ES2544312T3 - Marco de fuselaje de aeronave con sección evolutiva - Google Patents
Marco de fuselaje de aeronave con sección evolutiva Download PDFInfo
- Publication number
- ES2544312T3 ES2544312T3 ES13177850.8T ES13177850T ES2544312T3 ES 2544312 T3 ES2544312 T3 ES 2544312T3 ES 13177850 T ES13177850 T ES 13177850T ES 2544312 T3 ES2544312 T3 ES 2544312T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- profile
- section
- structure element
- soul
- frame structure
- 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
Links
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 14
- 238000005304 joining Methods 0.000 claims description 7
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 claims description 6
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 5
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 4
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 238000004299 exfoliation Methods 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 3
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 2
- 239000000047 product Substances 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000001125 extrusion Methods 0.000 description 1
- 238000009499 grossing Methods 0.000 description 1
- 238000001802 infusion Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000013067 intermediate product Substances 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
- 238000003892 spreading Methods 0.000 description 1
- 230000007480 spreading Effects 0.000 description 1
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 1
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 1
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Elemento de estructura de marco de fuselaje de aeronave, que presenta una forma general de perfil alargado que comprende un alma (2) y al menos un ala (4, 6), caracterizado por que la citada al menos un ala (4) tiene una sección en forma de arco de círculo en la longitud del perfil, excepto en al menos una porción del extremo (46) del perfil en el que la citada sección evoluciona de tal manera que tenga una sección rectilínea perpendicular a la citada alma (2).
Description
5
15
25
35
45
55
65
E13177850
30-07-2015
Marco de fuselaje de aeronave con sección evolutiva
El invento se refiere a un elemento de estructura de marco de fuselaje de aeronave. Tal elemento se muestra en el documento US 1 922 063 A. De manera general, las estructuras de fuselaje de aeronave están compuestas de un revestimiento al cual están fijados, entre otros, elementos de estructura llamados refuerzos o marcos.
De manera general, tales elementos de estructura se presentan bajo la forma de un perfil que se extiende según una curva definida por una sucesión de radios de curvatura, de tal manera que siga la propia curvatura del revestimiento del fuselaje.
La sección de estos perfiles, sensiblemente constante, presenta con mucha frecuencia una forma general en L, en U, en Z u otras formas más o menos complejas que constan siempre al menos de un alma y una o dos alas situadas en uno y/u otro extremos del alma.
Cuando están constituidos de materiales metálicos, (aleaciones de aluminio o de titanio), los marcos están fabricados a partir de perfiles extruidos, y a continuación conformados mediante deformación plástica, por ejemplo mediante estiramiento o rodadura.
Estos procedimientos de fabricación, particularmente económicos, no son aplicables sin embargo más que a perfiles cuya sección es constante en toda su longitud.
Así pues, para reducir la masa del fuselaje, es deseable que las dimensiones de la sección sean lo más pequeñas posible fuera de ciertos puntos en donde los esfuerzos sufridos son localmente importantes.
Por eso, se sabe fabricar un producto intermedio por extrusión y conformación plástica, de sección y/o de espesor mayor que la pieza final, y a continuación mecanizar mediante arranque de material este producto de tal manera que se adapten localmente su sección y su espesor.
Alternativamente, se sabe igualmente obtener el elemento de estructura mediante desprendimiento de material en una placa de mayor espesor.
Estos procedimientos de obtención son sin embargo mucho menos económicos, pues necesitan reducir a virutas una gran cantidad de material.
Con el fin de reducir todavía más la masa de los fuselajes, se sabe igualmente sustituir materiales metálicos por materiales compuestos con refuerzos fibrosos.
Los perfiles se obtienen así especialmente a partir de fibras apiladas según orientaciones y una secuencia de apilado definidas.
Un ejemplo de un perfil tal se describe en el documento FR 2 970 753. Este último es fabricado colocando varias capas de fibras secas de orientación definida (pliegues) en un molde que tiene la forma de la sección y la curvatura de la pieza. Las fibras son empapadas a continuación con resina mediante transferencia o por infusión de resina.
Para perfiles curvos como los marcos de fuselaje, tal procedimiento de obtención necesita adaptar una sección curva con fibras que no presentan ninguna capacidad de deformación plástica, y que no deben arrugarse ni ondularse bajo riesgo de hacer disminuir las características mecánicas del producto así obtenido.
Esta operación, realizada de forma manual, necesita una cierta destreza por parte del operario y lleva de hecho a costes de producción elevados.
Alternativamente, los perfiles pueden ser fabricados a partir de fibras previamente impregnadas depositadas sobre un utillaje mediante colocación de fibras.
Tal operación consiste en realizar un alisado tridimensional por bandas delgadas, por ejemplo con la ayuda de un robot equipado de un cabezal de colocación de fibras.
Para aplicaciones aeronáuticas, las fibras están constituidas de carbono y la matriz de una resina termoendurecible.
Habitualmente, los perfiles realizados a partir de esta técnica de fabricación son dimensionados con un criterio en el que prepondera la tolerancia a los daños, dicho de otra manera, la resistencia mecánica residual después del impacto.
E13177850
30-07-2015
Esto es debido especialmente al hecho de que la geometría casi plana del ala en el sentido de extensión del perfil facilita el pandeo de este último, propagándose de esta manera la exfoliación del estratificado después del impacto y provocando su deterioro.
5 Teniendo en cuenta lo anterior, existe pues la necesidad de realizar elementos de estructura de fuselaje de aeronave de masa reducida, que tengan una resistencia residual en compresión después de un fuerte impacto.
A estos efectos, el invento se refiere a un elemento de estructura del marco de fuselaje de aeronave que presenta una forma general de perfil alargado que consta de un alma y al menos un ala que tiene una sección en forma de
10 arco de círculo en toda la longitud del perfil excepto al menos en una porción del extremo del perfil cuya dicha sección evoluciona de tal manera que tiene una sección rectilínea perpendicular a la citada alma.
La geometría del ala definida por una forma curva tangente al alma permite reducir el pandeo del elemento de estructura, y disminuye así la propagación de la exfoliación del estratificado después del impacto.
15 La evolución de la sección del ala de una geometría curva a una geometría plana permite conservar un tamaño y una masa óptimos en las zonas de unión entre los elementos de estructura al nivel de los extremos de unión.
El elemento de estructura de marco presenta así un alma localmente lo suficiente mente alta como para resistir las 20 solicitaciones de recalcado y a la fatiga en los puntos de unión entre elementos.
En efecto, teniendo en cuenta la importante dimensión de los fuselajes de las aeronaves de transporte comerciales, un marco está constituido de varios elementos de estructura que forman sectores de circunferencia del fuselaje.
25 Estos elementos son ensamblados mediante embridado, dicho de otra manera, por medio de bridas fijadas a los marcos con la ayuda de remaches.
Tales uniones deben comportar suficientes fijaciones como para transmitir la carga mecánica que soportan de una pieza a la otra.
30 Así, además del criterio de tolerancia a los daños, el que los materiales elegidos no posean aptitudes para la deformación plástica, ni para la resistencia a los solicitaciones de recalcado (transmisiones de flujo de esfuerzos entre las superficies de dos piezas en contacto en las zonas de ensamblaje en el transcurso de choques) entra igualmente en juego.
35 Finalmente, para que las fijaciones resistan a la fatiga y al recalcado, se deben respetar las reglas de separación entre ellas.
Para poder instalar el número de fijaciones adaptado a la absorción de las diferentes cargas en las uniones
40 respetando al propio tiempo las reglas de espaciado entre las citadas fijaciones, el alma del perfil debe ser suficientemente alta (es decir suficientemente larga cuando se coloca en el plano de la sección del perfil).
Por otra parte, esta altura no debe ser demasiado importante, bajo riesgo de aumentar la masa de la estructura y reducir el volumen disponible en el interior del fuselaje, reservado a la carga comercial y a la instalación de sistemas.
45 La sección rectilínea perpendicular al alma en el extremo de unión permite así obtener el mejor compromiso, consistente en aumentar al máximo la altura del alma minimizando la altura total del perfil, es decir para minimizar los radios de curvatura entre la o las alas y el alma.
50 En la práctica, el elemento de estructura de marco tiene dos extremos de unión, la citada sección que evoluciona a lo largo del perfil de tal manera que tiene, en los dos extremos de unión, una sección rectilínea perpendicular a la citada alma.
Según una característica, el perfil tiene una altura constante a lo largo del perfil, siendo la altura de la parte del alma
55 en la sección de forma curva del perfil inferior a la altura de la parte del alma en la sección rectilínea perpendicular al alma.
Para reforzar el elemento de estructura en ciertos puntos en los que los esfuerzos sufridos son los más importantes, el grosor del elemento puede variar a lo largo del perfil.
60
La altura del elemento de estructura de marco puede variar igualmente a lo largo del perfil.
Con el fin de adaptarse a la curvatura local del fuselaje, el perfil se extiende según una curva de radio fijo o variable.
5
15
25
35
45
55
65
E13177850
30-07-2015
Para aligerar el elemento de estructura de marco, es realizado de un material compuesto con refuerzos fibrosos de fibras continuas.
Estas fibras son por ejemplo fibras de carbono, que aseguran así una gran resistencia mecánica frente a modos de deformación macroscópicos o primarios del fuselaje.
El invento se refiere igualmente a un conjunto de elementos de estructura de marco tales como los descritos anteriormente, que son ensamblados uno con otro por extremos de unión respectivos, evolucionando la sección de forma curva de una o más alas del perfil de los elementos de estructura, a lo largo del perfil de tal manera que tienen, en los citados extremos de unión respectivos, una sección rectilínea y perpendicular al alma.
Esto permite instalar el número de fijaciones adaptado a la absorción de diferentes cargas en las uniones mientras se respetan las reglas de separación de las citadas fijaciones.
El invento se refiere igualmente a una aeronave que lleva un elemento de estructura de marco tal como el que hemos mencionado anteriormente de manera breve.
Otras características y ventajas aparecerán en el transcurso de la descripción que sigue, dada a titulo de ejemplo no limitativo y hecha en referencia a los dibujos anexos en los que:
- -
- la figura 1 es una representación esquemática en perspectiva de un modo de realización de una porción de un elemento de estructura con un ala que tiene una sección en arco de círculo de radio constante;
- -
- la figura 2 es una representación esquemática en perspectiva de una porción del extremo de un elemento de estructura, ilustrando la transición entre un ala con una sección en arco de círculo y un ala con una sección rectilínea;
- -
- la figura 3 es una representación esquemática en perspectiva de la porción de extremo de la figura 2 bajo otro ángulo;
- -
- la figura 4 es una representación esquemática en corte del elemento de la figura 2 en la sección según la línea IV-IV; y
- -
- la figura 5 es una representación esquemática en corte del elemento de la figura 2 en la sección según la línea V-V.
En todo lo que sigue, se entenderá por sección una sección transversal al perfil, normal a la dirección longitudinal local en la que se extiende.
El elemento de estructura 1 de fuselaje de aeronave representado parcialmente en las figuras 1, 2 y 3, llamado igualmente marco, presenta una forma general de perfil alargado , que se extiende localmente según una dirección longitudinal.
Como está ilustrado en la figura 1, este perfil se extiende según una curva de tal manera que el elemento de estructura 1 pueda adoptar la forma de un fuselaje (no representado) al cual está destinado a estar fijado. Esta curva puede ser de radio fijo o variable.
En un modo de realización preferido, este elemento 1 está realizado de un material compuesto con refuerzos fibrosos de fibras continuas, por ejemplo por colocación de fibras impregnadas previamente sobre un utillaje.
Más particularmente, para una aplicación aeronáutica, las fibras son fibras de carbono.
El elemento de estructura 1 comprende un alma 2 rectilínea, prolongada aquí, por una parte y por otra en su altura (longitud en el plano de la sección del elemento de estructura), respectivamente por un ala superior 4 y un ala inferior 6 de las que se detallará la forma más adelante.
En el marco de integración del elemento de estructura en el fuselaje de una aeronave de forma clásica, el ala superior 4 corresponde al ala situada hacia el interior del fuselaje.
A la inversa, el ala inferior 6 corresponde al ala situada hacia el exterior del fuselaje, es decir al ala más próxima de este fuselaje.
Este ala inferior 6 presenta una sección rectilínea, perpendicular al alma 2, y constante en su geometría a todo lo largo del elemento de estructura 1.
Se observará que en los modos de realización particulares presentados en las figuras 1 a 5, el elemento de estructura 1 no presenta arista recta, y por eso la transición del alma 2 al ala inferior 6 presenta una curvatura 6a.
Sin embargo, se puede contemplar sustituir la curvatura 6a por una arista en otros modos de realización.
5
15
25
35
45
55
65
E13177850
30-07-2015
El ala inferior 6 se prolonga, a partir de la curvatura 6a, por una extensión rectilínea inferior 6b que constituye así el
“pie” del marco. Como está ilustrado en la figura 1, el ala superior 4 presenta una sección de forma curva, y aquí en forma de arco de círculo.
En la porción de elemento de estructura ilustrado en la figura 1, correspondiente por ejemplo a una porción central
de un elemento de estructura, el ala superior 4 tiene así una geometría de doble curvatura. Así, el ala superior 4 presenta en su sección transversal una curvatura de radio constante, formando de esta manera un arco de círculo.
Por otra parte, este ala superior 4, sigue en su dirección longitudinal, la curvatura del perfil.
Se puede considerar sin embargo, en otros modos de realización, un perfil rectilíneo e incluso un perfil que tenga varias zonas de curvatura en función de la forma del revestimiento del fuselaje. En la proximidad de un extremo de unión del elemento de estructura el ala superior 4 varía en sección a lo largo del
elemento de estructura 1.
Como se puede ver en las figura 2 y 4, en una porción 42 del elemento de estructura 1, el ala superior 4 posee una sección de forma curva, y aquí en forma de arco de círculo. En esta porción 42 del elemento de estructura 1, la sección del perfil presenta así una forma de J. La sección del ala superior 4 evoluciona a continuación progresivamente, a partir de esta porción 42, de una sección
en forma de arco de círculo a una sección rectilínea, situada en un extremo de unión 44. En este extremo de unión 44 del elemento de estructura 1, la sección del perfil presenta así una forma de Z. Se observará que para el ensamblaje de un conjunto de elementos de estructura, cada elemento de estructura
comprende preferentemente dos extremos de unión 44 para unir los elementos de estructura entre sí. Así, el nivel de cada porción del extremo 46 del elemento de estructura 1, la geometría del ala 4 pasa por una
sucesión de formas curvas de diferentes radios de curvatura para evolucionar en esta porción del extremo 46 de la forma en J a la forma en Z, e inversamente. El extremo de unión 44 del ala superior 4, que se puede ver con detalle en las figuras 3 y 5, presenta por tanto una
sección rectilínea perpendicular al alma 2.
De nuevo, el elemento de estructura 1 al no presentar en el presente modo de realización arista recta, la transición entre el alma 2 y el extremo de unión 44 del ala superior 4 presenta una curvatura 44a. Puede considerarse, sin embargo, una arista que sustituya a la curvatura 44a en otros modos de realización. El ala superior 4 se prolonga, a partir de la curvatura 44a, por una extensión rectilínea superior 44b. Como se puede constatar especialmente en las figuras 4 y 5, el ala superior 4 se extiende a partir del alma 2 en el
sentido opuesto al ala inferior 6. Sin embargo, en otros modos de realización que los presentados en las figuras 1 a 5, en particular en uno en el que
el elemento de estructura es un perfil de sección en C, el ala superior 4 puede extenderse en el mismo sentido que el ala inferior 6 a partir del alma 2. Además, es igualmente considerable que estas dos alas 4 y 6 sean de la misma longitud, o incluso de longitudes
diferentes.
Se va a describir ahora, en referencia a las figuras 4 y 5, las ventajas de la evolución de la sección del ala superior 4 en la porción del extremo 46 del elemento de estructura 1. La porción 42 presenta una sección en forma de arco de círculo de radio R que se extiende en un sector α. Esto permite especialmente hacer al ala superior 4 localmente más resistente a los impactos, permitiendo reducir
gracias a su radio el pandeo local.
E13177850
30-07-2015
Más particularmente, estando realizado el elemento de estructura 1, preferentemente, de materiales compuestos con refuerzos fibrosos, tal reducción del pandeo disminuye la propagación de la exfoliación del estratificado.
5 El valor del radio R y del sector α serán elegidos especialmente de tal manera que se obtenga tolerancia a los daños (resistencia mecánica residual después del impacto) y la masa deseada para el elemento de estructura 1.
Esta masa depende igualmente de la altura H del elemento de estructura 1.
10 Se observará a estos efectos que en esta porción 42 del elemento de estructura 1, la parte del alma 2a presenta una altura h inferior a la altura H del elemento de estructura 1.
De manera general, cuanto más grande es el radio de curvatura R de la forma curva de la sección del ala superior 4, y más pequeña es la altura h de la parte del alma 2a cuando la altura H del elemento de estructura 1es constante.
15 Preferentemente, esta porción 42 del elemento de estructura 1 de sección de forma curva se extiende sobre la mayor parte del perfil, teniendo únicamente las porciones de los extremos 46 del perfil una sección que evoluciona de tal manera que tiene una sección rectilínea perpendicular al alma 2 en los extremos de unión 44.
20 En el extremo de unión 44 del elemento de estructura 1, la sección es rectilínea y perpendicular al alma 2b.
La ventaja principal de esta configuración reside en el hecho de que la altura de la parte del alma 2b tiene sensiblemente por valor la altura H del elemento de estructura 1. Es pues máxima para un tamaño fijo, es decir una altura constante H del perfil.
25 Esta parte del alma 2b más alta permite instalar el número de fijaciones adaptado a la absorción de las cargas al nivel de la unión, respetando siempre las eventuales reglas de espaciado de estas fijaciones.
En el modo de realización presentado en las figuras, el elemento de estructura 1presenta un grosor y una altura H 30 constantes.
Sin embargo, en otros modos de realización, la altura y/o el grosor del alma 2 del perfil puede, al contrario, variar localmente a lo largo del perfil de tal manera que se adapte a criterios geométricos y dimensionamientos locales, o a requisitos o esfuerzos locales, para permitir colocar más equipamientos, etc.
35 Los ejemplos que acaban de ser descritos no son más que modos de realización posibles del invento, que no se limita a ellos.
Se observará que en los ejemplos descritos anteriormente, el elemento de estructura de fuselaje de aeronave
40 presenta al menos un ala de perfil que tiene una sección de forma curva que evoluciona para tener en los dos extremos del perfil una sección rectilínea perpendicular al alma.
Se observará que eventualmente el elemento de estructura puede conservar un perfil alargado que tenga un alma y un ala con una sección de forma curva tangente al alma, en uno de los extremos de unión del elemento de
45 estructura o en los dos extremos de unión del elemento de estructura.
Claims (7)
- REIVINDICACIONES1. Elemento de estructura de marco de fuselaje de aeronave, que presenta una forma general de perfil alargado que comprende un alma (2) y al menos un ala (4, 6), caracterizado por que la citada al menos un ala (4) tiene una5 sección en forma de arco de círculo en la longitud del perfil, excepto en al menos una porción del extremo (46) del perfil en el que la citada sección evoluciona de tal manera que tenga una sección rectilínea perpendicular a la citada alma (2).
- 2. Elemento de estructura de marco según la reivindicación 1, caracterizado por que consta de dos extremos de10 unión (44), evolucionando la citada sección de forma curva, a lo largo del perfil, de tal manera que tenga, en los dos extremos de unión (44), una sección rectilínea perpendicular a la citada alma (2).
- 3. Elemento de estructura de marco según una de las reivindicaciones 1 ó 2, caracterizado por que el perfil tieneuna altura constante (H) a lo largo del perfil, siendo la altura (h) de la parte del alma (2a), en la sección de forma 15 curva del perfil, inferior a la altura (H) de la parte del alma (2b) en la sección rectilínea perpendicular al alma (2).
- 4. Elemento de estructura de marco según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 2, caracterizado por que la altura (H) del elemento de estructura (1) varía a lo largo del perfil.20 5. Elemento de estructura de marco según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que el grosor del elemento de estructura (1) varía a lo largo del perfil.
- 6. Elemento de estructura de marco según una cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado por que el perfil alargado se extiende según una curva de radio fijo o variable.25
-
- 7.
- Elemento de estructura de marco según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado por que está realizado de un material compuesto con refuerzos fibrosos de fibras continuas.
-
- 8.
- Conjunto de elementos de estructura de marco de acuerdo con una cualquiera de las reivindicaciones
30 precedentes, caracterizado por que los citados elementos de estructura (1) están ensamblados uno con otro por extremos de unión (44) respectivos, evolucionando la sección de forma curva de una o de las alas del perfil de los elementos de estructura a lo largo del perfil de tal manera que tenga, en los citados extremos de unión (44) respectivos, una sección rectilínea y perpendicular al alma (2).35 9. Aeronave que comprende un conjunto de elementos de estructura (1) de marco de fuselaje de aeronave según la reivindicación 8.7
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1257347 | 2012-07-30 | ||
| FR1257347A FR2993856B1 (fr) | 2012-07-30 | 2012-07-30 | Element de structure de fuselage d'aeronef a section evolutive |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2544312T3 true ES2544312T3 (es) | 2015-08-28 |
Family
ID=47003080
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES13177850.8T Active ES2544312T3 (es) | 2012-07-30 | 2013-07-24 | Marco de fuselaje de aeronave con sección evolutiva |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20140027573A1 (es) |
| EP (1) | EP2692631B1 (es) |
| CN (1) | CN103569347B (es) |
| ES (1) | ES2544312T3 (es) |
| FR (1) | FR2993856B1 (es) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102014119118B4 (de) | 2014-12-18 | 2017-08-31 | Fft Produktionssysteme Gmbh & Co. Kg | Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von Spanten und Stringern |
| CN106001199B (zh) * | 2016-06-29 | 2017-12-08 | 安徽汇展热交换系统股份有限公司 | 一种散热器导风罩圆弧围板压弯装置 |
| JP7210805B2 (ja) * | 2020-03-19 | 2023-01-23 | 三菱重工業株式会社 | 支持体および支持体取付方法 |
| US11447228B2 (en) * | 2020-04-23 | 2022-09-20 | The Boeing Company | Methods of manufacture for aircraft substructure |
| CN113752588B (zh) * | 2020-06-03 | 2022-07-01 | 上海飞机制造有限公司 | 一种飞机隔框的制造方法 |
Family Cites Families (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1922063A (en) * | 1931-05-01 | 1933-08-15 | Curtiss Aeroplane & Motor Co | Monocoque body |
| GB496642A (en) * | 1938-07-27 | 1938-12-02 | Oeckl Otto | Stiffening members for aircraft and a process for their manufacture |
| GB733830A (en) * | 1952-04-09 | 1955-07-20 | Sncase | Improvements in or relating to the fuselages of aerodynes |
| US4488696A (en) * | 1982-07-14 | 1984-12-18 | Sauber Charles J | Cable clamping device |
| US4782642A (en) * | 1987-06-29 | 1988-11-08 | Conville David J | Method and apparatus for panel edge coupling |
| US4842227A (en) * | 1988-04-11 | 1989-06-27 | Thermo King Corporation | Strain relief clamp |
| US4956949A (en) * | 1989-05-25 | 1990-09-18 | Gerald T. Francis | Brick panel wall construction |
| US5806823A (en) * | 1995-06-12 | 1998-09-15 | Callas; Mike T. | Sign holder and tool for installation and removing a sign holder from a support |
| US6766984B1 (en) * | 1998-07-16 | 2004-07-27 | Icom Engineering Corporation | Stiffeners for aircraft structural panels |
| DE10007995C2 (de) * | 2000-02-22 | 2002-03-07 | Airbus Gmbh | Strukturbauteil, insbesondere für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils |
| WO2003085307A1 (en) * | 2002-04-03 | 2003-10-16 | Bell Helicopter Textron Inc. | Clip for fire detector wire |
| GB0219451D0 (en) * | 2002-08-21 | 2002-09-25 | Bae Systems Plc | A bracket |
| FR2876929B1 (fr) * | 2004-10-27 | 2008-05-16 | Renault Sas | Procede de fabrication d'une piece metallique a tres haute limite elastique, notamment en acier, et piece correspondante |
| ATE405413T1 (de) * | 2005-12-20 | 2008-09-15 | Saab Ab | Versteifungselement und verfahren zu dessen herstellung |
| US8042767B2 (en) * | 2007-09-04 | 2011-10-25 | The Boeing Company | Composite fabric with rigid member structure |
| US8234901B2 (en) * | 2007-10-25 | 2012-08-07 | The Boeing Company | Method to create bends in composite panels |
| US7997548B2 (en) * | 2007-12-31 | 2011-08-16 | Honda Motor Co., Ltd. | Vehicle shifter mounting bracket system and method |
| DE102008006834A1 (de) * | 2008-01-30 | 2009-10-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Verbindungsanordnung zum Verbinden zweier Versteifungselemente unterschiedlichen Querschnittprofils für ein Luft- oder Raumfahrzeug, und ein Schalenbauteil |
| US8349105B2 (en) * | 2008-04-17 | 2013-01-08 | The Boeing Company | Curved composite frames and method of making the same |
| USD606849S1 (en) * | 2008-08-22 | 2009-12-29 | Control Solutions LLC | Mounting clip |
| US8709576B2 (en) * | 2008-11-21 | 2014-04-29 | Airbus Operations (Sas) | Curved structural part made of composite material and a process for manufacturing such a part |
| US20120186261A1 (en) | 2011-01-20 | 2012-07-26 | General Electric Company | System and method for a gas turbine exhaust diffuser |
| 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 |
-
2012
- 2012-07-30 FR FR1257347A patent/FR2993856B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2013
- 2013-07-24 EP EP20130177850 patent/EP2692631B1/fr not_active Not-in-force
- 2013-07-24 ES ES13177850.8T patent/ES2544312T3/es active Active
- 2013-07-29 US US13/953,419 patent/US20140027573A1/en not_active Abandoned
- 2013-07-30 CN CN201310325543.6A patent/CN103569347B/zh not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2993856B1 (fr) | 2015-09-18 |
| CN103569347B (zh) | 2017-09-01 |
| US20140027573A1 (en) | 2014-01-30 |
| CN103569347A (zh) | 2014-02-12 |
| FR2993856A1 (fr) | 2014-01-31 |
| EP2692631B1 (fr) | 2015-05-06 |
| EP2692631A1 (fr) | 2014-02-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2544312T3 (es) | Marco de fuselaje de aeronave con sección evolutiva | |
| US8262024B2 (en) | Aircraft frames | |
| ES2472726T3 (es) | Vigas de material compuesto contorneadas complejas y procedimientos de fabricación | |
| US10247227B2 (en) | Component for absorbing and/or transmitting mechanical forces and/or moments, method for producing same and use thereof | |
| US4183261A (en) | Shackle | |
| JP5463414B2 (ja) | 構造要素及び構造要素を製造するための方法 | |
| ES2707864T3 (es) | Estructura de una aeronave realizada en material compuesto | |
| US20150246718A1 (en) | Methods for manufacturing an i-stringer of an aircraft and devices for use in such methods | |
| EP2828146B1 (en) | Pressure fuselage of an aircraft with a fuselage shell and a pressure bulkhead disposed therein | |
| CA2940463C (en) | Composite material structure, aircraft wing and aircraft fuselage provided with same, and method for manufacturing composite material structure | |
| ES2311937T3 (es) | Elemento de rigidizacion y procedimiento para la fabricacion de elemento de rigidizacion. | |
| US10501163B2 (en) | Pressure bulkhead for an aircraft fuselage, and an aircraft comprising such a pressure bulkhead | |
| DE102009035265B4 (de) | Druckrumpf eines Luft- oder Raumfahrzeuges mit Druckkalotte | |
| CN102186722A (zh) | 用于增强飞机机身的结构元件 | |
| US9592900B2 (en) | Method for the production of a connecting element, connecting element, and aircraft or spacecraft | |
| EP2814660A1 (de) | Hybridbauteil und herstellungsverfahren | |
| EP2700573A2 (en) | A pressurized airplane fuselage, comprising a pressure bulkhead | |
| WO2008090089B1 (en) | Fuselage of an aircraft or spacecraft of crp/metal hybrid construction with a metal framework | |
| ES2785568T3 (es) | Ajuste de tensión de esquina | |
| US10196124B2 (en) | Aircraft external part with inflatable panels | |
| WO2015118571A1 (ja) | 鉄道車両の車体 | |
| DE102005038857A1 (de) | Doppelschalig aufgebauter Mittelkasten | |
| RU2019143396A (ru) | Несущая конструкция для крана и подобных рабочих машин, а также кран с такой несущей конструкцией | |
| EP3059156B1 (en) | Flat kinked rear pressure bulkhead | |
| CN104395634A (zh) | 能量吸收部件及其制造方法 |