RU2008109925A - Опорная конструкция крыла - Google Patents

Опорная конструкция крыла Download PDF

Info

Publication number
RU2008109925A
RU2008109925A RU2008109925/11A RU2008109925A RU2008109925A RU 2008109925 A RU2008109925 A RU 2008109925A RU 2008109925/11 A RU2008109925/11 A RU 2008109925/11A RU 2008109925 A RU2008109925 A RU 2008109925A RU 2008109925 A RU2008109925 A RU 2008109925A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cross
connecting element
transition region
structure according
sectional shape
Prior art date
Application number
RU2008109925/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2408497C2 (ru
Inventor
Кристиан МАНЦ (DE)
Кристиан МАНЦ
Original Assignee
Эйрбас Дойчланд Гмбх (De)
Эйрбас Дойчланд Гмбх
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 Эйрбас Дойчланд Гмбх (De), Эйрбас Дойчланд Гмбх filed Critical Эйрбас Дойчланд Гмбх (De)
Publication of RU2008109925A publication Critical patent/RU2008109925A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2408497C2 publication Critical patent/RU2408497C2/ru

Links

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
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E04—BUILDING
    • E04B—GENERAL BUILDING CONSTRUCTIONS; WALLS, e.g. PARTITIONS; ROOFS; FLOORS; CEILINGS; INSULATION OR OTHER PROTECTION OF BUILDINGS
    • E04B1/00—Constructions in general; Structures which are not restricted either to walls, e.g. partitions, or floors or ceilings or roofs
    • E04B1/18—Structures comprising elongated load-supporting parts, e.g. columns, girders, skeletons
    • E04B1/19—Three-dimensional framework structures
    • E04B2001/1924—Struts specially adapted therefor
    • E04B2001/1927—Struts specially adapted therefor of essentially circular cross section
    • E04B2001/193—Struts specially adapted therefor of essentially circular cross section with flattened connecting parts, e.g. ends

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Mutual Connection Of Rods And Tubes (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Joining Of Building Structures In Genera (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

1. Опорная конструкция для самолета, которая содержит: ! по меньшей мере один стержневой элемент (36); и ! по меньшей мере один элемент (38) сочленения; ! причем по меньшей мере один стержневой элемент (36) содержит переходную область(9); ! при этом переходная область (9) выполнена с возможностью зацепления по меньшей мере с одним элементом (38) сочленения, так что имеется по меньшей мере частичное перекрытие; ! причем переходная область (9) по меньшей мере одного стержневого элемента (36) выполнена так, что когда переходная область (9) входит в зацепление по меньшей мере с одним элементом (38) сочленения, сила передается центрально между по меньшей мере одним стержневым элементом (36) и по меньшей мере одним элементом (38)сочленения; ! при этом переходная область (9) содержит первый конец (14) с первой формой поперечного сечения; ! причем переходная область (9) содержит второй конец (13) со второй формой поперечного сечения; ! при этом первая и вторая формы поперечного сечения являются различными; ! причем второй конец (13) переходной области (9) выполнен как симметричное расплющивание трубки. ! 2. Опорная конструкция по п.1, в которой первый конец (14) переходной области (9) имеет по существу круглую форму поперечного сечения (34), ! 3. Опорная конструкция по п.1 или 2, в которой по меньшей мере один стержневой элемент (36) имеет по существу трубчатую форму поперечного сечения. ! 4. Опорная конструкция по п.1, в которой второй конец (14) переходной области (9) имеет форму клюва. ! 5. Опорная конструкция по п.1, в которой переходная область (9) выполнена как соединительный элемент (9), причем соединительный элемент (9) выполнен с возможностью отделения по меньшей мере от о

Claims (25)

1. Опорная конструкция для самолета, которая содержит:
по меньшей мере один стержневой элемент (36); и
по меньшей мере один элемент (38) сочленения;
причем по меньшей мере один стержневой элемент (36) содержит переходную область(9);
при этом переходная область (9) выполнена с возможностью зацепления по меньшей мере с одним элементом (38) сочленения, так что имеется по меньшей мере частичное перекрытие;
причем переходная область (9) по меньшей мере одного стержневого элемента (36) выполнена так, что когда переходная область (9) входит в зацепление по меньшей мере с одним элементом (38) сочленения, сила передается центрально между по меньшей мере одним стержневым элементом (36) и по меньшей мере одним элементом (38)сочленения;
при этом переходная область (9) содержит первый конец (14) с первой формой поперечного сечения;
причем переходная область (9) содержит второй конец (13) со второй формой поперечного сечения;
при этом первая и вторая формы поперечного сечения являются различными;
причем второй конец (13) переходной области (9) выполнен как симметричное расплющивание трубки.
2. Опорная конструкция по п.1, в которой первый конец (14) переходной области (9) имеет по существу круглую форму поперечного сечения (34),
3. Опорная конструкция по п.1 или 2, в которой по меньшей мере один стержневой элемент (36) имеет по существу трубчатую форму поперечного сечения.
4. Опорная конструкция по п.1, в которой второй конец (14) переходной области (9) имеет форму клюва.
5. Опорная конструкция по п.1, в которой переходная область (9) выполнена как соединительный элемент (9), причем соединительный элемент (9) выполнен с возможностью отделения по меньшей мере от одного стержневого элемента (36).
6. Опорная конструкция по п.5, в которой соединительный элемент (9) сконструирован как одна деталь.
7. Опорная конструкция по п.5, в которой соединительный элемент (20) содержит несколько деталей.
8. Опорная конструкция по п.1, в которой по меньшей мере один элемент (38) сочленения выполнен с возможностью зацепления с переходной областью (9) по меньшей мере одного стержневого элемента (36).
9. Опорная конструкция по п.1,
в которой по меньшей мере один элемент сочленения (38) содержит по меньшей мере один элемент (19) прикрепления;
причем по меньшей мере один элемент (38) сочленения содержит базовую поверхность(21);
при этом по меньшей мере один элемент (19) прикрепления выполнен с возможностью соединения с базовой поверхностью (21) так, что за счет элемента (19) прикрепления может быть задано пространственное направление (22, 39) по меньшей мере для одного стержневого элемента (36).
10. Опорная конструкция по п.1, в которой элемент (38) сочленения представляет собой элемент (3) корпуса самолета.
11. Соединительный элемент для опорной конструкции, который содержит:
основу, которая имеет первый конец (14), выполненный с возможностью соединения со стержневым элементом (8), и второй конец (13), выполненный с возможностью зацепления с элементом (38) сочленения, так чтобы создать по меньшей мере частичное перекрытие;
причем основа выполнена так, что когда соединительный элемент (9) входит в зацепление с элементом (38) сочленения, сила центрально передается между стержневым элементом (36) и элементом (38) сочленения;
при этом первый конец соединительного элемента (9) имеет первую форму поперечного сечения (34);
причем второй конец соединительного элемента имеет вторую форму поперечного сечения (30);
при этом первая форма поперечного сечения (34) и вторая форма поперечного сечения (30) отличаются друг от друга;
причем второй конец (13) соединительного элемента выполнен как асимметричное расплющивание трубки.
12. Соединительный элемент по п.11, у которого первый конец (14) соединительного элемента (9) выполнен так, что стержневой элемент (8) с круглой по существу формой поперечного сечения может быть соединен с ним.
13. Соединительный элемент по п.11, у которого первый конец (14) соединительного элемента (9) выполнен так, что стержневой элемент (8) с трубчатой по существу формой поперечного сечения может быть соединен с ним.
14. Соединительный элемент по п.11, у которого второй конец (13) соединительного элемента имеет форму ключа.
15. Соединительный элемент по одному из пп.11-14, у которого соединительный элемент (9) сконструирован как одна деталь.
16. Соединительный элемент по одному из пп.11-14, у которого соединительный элемент (20) содержит несколько деталей.
17. Элемент сочленения для опорной конструкции по п.1, который содержит по меньшей мере один элемент (19) прикрепления, который выполнен с возможностью зацепления с соединительным элементом (20) и/или с переходной областью стержневого элемента (36), так чтобы создавать по меньшей мере частичное перекрытие.
18. Элемент сочленения по п.17, который дополнительно содержит базовую поверхность (21), причем по меньшей мере один элемент (19) прикрепления соединен с базовой поверхностью (21) так, что за счет элемента прикрепления может быть задано пространственное направление (22) для соединяемого стержневого элемента (36) и/или для соединительного элемента (9).
19. Элемент сочленения по п.17 или 18, который представляет собой элемент (3) корпуса самолета.
20. Крыло, которое содержит опорную конструкцию по одному из пп.1-10, соединительный элемент (9) по одному из пп.11-16 и/или элемент сочленения (38) по одному из пп.17-19.
21. Способ передачи силы между стержневым элементом и элементом сочленения при помощи соединительного элемента, который включает в себя следующие операции:
соединение стержневого элемента с первым концом основы соединительного элемента;
по меньшей мере частичное перекрытие соединения элемента сочленения со вторым концом основы соединительного элемента;
центральную передачу силы между стержневым элементом и элементом сочленения;
согласование силы, которая действует в первом поперечном сечении;
передачу силы, для центрального введения силы во второе поперечное сечение;
центральное введение силы во второе поперечное сечение;
причем первое поперечное сечение и второе поперечное сечение отличаются друг от друга;
при этом второй конец основы выполнен как симметричное расплющивание трубки.
22. Способ по п.21, который дополнительно предусматривает согласование силы на круглом поперечном сечении.
23. Способ по п.21 или по п.22, который дополнительно предусматривает согласование силы на трубчатом поперечном сечении.
24. Применение опорной конструкции по одному из пп.1-10 в самолете.
25. Самолет, который содержит опорную конструкцию по одному из пп.1-10.
RU2008109925/11A 2005-08-17 2006-08-16 Опорная конструкция для крыла RU2408497C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US70914605P 2005-08-17 2005-08-17
US60/709,146 2005-08-17
DE102005038849A DE102005038849A1 (de) 2005-08-17 2005-08-17 Stützstruktur für einen Flügel
DE102005038849.3 2005-08-17

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008109925A true RU2008109925A (ru) 2009-09-27
RU2408497C2 RU2408497C2 (ru) 2011-01-10

Family

ID=37697271

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008109925/11A RU2408497C2 (ru) 2005-08-17 2006-08-16 Опорная конструкция для крыла

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8205834B2 (ru)
EP (1) EP1915291B1 (ru)
JP (1) JP5055280B2 (ru)
CN (1) CN101242992B (ru)
BR (1) BRPI0614427A2 (ru)
CA (1) CA2616929A1 (ru)
DE (1) DE102005038849A1 (ru)
RU (1) RU2408497C2 (ru)
WO (1) WO2007020069A1 (ru)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2416009A (en) * 2004-05-12 2006-01-11 Dunlop Aerospace Ltd Hydraulic fluid control apparatus
DE102005038851A1 (de) * 2005-08-17 2007-03-01 Airbus Deutschland Gmbh Fachwerk-Mittelkasten für einen Flügel
GB0712553D0 (en) * 2007-06-29 2007-08-08 Airbus Uk Ltd Composite panel stiffener
DE102010051216A1 (de) * 2010-11-12 2012-05-16 Airbus Operations Gmbh Seitenrudersystem an einem Flugzeug
FR2968271B1 (fr) 2010-12-01 2013-01-18 Airbus Operations Sas Panneau triangulaire dispose a l'arriere d'un caisson central du fuselage d'un aeronef
FR2973086B1 (fr) * 2011-03-24 2014-01-10 Airbus Operations Sas Bielle structurale, de preference pour aeronef
US9156559B2 (en) * 2011-10-19 2015-10-13 The Boeing Company Segmented aircraft wing having solar arrays
GB201204231D0 (en) * 2012-03-09 2012-04-25 Airbus Uk Ltd Space frame structure
US9856012B2 (en) * 2012-06-21 2018-01-02 Bombardier Inc. Morphing wing for an aircraft
US9587414B2 (en) * 2012-09-25 2017-03-07 James A Lachenberg Fully welded fence panel and method of making same
GB2524828A (en) * 2014-04-04 2015-10-07 Airbus Operations Ltd An aircraft comprising a foldable aerodynamic structure and a method of manufacturing a foldable aerodynamic structure for an aircraft
ES2729104T3 (es) 2014-09-29 2019-10-30 Boeing Co Largueros de relanzamiento para aplicaciones de timón y elevador
US10850826B2 (en) * 2017-03-24 2020-12-01 The Boeing Company Aircraft wing space frame
GB2568738A (en) * 2017-11-27 2019-05-29 Airbus Operations Ltd An improved interface between an outer end of a wing and a moveable wing tip device
GB2572150A (en) * 2018-03-19 2019-09-25 Airbus Operations Ltd A moveable wing tip device an outer end of a wing, and interface therebetween
GB2574391A (en) * 2018-05-31 2019-12-11 Airbus Operations Ltd An aircraft wing and wing tip device

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US155409A (en) * 1874-09-29 Improvement in boat-detaching apparatus
DE612794C (de) * 1936-03-23 Hans Weirich Knotenpunktsverbindung fuer Flugzeugtragflaechen
AT78501B (de) * 1917-09-17 1919-09-25 Luftschiffbau Schuette Lanz Aus Einzelprofilen zusammengesetzter Träger für Starrluftschiffe.
GB151085A (en) 1919-06-14 1920-09-14 Frederick Michael Green Improvements in fittings for the metal framework of aeroplanes and the like
US1555409A (en) * 1920-12-27 1925-09-29 Curtiss Aeroplane & Motor Co Airplane wing
US1545129A (en) * 1923-09-27 1925-07-07 Jr John F Cook Aircraft structure
DE473098C (de) * 1927-03-18 1929-03-18 Franz Kruckenberg Dipl Ing Die Nutzlast aufnehmender Fahrzeugkoerper
FR673934A (fr) 1928-04-25 1930-01-21 Emboutissage Et De Const Mecan Perfectionnements apportés aux armatures pour surfaces portantes d'aéronefs, notamment à celles pour ailes d'aéroplanes
US1773357A (en) 1929-02-19 1930-08-19 Roger W Griswold Fabricated tubular structure and method of forming the same
US1914344A (en) * 1930-02-14 1933-06-13 Budd Edward G Mfg Co Sheet metal joint construction
DE586542C (de) * 1930-04-05 1933-10-23 Rudolf Ulbricht Geschweisste Knotenblechverbindung fuer Stahlrohrkonstruktionen
US2001215A (en) * 1932-12-10 1935-05-14 Frederick H Ruppel Structure
DE630297C (de) * 1934-06-16 1936-05-25 Arthur Levell Einholmige Flugzeugtragflaeche
US2098752A (en) * 1935-02-06 1937-11-09 Fleetwings Inc Structural section for aircraft
GB462390A (en) 1935-08-29 1937-03-01 James Jacob Mayrow Improved construction of wings, aerofoils and the like for aeronautical machines
CH195404A (de) 1937-04-14 1938-01-31 Aluminium Ind Ag Verfahren zur Herstellung eines gerippeartigen Baukörpers, insbesondere für Fahrzeuge.
US4334816A (en) * 1978-08-03 1982-06-15 General Dynamics Corporation Device and method for assembling large space structures
US4332501A (en) * 1978-08-03 1982-06-01 General Dynamics Corporation Structural node for large space structures
GB2128706B (en) 1982-04-27 1986-01-29 Jr Comm Enterprises Ltd Tubular structures
SU1186845A1 (ru) 1982-12-21 1985-10-23 Центральное конструкторское бюро нефтеаппаратуры Устройство дл соединени схватывающей и охватываемой деталей
DE3721092C2 (de) * 1986-08-20 1998-02-19 Ulrich Kreusel Rohrverbindungssystem
DE19613090B4 (de) * 1995-04-05 2005-09-29 Luftschiffbau Zeppelin Gmbh Träger für ein Luftschiff
CN2284731Y (zh) * 1996-05-08 1998-06-24 马金山 一种飞机机翼的翼梢结构
DE19920427B4 (de) * 1999-05-04 2006-10-12 Düser, Ulrich Vorrichtung zum Verbinden von Rohren in unterschiedlichen Winkelstellungen
DE19921690B4 (de) * 1999-05-12 2005-02-17 Alfred Bullermann Hohlprofilverbindung
DE202004015047U1 (de) * 2004-09-27 2005-01-13 Reithmeier, Josef Rundrohrbefestiger
DE202004015883U1 (de) * 2004-10-14 2005-01-20 Seele Gmbh & Co. Kg Knotenverbindung mit Gußteilen

Also Published As

Publication number Publication date
US20100170995A1 (en) 2010-07-08
RU2408497C2 (ru) 2011-01-10
CN101242992A (zh) 2008-08-13
CN101242992B (zh) 2012-10-10
US8205834B2 (en) 2012-06-26
BRPI0614427A2 (pt) 2011-03-29
JP2009504494A (ja) 2009-02-05
JP5055280B2 (ja) 2012-10-24
EP1915291A1 (en) 2008-04-30
EP1915291B1 (en) 2011-11-16
WO2007020069A1 (en) 2007-02-22
DE102005038849A1 (de) 2007-02-22
CA2616929A1 (en) 2007-02-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2008109925A (ru) Опорная конструкция крыла
JP2009504494A5 (ru)
CN204004959U (zh) 一种管件快接结构
WO2008048450A3 (en) Automatic locking casper distractor
UA81580C2 (en) Connection element of cantilever plate
ATE518067T1 (de) Blindniet und verfahren zu dessen entfernung
EP1610047A3 (en) Connection system for tubular members
BRPI0506561A (pt) conjunto de engate, membro de engate macho e membro de engate fêmea
WO2019109105A8 (en) Extensometer structure
WO2009044024A3 (fr) Ensemble pour collier à griffes, collier et liaison tubulaire correspondants
CN203916066U (zh) 一种防压的舞龙龙头
EP1865244A3 (de) Kupplung, insbesondere Rohrkupplung für Hochdruckrohre oder -schläuche
PL1813826T3 (pl) Zdejmowalne urządzenie łączące pierwszy element konstrukcji z drugim elementem konstrukcji, zawierające zacisk blokujący
CA2454407A1 (en) A bending-restricting anchoring arrangement and an anchored flexible pipe structure
EP2058448A3 (en) Tubular connector for connecting mixed wood-concrete beams
CN201616423U (zh) 一种灯具拆装器
EP1997973A3 (en) Support assembly for interconnected panels
CN104083873A (zh) 一种防压的舞龙龙头
FR3059983B1 (fr) Membrure et nœud pour des assemblages de structures multi-nodales
CN206889860U (zh) 卡箍及汽车
CA2692286A1 (en) Connections for expandable tubulars
CN201324228Y (zh) 弯曲蛇管
CN201433963Y (zh) 一种简易连接结构
CN202184546U (zh) 带筷子的勺子
CN203226600U (zh) 一种挂物用的挂环

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170817