CN108116653B - 飞行器组件 - Google Patents

飞行器组件 Download PDF

Info

Publication number
CN108116653B
CN108116653B CN201711231693.5A CN201711231693A CN108116653B CN 108116653 B CN108116653 B CN 108116653B CN 201711231693 A CN201711231693 A CN 201711231693A CN 108116653 B CN108116653 B CN 108116653B
Authority
CN
China
Prior art keywords
rib
self
closing
structural element
reinforcing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201711231693.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108116653A (zh
Inventor
D·吉约托
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN108116653A publication Critical patent/CN108116653A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108116653B publication Critical patent/CN108116653B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/061—Frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/10—Bulkheads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames
    • B64C1/1461—Structures of doors or surrounding frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1476—Canopies; Windscreens or similar transparent elements
    • B64C1/1492—Structure and mounting of the transparent elements in the window or windscreen

Abstract

为了允许在结构元件(42)与包括蒙皮(46)和形成有从所述蒙皮的第一面(46A)延伸出来的肋网络(50)的加强结构(48)的自加强面板(44)之间的牢固组装，所述结构元件(42)包括形成有第一闭合肋(100)的至少一个端部，所述加强结构(48)包括形成有第二闭合肋(102)的至少一个端部，以及其高度(H3)渐进地增加成与所述第二闭合肋同样高的部分(104)，并且所述结构元件借助于第一贯穿固定元件(106)被固定到所述自加强面板上，所述第一贯穿固定元件将所述第一闭合肋固定到所述第二闭合肋上。所述结构元件包括呈现了第二面(120B)的基部(120)，所述第二面具有界定接纳所述蒙皮的端部部分(46B)的空间的内凹部(122)。

Description

飞行器组件
技术领域
本发明涉及飞行器结构的领域，并且更具体地涉及自加强面板与结构元件之间的结构连接。
背景技术
在传统的飞行器中，共同之处是使用由蒙皮以及固定在该蒙皮上的加强件构成的面板，以便使其具有必要的硬度。蒙皮通常厚若干毫米。至于加强件，存在例如T形截面或I形截面的加强件，每个加强件都具有凸缘(基部)，加强件借助于凸缘通常通过铆接与蒙皮组装在一起。
这些加强件具有腹板，其高度足以允许加强件借助于固定在加强件的腹板上的鱼尾板而彼此组装并与环绕结构组装。
图1展示了这种常规面板10的一个实例，在这种情况下，面板在飞机的挡风玻璃12之上延伸并且连接至挡风玻璃的上部环绕物14并连接至周围机身框架15。这种面板有时被称为“挡风玻璃遮护板”。
图1示出了面板10的蒙皮16和其加强件18，所述加强件有时被称为“立柱”。这些加强件通过鱼尾板彼此连接、连接至环绕物14、或连接至周围框架15。
图2因此展示了面板10的两个加强件18A和18B之间借助于鱼尾板20的连接。
然而，在飞行器构造方面的近期发展倾向于推动使用自加强面板，这意思是说面板由蒙皮以及结合到蒙皮中的加强结构构成。
使用自加强面板通常可以减少部件的数量和组装操作的次数，可以减少固定元件的数量且因此减少面板的质量，并且提高面板的刚度。
然而，构成这种面板的加强结构的肋的相对短的高度以及这些肋的相对高的密度并不允许使用鱼尾板来将加强结构与环绕结构组装。
发明内容
本发明具有的具体目的是针对此问题提供简单、经济和有效的解决方案。
为此，提出了一种飞行器组件，所述飞行器组件包括结构元件和自加强面板，所述自加强面板包括蒙皮和加强结构，所述加强结构结合到所述蒙皮中并且形成有肋网络。
根据本发明，所述结构元件包括形成有第一闭合肋的至少一个端部。
此外，所述自加强面板的加强结构包括形成有第二闭合肋的至少一个端部，并且所述自加强面板的加强结构包括其高度渐进地增大成与所述第二闭合肋同样高的部分。
最后，所述结构元件借助于第一贯穿固定元件被固定到所述自加强面板上，所述第一贯穿固定元件将所述第一闭合肋固定到所述第二闭合肋上。
所述结构元件包括基部，所述基部呈现了在形成所述第一闭合肋的那侧上的第一面和在相反侧的第二面，并且所述基部在所述第二面上呈现出界定空间的内凹部，所述自加强面板的所述蒙皮的端部部分延伸到所述空间中，所述内凹部界定所述基部的端部部分，其中所述第一闭合肋形成凸缘连接板。
所述结构元件因此与所述自加强面板是并置的。
加强结构在高度上的渐进增加意味着：可以将第二闭合肋做得足够高以允许借助于能够以张紧方式工作的贯穿固定元件将这个肋固定到第一闭合肋上。
通过第二闭合肋压靠第一闭合肋的这种连接还允许在结构元件与自加强面板之间的最佳的载荷转移。
因此，本发明允许将自加强面板与结构元件有效地固定在一起，同时考虑保持与加强结构的大部分同样高的减小的高度。
在本发明的优选实施例中，所述自加强面板的所述加强结构的所述部分是形成有斜切肋，所述斜切肋相对于所述第二闭合肋是倾斜的并且将所述第二闭合肋连接至所述加强结构的另外的肋上。
所述加强结构的所述其他肋优选与所述第二闭合肋平行地延伸。
此外，所述第一固定元件优选共同穿过所述第一闭合肋和所述第二闭合肋。
有利地，所述第一固定元件是张紧螺栓。
作为替代方案，第一固定元件可以被结合到第一闭合肋中并且穿过第二闭合肋，或第一固定元件可以被结合到第二闭合肋中并且穿过第一闭合肋。
所述结构元件的所述基部的所述端部部分和所述自加强面板的所述蒙皮的所述端部部分有利地借助于第二贯穿固定元件被固定在一起。
所述第二固定元件优选共同穿过所述基部的端部部分和所述蒙皮的端部部分。
所述第二固定元件优选是铆钉。
作为替代方案，该第二固定元件可以被结合到基部的端部部分中并且穿过蒙皮的端部部分，或该第二固定元件可以被结合到蒙皮的端部部分中并且穿过基部的端部部分。
在本发明的一个优选实施例中，结构元件包括主要肋和次要肋，这些次要肋将主要肋连接至第一闭合肋。此外，所述主要肋和所述次要肋从所述基部的所述第一面伸出。
在此情况下，所述次要肋中的每个次要肋都优选朝向属于所述加强结构的肋网络的至少一个肋到所述第二闭合肋的连接区域延伸，所述肋被安排在所述第二闭合肋相对于所述第一闭合肋的另一侧上。
此外，所述次要肋各自所具有的高度优选在从所述主要肋朝所述第一闭合肋延伸的方向上减小。
在本发明的优选实施例中，所述结构元件是挡风玻璃环绕物，并且所述自加强面板形成遮护板或机身导流器，或其中，所述结构元件是门或窗环绕物，并且所述自加强面板是机身面板，或其中，所述结构元件是密封的舱壁环绕物，并且所述自加强面板形成飞行器机身的前密封舱壁或后密封舱壁。
附图说明
通过阅读以非限制性实例的方式并且参照附图给出的以下描述，本发明将被更好地理解，并且本发明的其他细节、优点和特征将变得显而易见，在附图中：
-已经描述的图1是传统飞行器机头的上部的从下方的局部示意图，展示了挡风玻璃环绕物的一部分以及传统面板，所述传统面板配备有组装到其上的加强件；
-已经描述的图2是图1的细节II的较大比例的视图；
-图3和图4分别是根据本发明优选实施例的、包括自加强面板以及与其组装的结构元件的飞行器组件的从内侧的局部透视示意图；并且
-图5是图3的飞行器组件的截面的部分示意图。
在所有这些附图中，相同的附图标记可以指明相同或相似的元件。
具体实施方式
图3至图5展示了飞行器组件40，包括结构元件42(在这种情况下，是挡风玻璃上部环绕物)和自加强面板44，该自加强面板包括蒙皮46以及结合到蒙皮46中的加强结构48。这种加强结构总体上形成有从蒙皮的第一面46A延伸出的肋网络50，这面旨在被定位在装备有组件40的飞行器的内侧。
在下面的描述中，方向X、Y和Z形成正直的正交参照系，并且分别对应于飞行器组件40的纵向、横向和竖直方向，这些方向分别对应于装备有组件40的飞行器的纵向、横向和竖直方向。纵向方向X指向这种飞行器的行进方向。
在所展示的实例中，面板44在挡风玻璃12之上延伸，并且因此是有时被称为“遮护板”的类型。
另外，肋网络50是“等网格”型的，也被称为“等网格网络”，这意思是说形成有肋36的三角形网络。当然在本发明的范围内可以有网络的其它构型，例如“正交”类型的网络，这意思是说带有矩形或正方形网格单元的网络，或者甚至是具有可变三角形网格单元的网络，这意思是说是形成有尺寸根据所考虑的面板的区域而变化的三角形。更一般来说，所有可能的网络的构型都可与本发明兼容。
如在图3至图5中示出的，结构元件42包括形成有第一闭合肋100的至少一个端部，并且自加强面板44的加强结构48包括形成有第二闭合肋102的至少一个端部。
此外，加强结构48包括其高度H3增加成与第二闭合肋102同样高的部分104。
最后，结构元件42借助于第一贯穿固定元件106被固定到自加强面板44上。在所展示的实例中，这些第一固定元件106共同穿过第一闭合肋100和第二闭合肋102。作为替代方案，第一固定元件106可以被结合到第一闭合肋100中并穿过第二闭合肋102，或反之亦然。
如图5中展示的，第一固定元件106优选是张紧螺栓。
在加强结构的部分104的区域中其高度上的渐进增加意味着：可以将第二闭合肋102做得足够高以允许借助于能够以张紧方式工作的贯穿固定元件(诸如张紧螺栓)将此肋102固定到第一闭合肋100上。
因此，将自加强面板44固定到结构元件42上的这种方式是与就加强结构48的大部分的小的高度相兼容的，因为在本发明的背景下，仅有此结构的部分104具有增加的高度。
通过第二闭合肋102压靠第一闭合肋100的这种连接还允许在结构元件42与自加强面板44之间的最佳的载荷转移。
在本发明提出的组装模式中所涉及的结构元件42的和自加强面板44的相应端部的数量可以大于一个，尤其是在结构元件42和自加强面板44在所组装的这些部件各侧上展现出至少一个拐角的情况下。
在本发明的优选实施例中，加强结构48的上述部分104形成有斜切肋108，所述斜切肋相对于第二闭合肋102是倾斜的。这些斜切肋108将第二闭合肋102连接到加强结构48的另外的肋110上，所述另外的肋110与第二闭合肋102基本上平行地延伸。
斜切肋108允许从第二闭合肋102到加强结构48的其余部分的良好的载荷转移。
在所展示的实例中，结构元件42包括基部120，该基部具有在形成第一闭合肋100的那侧上的第一面120A和在相反侧上的第二面120B(图4和图5)。
基部120在其第二面120B上具有界定空间的内凹部122，自加强面板44的蒙皮46的端部部分46B延伸超过加强结构48延伸到该空间中。第一闭合肋100形成基部120的由内凹部122所界定的端部部分124的凸缘连接板。
此外，该结构元件的基部120的端部部分124和该自加强面板的蒙皮46的端部部分46B借助于第二贯穿固定元件126被固定在一起，该第二贯穿固定元件共同穿过该基部的端部部分124和该蒙皮的端部部分46B。第二固定元件126优选是铆钉。作为替代方案，第二固定元件126可以被结合到该基部的端部部分124中并穿过该蒙皮的端部部分46B，或反之亦然。
该结构元件的基部120的端部部分124与该自加强面板的蒙皮46的端部部分46B之间的相互重叠、以及这些元件借助于第二固定元件126固定在一起可以改进在结构元件42与自加强面板44之间连结处的密封。
在本发明的优选实施例中，结构元件42包括主要肋130(图3和图4)和次要肋132，这些次要肋将主要肋130连接至第一闭合肋100。
如通过图3至图5示出的，主要肋130和次要肋132从结构元件42的基部120的第一面120A伸出。
次要肋132中的每个次要肋有利地朝向属于加强结构48的肋网络50的至少一个肋到第二闭合肋102的连接区域134延伸，该肋安排第二闭合肋102相对于第一闭合肋100的另一侧上。在所展示的实例中，每个区域134因此是对应的两个斜切肋108到第二闭合肋102上的连接区域。
一方面在结构元件42的次要肋132之间的对齐、以及另一方面加强结构48的肋到第二闭合肋102的连接区域134允许了在结构元件42与自加强面板44的加强结构48之间的最佳载荷连续性。
在所展示的实例中，该主要肋具有的高度H4(图4)高于第一闭合肋100的高度H5(图4和图5)。此外，次要肋132各自所具有的高度H6(图4和图5)在从主要肋130朝第一闭合肋100延伸的方向D上减小。因此，每个次要肋132具有第一端部136(图4)和相反的第二端部138，该第一端部被连接到主要肋130上并且具有的高度与其高度H4相等，该第二端部被连接到第一闭合肋100上并且具有的高度与其高度H5相等(图4和图5)。
在飞行器的面板与挡风玻璃相邻的特定情况下，使用自加强面板尤其允许更好的经受鸟撞击或经受与可能撞击飞行器机头的其他抛射物的碰撞的能力。
当然，根据本发明的飞行器组件当然也可以同样有利地涉及其它类型的面板和结构元件，例如连接至挡风玻璃下部环绕物的下面板或“导流器”、连接至门或窗环绕物的机身面板、或者甚至连接至密封舱壁环绕物的机身前部或后部密封舱壁。
总体上，本发明因此使得自加强面板与相邻结构元件的鲁棒组装，并且因此可以充分享受飞行器内的自加强面板的固有优点。

Claims (11)

1.一种飞行器组件(40)，所述飞行器组件包括结构元件(42)和自加强面板(44)，所述自加强面板包括蒙皮(46)和加强结构(48)，所述加强结构结合到所述蒙皮中并且形成有肋网络(50)，其特征在于：
-所述结构元件(42)包括形成有第一闭合肋(100)的至少一个端部，
-所述自加强面板的所述加强结构(48)包括形成有第二闭合肋(102)的至少一个端部，
-所述自加强面板的加强结构(48)包括其高度(H3)渐进增加成与所述第二闭合肋(102)同样高的部分(104)，并且
-所述结构元件(42)借助于第一贯穿固定元件(106)被固定到所述自加强面板(44)上，所述第一贯穿固定元件将所述第一闭合肋(100)固定到所述第二闭合肋(102)上，
所述结构元件(42)包括基部(120)，所述基部呈现了在形成所述第一闭合肋(100)的那侧上的第一面(120A)和在相反侧的第二面(120B)，并且所述基部(120)在所述第二面(120B)上呈现出界定空间的内凹部(122)，所述自加强面板的所述蒙皮(46)的端部部分(46B)延伸到所述空间中，所述内凹部(122)界定所述基部(120)的端部部分(124)，其中所述第一闭合肋(100)形成凸缘连接板。
2.根据权利要求1所述的飞行器组件，其中，所述自加强面板的所述加强结构(48)的所述部分(104)是形成有斜切肋(108)，所述斜切肋相对于所述第二闭合肋(102)是倾斜的并且将所述第二闭合肋连接至所述加强结构的另外的肋(110)上。
3.根据权利要求2所述的飞行器组件，其中，所述加强结构的所述另外的肋(110)与所述第二闭合肋(102)平行地延伸。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器组件，其中，所述第一贯穿固定元件(106)共同穿过所述第一闭合肋(100)和所述第二闭合肋(102)。
5.根据权利要求4所述的飞行器组件，其中，所述第一贯穿固定元件(106)是张紧螺栓。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器组件，其中，所述结构元件的所述基部(120)的端部部分(124)和所述自加强面板的所述蒙皮(46)的端部部分(46B)借助于第二贯穿固定元件(126)被固定在一起。
7.根据权利要求6所述的飞行器组件，其中，所述第二贯穿固定元件(126)共同穿过所述基部的端部部分(124)和所述蒙皮的端部部分(46B)。
8.根据权利要求2所述的飞行器组件，其中，所述结构元件(42)包括主要肋(130)和次要肋(132)，所述次要肋将所述主要肋(130)连接至所述第一闭合肋(100)，并且其中，所述主要肋(130)和所述次要肋(132)从所述基部(120)的所述第一面(120A)伸出。
9.根据权利要求8所述的飞行器组件，其中，所述次要肋(132)中的每个次要肋都朝向属于所述加强结构(48)的肋网络(50)的所述斜切肋(108)中的至少一个斜切肋到所述第二闭合肋(102)的连接区域(134)延伸，所述至少一个斜切肋被安排在所述第二闭合肋(102)相对于所述第一闭合肋(100)的另一侧上。
10.根据权利要求8所述的飞行器组件，其中，所述次要肋(132)各自所具有的高度(H6)在从所述主要肋(130)朝所述第一闭合肋(100)延伸的方向(D)上减小。
11.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器组件，其中，所述结构元件(42)是挡风玻璃环绕物，并且所述自加强面板(44)形成遮护板或机身导流器，或其中，所述结构元件是门或窗环绕物，并且所述自加强面板是机身面板，或其中，所述结构元件是密封的舱壁环绕物，并且所述自加强面板形成飞行器机身的前密封舱壁或后密封舱壁。
CN201711231693.5A 2016-11-30 2017-11-30 飞行器组件 Active CN108116653B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1661684A FR3059303B1 (fr) 2016-11-30 2016-11-30 Ensemble pour aeronef comprenant un panneau auto-raidi comportant une portion de hauteur croissante par laquelle le panneau est fixe a un element structurel
FR1661684 2016-11-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108116653A CN108116653A (zh) 2018-06-05
CN108116653B true CN108116653B (zh) 2022-08-16

Family

ID=57861120

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711231693.5A Active CN108116653B (zh) 2016-11-30 2017-11-30 飞行器组件

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10766593B2 (zh)
CN (1) CN108116653B (zh)
FR (1) FR3059303B1 (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10974806B2 (en) * 2017-10-05 2021-04-13 Gulfstream Aerospace Corporation Unified canopies for aircraft
FR3101611B1 (fr) * 2019-10-02 2022-02-25 Airbus Operations Sas Panneau renforcé à structure alvéolaire comprenant au moins une zone de liaison présentant une surépaisseur et aéronef comprenant au moins un tel panneau renforcé

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB128131A (en) * 1917-09-07 1919-06-19 Edward Eugene Brown Improvements in Metal Construction for Aircraft.
US2230393A (en) * 1937-03-29 1941-02-04 John B Thomson Airplane structural element
US4725334A (en) * 1985-05-15 1988-02-16 Chem-Tronics, Inc. Method of forming integrally stiffened structures
US5501414A (en) * 1993-05-11 1996-03-26 Deutsche Aerospace Airbus Gmbh Structure having an aerodynamic surface for an aircraft
CN102616366A (zh) * 2011-01-28 2012-08-01 空中客车营运有限公司 用于加强位于飞行器机身与翼盒之间的框架的连接器
CN102951285A (zh) * 2011-08-10 2013-03-06 波音公司 用于复合纵梁的具有高拉脱能力的垂直层压板条状物

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2330219A (en) * 1940-08-13 1943-09-28 Paul H Kemmer Reinforced metal covering for aircraft
US6375120B1 (en) * 1997-07-14 2002-04-23 Jason M. Wolnek Method and apparatus for building a metal/composite hybrid airplane component
US20040035979A1 (en) * 2002-08-23 2004-02-26 Mccoskey William Robert Integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and closed loop manufacturing methods for making the same
US7093470B2 (en) * 2002-09-24 2006-08-22 The Boeing Company Methods of making integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and fuel tank structures
US7997529B2 (en) * 2006-01-19 2011-08-16 The Boeing Company Compliant panel for aircraft
ES2382765B1 (es) * 2009-06-29 2013-05-03 Airbus Operations, S.L. Diseño de cuadernas de aeronave

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB128131A (en) * 1917-09-07 1919-06-19 Edward Eugene Brown Improvements in Metal Construction for Aircraft.
US2230393A (en) * 1937-03-29 1941-02-04 John B Thomson Airplane structural element
US4725334A (en) * 1985-05-15 1988-02-16 Chem-Tronics, Inc. Method of forming integrally stiffened structures
US5501414A (en) * 1993-05-11 1996-03-26 Deutsche Aerospace Airbus Gmbh Structure having an aerodynamic surface for an aircraft
CN102616366A (zh) * 2011-01-28 2012-08-01 空中客车营运有限公司 用于加强位于飞行器机身与翼盒之间的框架的连接器
CN102951285A (zh) * 2011-08-10 2013-03-06 波音公司 用于复合纵梁的具有高拉脱能力的垂直层压板条状物

Also Published As

Publication number Publication date
FR3059303A1 (fr) 2018-06-01
FR3059303B1 (fr) 2020-11-06
US20180148152A1 (en) 2018-05-31
US10766593B2 (en) 2020-09-08
CN108116653A (zh) 2018-06-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5308354B2 (ja) 航空機胴体セクションおよび１つの同セクションを備える航空機
US20160194034A1 (en) Vehicle body structure
CN108116653B (zh) 飞行器组件
US8628041B2 (en) Method for realization of an aircraft structure and resulting structure
EP2909085B1 (en) Method and apparatus for attaching an aircraft fuselage frame to a wing box
CN110239625B (zh) 电气装置的固定构造
RU2570590C2 (ru) Стеновая панель для кабины лифта и стенка кабины, выполненная из такой стеновой панели
CN102971212B (zh) 用于飞行器主结构中的开口的加固结构及飞行器
US20140158828A1 (en) Aircraft comprising a wing box and a fuselage provided with a connecting device connected to the wing box
CN102616366A (zh) 用于加强位于飞行器机身与翼盒之间的框架的连接器
CN108116652B (zh) 飞行器组件
US9511845B2 (en) Aircraft frame
DE102020214105A1 (de) Fahrzeuglängsträger
US20160152315A1 (en) Aircraft fuselage frame
CN107521707B (zh) 飞行器支柱及包括支柱的飞行器
KR101734580B1 (ko) 자동차용 센터필러 패널
US20220297760A1 (en) Vehicle body structure
CN109515128B (zh) 新能源汽车的车门框架总成及新能源汽车
US6869050B1 (en) Profiled wing unit of an aircraft
CN216684628U (zh) 一种网格式的后地板结构
KR102463721B1 (ko) 버스용 루프강성 보강구조
CN216443603U (zh) 一种轨道车辆及轨道车辆的前端底架的边梁
CN208306748U (zh) 支撑架及车辆
RU2676902C1 (ru) Конструкция задней части транспортного средства
KR20200114737A (ko) 차체 구조

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant