JP2010540348A - 複合材料で製造される航空機胴体用胴体構造およびそのような胴体構造を装備した航空機 - Google Patents

複合材料で製造される航空機胴体用胴体構造およびそのような胴体構造を装備した航空機 Download PDF

Info

Publication number
JP2010540348A
JP2010540348A JP2010528360A JP2010528360A JP2010540348A JP 2010540348 A JP2010540348 A JP 2010540348A JP 2010528360 A JP2010528360 A JP 2010528360A JP 2010528360 A JP2010528360 A JP 2010528360A JP 2010540348 A JP2010540348 A JP 2010540348A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fuselage
aircraft
composite material
stringer
fuselage 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.)
Granted
Application number
JP2010528360A
Other languages
English (en)
Other versions
JP5462174B2 (ja
Inventor
ギヨーム・ガラン
ローラン・ジュセパン
ダミアン・アゲラ
Original Assignee
エアバス・オペレーションズ
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 エアバス・オペレーションズ filed Critical エアバス・オペレーションズ
Publication of JP2010540348A publication Critical patent/JP2010540348A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP5462174B2 publication Critical patent/JP5462174B2/ja
Expired - Fee Related 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
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • 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
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Abstract

本発明は、複合材料で製造される航空機胴体用胴体構造(10)、およびそのような構造を含む航空機に関する。本発明の目的は、電気系統の接地を可能にする一方、質量を減少させた胴体構造(10)を獲得し、かつ高い機械的剛性特性を提供することである。この目標は、組み立て機能および電気的機能を備える締め付けモジュール(20)を使用することによって達成することができる。

Description

本発明は、一般に複合材料の航空機胴体用胴体構造の分野に関する。
本発明はまた、そのような胴体構造を備える航空機に関する。
従来、航空機胴体は、ひとたび組み立てられれば空気力学的外板を形成するように、内部構造の周りに据え付けおよび接続されたパネルを含む。内部構造は特に、通常は胴体の全長にわたって分配され、および胴体の縦軸に対して直交に配置される構造フレームからなる。構造フレームは、2つまたは3つの突出部を有する、たとえば環状または楕円形状などの実質的に円形形状、または更に同一のタイプの任意の他の形状を有する。内部構造もまた、胴体の縦軸に沿って配置されたストリンガを含む。
胴体の内部構造は、胴体に所要の機械的強度を与える目的を有する。したがって、フレームは胴体の円周すなわち胴体の周囲に沿っての補剛を確保し、ストリンガは縦補剛を確保する。
通常、胴体およびその構造(パネル、フレーム、ストリンガ)の部材は金属材料で製造される。このことにより、良好な機械的剛性を獲得することが可能であり、更に航空機の電気系統を接地するための電気回路の形成が可能になる。したがって、機能的およびデフォルト電流の戻りが構造の金属部材により確保される。
ファイバーとレジンの混合物を含む複合材料を使用する航空分野における本開発で、胴体構造部材の機械的特性を維持または改善しつつ、質量の顕著な利得が獲得され得る。たとえば、本出願者名で出願された国際出願WO2007/071879は、金属内部構造上に接続された複合材料外板を含む胴体について記述している。それゆえ、質量の利得を最適化するために、外板パネル、構造フレーム、およびストリンガは複合材料で製造され、もはや金属材料で製造されない場合もある。異なった部材を一緒に組み立てるのを可能にする、たとえばクリップのような接続モジュールも、複合材料で製造される場合がある。
しかし、複合材料の有する電気伝導性は低いことが知られている。特に、複合材料の胴体構造部材は、もはや電流戻り線を形成できない。それゆえ、複合材料を胴体構造部材に使用する場合、特定の戻り線を追加することが必要になる。したがって、複合材料の使用により獲得した質量の利得は、電流の戻りのために専用の手段を追加することで削除されてしまう。そのような部材の胴体全体に関する質量の利得は、もはや大きくはない。
前述を考慮すると、従来技術の産物では、質量の節減、胴体の所要の機械的剛性、および電気系統の接地の間で満足のゆく妥協を獲得することはできない。
国際公開第2007/071879号パンフレット
したがって、本発明の目的は、従来技術の産物に関する上記欠点に対する改善措置として、複合材の航空機胴体用胴体構造を提案し、また、そのような胴体構造を備える航空機を提示することである。
これを実施するために、本発明は、
・第1の材料で製造された少なくとも1つの構造フレームと、
・複合材料の少なくとも1つの外板パネルと、
・前記パネルが前記フレームに接続されることを可能にする、前記構造フレームの外周に沿って分配された複数の接続モジュールとを含む、複合材料の航空機胴体用胴体構造を目的とする。
本発明によれば、前記接続モジュールは、前記複合材料および第1の材料より実質的に大きい電気伝導性を有する第2の材料で製造され、前記接続モジュールは連続して結合するように相互に接触して据え付けられる。
したがって、複数の接続モジュールによって、外板パネル(1つまたは複数)を構造フレーム(1つまたは複数)に組み付けることが可能になり、一方で電気系統用の追加の電流戻り機能を提供することができる。戻り線に特に専用の部材が不要であることが前述の接続モジュールにより達成されるので、本発明は構造部材の数量を削減させることができる。このことで、その結果、胴体構造の総質量を最適化することも可能になる。言い換えれば、本発明の原理は独創的であり、接続モジュールが組み立て機能および電気的機能の双方を提供する点で、従来技術とは異なっていて、そのことにより、電流の戻りに特に専用の部材を用いることを避けることができる。
有利に、第2の材料は金属材料である。実際、金属は実質的に電気伝導性を有し、戻り線を作るのに好都合である。したがって、たとえば、パネルに加えて構造フレームがファイバーとレジンの混合物を含む複合材料で製造される場合、複合材料は通常は導電体としては劣るので、電流戻りは接続モジュールによって提供される。したがって、質量の利得は大きい。
有利に、第2の材料はファイバーの層が貼付された金属材料である。したがって、このタイプの材料で、十分な電気伝導性を介して電流の戻りを確保する一方で、強化ファイバーが存在するので、機械的応力に対する大きい抵抗を有することが可能である。
本発明の一実施形態において、接続モジュールはそれぞれ、胴体の円周方向に沿って延在する実質的に平面である主要部分と、主要部分の外周端に位置し、主要部分に対して実質的に垂直に延在する二次的部分と、前記複数の接続モジュールを連続して対偶に結合するように、主要部分の側端に位置し、胴体の円周方向に沿って延在する少なくとも1つの接合部分とを含む。
したがって、主要および二次的部分によってパネルおよび構造フレームの組み立てが可能になり、デフォルト電流および機能的電流の流れを可能にするように、接合部分によって接続モジュール間の電気接触が可能になる。
有利に、各接続モジュールの接合部分の領域は優先的変形領域である。接続モジュール間で円周方向に相対変位する場合に、この領域は変形することができる。この相対変位は顕著な温度変化時に発生する。接続モジュールはパネルおよびフレームの材料とは異なった材料で製造されるので、したがって膨張係数が異なる。接続モジュールとパネルおよびフレームの間の異なった膨張係数が相対変位ひいては機械的応力を生成させないように、したがって優先的変形領域が提供される。したがって、胴体構造の部材を脆弱にすることになりかねないいかなる機械的応力も避けるように、この領域が変形する。
本発明の一実施形態において、外板は胴体の縦方向に沿って配置された少なくとも1つのストリンガに接続される。各接続モジュールの主要部分の少なくとも1つの側端の領域は、前記ストリンガを通過させるのに適した形状を有する。
有利に、各接続モジュールの主要部分の外周端の少なくとも1つの端部は、前記ストリンガを通過させるのに適した形状を有する。したがって、接続モジュールの円周長さに沿って、いくつかの通過空間が各接続モジュールに備えられてもよい。
本発明の一実施形態において、各接続モジュールは、主要部分に対して実質的に垂直に延在し、および前記ストリンガに面する表面に実質的に平行になるように配置された、少なくとも1つの第2の二次的部分を含む。第2の二次的部分は主要部分の側端に結合される。したがって、接続モジュールにより、ストリンガをパネルおよび構造フレームに組み付けることが可能になる。
本発明はまた、先行する特許請求のいずれかによる胴体構造を含む航空機に関する。
本発明の他の利点および特性は、以下の非限定的詳細記述で明らかになる。
次に、本発明の好ましい実施形態を、添付した図面を参照して、非限定的な例として説明する。
本発明により製造された胴体構造を統合する航空機胴体セグメントを概略的に示す斜視図である。 ストリンガに接続され、接続モジュールを介してフレームに結合された外板パネルを含む、本発明による胴体構造の一部分の斜視図である。 図2aに示された胴体部分の断面図である。 本発明による胴体構造の接続モジュールの一製造方法を示す図である。 本発明による胴体構造の接続モジュールの別の製造方法を示す図である。 特に接続モジュールの優先的変形領域を明示する本発明の一実施形態を示す図である。 特に接続モジュールの優先的変形領域を明示する本発明の一実施形態を示す図である。 特に接続モジュールの優先的変形領域を明示する本発明の一実施形態を示す図である。
図1に概略的に示されるように、航空機の胴体10は、内部構造に接続された複数の外板パネル11を含む。本発明の好ましい実施形態において、パネル11はファイバーとレジンの混合物を含む複合材料で製造される。胴体10は、本発明の範囲から逸脱することなく、航空機のタイプ次第で、可変の形状および寸法を伴ってもよい。胴体10の内部構造は、おもにストリンガ12および構造フレーム13で形成される。構造フレーム13は通常胴体10の全長にわたり分配される。構造フレームのそれぞれは、胴体の縦軸I-Iに垂直に、胴体10の直交区分に沿って配置され、全体的には実質的に環状もしくは楕円すなわち円形形状を有し、または2つもしくは3つの突出部を有し、または更に同様のタイプの任意の他の形状を有する。
以下の説明全体において、慣例により、図1に示されるように、円筒座標の直交座標系(eL,eR,eC)が使用される。実質的に胴体の回転軸に相当する縦軸I-Iと一致する胴体の縦方向はeLと呼び、eRは胴体構造の要素に属する点の半径方向であり、およびeCはこの点での正接または円周方向である。
図2aは、本発明により、ストリンガ12に接続され、および接続モジュール20すなわちクリップによってフレーム13に結合された外板パネル11を含む胴体構造部分10を示す。ストリンガは縦方向eLに沿って配置され、胴体の縦補剛を確保する。構造フレームは縦方向eLに対して実質的に垂直な面に配置され、胴体の円周補剛を確保するように円周方向II-IIに沿って延在する。円周方向II-IIは線として規定され、その方向eCはそれぞれの点においては正接である。図2aおよび図2bはT形の断面を備えるストリンガ12を示すが、たとえばZ形、I形、J形、オメガ形、または更に台形の断面を備えた任意の形状などの他の断面形状も可能である。
図2bは、図2aに示される胴体構造部分10の断面図を示す。パネル11は少なくとも1つのストリンガ12に接続される。クリップ20によって、パネル11をストリンガ12の上方に半径方向に位置する構造フレーム13に組み付けることができる。図2bに示される構造フレームはZ形断面を有するが、たとえばJ形もしくはC形、または更に同様のタイプの任意の他の形状などの他の断面形状も可能である。
図3aは、本発明の第1の代替実施形態によるクリップ20を詳細に示す。クリップ20は実質的に平面な主要部分30を含む。主要部分30は縦軸I-Iに直交する面に含まれる。更に、主要部分30は円周のII-II方向をたどるので、平面形状は実質的に環状である。二次的部分31は、主要部分30の外周端32で主要部分30に結合される。用語「外」は、胴体の縦軸I-Iから半径の距離だけ離れているという意味で理解されたい。二次的部分31は主要部分30に対し実質的に垂直に延在する。主要部分30は、たとえばリベット留めまたは任意の他の従来型技術によって、構造フレーム13に接続されるのに特に適合している。二次的部分31は、たとえばリベット留めまたは他の任意の従来型技術によって、外板パネル11に接続されるのに適合している。クリップ20は、円周軸II-IIに沿って延在する主要部分30の側端34に位置する接合部分33を含む。複数のクリップ20をフレーム13に沿って、すなわち円周方向II-IIに配列するときに、クリップ20を連続して対偶に結合するように、各接合部分33は隣接するクリップ20の任意の部分と接触するようになる。接触はまた、たとえばリベット留めまたは任意の他の従来型技術によって、または更に押圧することによって、達成することもできる。クリップ20はまた相互に依存にも、非依存にも、製造することができる。
この実施形態では、クリップ20はパネル11を構造フレーム13に組み付けるための構造的機能を確保する。電流を戻す追加機能を確保する目的で、クリップ20はパネル11および構造フレーム13の材料より実質的に電気伝導性が大きい材料で製造される。したがって、接合部分33を介して連続して結合された複数のクリップ20によって形成された回路で、クリップ20の電気伝導性がパネル11およびフレーム13より大きいので、電流を戻す電気的機能を確保することができる。クリップ20を製造するのに使用される材料は、金属の電気伝導性は大きいので、任意の金属材料であってよい。クリップ20の連続した結合は、実質的に円周方向に沿って電流戻り線を形成する。戻り線は相互に結合されてもよい。
金属クリップ20を使用することに関する付加的利点は、主要応力方向に沿った機械的挙動が優れていることに関する。クリップ20は、主要部分30および少なくとも1つの二次的部分31,35を形成するように、エンボス加工され、次に折り曲げられた金属板で、一体に製造されることが好ましい。その上、クリップ20は、主要部分30と二次的部分(1つまたは複数)31,35の間で、主として展開時に応力を受ける。次に、金属クリップ20は、ファイバーとレジンの混合物である複合材料のクリップ20の機械的挙動より優れた展開時の機械的挙動を有する。更に、クリップ20を金属材料で製造することは、複合材料のクリップよりも高生産率および低コストで生産することができる利点を有する。
クリップ20は、たとえばGLAREのような強化ファイバーの少なくとも1つの層を含む金属材料、または任意の他の「ファイバー金属積層板」タイプの材料で製造してもよい。後者は、電流の戻りを確保するように十分な電気伝導性も、強化ファイバーが存在するために変形に対して高い抵抗力も有する利点を有する。
図3aに示される本発明の実施形態において、クリップ20は、主要部分30および二次的部分31に対して実質的に垂直に延在し、ストリンガ12に面する表面に実質的に平行に配置される第2の二次的部分35を含む。3つの部分30,31,35はトランクの角のような角を一緒に形成する。ストリンガ12に対向する表面に接続されるのに特に適合したこの第2の二次的部分35は、接合部分33を支える側端34に対向する主要部分30の側端34'上に位置する。両側端34,34'は、好ましくは主要部分30の端部に外周の方向で位置する。しかし、第2の二次的部分の他の配置も可能である。したがって、図4aに示されるように、第2の二次的部分は接合部分33の側端42に位置してもよい。図4cに示されるように、第2の二次的部分はまた、接合部分33も位置する側端34に位置してもよい。各クリップ20が、いくつかの接合部分33およびいくつかの第2の二次的部分32を、もちろん含んでもよいことに留意されたい。
図3bは、主要部分30の側端34の領域36が、後者を通過させるためにストリンガ12の直交配列に適合する、本発明の実施形態を示す。次に領域36は開放した半切り欠きを形成する。クリップ20をパネル11およびフレーム13に接続すると同時に、側端34はストリンガ12に面する表面に対して実質的に隣接することになる。ストリンガ12が存在するため、ストリンガ12を通過させ、関連したクリップ20の接合部分33を隣接するクリップ20と分離する任意の距離を縮小するために、側端34の領域36が提供される。本発明のこの実施形態では、外周端32もまた、後者を通過させるために、ストリンガ12の直交配列に適合する領域37を含む。次に、領域37は開放した切り欠きを形成する。この場合に、クリップは2つのストリンガ間の距離に対応する外周長さを有する。したがって、この領域37はクリップ20に対して垂直にストリンガ12を通過させるための領域を規定する。いくつかの領域37が、クリップ20の円周長さに沿った外周端32に沿って提供されてもよい。
したがって、領域36および37ならびにクリップの配列の全体は、関係するストリンガの形状に適合されるが、たとえば連接棒または床の横材のような、局部の特異性に適合されることもある。
図4a、図4bおよび図4cは、接合部分33が優先的変形領域43を含む、本発明の実施形態を示す。クリップ20が2つの接合部分33,40を含む場合に、接合部分33が優先的変形領域43を含み、接合部分40が優先的変形領域41を含んでもよい。変形領域41,43はさまざまな形状を有してもよい。図4aは、定曲率を有し、かつ半径方向eRに沿って延在する、円弧の形状の接合部分40の優先的変形領域41を示す。この場合、曲率半径は小さいので、変形領域41は、クリップ20の主要部分30の中間面に実質的に含まれた状態に留まる。図4bは、接合部分33が優先的変形領域43を有し、接合部分40が優先的変形領域41を有する、2つの接合部分33および40を含むクリップを示す。変形領域41は、前述のように、小さい曲率半径を有する。変形領域43は、大きい曲率半径を有する。双方の変形領域は、標準プランジ技術または任意の他の技術によって製造することができる。図4cは、接合部分33が優先的U形変形領域43を含む、すなわちその形状が実質的な平面部分および曲線部分の連続である、クリップ20を示す。各曲線部分は、U形を得るように折り曲げて製造される場合もある。
したがって、クリップ20はパネル11およびフレーム13と異なる膨張係数を有するので、温度変化はパネル11およびフレーム13と比較してクリップ20に異なる膨張をもたらす。クリップ20は円周軸II-IIに沿って延在し、またクリップ20の円周膨張はフレーム13およびパネル11に機械的応力を生じさせ、そのことで胴体構造10を脆弱にする状態になる場合もある。接合部分33、40の優先的変形領域41,43は、膨張の差異が起こるときに変形するように設けられる。したがって、クリップ20の差異のある膨張によって産生されたエネルギは優先的変形領域41,43に伝達され、胴体構造10にいかなる好ましくない機械的応力も生成しない。
前述の優先的変形領域43,41はプランジまたは折り曲げによって製造されるが、たとえば指型金属板タイプまたは半径方向eRに沿って作成されたスロットタイプの領域などの他の形状も適する場合もある。
優先的変形領域43,41を含むかまたは含まない接合部分33,40が存在する付加的利点は、胴体構造10内に配列するときにクリップ20を配置するのに許容範囲が大きいことにある。
10 胴体構造
11 外板パネル
12 ストリンガ
13 構造フレーム、フレーム
20 接続モジュール、クリップ
30 主要部分
31 二次的部分
32 外周端
33 接合部分
34 側端
34' 側端
35 第2の二次的部分
36 領域
37 領域
40 接合部分
41 優先的変形領域
42 側端
43 優先的変形領域

Claims (10)

  1. ・第1の材料で製造された少なくとも1つの構造フレーム(13)と、
    ・複合材料の少なくとも1つの外板パネル(11)と、
    ・前記フレーム(13)上に前記パネル(11)を接続することを可能にする、前記構造フレーム(13)の外周に沿って分配された複数の接続モジュール(20)と、
    を含む、複合材料の航空機胴体用胴体構造(10)において、
    前記接続モジュール(20)が前記複合材料および第1の材料の電気伝導性より実質的に大きい電気伝導性を有する第2の材料で製造され、前記接続モジュール(20)が連続して結合するように相互に接触して据え付けられていることを特徴とする複合材料の航空機胴体用胴体構造(10)。
  2. 前記第2の材料が金属材料であることを特徴とする請求項1に記載の複合材料の航空機胴体用胴体構造(10)。
  3. 前記第2の材料がファイバーの層が貼付された金属材料であることを特徴とする請求項1または請求項2に記載の複合材料の航空機胴体用胴体構造(10)。
  4. 前記接続モジュール(20)がそれぞれ、前記胴体(10)の前記円周方向(II-II)に沿って延在する実質的に平面の主要部分(30)と、前記主要部分(30)の外周端(32)上に位置し、前記主要部分(30)に対して実質的に垂直に延在する二次的部分(31)と、前記複数の接続モジュール(20)を対偶に連続して結合するように、前記主要部分(30)の側端(34,34')上に位置し、前記胴体(10)の前記円周方向(II-II)に沿って延在する少なくとも1つの接合部分(33,40)とを含むことを特徴とする請求項1から請求項3のいずれか1項に記載の複合材料の航空機胴体用胴体構造(10)。
  5. 各接続モジュール(10)の前記接合部分(33,40)の領域(41,43)が優先的変形領域であることを特徴とする請求項4に記載の複合材料の航空機胴体用胴体構造(10)。
  6. 航空機胴体用胴体構造(10)が、前記外板が接続され、前記胴体(10)の前記縦方向(I-I)に沿って配置される少なくとも1つのストリンガ(12)を含むことと、各接続モジュール(20)の前記主要部分(30)の少なくとも1つの側端(34,34')の領域(36)が、前記ストリンガ(12)を通過させるのに適合した形状を有することとを特徴とする請求項4または請求項5に記載の複合材料の航空機胴体用胴体構造(10)。
  7. 航空機胴体用胴体構造(10)が、前記外板が接続され、前記胴体(10)の前記縦方向(I-I)に沿って配置される少なくとも1つのストリンガ(12)を含むことと、各接続モジュール(20)の前記主要部分(30)の前記外周端(32)の少なくとも1つの領域(37)が、前記ストリンガ(12)を通過させるのに適合した形状を有することとを特徴とする請求項の4から請求項6のいずれか1項に記載の複合材料の航空機胴体用胴体構造(10)。
  8. 航空機胴体用胴体構造(10)が、前記外板が接続され、前記胴体(10)の前記縦方向(I-I)に沿って配置された少なくとも1つのストリンガ(12)を含むことと、各接続モジュール(20)が、前記主要部分(30)に対して実質的に垂直に延在し、前記ストリンガ(12)に面する表面に対して実質的に平行になるように配置される少なくとも1つの第2の二次的部分(35)を含むこととを特徴とする請求項4から請求項7のいずれか1項に記載の複合材料の航空機胴体用胴体構造(10)。
  9. 第2の二次的部分(35)が前記主要部分(30)の側端(34,34')に結合されることを特徴とする請求項6に記載の複合材料の航空機胴体用胴体構造(10)。
  10. 請求項1から請求項9のいずれか1項に記載の胴体構造(10)を備える航空機。
JP2010528360A 2007-10-08 2008-09-29 複合材料で製造される航空機胴体用胴体構造およびそのような胴体構造を装備した航空機 Expired - Fee Related JP5462174B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0758132 2007-10-08
FR0758132A FR2921898B1 (fr) 2007-10-08 2007-10-08 Structure de fuselage pour fuselage d'aeronef en materiau composite et aeronef equipe d'une telle structure de fuselage
PCT/EP2008/063018 WO2009047158A1 (fr) 2007-10-08 2008-09-29 Structure de fuselage pour fuselage d'aeronef en materiau composite et aeronef equipe d'une telle structure de fuselage.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2010540348A true JP2010540348A (ja) 2010-12-24
JP5462174B2 JP5462174B2 (ja) 2014-04-02

Family

ID=39473966

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2010528360A Expired - Fee Related JP5462174B2 (ja) 2007-10-08 2008-09-29 複合材料で製造される航空機胴体用胴体構造およびそのような胴体構造を装備した航空機

Country Status (10)

Country Link
US (1) US8550399B2 (ja)
EP (1) EP2197739B1 (ja)
JP (1) JP5462174B2 (ja)
CN (1) CN101821161B (ja)
AT (1) ATE510766T1 (ja)
BR (1) BRPI0817758A2 (ja)
CA (1) CA2701690A1 (ja)
FR (1) FR2921898B1 (ja)
RU (1) RU2473452C2 (ja)
WO (1) WO2009047158A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012105415A1 (ja) * 2011-02-04 2012-08-09 三菱重工業株式会社 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2952905B1 (fr) * 2009-11-20 2012-06-01 Airbus Operations Sas Dispositif d'attache de moyens raidisseurs a un element de cadre, et structure comportant un tel dispositif d'attache
FR2984845B1 (fr) * 2011-12-21 2014-07-11 Airbus Operations Sas Element de structure de fuselage d'aeronef anti deversement
RU2595354C1 (ru) * 2015-05-21 2016-08-27 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Корпус гиперзвукового летательного аппарата и способ его изготовления
CN107434031A (zh) 2016-05-25 2017-12-05 空中客车简化股份公司 飞行器翼体的结构部件和包括该结构部件的飞行器
RU2694638C2 (ru) * 2017-11-09 2019-07-16 Акционерное общество Научно-производственное объединение "Опытно-конструкторское бюро имени М.П. Симонова" Кессон фюзеляжа
RU202616U1 (ru) * 2020-11-02 2021-03-01 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" Фюзеляж летательного аппарата из ферменного заполнителя

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4502092A (en) * 1982-09-30 1985-02-26 The Boeing Company Integral lightning protection system for composite aircraft skins
JP2001310798A (ja) * 2000-04-27 2001-11-06 Honda Motor Co Ltd 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
JP2003312590A (ja) * 2002-02-19 2003-11-06 Alenia Aeronautica Spa 航空機スキンパネル用補強体および補強体を備えたスキンパネルの製造方法
US7277266B1 (en) * 2006-03-29 2007-10-02 The Boeing Company Lightning protection system for composite structure
JP2007532384A (ja) * 2004-04-06 2007-11-15 ザ・ボーイング・カンパニー 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム
JP2009519860A (ja) * 2005-12-20 2009-05-21 エアバス フランス 複合材製の航空機の胴体の製造方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2489779A1 (fr) * 1980-09-09 1982-03-12 Aerospatiale Structure de fuselage pour aeronef resistant aux ruptures longitudinales du revetement exterieur
FR2693976B1 (fr) * 1992-07-22 1994-09-30 Eurocopter France Structure de fuselage pour hélicoptère.
US6766984B1 (en) * 1998-07-16 2004-07-27 Icom Engineering Corporation Stiffeners for aircraft structural panels
DE102004001078B8 (de) * 2004-01-05 2013-06-13 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpf
DE102004001049B4 (de) * 2004-01-05 2009-12-10 Airbus Deutschland Gmbh Isolierpaket-Anordnung zur Innenisolierung eines Flugzeugrumpfes
RU2270135C2 (ru) * 2004-03-04 2006-02-20 Карклин Андрей Михайлович Фюзеляж летательного аппарата

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4502092A (en) * 1982-09-30 1985-02-26 The Boeing Company Integral lightning protection system for composite aircraft skins
JP2001310798A (ja) * 2000-04-27 2001-11-06 Honda Motor Co Ltd 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
JP2003312590A (ja) * 2002-02-19 2003-11-06 Alenia Aeronautica Spa 航空機スキンパネル用補強体および補強体を備えたスキンパネルの製造方法
JP2007532384A (ja) * 2004-04-06 2007-11-15 ザ・ボーイング・カンパニー 航空機胴体およびその他の構造の複合バレルセクション、および係るバレルセクションを製造する方法およびシステム
JP2009519860A (ja) * 2005-12-20 2009-05-21 エアバス フランス 複合材製の航空機の胴体の製造方法
US7277266B1 (en) * 2006-03-29 2007-10-02 The Boeing Company Lightning protection system for composite structure
JP2009531863A (ja) * 2006-03-29 2009-09-03 ザ・ボーイング・カンパニー 複合構造のための避雷システム

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012105415A1 (ja) * 2011-02-04 2012-08-09 三菱重工業株式会社 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体
US9751608B2 (en) 2011-02-04 2017-09-05 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Composite material structure, and aircraft wing and aircraft fuselage provided therewith

Also Published As

Publication number Publication date
CA2701690A1 (fr) 2009-04-16
FR2921898B1 (fr) 2009-12-11
CN101821161B (zh) 2013-02-13
EP2197739A1 (fr) 2010-06-23
RU2473452C2 (ru) 2013-01-27
ATE510766T1 (de) 2011-06-15
JP5462174B2 (ja) 2014-04-02
US8550399B2 (en) 2013-10-08
RU2010117200A (ru) 2011-11-20
CN101821161A (zh) 2010-09-01
US20100264273A1 (en) 2010-10-21
FR2921898A1 (fr) 2009-04-10
EP2197739B1 (fr) 2011-05-25
WO2009047158A1 (fr) 2009-04-16
BRPI0817758A2 (pt) 2015-03-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5462174B2 (ja) 複合材料で製造される航空機胴体用胴体構造およびそのような胴体構造を装備した航空機
RU2658211C2 (ru) Стыковое соединение по окружности для конструкций обшивки
JP5414680B2 (ja) 航空機胴体の円周継手におけるオメガ形状の補剛材のスプライス
RU2446986C2 (ru) Соединительный элемент
US7371304B2 (en) Apparatuses and methods for joining structural members, such as composite structural members
RU2564476C2 (ru) Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления
CN103261020B (zh) 用于联接机身段的铰接件及相关方法
US20110001010A1 (en) Arrangement of two fuselage sections of an aircraft and a connecting structure for connecting fuselage skins
JP2011500417A5 (ja)
US10259557B2 (en) Pressure bulkhead for an aircraft fuselage, and an aircraft comprising such a pressure bulkhead
CN102971212B (zh) 用于飞行器主结构中的开口的加固结构及飞行器
US20150034766A1 (en) Tool for simultaneously holding several attachment clips in contact with an aircraft fuselage frame element
US20120104170A1 (en) Fuselage element comprising a fuselage segment and joining means
WO2009137893A2 (en) Hybrid aircraft fuselage structural components and methods of making same
US11697487B2 (en) Fuselage structure for an aircraft
US8679616B2 (en) Skew-angle radius filler
JP2014159262A (ja) 複合構造パネルおよび航空機胴体
JP5319538B2 (ja) 翼パネル構造
CN102470916B (zh) 包括机身段和接合部件的机身元件、机身部分、机身和飞行器
JP2017114115A (ja) 積層された炭素繊維強化プラスチック（ｃｆｒｐ）ヌードルを用いた、ｃｆｒｐストリンガーの終端の柔軟化
US20120025023A1 (en) Longitudinal junction for aircraft fuselage panels in composite materials
US20120135200A1 (en) Aircraft panel structure and aircraft panel structure manufacturing method for alleviation of stress
RU2490165C2 (ru) Система соединения между элементами облицовки и конструктивными элементами, которые их поддерживают
US20160318595A1 (en) Assembling of structural elements in aviation
US11312467B2 (en) Stiffener for an aircraft assembly

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20110926

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20130305

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20130312

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20130611

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20131217

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20140116

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees