RU2011141820A - Структура ячейки фюзеляжа для самолета гибридной конструкции - Google Patents
Структура ячейки фюзеляжа для самолета гибридной конструкции Download PDFInfo
- Publication number
- RU2011141820A RU2011141820A RU2011141820/11A RU2011141820A RU2011141820A RU 2011141820 A RU2011141820 A RU 2011141820A RU 2011141820/11 A RU2011141820/11 A RU 2011141820/11A RU 2011141820 A RU2011141820 A RU 2011141820A RU 2011141820 A RU2011141820 A RU 2011141820A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- longitudinal
- panel
- cellular structure
- transverse
- fuselage according
- Prior art date
Links
- 210000003850 cellular structure Anatomy 0.000 claims abstract 19
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 claims abstract 11
- 238000005253 cladding Methods 0.000 claims abstract 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims 4
- 210000004027 cell Anatomy 0.000 claims 3
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 1
- 239000000463 material Substances 0.000 claims 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims 1
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 claims 1
- 230000008719 thickening Effects 0.000 claims 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
- B64C1/12—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
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/064—Stringers; Longerons
-
- 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
- B64C1/065—Spars
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Tents Or Canopies (AREA)
Abstract
1. Ячеистая структура фюзеляжа летательного аппарата, содержащая:- по меньшей мере две панели обшивки, включающие в себя по меньшей мере одну панель обшивки, имеющую двойную оболочку, и по меньшей мере одну монолитную панель обшивки;- по меньшей мере один элемент жесткости, являющийся по меньшей мере одним из: продольного элемента жесткости и поперечного элемента жесткости, расположенного для образования по меньшей мере одного из: продольного шва и поперечного шва между по меньшей мере одной панелью обшивки, имеющей двойную оболочку, и по меньшей мере одной монолитной панелью обшивки; и- по меньшей мере одно из: продольной планки и участка перехода нагрузки, причем продольная планка расположена в зоне продольного шва и включает в себя первый и второй продольные фланцы, расположенные со смещением по отношению друг к другу и соединенные с помощью перемычки, при этом участок перехода нагрузки расположен в зоне поперечного шва для соединения продольного элемента жесткости, находящегося на по меньшей мере одной монолитной панели обшивки, с по меньшей мере одной панелью обшивки, имеющей двойную оболочку.2. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1, в которой первый продольный фланец соединен с внутренним покрывным слоем по меньшей мере одной панели обшивки, имеющей двойную оболочку, а второй продольный фланец соединен с наружным покрывным слоем по меньшей мере одной панели обшивки, имеющей двойную оболочку, причем по меньшей мере одно из планки и профиля выполнено с возможностью соединения второго продольного фланца с монолитной панелью обшивки с образованием продольного шва.3. Ячеистая структура фюзеляжа по п.2, в которо
Claims (20)
1. Ячеистая структура фюзеляжа летательного аппарата, содержащая:
- по меньшей мере две панели обшивки, включающие в себя по меньшей мере одну панель обшивки, имеющую двойную оболочку, и по меньшей мере одну монолитную панель обшивки;
- по меньшей мере один элемент жесткости, являющийся по меньшей мере одним из: продольного элемента жесткости и поперечного элемента жесткости, расположенного для образования по меньшей мере одного из: продольного шва и поперечного шва между по меньшей мере одной панелью обшивки, имеющей двойную оболочку, и по меньшей мере одной монолитной панелью обшивки; и
- по меньшей мере одно из: продольной планки и участка перехода нагрузки, причем продольная планка расположена в зоне продольного шва и включает в себя первый и второй продольные фланцы, расположенные со смещением по отношению друг к другу и соединенные с помощью перемычки, при этом участок перехода нагрузки расположен в зоне поперечного шва для соединения продольного элемента жесткости, находящегося на по меньшей мере одной монолитной панели обшивки, с по меньшей мере одной панелью обшивки, имеющей двойную оболочку.
2. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1, в которой первый продольный фланец соединен с внутренним покрывным слоем по меньшей мере одной панели обшивки, имеющей двойную оболочку, а второй продольный фланец соединен с наружным покрывным слоем по меньшей мере одной панели обшивки, имеющей двойную оболочку, причем по меньшей мере одно из планки и профиля выполнено с возможностью соединения второго продольного фланца с монолитной панелью обшивки с образованием продольного шва.
3. Ячеистая структура фюзеляжа по п.2, в которой профиль содержит Т-образный профиль.
4. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1, в которой по меньшей мере один элемент жесткости включает в себя по меньшей мере один шпангоут, расположенный на по меньшей мере одной монолитной панели обшивки и содержащий выемку, расположенную на нижней стороне шпангоута в зоне конца шпангоута, и в зоне конца шпангоута расположен по меньшей мере один уголок.
5. Ячеистая структура фюзеляжа по п.4, в которой по меньшей мере один уголок содержит первую и вторую полки, образующие угол в 90°, при этом первая полка в зоне конца шпангоута соединена со шпангоутом с помощью по меньшей мере одного из: заклепки и клеящего вещества, а вторая полка соединена с первым продольным фланцем.
6. Ячеистая структура фюзеляжа по п.5, в которой вторая полка соединена с по меньшей мере одной панелью обшивки, имеющей двойную оболочку, с помощью профильного тела, размещенного в выемке сердцевинной структуры по меньшей мере одной панели обшивки, имеющей двойную оболочку.
7. Ячеистая структура фюзеляжа по п.6, в которой профильное тело является двутавровым профилем.
8. Ячеистая структура фюзеляжа по п.3, в которой наружный покровный слой содержит наружную обшивку, имеющую утолщение по меньшей мере в некоторых зонах.
9. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1 дополнительно содержит по меньшей мере одну расположенную в зоне по меньшей мере одного поперечного шва поперечную планку с первым и вторым поперечными фланцами, которые с помощью уступа соединены друг с другом со смещением как можно более параллельно друг другу.
10. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1, в которой по меньшей мере один участок перехода нагрузки содержит фланец, выполненный с возможностью соединения внутреннего покровного слоя по меньшей мере одной панели обшивки, имеющей двойную оболочку, с профильным участком, проходящим по нижней стороне внутреннего покровного слоя, по существу, параллельно фланцу для присоединения продольного элемента жесткости.
11. Ячеистая структура фюзеляжа по п.10, в которой фланец содержит трапециевидный фланец, а профильный участок содержит участок с L-образным поперечным сечением.
12. Ячеистая структура фюзеляжа по п.10, в которой первый поперечный фланец соединен с внутренним покровным слоем по меньшей мере одной панели обшивки, имеющей двойную оболочку, с помощью по меньшей мере одного из: заклепки и клеящего вещества, и второй поперечный фланец соединен с наружным покровным слоем по меньшей мере одной панели обшивки, имеющей двойную оболочку, и с наружным покровным слоем по меньшей мере одной монолитной панели обшивки.
13. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1, в которой по меньшей мере один участок перехода нагрузки выполнен в виде цельной части.
14. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1, в которой концевой участок продольного элемента жесткости содержит вертикальное смещение для выравнивания высоты.
15. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1, в которой поперечный элемент жесткости содержит шпангоут по меньшей мере с одним опорным уголком, расположенный в зоне по меньшей мере одного поперечного шва.
16. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1, в которой по меньшей мере одна имеющая большую площадь выемка расположена в сердцевинной структуре и во внутреннем покровном слое панели обшивки, имеющей двойную оболочку, в зоне по меньшей мере одного поперечного шва.
17. Ячеистая структура фюзеляжа по п.16, в которой по меньшей мере одна монолитная рама иллюминатора интегрирована в зону по меньшей мере одной имеющей большую площадь выемки.
18. Ячеистая структура фюзеляжа по п.16 дополнительно содержит по меньшей мере одну поперечную планку, продольную планку и по меньшей мере один поперечный элемент жесткости, образующие боковое закрывание сердцевинной структуры в зоне по меньшей мере одной имеющей большую площадь выемки.
19. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1, в которой по меньшей мере одна продольная планка и по меньшей мере одна поперечная планка выполнены в виде единого целого, являющегося по меньшей мере одним из: металлического материала и армированного волокном термореактивного пластмассового материала.
20. Ячеистая структура фюзеляжа по п.1, в которой по меньшей мере один элемент жесткости содержит шпангоут.
Applications Claiming Priority (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US16087209P | 2009-03-17 | 2009-03-17 | |
US61/160,872 | 2009-03-17 | ||
DE102009013585.5 | 2009-03-17 | ||
DE102009013585A DE102009013585B4 (de) | 2009-03-17 | 2009-03-17 | Rumpfzellenstruktur für ein Flugzeug in Hybridbauweise |
PCT/EP2010/053331 WO2010106040A2 (de) | 2009-03-17 | 2010-03-16 | Rumpfzellenstruktur für ein flugzeug in hybridbauweise |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011141820A true RU2011141820A (ru) | 2013-04-27 |
RU2482995C1 RU2482995C1 (ru) | 2013-05-27 |
Family
ID=42628787
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011141820/11A RU2482995C1 (ru) | 2009-03-17 | 2010-03-16 | Структура ячейки фюзеляжа для самолета гибридной конструкции |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9586668B2 (ru) |
EP (1) | EP2408665A2 (ru) |
JP (1) | JP2012520787A (ru) |
CN (1) | CN102427998B (ru) |
BR (1) | BRPI1009128A2 (ru) |
CA (1) | CA2755840A1 (ru) |
DE (1) | DE102009013585B4 (ru) |
RU (1) | RU2482995C1 (ru) |
WO (1) | WO2010106040A2 (ru) |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102009013585B4 (de) | 2009-03-17 | 2012-01-26 | Airbus Operations Gmbh | Rumpfzellenstruktur für ein Flugzeug in Hybridbauweise |
DE102009013511B4 (de) * | 2009-03-17 | 2015-05-21 | Airbus Operations Gmbh | Fensterelement für ein doppelschaliges Hautfeld einer Flugzeugrumpfzelle |
ES2382765B1 (es) * | 2009-06-29 | 2013-05-03 | Airbus Operations, S.L. | Diseño de cuadernas de aeronave |
GB201012552D0 (en) * | 2010-07-23 | 2010-11-17 | Bae Systems Plc | Aircraft thermal insulation |
GB201016279D0 (en) | 2010-09-28 | 2010-11-10 | Airbus Operations Ltd | Stiffener run-out |
US8985514B2 (en) * | 2012-06-20 | 2015-03-24 | The Boeing Company | Composite structural panels and aircraft fuselages |
US8939406B2 (en) * | 2012-07-02 | 2015-01-27 | The Boeing Company | Joining composite fuselage sections along window belts |
DE102012110862B4 (de) | 2012-11-12 | 2016-03-31 | Airbus Defence and Space GmbH | Flächenbauteil für ein Luftfahrzeug und Herstellungsverfahren hierfür |
EP3470339A1 (en) * | 2013-06-27 | 2019-04-17 | Airbus Operations GmbH | Panel member for an airframe |
EP2842865B1 (en) * | 2013-08-28 | 2019-12-18 | Airbus Operations GmbH | Window panel for an airframe and method of producing same |
CN104890855A (zh) * | 2015-04-24 | 2015-09-09 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种新型框板型材搭接结构 |
DE102016210079A1 (de) * | 2016-06-08 | 2017-12-14 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zum Herstellen eines Rumpfabschnitts |
US10479471B2 (en) * | 2016-11-30 | 2019-11-19 | The Boeing Company | Fuselage skin panel connection system and method for connecting skin panels |
EP3604119B1 (en) * | 2018-07-31 | 2021-06-09 | Airbus Operations, S.L. | Frame for fuselage shells of an aircraft and fuselage shell |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2334844A (en) * | 1941-10-18 | 1943-11-23 | Cessna Aircraft Co | Attachment for aircraft structures |
US3145000A (en) * | 1963-05-29 | 1964-08-18 | William L Mackie | Light weight-high thermal resistant airfoil |
US3655818A (en) * | 1968-10-18 | 1972-04-11 | Minnesota Mining & Mfg | Particulate adhesive containing polyepoxides carboxylated butadiene-acrylonitrile copolymer and a urea derivative as a curing agent |
SU466724A1 (ru) * | 1973-06-22 | 1991-10-30 | Предприятие П/Я В-2739 | Многослойна сотова панель |
US4344995A (en) * | 1980-09-15 | 1982-08-17 | The Boeing Company | Hybrid composite structures |
US4606961A (en) * | 1984-10-09 | 1986-08-19 | The Boeing Company | Discretely stiffened composite panel |
US5429326A (en) * | 1992-07-09 | 1995-07-04 | Structural Laminates Company | Spliced laminate for aircraft fuselage |
DE19804718C2 (de) * | 1998-02-06 | 2001-09-13 | Eurocopter Deutschland | Schall absorbierende Sandwichwand |
FR2787509B1 (fr) * | 1998-12-21 | 2001-03-30 | Aerospatiale | Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef |
JP4425422B2 (ja) * | 2000-04-14 | 2010-03-03 | 本田技研工業株式会社 | 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 |
US7197852B2 (en) * | 2002-09-20 | 2007-04-03 | The Boeing Company | Internally stiffened composite panels and methods for their manufacture |
US7325771B2 (en) * | 2004-09-23 | 2008-02-05 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
US7182291B2 (en) | 2005-03-23 | 2007-02-27 | The Boeing Company | Integrated aircraft structural floor |
DE102006002248B4 (de) * | 2006-01-17 | 2008-01-03 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturgebende Konstruktion für einen Flugzeugrumpf |
US7628358B2 (en) * | 2006-10-26 | 2009-12-08 | The Boeing Company | Wing panel structure |
DE102007003275B4 (de) | 2007-01-23 | 2013-11-28 | Airbus Operations Gmbh | Schalenelement als Teil eines Flugzeugrumpfes |
DE102007008988A1 (de) | 2007-02-23 | 2008-08-28 | Airbus Deutschland Gmbh | Rumpf eines Luft-oder Raumfahrzeugs und ein entsprechendes Luft-oder Raumfahrzeug |
US7823833B2 (en) * | 2007-03-05 | 2010-11-02 | The Boeing Company | Window installation method and apparatus |
DE102007029500B4 (de) * | 2007-06-25 | 2013-02-14 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil |
US8016237B2 (en) * | 2007-12-12 | 2011-09-13 | The Boeing Company | Methods and apparatus for an integrated aerodynamic panel |
US7967250B2 (en) * | 2008-05-12 | 2011-06-28 | EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronáutica | Hybrid aircraft fuselage structural components and methods of making same |
DE102009013585B4 (de) | 2009-03-17 | 2012-01-26 | Airbus Operations Gmbh | Rumpfzellenstruktur für ein Flugzeug in Hybridbauweise |
-
2009
- 2009-03-17 DE DE102009013585A patent/DE102009013585B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2010
- 2010-03-16 JP JP2012500215A patent/JP2012520787A/ja active Pending
- 2010-03-16 EP EP10713432A patent/EP2408665A2/de not_active Withdrawn
- 2010-03-16 WO PCT/EP2010/053331 patent/WO2010106040A2/de active Application Filing
- 2010-03-16 RU RU2011141820/11A patent/RU2482995C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2010-03-16 US US13/257,367 patent/US9586668B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2010-03-16 CA CA2755840A patent/CA2755840A1/en not_active Abandoned
- 2010-03-16 CN CN201080021424.6A patent/CN102427998B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2010-03-16 BR BRPI1009128A patent/BRPI1009128A2/pt not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US9586668B2 (en) | 2017-03-07 |
JP2012520787A (ja) | 2012-09-10 |
RU2482995C1 (ru) | 2013-05-27 |
CA2755840A1 (en) | 2010-09-23 |
EP2408665A2 (de) | 2012-01-25 |
BRPI1009128A2 (pt) | 2017-05-30 |
CN102427998A (zh) | 2012-04-25 |
CN102427998B (zh) | 2014-10-15 |
US20120056037A1 (en) | 2012-03-08 |
DE102009013585A1 (de) | 2010-09-23 |
DE102009013585B4 (de) | 2012-01-26 |
WO2010106040A2 (de) | 2010-09-23 |
WO2010106040A3 (de) | 2011-03-31 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2011141820A (ru) | Структура ячейки фюзеляжа для самолета гибридной конструкции | |
RU2014118601A (ru) | Постепенно уменьшивающиеся по высоте изогнутые композитные стрингеры и соответствующие панели | |
CN208119257U (zh) | 一种轻量化车厢结构 | |
CN203306104U (zh) | 一种轻量化客车车身后围骨架结构 | |
MX2011008145A (es) | Piso de remolque con paneles extruidos. | |
CN103552445A (zh) | 一种汽车全景天窗加强环 | |
CN201264649Y (zh) | 塑料蜂窝复合板车厢 | |
KR101734580B1 (ko) | 자동차용 센터필러 패널 | |
CN202000534U (zh) | 用于钢结构的屋脊收边板节点机构 | |
CN106184393B (zh) | 电动汽车车身侧围前部骨架结构 | |
CN103206150A (zh) | 一种客车铝合金侧舱门 | |
CN110254532B (zh) | 一种车厢的瓦楞侧板防水结构 | |
CN202430832U (zh) | 方钢管柱与h形钢梁槽钢加劲肋连接节点 | |
CN208530691U (zh) | 梁结构及使用该梁结构的车架、车辆 | |
CN103434569A (zh) | 罐车及其车架 | |
RU181127U1 (ru) | Боковая стена железнодорожного полувагона | |
CN214356304U (zh) | 一种车厢底架结构以及车厢 | |
CN113291334B (zh) | 端墙及其轨道车辆 | |
CN210822234U (zh) | 一种轨道车辆及其司机室 | |
CN208198614U (zh) | 一种适用于干式货厢的轻型铝合金骨架底板 | |
CN106347474A (zh) | 一种天窗配置的b柱上端接头结构 | |
CN202718384U (zh) | 一种建筑模板 | |
RU95605U1 (ru) | Изотермический кузов-фургон | |
CN206625351U (zh) | 一种改进型建筑钢结构 | |
CN203318537U (zh) | 一种新型客车侧围门立柱连接结构 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170317 |