JPH05286493A - 航空機の胴体構造 - Google Patents
航空機の胴体構造Info
- Publication number
- JPH05286493A JPH05286493A JP11431392A JP11431392A JPH05286493A JP H05286493 A JPH05286493 A JP H05286493A JP 11431392 A JP11431392 A JP 11431392A JP 11431392 A JP11431392 A JP 11431392A JP H05286493 A JPH05286493 A JP H05286493A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- fuselage
- shaped joint
- joint member
- cabin
- aircraft
- 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.)
- Withdrawn
Links
Landscapes
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は、複合材製の航空機において主とし
て胴体の接合構造に特徴を有する航空機の胴体構造に関
する。 【構成】 外皮部材を有する複数の胴体セクションと、
胴体内部に設けられる隔壁を備えた航空機の胴体構造に
おいて、各胴体セクションの接合部両端面の外皮周囲に
帯状継手部材を巻き付け結合する。そして帯状継手部材
の位置を隔壁の位置に一致させることで外皮部材の必要
な剛性を確保することが出来る。又、帯状継手部材の材
質を外皮部材の材質に一致させ、且つ外皮部材の表面か
ら外部に突出せしめないよう巻き付けて、例えば接着剤
によって固着する。又、胴体には、キャビン部を避けた
位置に主翼と降着装置を取り付ける。
て胴体の接合構造に特徴を有する航空機の胴体構造に関
する。 【構成】 外皮部材を有する複数の胴体セクションと、
胴体内部に設けられる隔壁を備えた航空機の胴体構造に
おいて、各胴体セクションの接合部両端面の外皮周囲に
帯状継手部材を巻き付け結合する。そして帯状継手部材
の位置を隔壁の位置に一致させることで外皮部材の必要
な剛性を確保することが出来る。又、帯状継手部材の材
質を外皮部材の材質に一致させ、且つ外皮部材の表面か
ら外部に突出せしめないよう巻き付けて、例えば接着剤
によって固着する。又、胴体には、キャビン部を避けた
位置に主翼と降着装置を取り付ける。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、複合材製の航空機にお
いて主として胴体の接合構造に特徴を有する航空機の胴
体構造に関する。
いて主として胴体の接合構造に特徴を有する航空機の胴
体構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、航空機の胴体は、機軸方向に沿っ
て延出する複数の縦通材（ストリンガ）を、胴体を輪切
るような適所のフレームで支え、内部に一次構造部材と
しての複数の隔壁を設けて各コンパートメントに仕切る
とともに、その表面を外皮で覆ったようないわゆるセミ
モノコック式の胴体構造が知られている。又、この際、
胴体を複数のセクションから構成し、分割された各胴体
セクションを接合して胴体構造とするような方式も広く
採用されている。そして各胴体セクションの接合の一例
として、例えば図５に示すような胴体のフォワードセク
ション５１側とアフトセクション５２側の接合方法が知
られており、この場合、両者のスキン５３、５４同士を
連結プレート５５でリベット結合するとともに、両者の
ストリンガ５６、５７同士を連結フレーム５８でリベッ
ト結合するようにしている。
て延出する複数の縦通材（ストリンガ）を、胴体を輪切
るような適所のフレームで支え、内部に一次構造部材と
しての複数の隔壁を設けて各コンパートメントに仕切る
とともに、その表面を外皮で覆ったようないわゆるセミ
モノコック式の胴体構造が知られている。又、この際、
胴体を複数のセクションから構成し、分割された各胴体
セクションを接合して胴体構造とするような方式も広く
採用されている。そして各胴体セクションの接合の一例
として、例えば図５に示すような胴体のフォワードセク
ション５１側とアフトセクション５２側の接合方法が知
られており、この場合、両者のスキン５３、５４同士を
連結プレート５５でリベット結合するとともに、両者の
ストリンガ５６、５７同士を連結フレーム５８でリベッ
ト結合するようにしている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところで、以上のよう
な胴体セクションの連結構造は主として金属製の航空機
に広く採用されているものであるが、近年急速に普及し
ている複合材を航空機の主要構造部材として用いる場
合、材料の特性等を考慮した新たな接合方式を採用する
必要があった。すなわち、複合材の軽量である利点を損
わず、組立の容易性を確保し、且つ組立後の強度の要求
を満足することが出来る接合方式が望まれていた。
な胴体セクションの連結構造は主として金属製の航空機
に広く採用されているものであるが、近年急速に普及し
ている複合材を航空機の主要構造部材として用いる場
合、材料の特性等を考慮した新たな接合方式を採用する
必要があった。すなわち、複合材の軽量である利点を損
わず、組立の容易性を確保し、且つ組立後の強度の要求
を満足することが出来る接合方式が望まれていた。
【０００４】
【課題を解決するための手段】かかる課題を解決するた
め、本発明は複合材製航空機の胴体構造において、外皮
部材を有する複数の胴体セクションと、胴体内部に設け
られる隔壁構造と、各胴体セクションを接合する帯状継
手部材と、該帯状継手部材を胴体セクションに固着する
固着手段とからなる胴体構造とし、機軸方向に関して各
胴体セクションの接合位置を隔壁構造の位置にほぼ一致
させた。そして隔壁構造は、与圧キャビンを構成する圧
力隔壁とし、前記胴体には該与圧キャビンを避けた位置
に主翼と降着装置を取り付けるようにした。そして帯状
継手部材の材質を胴体外皮部材と同一とし、接着剤とリ
ベット、或いは接着剤とボルト、或いは接着剤のみで胴
体外皮部材に固着するようにした。又、胴体セクション
の接合部端部には、帯状継手部材が外表面に突出しない
よう段付きを形成した。
め、本発明は複合材製航空機の胴体構造において、外皮
部材を有する複数の胴体セクションと、胴体内部に設け
られる隔壁構造と、各胴体セクションを接合する帯状継
手部材と、該帯状継手部材を胴体セクションに固着する
固着手段とからなる胴体構造とし、機軸方向に関して各
胴体セクションの接合位置を隔壁構造の位置にほぼ一致
させた。そして隔壁構造は、与圧キャビンを構成する圧
力隔壁とし、前記胴体には該与圧キャビンを避けた位置
に主翼と降着装置を取り付けるようにした。そして帯状
継手部材の材質を胴体外皮部材と同一とし、接着剤とリ
ベット、或いは接着剤とボルト、或いは接着剤のみで胴
体外皮部材に固着するようにした。又、胴体セクション
の接合部端部には、帯状継手部材が外表面に突出しない
よう段付きを形成した。
【０００５】
【作用】胴体セクションの接合部を帯状継手部材で覆っ
て固着し、両者を接合するが、この帯状継手部材で覆う
箇所を機軸方向に関して隔壁構造の位置とすることで、
隔壁構造を本来の目的である一次構造部材として使用す
るとともに、帯状継手部材による接合を確実ならしめる
ための剛性確保手段としての効果を発揮させる。又、主
翼取り付け部、降着装置の取り付け部を与圧キャビン以
外の胴体箇所とすれば、与圧キャビンが一次構造部材か
ら独立したものとなり、圧力容器としての信頼性が高ま
る。帯状継手部材の材質を胴体外皮と同一とすれば、両
者間に熱収縮等に起因する拘束力等が生じない。又、接
合部端部の段付きによって帯状継手部材を外表面から突
出させないことで、胴体表面が滑らかとなり空力特性が
向上する。
て固着し、両者を接合するが、この帯状継手部材で覆う
箇所を機軸方向に関して隔壁構造の位置とすることで、
隔壁構造を本来の目的である一次構造部材として使用す
るとともに、帯状継手部材による接合を確実ならしめる
ための剛性確保手段としての効果を発揮させる。又、主
翼取り付け部、降着装置の取り付け部を与圧キャビン以
外の胴体箇所とすれば、与圧キャビンが一次構造部材か
ら独立したものとなり、圧力容器としての信頼性が高ま
る。帯状継手部材の材質を胴体外皮と同一とすれば、両
者間に熱収縮等に起因する拘束力等が生じない。又、接
合部端部の段付きによって帯状継手部材を外表面から突
出させないことで、胴体表面が滑らかとなり空力特性が
向上する。
【０００６】
【実施例】本発明の航空機の胴体構造の実施例について
添付した図面に基づき説明する。図１は航空機全体の側
面図、図２はノーズ部とキャビン部の斜視図、図３は接
合部の拡大断面図、図４は接合工程を示す説明図であ
る。
添付した図面に基づき説明する。図１は航空機全体の側
面図、図２はノーズ部とキャビン部の斜視図、図３は接
合部の拡大断面図、図４は接合工程を示す説明図であ
る。
【０００７】本発明の航空機は、機体全体の主要構造部
材が複合材で構成されており、例えば炭素繊維で強化し
たＣＦ／エポキシ樹脂のプラスチック系複合材等による
一次構造部材の周囲を同じく複合材の外皮部材で覆って
軽量化、小型化を図った航空機とされている。
材が複合材で構成されており、例えば炭素繊維で強化し
たＣＦ／エポキシ樹脂のプラスチック系複合材等による
一次構造部材の周囲を同じく複合材の外皮部材で覆って
軽量化、小型化を図った航空機とされている。
【０００８】又、航空機への搭乗性を容易にし、且つキ
ャビン室からの視界性を良好にするため、図１に示すよ
うに高翼形態として胴体１を地上に近接せしめるととも
に、前進翼形態とした主翼２の上部に２基のターボフア
ンエンジン３を配設している。そして胴体１の後部には
垂直尾翼４、水平尾翼５を設けている。
ャビン室からの視界性を良好にするため、図１に示すよ
うに高翼形態として胴体１を地上に近接せしめるととも
に、前進翼形態とした主翼２の上部に２基のターボフア
ンエンジン３を配設している。そして胴体１の後部には
垂直尾翼４、水平尾翼５を設けている。
【０００９】又胴体１は、前方からノーズ部６、キャビ
ン部７、アフト部８の３つのセクションの分割体からな
り、ノーズ部６の下方には前脚１０を設けるとともに、
アフト部８の下方に一対の主脚１１、１１を設け、更に
アフト部８の上方には前記主翼２を取り付けている。そ
して前脚１０、主脚１１、１１からなる降着装置は胴体
１内に収納自在としている。
ン部７、アフト部８の３つのセクションの分割体からな
り、ノーズ部６の下方には前脚１０を設けるとともに、
アフト部８の下方に一対の主脚１１、１１を設け、更に
アフト部８の上方には前記主翼２を取り付けている。そ
して前脚１０、主脚１１、１１からなる降着装置は胴体
１内に収納自在としている。
【００１０】胴体１の各セクションの構造は、断面形状
が略楕円形状の純モノコック構造としている。このた
め、例えば与圧キャビンとして構成されたキャビン部７
の前後には、図２に示すように、一次構造部材としての
前後の圧力隔壁１２、１３を配設し、又、アフト部８に
おいては主翼２取り付け部、主脚１１取り付け部の位置
に対応して胴体断面形状である略楕円形のメインフレー
ム（不図示）を設けて、そのまわりを複合材の外皮部材
１４で覆い、この外皮部材１４の構造は例えば芯材を複
合材でサンドイッチ状にしたハニカム構造としている。
が略楕円形状の純モノコック構造としている。このた
め、例えば与圧キャビンとして構成されたキャビン部７
の前後には、図２に示すように、一次構造部材としての
前後の圧力隔壁１２、１３を配設し、又、アフト部８に
おいては主翼２取り付け部、主脚１１取り付け部の位置
に対応して胴体断面形状である略楕円形のメインフレー
ム（不図示）を設けて、そのまわりを複合材の外皮部材
１４で覆い、この外皮部材１４の構造は例えば芯材を複
合材でサンドイッチ状にしたハニカム構造としている。
【００１１】そして以上のように主翼２の取り付け部、
及び主脚１１の取り付け部をキャビン部７から避けたの
は、与圧キャビンを他の一次構造部材から独立させて圧
力容器としての信頼性を高め、しかもキャビン室の快適
性を高めるためである。
及び主脚１１の取り付け部をキャビン部７から避けたの
は、与圧キャビンを他の一次構造部材から独立させて圧
力容器としての信頼性を高め、しかもキャビン室の快適
性を高めるためである。
【００１２】かかるノーズ部６、キャビン部７、アフト
部８からなる各胴体セクションはそれぞれの基本構造が
完成した後、帯状の継手部材１５で接合するようにして
いる。すなわち、図４に示すように、ノーズ部６とキャ
ビン部７を突き合せて接合部両端面の周囲に帯状継手部
材１５を巻着し、又、同様にキャビン部７とアフト部８
を突き合せて接合部両端面の周囲に他の帯状継手部材１
５を巻着するようにしている。
部８からなる各胴体セクションはそれぞれの基本構造が
完成した後、帯状の継手部材１５で接合するようにして
いる。すなわち、図４に示すように、ノーズ部６とキャ
ビン部７を突き合せて接合部両端面の周囲に帯状継手部
材１５を巻着し、又、同様にキャビン部７とアフト部８
を突き合せて接合部両端面の周囲に他の帯状継手部材１
５を巻着するようにしている。
【００１３】この各帯状継手部材１５は、リング状のス
トラップが半分割されて、上部ストラップ１５ａと、下
部ストラップ１５ｂからなり、図４（Ａ）に示すよう
に、胴体上部側を上部ストラップ１５ａで固着し、
（Ｂ）に示すように胴体下部側を下部ストラップ１５ｂ
で固着して最終的に全周を覆うが、勿論この固着順序は
問わない。
トラップが半分割されて、上部ストラップ１５ａと、下
部ストラップ１５ｂからなり、図４（Ａ）に示すよう
に、胴体上部側を上部ストラップ１５ａで固着し、
（Ｂ）に示すように胴体下部側を下部ストラップ１５ｂ
で固着して最終的に全周を覆うが、勿論この固着順序は
問わない。
【００１４】ところでかかる帯状継手部材１５、１５に
よる接合において、ストリンガのない単なる外皮パネル
だけの周囲にストラップを巻き付けるのみであると、パ
ネルの剛性が不足して強度的に不十分となるが、本案の
場合は前述の圧力隔壁１２、１３によって強度的にも満
足する。
よる接合において、ストリンガのない単なる外皮パネル
だけの周囲にストラップを巻き付けるのみであると、パ
ネルの剛性が不足して強度的に不十分となるが、本案の
場合は前述の圧力隔壁１２、１３によって強度的にも満
足する。
【００１５】すなわち、帯状継手部材１５の位置は、ノ
ーズ部６とキャビン部７の接合であれば前方の圧力隔壁
１２の位置となり（図３）、キャビン部７とアフト部８
の接合であれば後方の圧力隔壁１３の位置となるため、
機軸方向の荷重の伝達は帯状継手部材１５、１５によっ
てなされ、機軸に直角面の剛性は各圧力隔壁１２、１３
によって確保される。
ーズ部６とキャビン部７の接合であれば前方の圧力隔壁
１２の位置となり（図３）、キャビン部７とアフト部８
の接合であれば後方の圧力隔壁１３の位置となるため、
機軸方向の荷重の伝達は帯状継手部材１５、１５によっ
てなされ、機軸に直角面の剛性は各圧力隔壁１２、１３
によって確保される。
【００１６】又、図３からも明らかなように、ノーズ部
６の接合部端面とキャビン部７の接合部端面の外皮部材
１４には、段付き１６、１６が形成されている。この段
付き１６は、帯状継手部材１５を外表面に突出させない
ためのものであり、このため、少なくとも該帯状継手部
材１５の厚み分の表面側が凹部となる段差が形成される
ようにしている。
６の接合部端面とキャビン部７の接合部端面の外皮部材
１４には、段付き１６、１６が形成されている。この段
付き１６は、帯状継手部材１５を外表面に突出させない
ためのものであり、このため、少なくとも該帯状継手部
材１５の厚み分の表面側が凹部となる段差が形成される
ようにしている。
【００１７】又、このような帯状継手部材１５は、実施
例では接着剤で固着するようにしている。接着剤とする
ことにより軽量化が図られ、又組立性が向上するからで
あるが、勿論更に結合の信頼性を高めるため接着剤とリ
ベット結合の組合せ、或いは接着剤とボルト結合の組合
せによるものでもよい。
例では接着剤で固着するようにしている。接着剤とする
ことにより軽量化が図られ、又組立性が向上するからで
あるが、勿論更に結合の信頼性を高めるため接着剤とリ
ベット結合の組合せ、或いは接着剤とボルト結合の組合
せによるものでもよい。
【００１８】尚、この帯状継手部材１５の材質は外皮部
材１４の材質と同じ材質の複合材としている。このた
め、例えば温度差等に起因する外皮部材１４の熱膨張、
熱圧縮等によって両部材間に拘束力が作用するようなこ
とがない。
材１４の材質と同じ材質の複合材としている。このた
め、例えば温度差等に起因する外皮部材１４の熱膨張、
熱圧縮等によって両部材間に拘束力が作用するようなこ
とがない。
【００１９】又、以上のような接合構造は、キャビン部
７とアフト部８との間の場合も同様である。
７とアフト部８との間の場合も同様である。
【００２０】以上のように構成した本発明の航空機の胴
体構造は、複合材製でストリンガを用いない純モノコッ
ク形式の複数の胴体セクション６、７、８が、一次構造
部材としての圧力隔壁１２、１３の位置で帯状継手部材
１５、１５によって接合される訳であるが、極めて簡単
且つ組み付け容易でしかも強度上の要求を満足する接合
構造である。
体構造は、複合材製でストリンガを用いない純モノコッ
ク形式の複数の胴体セクション６、７、８が、一次構造
部材としての圧力隔壁１２、１３の位置で帯状継手部材
１５、１５によって接合される訳であるが、極めて簡単
且つ組み付け容易でしかも強度上の要求を満足する接合
構造である。
【００２１】
【発明の効果】以上のように本発明の航空機の胴体構造
は、隔壁構造を本来の目的である一次構造として用いつ
つ、接合部の外皮部材の剛性を高める役割をも果たさせ
るようにしたため、部品点数の削減、重量軽減が実現出
来る。又、与圧キャビンを一次構造部材から独立させる
ことによって、圧力容器としての信頼性を向上させるこ
とが出来る。又、帯状継手部材によって胴体セクション
を接合するようにすることで、組立性が向上し且つ軽量
化に寄与する。そしてこの帯状継手部材を外部に突出せ
しめないことで、胴体外表面が滑らかとなり、空力特性
が向上するという効果を奏する。
は、隔壁構造を本来の目的である一次構造として用いつ
つ、接合部の外皮部材の剛性を高める役割をも果たさせ
るようにしたため、部品点数の削減、重量軽減が実現出
来る。又、与圧キャビンを一次構造部材から独立させる
ことによって、圧力容器としての信頼性を向上させるこ
とが出来る。又、帯状継手部材によって胴体セクション
を接合するようにすることで、組立性が向上し且つ軽量
化に寄与する。そしてこの帯状継手部材を外部に突出せ
しめないことで、胴体外表面が滑らかとなり、空力特性
が向上するという効果を奏する。
【図１】本発明の航空機全体の側面図
【図２】ノーズ部とキャビン部の斜視図
【図３】接合部の拡大断面図
【図４】接合工程を示す説明図
【図５】従来の接合構造例を示す斜視図
１ 胴体 ６ ノーズ部 ７ キャビン部 ８ アフト部 １２、１３ 圧力隔壁 １４ 外皮部材 １５ 帯状継手部材 １６ 段付き
Claims (6)
- 【請求項１】 複合材製航空機の胴体構造において、こ
の航空機の胴体構造は、外皮部材を有する複数の胴体セ
クションと、胴体内部に設けられる隔壁構造と、各胴体
セクションを接合する帯状継手部材と、該帯状継手部材
を胴体セクションに固着する固着手段とからなり、機軸
方向に関して前記各胴体セクションの接合位置を前記隔
壁構造の位置にほぼ一致させたことを特徴とする航空機
の胴体構造。 - 【請求項２】 前記隔壁構造は与圧キャビンを構成する
圧力隔壁であり、又前記胴体には該与圧キャビンを避け
た位置に主翼と降着装置が取り付けられることを特徴と
する請求項１に記載の航空機の胴体構造。 - 【請求項３】 前記帯状継手部材の材質は、胴体の外皮
部材と同一としたことを特徴とする請求項１に記載の航
空機の胴体構造。 - 【請求項４】 前記固着手段は、接着剤とリベット或い
は接着剤とボルトの組合せであることを特徴とする請求
項１に記載の航空機の胴体構造。 - 【請求項５】 前記固着手段は、接着剤であることを特
徴とする請求項１に記載の航空機の胴体構造。 - 【請求項６】 前記胴体セクションの接合部端部には、
帯状継手部材を外表面に突出せしめないための段部が形
成されたことを特徴とする請求項１に記載の航空機の胴
体構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11431392A JPH05286493A (ja) | 1992-04-08 | 1992-04-08 | 航空機の胴体構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11431392A JPH05286493A (ja) | 1992-04-08 | 1992-04-08 | 航空機の胴体構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05286493A true JPH05286493A (ja) | 1993-11-02 |
Family
ID=14634736
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11431392A Withdrawn JPH05286493A (ja) | 1992-04-08 | 1992-04-08 | 航空機の胴体構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05286493A (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002060721A (ja) * | 2000-08-23 | 2002-02-26 | Honda Motor Co Ltd | 非磁性部材の接合方法 |
| KR20020070693A (ko) * | 2001-03-02 | 2002-09-11 | 한국항공우주산업 주식회사 | 항공기의 동체 결합구조 |
| JP2010505700A (ja) * | 2006-10-10 | 2010-02-25 | エアバス フランス | 長手方向パネルから製作される航空機の胴体およびそのような胴体の製造方法 |
| JP2011510859A (ja) * | 2008-01-30 | 2011-04-07 | エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング | 航空機や宇宙船における２つの異なる断面形状を有する２つの補強要素を連結するための連結構造体及び骨組み構造体 |
| JP2012531341A (ja) * | 2009-07-03 | 2012-12-10 | エアバス オペラシオン ソシエテ パ アクシオンス シンプリフィエ | 胴体セグメント及び接合手段を含む胴体要素 |
| US20170183075A1 (en) * | 2004-09-23 | 2017-06-29 | The Boeing Company | Splice Joints for Composite Aircraft Fuselages and Other Structures |
-
1992
- 1992-04-08 JP JP11431392A patent/JPH05286493A/ja not_active Withdrawn
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002060721A (ja) * | 2000-08-23 | 2002-02-26 | Honda Motor Co Ltd | 非磁性部材の接合方法 |
| KR20020070693A (ko) * | 2001-03-02 | 2002-09-11 | 한국항공우주산업 주식회사 | 항공기의 동체 결합구조 |
| US20170183075A1 (en) * | 2004-09-23 | 2017-06-29 | The Boeing Company | Splice Joints for Composite Aircraft Fuselages and Other Structures |
| US10689086B2 (en) * | 2004-09-23 | 2020-06-23 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
| JP2010505700A (ja) * | 2006-10-10 | 2010-02-25 | エアバス フランス | 長手方向パネルから製作される航空機の胴体およびそのような胴体の製造方法 |
| JP2011510859A (ja) * | 2008-01-30 | 2011-04-07 | エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング | 航空機や宇宙船における２つの異なる断面形状を有する２つの補強要素を連結するための連結構造体及び骨組み構造体 |
| JP2012531341A (ja) * | 2009-07-03 | 2012-12-10 | エアバス オペラシオン ソシエテ パ アクシオンス シンプリフィエ | 胴体セグメント及び接合手段を含む胴体要素 |
| US9371125B2 (en) | 2009-07-03 | 2016-06-21 | Airbus Operations S.A.S. | Fuselage element comprising a fuselage segment and joining means |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7861970B2 (en) | Fuselage structure including an integrated fuselage stanchion | |
| EP1750929B2 (en) | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures | |
| US4674712A (en) | Double-lobe fuselage composite airplane | |
| KR102067291B1 (ko) | 접착식 복합 에어포일 및 이의 제작 방법 | |
| EP2032429B1 (en) | Aircraft-fuselage assembly concept | |
| RU2435702C2 (ru) | Фюзеляжная конструкция воздушного судна и способ ее изготовления | |
| US8695922B2 (en) | Aircraft fuselage structure and method for its production | |
| EP2690273B1 (en) | Panel for a nacelle strucure | |
| EP2259965B1 (en) | Pressure bulkhead for aircraft | |
| EP0532016B1 (en) | Composite focused load control surface | |
| GB2443542A (en) | Fuselage structure | |
| JP6069330B2 (ja) | パネルアセンブリ及びその形成方法 | |
| CA2804095A1 (en) | Aircraft fuselage made out with composite material and manufacturing processes | |
| EP3446963B1 (en) | Co-cured spar and stringer center wing box | |
| US10738738B2 (en) | Nacelle with bifurcation extension and integral structural reinforcement | |
| US8894010B2 (en) | Aircraft fuselage frame element | |
| JPH05286493A (ja) | 航空機の胴体構造 | |
| JPH05286496A (ja) | 翼構造 | |
| EP3501970B1 (en) | Aircraft fuselage and structural cable for aircraft fuselage | |
| CN210653691U (zh) | 一种整流罩及航天飞行器 | |
| KR20180041654A (ko) | 회전익기용 일체형 선체를 지닌 서브플로어 구조물 | |
| EP3549853A1 (en) | Aircraft fuselage with composite pre-form | |
| CN218489895U (zh) | 一种无人机变截面复合材料尾撑结构 | |
| CN219927958U (zh) | 一种大载荷轻质隐身的复合材料机身结构 | |
| RU2400394C1 (ru) | Сборка фюзеляжа воздушного судна |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19990608 |