ES2300184A1 - Disposicion para acoplar un pivote de acoplamiento para un estabilizador horizontal trimable al fuselaje de cola de una aeronave. - Google Patents
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Abstract
Disposición para acoplar un pivote de acoplamiento para un estabilizador horizontal trimable al fuselaje de cola de una aeronave. Disposición para acoplar un pivote de acoplamiento para un estabilizador horizontal (1b) trimable al fuselaje de cola (1a) de una aeronave (1), con una placa interior (10) y una placa exterior (11) con primeros orificios de cogida (10a, 11a) y primeros orificios pasantes (10c) en la placa interior respectivamente enfrentados con segundos orificios de cogida (10b, 11b) y segundos orificios pasantes (11c) en la placa exterior (11) para el paso de un pivote de acoplamiento (9) del estabilizador horizontal (1b); y con una orejeta superior (12) y una orejeta inferior (13) localizadas respectivamente encima y debajo de una escotadura (2) para el estabilizador horizontal (1b). Las orejetas (12, 13) están integradas en sendas zonas reforzadas (14, 15) del revestimiento (1f) en respectivas áreas vecinas a la escotadura (2), de tal forma que las placas (10, 11) abrazan entre sí las respectivas zonas reforzadas (14, 15) en las que están dispuestas las orejetas (12, 13).
Description
Disposición para acoplar un pivote de
acoplamiento para un estabilizador horizontal trimable al fuselaje
de cola de una aeronave.
La presente invención pertenece al campo técnico
de las construcciones aeronáuticas y particularmente a los sistemas
de cogida de los herrajes de los posteriores del estabilizador
horizontal trimable de una aeronave.
La cogida de un estabilizador horizontal
trimable en una aeronave con cola baja suele llevarse a cabo
mediante tres puntos. Para que el plano del estabilizador
horizontal pueda trimar el o los dos puntos de cogida más avanzados
debe cambiar su posición verticalmente mediante un husillo de forma
que el estabilizador pivote en los otros dos puntos de apoyo que
pueden denominarse puntos de pivote.
En los sistemas convencionales, la cogida de los
dos puntos de pivote traseros del estabilizador básicamente se
realiza mediante dos soluciones, a saber, mediante un herraje unido
al alma central de la cuaderna de cierre de la escotadura
("cut-out") prevista para el paso del extremo
proximal del estabilizador horizontal, o mediante un herraje
integrado en el alma de la cuaderna de cierre y en la viga del
cut-out y dos placas planas que transmiten las
cargas del estabilizador a la cuaderna y a la viga.
De acuerdo con la primera de estas soluciones
convencionales, las cargas pasan directamente del estabilizador
horizontal a la placa rigidizada que constituye la parte central de
la cuaderna de cierre del cut-out. El principal
inconveniente de esta solución es la excentricidad de carga que
existe en el herraje al soportar cargas verticales, que obliga a
tener que colocar contraherrajes al otro lado de la cuaderna. Otro
de los principales problemas es que las cargas axiales deben
pasarse al revestimiento también por contraherrajes. Todos estos
contraherrajes aumentan mucho el peso de la solución y aumentan el
tiempo de montaje.
Por otra parte y de acuerdo con la segunda de
estas soluciones, las cargas laterales del estabilizador se
transmiten a la cuaderna por medio de barras que se conectan a la
viga que rigidiza la cuaderna mientras que las cargas verticales y
en dirección axial se transmiten respectivamente a la cuaderna y a
las vigas del cut-out por medio de placas y de los
herrajes. Las orejetas de unión permiten el giro libre, lo que
impide que las placas transmitan momentos a los herrajes. La
principal desventaja de esta solución es la complejidad que el
herraje de cogida de las placas añade al ya de por sí complejo nudo
de unión entre la viga del cut-out, la cuaderna y
la viga que rigidiza la cuaderna. Esta solución es además muy
compleja a la hora de querer emplear material compuesto para su
fabricación, ya que la fabricación de un herraje de cogida de este
tipo en material compuesto es prácticamente inabordable hoy
en
día.
día.
La presente invención tiene por objeto superar
los inconvenientes de los sistemas de cogida de los dos puntos de
pivote traseros del estabilizador, mediante una disposición para
acoplar un pivote de acoplamiento para un estabilizador horizontal
trimable al fuselaje de cola de una aeronave en la que el fuselaje
de cola comprende al menos una cuaderna y un revestimiento externo
unido a la cuaderna que comprende una placa interior con un primer
orificio de cogida superior, un primer orificio de cogida inferior
y un primer orificio pasante entre el primer orificio de cogida
superior y el primer orificio de cogida inferior; y una placa
exterior con un segundo orificio de cogida superior, un segundo
orificio de cogida inferior y un segundo orificio pasante entre el
segundo orificio de cogida superior y el segundo orificio de cogida
inferior. Los primeros orificios de cogida están enfrentados
respectivamente a los segundos orificios de cogida (10b,11b)
mientras que los primeros orificios pasantes están enfrentados a
los segundos orificios pasantes para permitir el paso de un pivote
de acoplamiento del estabilizador horizontal. Asimismo, la
disposición comprende una orejeta superior de acoplamiento
localizada entre los orificios de cogida superiores y una orejeta
inferior de acoplamiento localizada entre los orificios de cogida
inferiores, localizadas dichas respectivamente encima y debajo de
la escotadura ("cut-out") prevista para el
estabilizador horizontal en el revestimiento de la aeronave. La
orejeta superior y los orificios de cogida superiores forman un
paso superior atravesado por un primer elemento de fijación, y la
orejeta inferior y los orificios de cogida inferiores forman un
paso inferior atravesado por un segundo elemento de fijación. La
disposición anteriormente se caracteriza porque
las orejetas de acoplamiento están integradas en
sendas zonas reforzadas del revestimiento del fuselaje de cola en
respectivas áreas vecinas a la escotadura y a la cuaderna, y
las placas interior e exterior abrazan entre sí
el al menos las respectivas zonas reforzadas en las que están
dispuestas las orejetas de acoplamiento.
De esta forma, las cargas verticales procedentes
del estabilizador pasan directamente al revestimiento,
convirtiéndose en flujos circunferenciales que absorbe la cuaderna
de cierre del cut-out, mientras que las cargas en
dirección axial se transforman en flujos longitudinales en el
revestimiento y son absorbidos por la viga del
cut-out. Las cargas laterales del estabilizador
horizontal se transfieren a la viga que rigidiza la cuaderna de
cierre del cut-out por medio de barras, impidiendo
que se carguen a flexión las placas.
Esta forma de absorber las cargas es un avance
frente a soluciones de diseño anteriormente existentes, ya que las
cargas pasan directamente al revestimiento, y este lo distribuye
adecuadamente entre los distintos componentes (cuadernas y vigas
del cut-out) que lo rigidizan. Además el hecho de
alejar las orejetas de cogida de los puntos de pivote del
estabilizador horizontal entre sí hace que el brazo de momentos del
estabilizador horizontal aumente, consiguiendo absorber los
momentos de balanceo y guiñada del estabilizador con menores cargas
en los puntos de cogida.
Las placas exterior e interior tienen
preferentemente tienen una forma romboidal alargada, y pueden ser
metálicas o de un composite como por ejemplo un material de fibra
de carbono.
En una realización preferida de la invención, el
revestimiento de fuselaje de cola es de un material compuesto
("composite") típicamente utilizado para el revestimiento del
fuselaje de aviones, como por ejemplo un material plástico
reforzado con fibras de carbono (Carbon Fibre Reinforced Plastic
"CFRP"), y al menos una de las zonas reforzadas es una zona con
un espesor aumentado del material compuesto. Alternativa- o
complementariamente, al menos una de las zonas reforzadas puede una
zona en la que se ha aplicado una placa de refuerzo, como por
ejemplo una placa de composite (aplicada, por ejemplo, mediante
pegado y/o remachado), que puede ser material plástico reforzado
con fibras de carbono, y/o una placa metálica como por ejemplo una
placa de titanio.
La posición óptima del eje de la orejeta estaría
en la intersección entre el plano de la cuaderna de cierre del
cut-out y el plano horizontal correspondiente a la
viga del cut-out (para que la transferencia de
carga a cada uno de los elementos sea la adecuada), sin embargo la
pieza de unión entre los tres elementos principales (viga del
cut-out, cuaderna y viga de refuerzo en la
cuaderna) se sitúa a esa altura en el interior del revestimiento.
Para evitar interferencias entre las placas que conectan
estabilizador y revestimiento con la pieza de unión mencionada
anteriormente, las orejetas del revestimiento han de situarse unos
milímetros por debajo del plano horizontal de la viga del
cut-out.
Como puede observarse, la presente invención
supera los inconvenientes del estado de la técnica y, además,
presenta una serie de ventajas adicionales. Así, la presente
invención
\bullet simplifica el diseño del nudo de unión
entre viga del cut-out, cuaderna de cierre del
cut-out y viga que rigidiza esta cuaderna.
\bullet permite que las cargas pasen
directamente al revestimiento, el cual las distribuye de forma
sencilla entre los distintos componentes que lo rigidizan.
\bullet simplifica el diseño de la cuaderna de
cierre del cut-out, cuya altura del alma vendrá
determinada por el nudo de unión y no por un herraje de cogida de
las placas.
\bullet disminuye el número de piezas que
constituyen el nudo de unión.
\bullet se adapta fácilmente a un diseño en
fibra de carbono, cosa que no pasaba con antiguas soluciones
(herrajes de cogida que se unen a la cuaderna de cierre son fáciles
de fabricar en aluminio mecanizado pero suponen complejas preformas
en composite).
\bullet permite eliminar cualquier tipo de
excentricidad, ya que las cargas están aplicadas directamente al
plano de la cuaderna.
\bullet consigue absorber los momentos
producidos por el estabilizador horizontal de forma más eficiente
gracias a un mayor brazo de momentos.
Aunque la presente invención es válida en
revestimientos metálicos, ofrece mayores ventajas cuando el
revestimiento está fabricado en composite, ya que el refuerzo que
la orejeta obliga a introducir en esta zona puede integrarse en el
mismo laminado. Por ejemplo, cuando que el revestimiento se ha
fabricado mediante técnicas de "fiber placement", existen
múltiples opciones de fabricación, como por ejemplo
\bullet refuerzos en "fiber placement",
es decir, partiendo de que es la propia máquina de encintado del
revestimiento la que encinta este refuerzo.
\bullet revestimiento más placa de titanio
(que podría ir integrada o remachada), si por criterios de fail
safe se precisara un doble camino de carga.
\bullet refuerzos en RTM integrados dentro del
laminado.
\bullet refuerzos híbridos localizados
(titanio más prepreg por ejemplo)
A continuación, se describirán aspectos de la
invención sobre la base de unos dibujos que forman parte integrante
de la presente memoria descriptiva, y en los que
la figura 1 es una vista esquemática en alzado
lateral del fuselaje y del empenaje de un avión; que
la figura 2 es una vista esquemática en planta
superior de la parte izquierda del empenaje mostrado en la figura
1;
la figura 3 es una vista esquemática en sección
lateral de una primera realización de las orejetas y placas para el
acoplamiento del pivote del estabilizador horizontal;
la figura 4 es una vista esquemática frontal de
la realización mostrada en la figura 3;
la figura 5 es una vista esquemática en sección
lateral de una segunda realización de las orejetas y placas para el
acoplamiento del pivote del estabilizador horizontal;
la figura 6 es una vista esquemática en sección
lateral de una tercera realización de las orejetas y placas para el
acoplamiento del pivote del estabilizador horizontal;
la figura 7 es una vista esquemática en
perspectiva y parcialmente seccionada del cono de cola de un avión
en el que se encuentra montada una realización de la presente
invención.
En estas figuras aparecen elementos
identificados con referencias numéricas que tienen los siguientes
significados:
- 1
- avión
- 1a
- fuselaje de cola del avión
- 1b
- estabilizador horizontal
- 1c
- estabilizador vertical
- 1d
- timón de profundidad
- 1e
- timón de dirección
- 1f
- revestimiento externo
- 2
- escotadura para el estabilizador horizontal (cut-out)
- 2a
- viga de la escotadura para el estabilizador horizontal
- 3
- cuaderna de cierre superior de la escotadura para el estabilizador horizontal
- 3a
- viga rigidizadora de la cuaderna superior
- 3b
- pieza de unión entre la cuaderna de cierre superior, la viga de la escotadura y la viga regidizadora
- 4
- cuaderna de cierre superior de la escotadura para el estabilizador horizontal
- 4a
- viga rigidizadora de la cuaderna superior
- 4b
- pieza de unión entre la cuaderna de cierre superior, la viga de la escotadura y la viga regidizadora
- 5
- tirante de acoplamiento superior
- 6
- tirante de acoplamiento inferior
- 7
- barra de acoplamiento superior
- 8
- barra de acoplamiento inferior
- 9
- pivote de acoplamiento del estabilizador horizontal
- 9a
- punto de pivotamiento
- 10
- placa interior
- 10a
- primer orificio de cogida superior
- 10b
- primer orificio de cogida inferior
- 11c
- primer orificio pasante
- 11
- placa exterior
- 11a
- segundo orificio de cogida superior
- 11b
- segundo orificio de cogida inferior
- 11c
- segundo orificio pasante
- 12
- orejeta de acoplamiento superior
- 13
- orejeta de acoplamiento inferior
- 14
- zona reforzada superior del revestimiento
- 14a
- placa de refuerzo superior
- 15
- zona reforzada inferior del revestimiento
- 15a
- placa de refuerzo inferior
- 16
- paso superior
- 17
- paso inferior
- 18
- primer elemento de fijación
- 19
- segundo elemento de fijación
\vskip1.000000\baselineskip
Las figuras 1 y 2 muestran el fuselaje de cola
la de un avión 1, en el que está dispuesto un estabilizador
horizontal 1b con su timón de profundidad 1d, así como un
estabilizador vertical 1c con su timón de dirección le. El
estabilizador horizontal 1b es trimable de manera en sí
convencional de manera que pivota sobre el punto de pivotamiento
9a, de manera que, también de forma en sí convencional, el
estabilizador horizontal 1b y el timón de profundidad 1d pueden
adoptar las posiciones mostradas con las referencias 1b', 1d' y
1b'' ,1d'', respectivamente. Evidentemente, en el lado opuesto del
fuselaje, no mostrado en la figura 1, presenta otro estabilizador
horizontal con timón de profundidad, análogo al estabilizador
horizontal 1b izquierdo mostrado en la figura 1.
En las figuras 3 y 4 puede apreciarse del
conjunto de orejetas 12,13 y placas 10,11 de acuerdo con una
primera realización de la disposición de la presente invención.
Así, en esta primera realización la disposición comprende una placa
interior 10 con un primer orificio de cogida superior 10a, un
primer orificio de cogida inferior 10b, y un primer orificio
pasante 10c localizado entre el primer orificio de cogida superior
loa y el primer orificio de cogida inferior 10b, Asimismo,
coaxialmente con la placa interior 10, está dispuesta una placa
exterior 11 con un segundo orificio de cogida superior 11a, un
segundo orificio de cogida inferior 11b, y con un segundo orificio
pasante 11c entre el segundo orificio de cogida superior 11a y el
segundo orificio de cogida inferior 11b. Los primeros orificios de
cogida 10a,11a están enfrentados respectivamente a los segundos
orificios de cogida 10b,11b, mientras que los primeros orificios
pasantes 10c están enfrentados a los segundos orificios pasantes
11c para permitir el paso de un pivote de acoplamiento (no mostrado
en las figuras 3 y 4) del estabilizador horizontal 1b.
Las placas 10,11 están conectadas superiormente
con una orejeta superior 12 de acoplamiento, de manera que orejeta
superior 12 queda localizada entre los orificios de cogida
superiores 10a,11a de las placas 10,11, e inferiormente con una
orejeta inferior 13 de acoplamiento la cual queda posicionada entre
los orificios de cogida inferiores 10b,11b de las placas 10,11. La
orejeta superior 10 está dispuesta encima del
"cut-out" 2 (=escotadura para el estabilizador
horizontal en el revestimiento del fuselaje) e integrada en una
zona reforzada 14 del revestimiento 1f del fuselaje de cola 41b del
avión 1, mientras que la orejeta inferior 13 está dispuesta en una
zona reforzada 15 de dicho revestimiento debajo de dicho
cut-out 2.
\newpage
La orejeta superior 12 y los orificios de cogida
superiores 10a,11a forman un paso superior 16 (ver figura 5)
atravesado por un primer elemento de fijación 18. A su vez, la
orejeta inferior 13 y los orificios de cogida inferiores l0b,11b
forman un paso inferior 8 (ver figura 5) atravesado por un segundo
elemento de fijación 19. En la realización mostrada en la figura 3,
las zonas reforzadas 14,15 son sendos.
La figura 5 muestra una segunda realización de
las zonas reforzadas 14,15 del revestimiento 1f. De acuerdo con
esta segunda realización, estas zonas 14,15 están reforzadas por
sendas placas interiores 14a,15a de titanio.
En la figura 6 puede observarse una tercera
realización de las zonas reforzadas 14,15, de acuerdo con la que
esas zonas están reforzadas por sendas placas externas 14a,15a,
adosadas respectivamente al revestimiento 1f en las zonas
14,15.
La figura 7 muestra con más detalle la ubicación
de una realización de la presente invención en fuselaje de cola de
un avión.
Puede observarse que el revestimiento 1f está
unido a una cuaderna superior 3 y a una cuaderna inferior 4 que
están situadas en el mismo plano vertical y conjuntamente forman la
cuaderna de cierre de los respectivos cut-offs 2.
En la cercanía de los bordes superior e inferior de cada
cut-off, están dispuestos sendas vigas 2a que se
extienden respectivamente hacía las cuadernas 3,4. La cuaderna
superior 3 presenta una viga rigidizadora 3a mientras que la
cuaderna inferior presenta una viga rigidizadora 4a. Cada viga 2a
del cut-off 2 está conectada con un extremo de la
correspondiente viga rigidizadora 3a,4a y con el extremo
correspondiente de la respectiva cuaderna 3,4, mediante una pieza
de unión 3b.
De la parte superior de la parte central de la
viga rigidizadora 3a de la cuaderna superior 3 emergen dos tirantes
de acoplamiento superior 5 que se extienden divergiendo hacia la
parte superior de la cuaderna 3 a la que quedan unidos. Asimismo,
en la parte inferior de la parte central de la viga rigidizadora 3a
están acopladas los primeros extremos de sendas barras de
acoplamiento superior 7, cuyos extremos opuestos están articulados
respectivamente en el pivote de acoplamiento de uno de los
estabilizadores horizontales (no mostrados en la figura 7).
Análogamente, de la parte inferior de la parte central de la viga
rigidizadora 4a de la cuaderna inferior 4 están anclados dos
tirantes de acoplamiento inferior que se extienden divergiendo
hacia la parte inferior de la cuaderna 4 a la que quedan unidos,
mientras que en la parte inferior de la parte central de la viga
rigidizadora 4a están acopladas los primeros extremos de sendas
barras de acoplamiento inferior 8, cuyos extremos opuestos están
articulados respectivamente en el correspondiente pivote de
acoplamiento 5 del respectivo estabilizador horizontal.
En la vecindad de cada pieza de unión 5 que une
la cuaderna superior 3 con la viga superior 2a del
cut-off 2 y con la viga rigidizarora 3a, el
revestimiento 1f presenta respectivas zonas reforzadas 14, mientras
que en la vecindad de cada pieza de unión 5 que une la cuaderna
inferior 4 con la viga inferior 2a del cut-off 2 y
con la viga rigidizadora 4a, el revestimiento 1f presenta
respectivas zonas reforzadas 15. Las respectivas placas 10,11
quedan ancladas a las orejetas dispuestas en esas zonas reforzadas
en la forma ya descrita con referencia a las figuras 3 a 6, de tal
manera, que cada pivote 5 de acoplamiento atraviesa los orificios
pasante 10c,11c del conjunto formado por una placa interior 10 y
una placa exterior 11.
Este sistema que las cargas verticales
procedentes del estabilizador pasen directamente al revestimiento
1f, convirtiéndose en flujos circunferenciales que son absorbidos
por la cuaderna de cierre 3,4 del cut-out 2,
mientras que las cargas en dirección axial se transforman en flujos
longitudinales en el revestimiento 1f los cuales son absorbidos por
las vigas 2a del cut-out. Finalmente, las cargas
laterales del estabilizador horizontal se transfieren a las vigas
rigidizadoras 3a,4a y a la cuaderna de cierre 3,3 por medio de las
barras 7,8 y los tirantes 5, 6, impidiendo que se carguen a flexión
las placas 10,11.
Claims (10)
1. Disposición para acoplar un pivote de
acoplamiento para un estabilizador horizontal (1b) trimable al
fuselaje de cola (1a) de una aeronave (1) en la que el fuselaje de
cola (1a) comprende al menos una cuaderna (3,4) y un revestimiento
externo (1e) unido a la cuaderna (3,4), que comprende
una placa interior (10) con un primer orificio
de cogida superior (10a), un primer orificio de cogida inferior
(10b) y un primer orificio pasante (10c) entre el primer orificio
de cogida superior (10a) y el primer orificio de cogida inferior
(10b);
una placa exterior (11) con un segundo orificio
de cogida superior (11a), un segundo orificio de cogida inferior
(11b) y un segundo orificio pasante (11c) entre el segundo orificio
de cogida superior (11a) y el segundo orificio de cogida inferior
(11b);
estando enfrentados los primeros orificios de
cogida (10a,11a) respectivamente a los segundos orificios de cogida
(10b,11b) y los primeros orificios pasantes (10c) enfrentados a
los segundos orificios pasantes (11c) para permitir el paso de un
pivote de acoplamiento (9) del estabilizador horizontal (1b);
una orejeta superior (12) de acoplamiento
localizada entre los orificios de cogida superiores (10a,11a) y una
orejeta inferior (13) de acoplamiento localizada entre los
orificios de cogida inferiores (10b,11b), estando localizadas
dichas orejetas (12,13) respectivamente encima y debajo de una
escotadura (2) prevista para el estabilizador horizontal (1b) en el
revestimiento (1f) de la aeronave (1);
formando la orejeta superior (12) y los
orificios de cogida superiores (10a,11a) un paso superior (16)
atravesado por un primer elemento de fijación (18); y
formando la orejeta inferior (13) y los
orificios de cogida inferiores (10b,11b) un paso inferior (8)
atravesado por un segundo elemento de fijación (19);
caracterizado porque
las orejetas de acoplamiento (12,13) están
integradas en sendas zonas reforzadas (14,15) del revestimiento (1f)
del fuselaje de cola (1b) en respectivas áreas vecinas a la
escotadura (2) y a la cuaderna (3,4);
las placas interior e exterior (10,11) abrazan
entre sí el al menos las respectivas zonas reforzadas (14,15) en
las que están dispuestas las orejetas de acoplamiento (12,13).
2. Disposición según la reivindicación 1,
caracterizada porque el revestimiento (1f) es de un material
compuesto y al menos una de las zonas reforzadas (14,15) es una
zona con un espesor aumentado del material compuesto.
3. Disposición según la reivindicación 1 o 2,
caracterizada porque al menos una de las zonas reforzadas
(14,15) es una zona en la que se ha aplicado una placa de refuerzo
(14a,15a).
4. Disposición según la reivindicación 3,
caracterizada porque la placa de refuerzo (14a,15a) es una
placa de un material compuesto.
5. Disposición según la reivindicación 2, 3 o 4,
caracterizada porque el material compuesto es un material
plástico reforzado con fibras de carbono.
6. Disposición según la reivindicación 3,
caracterizada porque la placa de refuerzo (14a,15a) es una
placa metálica.
7. Disposición según la reivindicación 3,
caracterizada porque la placa metálica es una placa de
titanio.
8. Disposición según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizada porque las
placas exterior e interior tienen forma romboidal alargada.
9. Disposición según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes, caracterizada porque la placa
exterior (11) y la placa interior (10) son metálicas.
10. Disposición según una cualquiera de las
reivindicaciones precedentes caracterizada porque la placa
exterior (11) y la placa interior (10) son de material de fibra de
carbono.
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| US8118260B2 (en) * | 2008-10-31 | 2012-02-21 | Airbus Operations S.L. | Fitting for trimming a horizontal stabilizer of an aircraft |
| FR2951434B1 (fr) * | 2009-10-20 | 2012-03-09 | Airbus Operations Sas | Empennage horizontal d'aeronef muni d'un apex de bord d'attaque |
| ES2386442B1 (es) * | 2009-11-27 | 2013-07-09 | Airbus Operations S.L. | Carena de timón de profundidad de aeronave. |
| ES2398861B1 (es) * | 2010-10-08 | 2014-04-29 | Airbus Operations, S.L. | Concepto de unión intercambiable para un cono de un fuselaje trasero de un avión. |
| RU2470833C1 (ru) * | 2011-05-13 | 2012-12-27 | Открытое акционерное общество "Туполев" (ОАО "Туполев") | Приспособление и способ установки передней шторки стабилизатора самолета |
| ES2645628T3 (es) * | 2011-12-01 | 2017-12-07 | Airbus Operations S.L. | Cuaderna altamente cargada de un fuselaje de aeronave con un alma con estructura de celosía |
| EP2889216B1 (en) * | 2013-12-31 | 2018-09-19 | Airbus Operations S.L. | Aircraft with a trimmable horizontal stabilizer having the pivot elements in its forward side |
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| US11345460B1 (en) * | 2019-06-25 | 2022-05-31 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Rotatable empennage for an aircraft |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3321019A (en) * | 1965-10-22 | 1967-05-23 | United Aircraft Corp | Fiberglass blade |
| US4228976A (en) * | 1977-05-13 | 1980-10-21 | Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh | Main connector for an airfoil or wing |
| KR20040023944A (ko) * | 2002-09-12 | 2004-03-20 | 한국항공우주산업 주식회사 | 항공기의 수직미익 장착구조 |
| ES2277774A1 (es) * | 2005-01-24 | 2007-07-16 | Eads Deutschland Gmbh | Avion con una seccion trasera del fuselaje para la fijacion del estabilizador de elevacion y del timon de direccion. |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2378885A (en) * | 1943-03-06 | 1945-06-19 | Budd Edward G Mfg Co | Empennage construction and mounting |
| US3466211A (en) * | 1965-11-26 | 1969-09-09 | James H Mchugh | Integral pneumatic tire and wheel construction and method of making the same |
| FR1523404A (fr) * | 1967-03-22 | 1968-05-03 | Sud Aviation | Perfectionnement aux raccordements entre fuselage et voilure d'un aérodyne |
| US3594851A (en) * | 1970-05-04 | 1971-07-27 | Boeing Co | Fail safe hinge and mounting |
| US5692704A (en) * | 1995-06-07 | 1997-12-02 | Buttgereit; Volker | Body tail unit for a commercial aircraft |
| EP1300335B1 (fr) * | 2001-10-05 | 2005-03-02 | Airbus France | Aéronef à carénage ventral |
-
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-
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Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3321019A (en) * | 1965-10-22 | 1967-05-23 | United Aircraft Corp | Fiberglass blade |
| US4228976A (en) * | 1977-05-13 | 1980-10-21 | Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh | Main connector for an airfoil or wing |
| KR20040023944A (ko) * | 2002-09-12 | 2004-03-20 | 한국항공우주산업 주식회사 | 항공기의 수직미익 장착구조 |
| ES2277774A1 (es) * | 2005-01-24 | 2007-07-16 | Eads Deutschland Gmbh | Avion con una seccion trasera del fuselaje para la fijacion del estabilizador de elevacion y del timon de direccion. |
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