug, mit einem Rumpf, der eine tragende Primärstruktur und einen Frachtraum umfasst
DE10155925C1 (de) * 2001-11-14 2003-03-20 Fraunhofer Ges Forschung Isolierpaket und seine Verwendung
FR2844742B1 (fr) 2002-09-25 2005-04-29 Pechiney Rhenalu Feuilles composites stratifiees aluminium-fibres de verre
US6772977B2 (en) * 2002-10-10 2004-08-10 The Boeing Company Aircraft with multipurpose lower decks and associated methods of manufacture
RU2244660C2 (ru) 2003-02-03 2005-01-20 ОАО "ЦК ФПГ "Российский авиационный консорциум" Региональный самолет
DE10314039A1 (de) * 2003-03-28 2004-10-07 Airbus Deutschland Gmbh Spantbauteil für ein Flugzeug
US6871822B2 (en) 2003-04-18 2005-03-29 The Boeing Company Apparatus and methods of attaching panels to support structures
DE502004004200D1 (de) * 2003-07-18 2007-08-09 Telair Int Gmbh Frachtdeck zur aufnahme von ladung im frachtraum eines flugzeugs
RU2270135C2 (ru) 2004-03-04 2006-02-20 Карклин Андрей Михайлович Фюзеляж летательного аппарата
US7527222B2 (en) 2004-04-06 2009-05-05 The Boeing Company Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections
US7159822B2 (en) * 2004-04-06 2007-01-09 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7134629B2 (en) 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
FR2869289B1 (fr) * 2004-04-27 2007-07-13 Eads Sogerma Services Sa Amenagement interieur des parois du fuselage d'un aeronef.
US7325771B2 (en) 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US7802413B2 (en) 2004-10-04 2010-09-28 The Boeing Company Apparatus and methods for reinforcing a structural panel
FR2877916B1 (fr) * 2004-11-15 2008-04-25 Airbus France Sas Cadre de structure de fuselage d'aeronef
DE102004056286B4 (de) * 2004-11-22 2015-12-24 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung und Verfahren zum form- und/oder abmessungsunabhängigen Zusammenfügen und Heften von mehreren Einzelkomponenten zur Bildung von eigensteifen, transportfähigen Sektionen für Verkehrsmittel, insbesondere für Luftfahrzeuge
US7503368B2 (en) 2004-11-24 2009-03-17 The Boeing Company Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
US7210655B2 (en) 2004-12-03 2007-05-01 The Boeing Company Reconfigurable interior sidewall
US8201371B2 (en) 2005-03-31 2012-06-19 The Boeing Company Composite beam chord between reinforcement plates
US7410352B2 (en) 2005-04-13 2008-08-12 The Boeing Company Multi-ring system for fuselage barrel formation
DE102005023886A1 (de) 2005-05-24 2006-12-07 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugrumpf-Montagekonzept
DE102005026010B4 (de) 2005-06-07 2010-12-30 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung einer verstärkten Schale zur Bildung von Teilkomponenten für Luftfahrzeuge
FR2888816B1 (fr) 2005-07-20 2007-08-31 Airbus France Sas Panneau auto-raidi monolithique
US7621482B2 (en) * 2005-11-15 2009-11-24 The Boeing Company Weight optimized pressurizable aircraft fuselage structures having near elliptical cross sections
FR2894869B1 (fr) 2005-12-20 2009-10-09 Airbus France Sas Procede de fabrication d'un fuselage d'aeronef en materiau composite
US7459048B2 (en) 2006-01-31 2008-12-02 The Boeing Company One-piece inner shell for full barrel composite fuselage
DE102006044683A1 (de) 2006-02-07 2007-08-23 Grob, Margret Flugzeugkörper und Verfahren zu seiner Herstellung
US8360362B2 (en) * 2006-02-21 2013-01-29 The Boeing Company Aircraft floor and method of assembly
DE102006019123B4 (de) * 2006-04-25 2012-08-02 Airbus Operations Gmbh Bodenstruktur für einen Rumpf
FR2901240B1 (fr) 2006-05-17 2009-01-09 Airbus France Sas Poutre interne composite pour renforcer la structure d'un aeronef
DE102006026170B4 (de) 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026169B4 (de) 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE602006016180D1 (de) * 2006-06-28 2010-09-23 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfmontagekonzept
US7866440B2 (en) * 2006-07-21 2011-01-11 Rohr, Inc. System for joining acoustic cellular panel sections in edge-to-edge relation
WO2008025860A1 (es) 2006-08-31 2008-03-06 Airbus España, S.L. Componentes tubulares para fuselajes aeronauticos y procedimientos y utiles para su fabricacion
NL2000232C2 (nl) 2006-09-12 2008-03-13 Gtm Consulting B V Huidpaneel voor een vliegtuigromp.
US7445180B2 (en) * 2006-10-02 2008-11-04 The Boeing Company Actuation system for tail section of aircraft
DE102006048376B4 (de) * 2006-10-12 2010-04-15 Airbus Deutschland Gmbh Freitragende Kabinenstruktur
US7735779B2 (en) 2006-11-02 2010-06-15 The Boeing Company Optimized fuselage structure
US7861970B2 (en) 2006-11-02 2011-01-04 The Boeing Company Fuselage structure including an integrated fuselage stanchion
DE102007003275B4 (de) 2007-01-23 2013-11-28 Airbus Operations Gmbh Schalenelement als Teil eines Flugzeugrumpfes
EP2128018A4 (en) 2007-01-29 2013-09-18 Airbus Operations Sl AIRCRAFT LOADING FUSELAGE TORQUE MADE FROM COMPOSITE MATERIAL
DE102007008988A1 (de) 2007-02-23 2008-08-28 Airbus Deutschland Gmbh Rumpf eines Luft-oder Raumfahrzeugs und ein entsprechendes Luft-oder Raumfahrzeug
US7787979B2 (en) * 2007-03-14 2010-08-31 The Boeing Company Splicing fuselage sections without shims
FR2915458B1 (fr) 2007-04-25 2010-01-01 Airbus France Assemblage de panneaux de fuselage d'un avion
DE102007019692B4 (de) 2007-04-26 2011-06-01 Airbus Operations Gmbh Flügel-Rumpf-Sektion eines Flugzeugs
FR2920743B1 (fr) 2007-09-07 2009-12-18 Airbus France Cadre de structure en materiau composite et fuselage d'aeronef comportant un tel cadre
EP2214855B1 (en) * 2007-11-29 2018-02-28 Airbus Operations (Sas) Method of preparing the connection between two fuselage sections of an aircraft
DE102008007838B4 (de) * 2008-02-07 2013-07-18 Airbus Operations Gmbh Fußbodensystem für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs
ES2385993B1 (es) 2008-12-18 2013-06-17 Airbus Operations, S.L. Fuselaje trasero de una aeronave con una zona de introducción de carga de un estabilizador horizontal de cola y de un estabilizador vertical de cola que comprende elementos receptores de las cargas de dichos estabilizadores unidos a elementos estructurales del fuselaje.
FR2942453B1 (fr) 2009-02-24 2011-03-25 Airbus France Aeronef a structure de plancher renforcee.
ES2382765B1 (es) 2009-06-29 2013-05-03 Airbus Operations, S.L. Diseño de cuadernas de aeronave

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102834233A (zh) * 2010-03-30 2012-12-19 空中客车德国运营有限责任公司 用于由纤维复合材料制造二维拱起的结构构件的方法和设备
CN102834233B (zh) * 2010-03-30 2015-10-07 空中客车德国运营有限责任公司 用于由纤维复合材料制造二维拱起的结构构件的方法和设备
US9751290B2 (en) 2010-03-30 2017-09-05 Airbus Operations Gmbh Device and method for the production of two-dimensionally arched structural components from a fiber composite
US9764519B2 (en) 2010-03-30 2017-09-19 Airbus Operations Gmbh Device and method for the production of multi-arched structural components from a fiber composite
CN103842249A (zh) * 2011-04-26 2014-06-04 空中客车运营简化股份公司 飞行器机身和在这种机身中实现地板的方法
CN102837817A (zh) * 2011-05-31 2012-12-26 空中客车西班牙运营有限责任公司 复合的飞行器框架
CN102837817B (zh) * 2011-05-31 2016-05-18 空中客车西班牙运营有限责任公司 复合的飞行器框架
CN104281734A (zh) * 2014-07-30 2015-01-14 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机电缆重量估算方法
CN104281734B (zh) * 2014-07-30 2018-03-02 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机电缆重量估算方法

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