RU2403172C2 - Конструкция фюзеляжа воздушного судна - Google Patents
Конструкция фюзеляжа воздушного судна Download PDFInfo
- Publication number
- RU2403172C2 RU2403172C2 RU2008126793/11A RU2008126793A RU2403172C2 RU 2403172 C2 RU2403172 C2 RU 2403172C2 RU 2008126793/11 A RU2008126793/11 A RU 2008126793/11A RU 2008126793 A RU2008126793 A RU 2008126793A RU 2403172 C2 RU2403172 C2 RU 2403172C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frame
- channel
- air line
- main section
- construction according
- Prior art date
Links
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims description 11
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 8
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 8
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 claims description 5
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims description 5
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 claims description 5
- 229920002430 Fibre-reinforced plastic Polymers 0.000 claims description 2
- 239000011151 fibre-reinforced plastic Substances 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 19
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 6
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 6
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 3
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 3
- 230000001143 conditioned effect Effects 0.000 description 3
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 3
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 3
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 1
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 238000010030 laminating Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
-
- 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
- B64C1/066—Interior liners
- B64C1/067—Interior liners comprising means for preventing icing or condensation conditions
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
- B64D2013/003—Cabin ventilation nozzles
-
- 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
-
- 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
- Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Pulmonology (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Thermal Insulation (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Duct Arrangements (AREA)
Abstract
Конструкция (10) фюзеляжа воздушного судна содержит наружную обшивку (12) и множество формообразующих шпангоутов (14), проходящих на расстоянии друг от друга в поперечном направлении относительно продольной оси фюзеляжа. Часть шпангоутов содержит основной участок (18), который в поперечном сечении имеет вид швеллера, края которого примыкают к наружной обшивке (12). Пространство канала основного участка (18) шпангоута служит для размещения магистрали подачи воздуха, которая может быть сформирована, например, посредством отдельного трубопровода (28). Изобретение направлено на увеличение ширины окон. 12 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к конструкции фюзеляжа воздушного судна.
Уровень техники
В современных гражданских воздушных судах (самолетах) детали фюзеляжа, которые образуют его силовую конструкцию, содержат наружную обшивку, которая часто состоит из нескольких слоев, а также каркас, который расположен с внутренней стороны обшивки, обеспечивает жесткость и состоит из реечных элементов, проходящих вдоль фюзеляжа, и реечных элементов, проходящих в направлении поперек фюзеляжа. Продольные реечные элементы также называют стрингерами, в то время как поперечные реечные элементы часто называют формообразующими шпангоутами.
Когда речь идет о пассажирских самолетах, то как правило считается желательным, чтобы пассажиры салона могли иметь хороший и приятный обзор пространства за бортом самолета. Следовательно, удобный салон - это один из самых важных коммерческих аргументов для пассажирского самолета. Поэтому задача состоит в том, чтобы устроить в фюзеляже окна как можно большей площади. Окна могут быть устроены только между шпангоутов, при этом ширина окна определяется расстоянием между шпангоутами. Однако расстояние между соседними шпангоутами не может быть произвольным, поскольку шпангоуты отвечают за жесткость фюзеляжа в поперечном направлении, и максимально возможное расстояние между ними определяется требованиями к прочности фюзеляжа.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является создание конструкции фюзеляжа воздушного судна, которая позволит увеличить ширину окон.
В целях решения поставленной задачи, изобретение предлагает конструкцию фюзеляжа воздушного судна с наружной обшивкой и множеством формообразующих шпангоутов, проходящих на расстоянии друг от друга в поперечном направлении относительно продольной оси фюзеляжа, при этом, по меньшей мере, часть шпангоутов содержит основной участок, который в поперечном сечении имеет вид швеллера или канала, края которого примыкают к наружной обшивке. В силу того, что по своей конфигурации основной участок шпангоута подобен швеллеру, указанный шпангоут содержит две стенки, которые проходят на некотором расстоянии друг от друга и в каждом случае образуют одну из боковых сторон канала, и в каждом случае могут быть соединены с наружной обшивкой в области своих краев, которые удалены от нижней стенки (дна) канала, например, посредством сварки, клепки, склеивания или ламинирования. Такая «двухстенная» конструкция шпангоута способна придать наружной обшивке жесткость большую, чем традиционный шпангоут с одной стенкой, например, Z-образного или I-образного сечения, который может быть соединен с наружной обшивкой только вдоль одной линии или вдоль одной стенки шпангоута. Вследствие более эффективного увеличения жесткости расстояние между соседними шпангоутами может быть увеличено, в силу чего в целом потребуется меньшее число шпангоутов, приходящихся на данную длину фюзеляжа, чем в случае традиционных шпангоутов с одной стенкой. Ввиду возможного увеличения промежутка между соседними шпангоутами создается большее пространство для окон, которые, соответственно, могут быть по конструкции более широкими, и, следовательно, предоставить воздушным пассажирам ощущение большего комфорта.
В результате того, что основной участок шпангоута по своей конструкции имеет форму швеллера (канала), в пространстве канала возникает дополнительное место для размещения компонентов, которые в ином случае пришлось бы размещать между шпангоутами, и, следовательно, сокращать располагаемое пространство для постановки окон. В частности такими компонентами являются вертикальные воздуховоды (стояки) системы кондиционирования воздуха, которые рассматриваются ниже. Система кондиционирования воздуха обычно содержит развитую систему воздушных магистралей, посредством которых подаваемый воздух распределяется по самолету и доставляется к различным выпускным отверстиям, через которые кондиционированный воздух вдувается в кабину. Часть этой системы воздушных магистралей составляют стояки, которые устанавливаются на конструкции фюзеляжа, проходят вдоль шпангоутов и дают возможность распределять подаваемый воздух в плоскости, перпендикулярной продольной оси фюзеляжа, в частности, в направлении снизу вверх, так как существенная часть подаваемого воздуха обычно вводится в кабину в верхней ее части. В соответствии с одним предпочтительным вариантом осуществления изобретения, по меньшей мере, одна воздушная магистраль, служащая для передачи подводимого воздуха, расположена или сформирована в пространстве между основным участком шпангоута и наружной обшивкой, для, по меньшей мере, части шпангоутов, которые выполнены с основным участком, имеющим вид швеллера.
Воздушная магистраль может быть образована отдельным трубопроводом или, по меньшей мере, частично, образована самим шпангоутом, в частности, основным участком шпангоута, имеющим форму швеллера или канала. Когда воздушная магистраль, по меньшей мере, частично, образована самим шпангоутом, то, по меньшей мере, одна из стенок, которая ограничивает магистраль, может быть выполнена отдельно от шпангоута, но прочно соединена с последним. Возможным является даже формирование всех граничных стенок воздушной магистрали за одно целое со шпангоутом.
Чтобы снизить влияние наружной обшивки (которая в полете имеет очень низкую температуру) на регулирование температуры воздуха, подаваемого по воздушной магистрали, желательно между наружной обшивкой и воздушной магистралью поместить теплоизолирующее средство. Это средство может также обладать звукоизоляционными свойствами, чтобы снизить уровень шума, действующего на пассажиров.
Если воздушную магистраль сформировать в виде отдельного воздушного трубопровода, то между шпангоутом и воздушным трубопроводом может быть помещено теплоизолирующее средство. Однако, если шпангоут изготовить из материала с низкой теплопроводностью, то можно обойтись без специальных мер по теплоизоляции трубопровода от шпангоута. В этом случае воздушная магистраль может даже лежать на шпангоуте, по меньшей мере, частично.
Один стрингер или несколько стрингеров могут проходить через отверстия в боковых стенках канала основного участка шпангоута. В этом случае было бы желательным обеспечить отсутствие контакта между стрингерами и воздушной магистралью, в частности, если стрингеры состоят из материала с высокой теплопроводностью, например алюминия.
В целях снижения веса, желательно, по меньшей мере, основной участок шпангоута выполнять из армированного волокном пластика, в частности из пластика, армированного углеродным волокном (углепластика). Материал такого рода также отличается особенно низкой теплопроводностью, что сообразуется с идеей размещения воздушных магистралей для подачи кондиционированного воздуха в непосредственной близости от шпангоутов. Чтобы добиться хорошей тепловой изоляции между воздушными магистралями и шпангоутами, может оказаться достаточным выполнять шпангоут из основного материала с высокой теплопроводностью, например на основе алюминия, но, по меньшей мере, на отдельных участках покрывать его армированным волокном - пластиком, в частности углепластиком. Покрытие такого рода можно тогда предусмотреть, в частности, на внутренней стороне канала основного участка шпангоута.
Воздушная магистраль может иметь приблизительно круговое поперечное сечение. Естественно, возможно, чтобы поперечное сечение воздушной магистрали отличалось от кругового. Можно, в частности, использовать трубопровод воздушной магистрали, который в поперечном сечении, по меньшей мере, приблизительно соответствует контуру боковых стенок канала или/и основания канала основной части шпангоута. За счет такого тесного прилегания к контуру основного участка шпангоута можно добиться хорошего компромисса между площадью поперечного сечения трубопровода, а также шириной и высотой шпангоута. Хотя для получения достаточной величины расхода воздуха требуется определенный минимальный размер трубопровода, это, естественно, не должно приводить к излишне большому размеру шпангоута. Располагаемое пространство внутри канала можно использовать оптимальным образом, адаптируя форму сечения трубопровода к контуру канала основного участка шпангоута.
Участки крепления, направленные в стороны друг от друга, надлежащим образом располагаются на краях канала основного участка шпангоута с целью крепления шпангоута к наружной обшивке.
Основной участок шпангоута может содержать нижнюю стенку и две взаимно противоположные боковые стенки, соединенные с нижней стенкой, и образующие поперечное сечение U-образной формы. Естественно, возможны и другие формы основного участка шпангоута, например, приблизительно V-образная форма. В этом случае нижняя стенка фактически отсутствует, а нижняя сторона канала имеет вид V-образного пика. Вообще говоря, в рамках идеи изобретения возможна любая форма поперечного сечения основного участка шпангоута, которая имеет сечение в виде канала. Например, помимо вышеописанных U-образной и V-образной форм поперечного сечения, также возможны полукруглая, трапецеидальная или прямоугольная форма поперечного сечения основного участка шпангоута.
По меньшей мере, в одной из стенок основного участка шпангоута может быть выполнено, по меньшей мере, одно ограниченное со всех сторон отверстие. Отверстия такого рода могут служить, например, для пропускания воздушных трубопроводов, хотя они также могут давать возможность доступа в пространство канала шпангоутов с целью технического обслуживания или проверки. Отверстия, которые не используются, могут быть закрыты съемной крышкой.
Краткое описание чертежей
Варианты выполнения настоящего изобретения будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает первый вариант осуществления конструкции фюзеляжа самолета, соответствующий настоящему изобретению;
фиг.2 изображает второй вариант осуществления конструкции фюзеляжа самолета, соответствующий настоящему изобретению;
фиг.3 изображает третий вариант осуществления конструкции фюзеляжа самолета, соответствующий настоящему изобретению.
Осуществление изобретения
На фиг.1, в перспективной проекции и частично в разрезе, показан местный вид фюзеляжа самолета, конструкция которого отвечает первому варианту осуществления изобретения. Конструкция фюзеляжа, в целом обозначенная индексом 10, содержит наружную обшивку 12, формообразующие шпангоуты 14, а также стрингеры 16. На фиг.1 представлен только один из шпангоутов 14 и стрингеров 16; следует понимать, что в целом фюзеляж самолета может содержать множество шпангоутов 14 и стрингеров 16, расположенных на расстоянии друг от друга. Формообразующие шпангоуты 14 проходят в поперечном направлении относительно продольной оси фюзеляжа, в то время как стрингеры 16 проходят вдоль фюзеляжа в продольном направлении. Возможными материалами для изготовления наружной обшивки 12, формообразующих шпангоутов 14 и стрингеров 16 являются алюминий, алюминиевые сплавы и углепластики. Можно представить, что наружная обшивка 12 выполняется из материала на основе алюминия, в то время как, по меньшей мере, некоторые из реечных элементов, обеспечивающих жесткость, в виде шпангоутов 14 и стрингеров 16 выполняются из углепластика. По меньшей мере, шпангоуты 14 желательно выполнять из пластика такого вида. Формообразующие шпангоуты 14 и стрингеры 16 соединяются с наружной обшивкой 12 способом, который на чертеже не представлен, например, клепкой или сваркой. Как известно, соединение шпангоутов 14 со стрингерами 16 может быть выполнено посредством книц, которые подробно не показаны.
По меньшей мере, часть шпангоутов 14 имеют форму, показанную на фиг.1. Необязательно, чтобы все шпангоуты фюзеляжа имели такую форму; можно представить, что часть шпангоутов имеет иную конструкцию.
Показанный на фиг.1 шпангоут 14 имеет основной участок 18 в виде швеллера (канала), при этом швеллер своим каналом обращен к наружной обшивке 12, а края швеллера прилегают к наружной обшивке 12. В поперечном сечении основной участок 18 шпангоута имеет приблизительно U-образную форму, содержит нижнюю стенку 20 и две взаимно противоположные боковые стенки 22, которые примыкают к нижней стенке 20. Нижняя стенка 20 сравнительно плоская, в то время как боковые стенки 22 подобно арке слегка отходят друг от друга. На концах боковых стенок 22, удаленных от нижней стенки 20, предусмотрены участки 24 крепления, которые выполнены за одно целое со шпангоутом, и направлены наружу от внутренней части швеллера, при этом указанные участки служат для крепления шпангоута 14 к наружной обшивке 12. На участках 24 крепления могут быть установлены, например, заклепки, которые прочно свяжут шпангоут 14 с наружной обшивкой 12.
В каждом случае, в точках, где стрингер 16 пересекает шпангоут 14, в боковых стенках 22 шпангоута 14 выполняется отверстие 26, через которое и проходит в рассматриваемый стрингер 16. В соответствии с примером по фиг.1, стрингеры 16 могут быть образованы профилями приблизительно Z-образного сечения, при этом их высота существенно меньше высоты шпангоутов 14, так что внутри шпангоутов 14, над стрингерами 16 в канале швеллеров остается достаточно свободного места для размещения воздушной магистрали. На фиг.1 воздушная магистраль такого вида образована трубопроводом 28, который по форме поперечного сечения приблизительно соответствует форме канала - контуру нижней стенки 20 и боковых стенок 22 основного участка 18 шпангоута. Трубопровод 28 может лежать на стрингере 16; однако желательно, чтобы между трубопроводом 28 и стрингером 16 контакта не было, при этом исключить такой контакт можно, наполнив швеллер изолирующим материалом 30, который вводят между наружной обшивкой 12 и трубопроводом 28. Заполняющий материал 30 должен проявлять изолирующие свойства, по меньшей мере, в отношении теплопроводности, но желательно, чтобы заполняющий материал 30 также обеспечивал звукоизоляцию, что помогает поддерживать низкий уровень шума в салоне самолета. Отсутствие контакта между трубопроводом 28 и стрингером 16 является особенно важной задачей, если стрингер 16 выполнен из материала с высокой теплопроводностью, например алюминия или алюминиевого сплава. В этом случае рекомендуется препятствовать образованию теплового моста между стрингером 16 и трубопроводом 28, чтобы не ухудшать качество регулирования температуры воздуха, передаваемого по трубопроводу 28. Заполняющий материал 30 может служить опорой трубопроводу 28 и гарантировать достаточный зазор между трубопроводом 28 и стрингером 16.
Если шпангоут 14 изготовить из материала с низкой теплопроводностью, в частности из углепластика, то можно обойтись без специальных мер по теплоизоляции трубопровода 28 от стенок основного участка 18 шпангоута. Поэтому в варианте осуществления по фиг.1 заполняющий материал 30 не заходит в пространство между трубопроводом 28 и боковыми стенками 22, а также нижней стенкой 20 основного участка 18 шпангоута. В соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления, трубопровод 28 может лежать непосредственно на нижней стенке 20 и/или боковых стенках 22. В этом случае заполняющий материал 30 может гарантировать определенное давление в системе, а приблизительное соответствие поперечного сечения трубопровода контуру основного участка 18 шпангоута может гарантировать, что трубопровод 28 надежно зафиксирован по существу без болтанки в пространстве канала шпангоута 14. Средства крепления, которые крепят трубопровод 28 к стенкам основного участка 18 шпангоута, могут быть предусмотрены в качестве варианта или дополнения. Например, можно представить, что трубопровод 28 приклеивают к нижней стенке 20 и/или к боковым стенкам 22.
Однако, если нет гарантий, что действующая во время полета низкая наружная температура не передастся через наружную обшивку 12 шпангоуту 14, желательно также завести заполняющий материал 30 в область между трубопроводом 28 и стенками 20, 22 основного участка 18 шпангоута, так чтобы трубопровод 28 был со всех сторон погружен в заполняющий материал 30.
Трубопровод 28 образует стояк системы кондиционирования воздуха самолета. Стояки такого типа позволяют распределять подаваемый кондиционированный воздух в плоскости, поперечной оси фюзеляжа. Например, трубопровод 28, который показан на фиг.1, может быть продолжен в верхнюю зону кабины самолета и там соединен с одним или несколькими воздушными выпускными отверстиями, через которые подаваемый воздух вдувается в кабину. Следует понимать, что не все выполненные в виде швеллера шпангоуты 14 фюзеляжа самолета обязательно необходимо использовать для размещения магистралей подачи воздуха. Также следует понимать, что в канале швеллера шпангоута 14 имеется возможность формировать не одну магистраль подачи воздуха, а две или несколько магистралей. С этой целью, в измененном варианте фиг.1, вместо одного трубопровода 28 в канале швеллера могут быть размещены два или несколько трубопроводов такого вида. Иная возможность сформировать одну или несколько магистралей подачи воздуха и обойтись при этом без отдельных трубопроводов будет описана далее, согласно фиг.2.
Расстояние между боковыми стенками 22, а также расстояние между нижней стенкой 20 и наружной обшивкой 12 определяются в соответствии с необходимым минимальным размером поперечного сечения магистрали подачи воздуха, которая сформирована посредством трубопровода 28. Трубопровод 28 не должен быть чересчур малого диаметра, иначе на указанном трубопроводе могут возникнуть слишком большие потери давления. Скорость течения воздуха, который подается по трубопроводу 28, также не должна быть слишком высокой из-за возможного высокого уровня шума. Однако, с другой стороны, трубопровод 28 должен гарантировать возможность получения определенной величины расхода воздуха. Эти требования приводят к определенному минимальному размеру поперечного сечения трубопровода 28. Пространство канала швеллера между нижней стенкой 20 и боковыми стенками 22 должно быть такого размера, чтобы дать возможность разместить в канале одну или несколько подающих воздушных магистралей требуемого поперечного сечения. В этом случае может потребоваться оптимизация соотношения ширины шпангоута и его высоты, так как при заданных внешних размерах фюзеляжа излишне большая высота шпангоута сокращает располагаемое пространство внутри салона, а чересчур большая ширина шпангоута может ограничить располагаемое пространство между соседними шпангоутами, предназначенное для устройства окон.
Конструкция фюзеляжа с внутренней стороны кабины перекрывается внутренней облицовкой 32, под которой располагается изолирующий материал 34, при этом последний заполняет пространство между облицовкой 32 и наружной обшивкой 12. Из примера по фиг.1 видно, что изолирующий материал 34, который, подобно изолирующему материалу 30, гарантирует, по меньшей мере, тепловую изоляцию, а если необходимо, то и звукоизоляцию, имеет уменьшенную толщину над шпангоутами 14, так что внутренняя облицовка 32 выступает на небольших участках над нижней стенкой 20 шпангоутов 14. Такое сокращение толщины изоляционного материала 34, который образован, например, изолирующей пеной, в частности, является возможным, если передача холода от наружной обшивки 12 через шпангоут 14 к внутренней облицовке 32 существенно сокращена за счет использования материалов с низкой теплопроводностью. Как уже упоминалось, с этой целью шпангоут целиком может быть выполнен из углепластика. Возможно также выполнение шпангоута 14 из основного материала с более высокой теплопроводностью, но с покрытием в отдельных зонах материалом с низкой теплопроводностью. Покрытие такого рода может состоять, например, из углепластика. Можно, например, предусмотреть нанесение на нижнюю стенку 20 и, по меньшей мере, на участки боковых стенок 22 шпангоута 14 покрытия такого типа с внутренней и/или наружной стороны.
Поскольку, как уже упоминалось выше, передача холода через шпангоут 14 внутрь кабины ограничивается или предотвращается соответствующим выбором материала, то для того чтобы получить хорошую тепловую изоляцию кабины в целом, может оказаться достаточным иметь сравнительно тонкий слой изоляционного материала между верхней стороной шпангоута, т.е. нижней стенкой 20, и внутренней облицовкой 32. Преимущество такой конструкции в том, что она позволяет максимальную толщину стенки фюзеляжа, показанную на фиг.1, выдержать сравнительно малой величины, что благоприятно сказывается на располагаемом пространстве кабины.
На фиг.1 индексом 36 обозначено устроенное в фюзеляже окно.
В вариантах осуществления, представленных на фиг.2 и 3, одни и те же или эквивалентные компоненты имеют точно такие же номера, что и на фиг.1, но сопровождаются индексами в виде строчной буквы. Если не оговорено иное, то изложенные выше сведения относятся к любому изображению указанных компонентов.
В варианте, показанном на фиг.2, воздушная магистраль 28а образована пространством канала шпангоута 14а, т.е., в отличие от варианта осуществления фиг.1, образована не отдельным трубопроводом, а стенками (нижней 20а и боковыми 22а) основного участка 18а шпангоута и граничной стенкой 38а, которая проходит между двумя боковыми стенками 22а на некотором расстоянии от наружной обшивки 12а. В примере по фиг.2 граничная стенка 38а представляет собой деталь, которая изготовлена отдельно от основного участка 18а шпангоута, а затем плотно и прочно присоединена к боковым стенкам 22а, например, при помощи клея или сварки. Возможно получение граничной стенки 38а за одно целое с основным участком 18а шпангоута, в частности, если шпангоут 14а изготавливать в виде одноосно ориентированного волокнистого пластика.
Если в пространстве канала шпангоута 14а предусматривать не одну воздушную магистраль 28а, а две или более, то можно ввести дополнительные граничные стенки, которые могут проходить, например, между нижней стенкой 20а и граничной стенкой 38а.
На фиг.2 также показано отверстие 40а, которое образовано в нижней стенке 20а и плотно закрыто крышкой 42а. Через отверстие 40а обеспечивается доступ к воздушной магистрали 28а, например, для технического обслуживания или во время сборки. Следует понимать, что в нижней стенке 20а или/и в одной или обеих боковых стенках 22а может быть выполнено множество отверстий 40а указанного вида. Отверстия такого рода могут также быть использованы для соединения воздушной магистрали 28а, проходящей в пространстве канала шпангоута 14а, с соседними элементами системы кондиционирования воздуха. Например, через отверстия такого рода могут быть установлены соединения с отверстиями выпуска воздуха, через которые подаваемый воздух вдувается в кабину.
В варианте, представленном на фиг.3, шпангоут 14b содержит основной участок 18b приблизительно V-образного поперечного сечения. В конструкции шпангоута такого типа дно канала образовано на вершине V-образного участка. Нижняя стенка в том виде, в каком она предусмотрена в вариантах осуществления фиг.1 и фиг.2, в шпангоуте 14b по фиг.3 отсутствует.
На фиг.3 штриховой линией также показан трубопровод 28b воздушной магистрали с круглым поперечным сечением, который может опираться на боковые стенки 22b основного участка 18b шпангоута. Также штриховой линией показано отверстие 40b в одной из боковых стенок 22b. Если отверстие 40b выполнить надлежащего размера, то его можно будет использовать, например, в качестве прохода для трубопровода 28b воздушной магистрали. Через отверстие 40b можно также пропустить соединительную трубу, которая соединяется с трубопроводом 28b.
Claims (13)
1. Конструкция фюзеляжа воздушного судна с наружной обшивкой (12) и множеством формообразующих шпангоутов (14), проходящих на расстоянии друг от друга в поперечном направлении относительно продольной оси фюзеляжа, при этом, по меньшей мере, часть указанных шпангоутов содержит основной участок (18), который в поперечном сечении имеет вид швеллера или канала, края которого примыкают к наружной обшивке, отличающаяся тем, что предусмотрена, по меньшей мере, одна воздушная магистраль (28) для передачи подводимого воздуха, расположенная или сформированная в пространстве между основным участком шпангоута и наружной обшивкой (12), для, по меньшей мере, части шпангоутов (14), которые выполнены с основным участком (18) в виде швеллера или канала, причем указанная воздушная магистраль выполнена в виде стояка системы кондиционирования воздушного судна.
2. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что воздушная магистраль (28) образована отдельным трубопроводом.
3. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что воздушная магистраль (28а), по меньшей мере, частично образована шпангоутом (14а).
4. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что между наружной обшивкой (12) и воздушной магистралью (28) помещено, по меньшей мере, теплоизолирующее средство (30).
5. Конструкция по п.2, отличающаяся тем, что между указанным шпангоутом и трубопроводом воздушной магистрали помещено, по меньшей мере, теплоизолирующее средство.
6. Конструкция по п.2, отличающаяся тем, что воздушная магистраль (28) лежит, по меньшей мере, частично на шпангоуте (14).
7. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что предусмотрен, по меньшей мере, один стрингер (16), проходящий в продольном направлении фюзеляжа через отверстия (26), выполненные в двух боковых стенках канала основного участка (18) шпангоута, и пересекающий воздушную магистраль (28) без вхождения с ней в контакт.
8. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, основной участок (18) шпангоута выполнен из армированного волокном пластика, в частности пластика, армированного углеродным волокном, или, по меньшей мере, на отдельных участках покрыт пластиком такого типа.
9. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что воздушная магистраль (28) имеет поперечное сечение, по форме отличающееся от кругового.
10. Конструкция по п.2, отличающаяся тем, что трубопровод воздушной магистрали (28) в поперечном сечении, по меньшей мере, приблизительно соответствует контуру боковых стенок канала или/и основания канала основного участка (18) шпангоута.
11. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что предусмотрены участки (24) крепления, направленные в стороны друг от друга, расположенные на краях канала основного участка (18) шпангоута для крепления шпангоута (14) к наружной обшивке (12).
12. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что основной участок (18) шпангоута содержит нижнюю стенку (20) и две противоположные друг другу боковые стенки (22), соединенные с нижней стенкой и образующие поперечное сечение U-образной формы.
13. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, в одной из стенок (20а) основного участка (18а) шпангоута выполнено, по меньшей мере, одно ограниченное со всех сторон отверстие (40а).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102006002248A DE102006002248B4 (de) | 2006-01-17 | 2006-01-17 | Strukturgebende Konstruktion für einen Flugzeugrumpf |
| DE102006002248.3 | 2006-01-17 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008126793A RU2008126793A (ru) | 2010-02-27 |
| RU2403172C2 true RU2403172C2 (ru) | 2010-11-10 |
Family
ID=38190078
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008126793/11A RU2403172C2 (ru) | 2006-01-17 | 2007-01-05 | Конструкция фюзеляжа воздушного судна |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8096503B2 (ru) |
| EP (1) | EP1973776B1 (ru) |
| JP (1) | JP4976421B2 (ru) |
| CN (1) | CN101374721B (ru) |
| BR (1) | BRPI0706350A2 (ru) |
| CA (1) | CA2631106C (ru) |
| DE (2) | DE102006002248B4 (ru) |
| RU (1) | RU2403172C2 (ru) |
| WO (1) | WO2007082644A1 (ru) |
Families Citing this family (45)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102006028956A1 (de) | 2006-06-23 | 2008-01-24 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeugseitenverkleidung |
| DE102007044389A1 (de) * | 2007-09-18 | 2009-04-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturbauteil und Rumpf eines Luft- oder Raumfahrzeugs |
| US8540921B2 (en) | 2008-11-25 | 2013-09-24 | The Boeing Company | Method of forming a reinforced foam-filled composite stringer |
| DE102009013585B4 (de) * | 2009-03-17 | 2012-01-26 | Airbus Operations Gmbh | Rumpfzellenstruktur für ein Flugzeug in Hybridbauweise |
| DE102009014377A1 (de) | 2009-03-23 | 2010-09-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeugstruktur mit in Strukturelemente integrierte Luftführungsschächte |
| US8500066B2 (en) * | 2009-06-12 | 2013-08-06 | The Boeing Company | Method and apparatus for wireless aircraft communications and power system using fuselage stringers |
| US8312678B1 (en) * | 2009-07-23 | 2012-11-20 | Haddock Robert M M | Roof framing structure using triangular structural framing |
| US8617687B2 (en) * | 2009-08-03 | 2013-12-31 | The Boeing Company | Multi-functional aircraft structures |
| ES2383986B1 (es) * | 2009-12-30 | 2013-05-16 | Airbus Operations, S.L. | Cuaderna de fuselaje de aeronave en material compuesto con alma estabilizada. |
| US10054336B2 (en) | 2010-03-03 | 2018-08-21 | Robert M. M. Haddock | Photovoltaic module mounting assembly |
| US9682762B1 (en) * | 2010-05-20 | 2017-06-20 | The Boeing Company | Stiffener with shaped end termination |
| EP2404824B1 (fr) | 2010-07-08 | 2015-09-09 | Airbus Opérations SAS | Structure d'aeronef et Procédé de réalisation d'une telle structure |
| DE102010042186A1 (de) * | 2010-10-08 | 2012-04-12 | Airbus Operations Gmbh | Verbund, Luft- oder Raumfahrzeug sowie Verfahren |
| US8752791B2 (en) * | 2010-11-11 | 2014-06-17 | The Boeing Company | Fuselage employing multifunctional crown and method of making the same |
| US9611652B2 (en) | 2011-02-25 | 2017-04-04 | Dustin M. M. Haddock | Mounting device for building surfaces having elongated mounting slot |
| DE102011075774A1 (de) * | 2011-05-12 | 2012-11-15 | Airbus Operations Gmbh | Panel, verfahren zur herstellung eines panels und flugzeug |
| CN102381489A (zh) * | 2011-06-02 | 2012-03-21 | 北京航空航天大学 | 一种尾部大开口的带舱门后机身 |
| FR2977860B1 (fr) * | 2011-07-13 | 2015-01-02 | Eads Europ Aeronautic Defence | Module de structure d'aeronef, structure et aeronef associes |
| DE102011083553A1 (de) * | 2011-09-27 | 2013-03-28 | Airbus Operations Gmbh | Rumpfzelle für ein Luftfahrzeug, insbesondere ein Flugzeug |
| US8413762B1 (en) * | 2011-12-08 | 2013-04-09 | Gulfstream Aerospace Corporation | Thermal-acoustic sections for an aircraft |
| FR2984846B1 (fr) * | 2011-12-21 | 2014-01-24 | Airbus Operations Sas | Dispositif d'isolation standardise pour aeronef et procedes de fabrication et d'utilisation de celui-ci |
| FR2984845B1 (fr) | 2011-12-21 | 2014-07-11 | Airbus Operations Sas | Element de structure de fuselage d'aeronef anti deversement |
| JP6100461B2 (ja) * | 2011-12-27 | 2017-03-22 | 三菱航空機株式会社 | ベント部材、航空機の主翼 |
| WO2013101597A1 (en) | 2011-12-29 | 2013-07-04 | Haddock Dustin M M | Mounting device for nail strip panels |
| DE102012202504A1 (de) * | 2012-02-17 | 2013-08-22 | Airbus Operations Gmbh | Strukturbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug |
| CN104245510B (zh) * | 2012-04-05 | 2017-01-18 | 空中客车作业有限公司 | 飞行器外蒙皮换热器和制造飞行器外蒙皮换热器的方法 |
| DE102012111128B4 (de) * | 2012-11-19 | 2014-06-26 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Flugkörper |
| FR3000019B1 (fr) * | 2012-12-21 | 2015-01-30 | Airbus Operations Sas | Raidisseur de fuselage d'aeronef forme a l'aide d'une tole repliee sur elle-meme |
| US10023321B1 (en) * | 2013-06-25 | 2018-07-17 | The Boeing Company | Method and apparatus for forming barriers within cavities |
| EP2979975B1 (en) * | 2014-07-30 | 2017-09-27 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | An aircraft with a framework structure that comprises at least one hollow frame. |
| US20160129985A1 (en) * | 2014-11-08 | 2016-05-12 | Airbus Group India Private Limited | Aircraft structure having cables located in stringers |
| WO2018023016A1 (en) | 2016-07-29 | 2018-02-01 | Haddock Dustin M M | Trapezoidal rib mounting bracket with flexible legs |
| WO2018081722A1 (en) | 2016-10-31 | 2018-05-03 | Haddock Dustin M M | Metal panel electrical bonding clip |
| EP3378788B1 (en) * | 2017-03-22 | 2021-04-28 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | An aircraft with a fuselage that comprises at least one hollow beam element |
| FR3068952B1 (fr) * | 2017-07-11 | 2019-07-26 | Airbus Sas | Fuselage et aeronef comportant une sous-structure multifonctionnelle de distribution d’air et procede d’assemblage |
| US11774143B2 (en) | 2017-10-09 | 2023-10-03 | Rmh Tech Llc | Rail assembly with invertible side-mount adapter for direct and indirect mounting applications |
| EP3769017A4 (en) | 2018-03-21 | 2021-12-08 | RMH Tech LLC | PV MODULE MOUNTING ARRANGEMENT WITH CLAMP / DISTANCE ARRANGEMENT |
| EP3546362B1 (en) * | 2018-03-28 | 2024-01-24 | Airbus Operations GmbH | Fuselage assembly for an aircraft |
| GB2575103A (en) * | 2018-06-29 | 2020-01-01 | Airbus Operations Ltd | Method of manufacturing duct stringer |
| CA3122071A1 (en) | 2018-12-14 | 2020-06-18 | Rmh Tech Llc | Mounting device for nail strip panels |
| CN111114746A (zh) * | 2019-12-23 | 2020-05-08 | 北京空天技术研究所 | 蒙皮结构 |
| AU2021239972A1 (en) | 2020-03-16 | 2022-10-06 | Rmh Tech Llc | Mounting device for a metal roof |
| US11041310B1 (en) | 2020-03-17 | 2021-06-22 | Rmh Tech Llc | Mounting device for controlling uplift of a metal roof |
| CN111483587B (zh) * | 2020-04-16 | 2021-10-29 | 中国商用飞机有限责任公司 | 具备干燥功能的飞机客舱天花板装置 |
| CN113685614B (zh) * | 2021-08-08 | 2023-01-17 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种降低薄壁式通风管动态响应的结构 |
Family Cites Families (47)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB127943A (en) * | 1918-06-03 | 1919-06-04 | Dermot Joseph Mooney | Improvements in the Construction of Fuselages and the like for Aviation. |
| US1966933A (en) * | 1931-06-25 | 1934-07-17 | Budd Edward G Mfg Co | Structural assembly and method of assembling the same |
| GB559954A (en) * | 1942-09-07 | 1944-03-13 | Vultee Aircraft Inc | Airplane structures |
| US3623203A (en) * | 1970-03-24 | 1971-11-30 | Avco Corp | Reinforced structural members and method of making same |
| US4025996A (en) * | 1971-08-11 | 1977-05-31 | Saveker David R | Sinusoidal structural element |
| US3867244A (en) * | 1971-12-22 | 1975-02-18 | Boeing Co | Insulation and condensation control blanket |
| US3962506A (en) * | 1974-04-29 | 1976-06-08 | Fiber Science, Inc. | Multi-chambered cellular structure and method for manufacture |
| US4635882A (en) * | 1980-11-14 | 1987-01-13 | The Boeing Company | Method and apparatus for reducing low to mid frequency interior noise |
| GB2134059B (en) * | 1983-01-25 | 1986-06-25 | Westland Plc | Composite helicopter fuselage |
| US4726426A (en) * | 1986-01-24 | 1988-02-23 | The Boeing Company | Fire extinguishment system for an aircraft passenger cabin |
| US4786015A (en) * | 1986-12-31 | 1988-11-22 | Sundstrand Corporation | Structural cooling unit |
| US4916027A (en) * | 1988-01-21 | 1990-04-10 | Rockwell International Corporation | Primary structure multi-layer insulation |
| US5171510A (en) * | 1988-06-08 | 1992-12-15 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Method of producing a frame made of a composite material, especially for the fuselage of an aircraft |
| FR2632604B1 (fr) * | 1988-06-08 | 1991-07-12 | Aerospatiale | Cadre en materiau composite notamment pour fuselage d'aeronef, et son procede de fabrication |
| US5171150A (en) * | 1988-12-21 | 1992-12-15 | Endo Technic Corporation | Method for filling an opening in tooth or bone material using laser radiation |
| JP2554063Y2 (ja) * | 1989-10-17 | 1997-11-12 | 財団法人日本航空機開発協会 | 胴体壁内装板 |
| SE465772B (sv) * | 1990-03-06 | 1991-10-28 | Ctt Systems Hb | Foerfarande och anordning foer att foerhindra kondens i skalformiga konstruktioner |
| US5472760A (en) * | 1993-06-25 | 1995-12-05 | W. L. Gore & Associates, Inc. | Vehicle insulation |
| US5431990A (en) * | 1994-04-06 | 1995-07-11 | The Boeing Company | Semi-rigid, light weight fiber glass/polymide foam sandwich blanket insulation |
| US5577688A (en) * | 1994-06-15 | 1996-11-26 | Sloan; Frank P. | Containment systems for insulation, and insulation elements employing such systems |
| JP2887730B2 (ja) * | 1994-06-27 | 1999-04-26 | 小松フォークリフト株式会社 | 荷役車両における外気導入装置 |
| CA2256887C (en) * | 1998-12-21 | 2008-07-08 | Indoor Air Technologies Inc. | Environment control system for aircraft having interior condensation problem reduction, cabin air quality improvement, fire suppression and fire venting functions |
| US6655633B1 (en) * | 2000-01-21 | 2003-12-02 | W. Cullen Chapman, Jr. | Tubular members integrated to form a structure |
| US6676077B1 (en) * | 2000-11-01 | 2004-01-13 | The Boeing Company | High temperature resistant airfoil apparatus for a hypersonic space vehicle |
| JP4526698B2 (ja) * | 2000-12-22 | 2010-08-18 | 富士重工業株式会社 | 複合材成形品及びその製造方法 |
| JP4574086B2 (ja) * | 2001-09-03 | 2010-11-04 | 富士重工業株式会社 | 複合材翼の製造方法および複合材翼 |
| US6746755B2 (en) * | 2001-09-24 | 2004-06-08 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Ceramic matrix composite structure having integral cooling passages and method of manufacture |
| JP3917471B2 (ja) * | 2002-06-19 | 2007-05-23 | 川崎重工業株式会社 | 自動二輪車の吸気装置 |
| US7204951B2 (en) * | 2002-07-30 | 2007-04-17 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Method of assembling a single piece co-cured structure |
| DE10301445B4 (de) * | 2003-01-16 | 2005-11-17 | Airbus Deutschland Gmbh | Leichtbau-Strukturbauteil insbesondere für Flugzeuge und Verfahren zu seiner Herstellung |
| US20050044712A1 (en) * | 2003-08-28 | 2005-03-03 | Gideon David E. | Sidewall panel integrated with insulation and air ducts |
| US7252267B2 (en) * | 2003-10-17 | 2007-08-07 | The Boeing Company | Aircraft archway architecture |
| US7083147B2 (en) * | 2004-03-11 | 2006-08-01 | The Boeing Company | Modularized insulation, systems, apparatus, and methods |
| US7040575B2 (en) * | 2004-03-29 | 2006-05-09 | The Boeing Company | Foam composite insulation for aircraft |
| US7527222B2 (en) * | 2004-04-06 | 2009-05-05 | The Boeing Company | Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections |
| US7293737B2 (en) * | 2004-04-20 | 2007-11-13 | The Boeing Company | Co-cured stringers and associated mandrel and fabrication method |
| US7210611B2 (en) * | 2004-10-21 | 2007-05-01 | The Boeing Company | Formed structural assembly and associated preform and method |
| US7837147B2 (en) * | 2005-03-18 | 2010-11-23 | The Boeing Company | Systems and methods for reducing noise in aircraft fuselages and other structures |
| US9359061B2 (en) * | 2005-10-31 | 2016-06-07 | The Boeing Company | Compliant stiffener for aircraft fuselage |
| US8715560B2 (en) * | 2005-11-10 | 2014-05-06 | The Boeing Company | Method to control thickness in composite parts cured on closed angle tool |
| EP2006076B1 (en) * | 2006-03-31 | 2015-11-18 | Airbus Operations S.L. | Method for producing composite-material structures with collapsible tooling |
| GB0611875D0 (en) * | 2006-06-15 | 2006-07-26 | Airbus Uk Ltd | A stringer for an aircraft wing and a method of forming thereof |
| GB0614837D0 (en) * | 2006-07-26 | 2006-09-06 | Airbus Uk Ltd | A stringer for an aircraft wing and a method of forming thereof |
| US7871040B2 (en) * | 2006-11-10 | 2011-01-18 | The Boeing Company | Composite aircraft structures with hat stiffeners |
| US7861969B2 (en) * | 2007-05-24 | 2011-01-04 | The Boeing Company | Shaped composite stringers and methods of making |
| ES2352941B1 (es) * | 2008-05-16 | 2012-01-25 | Airbus Operations, S.L. | Estructura integrada de aeronave en material compuesto |
| US8500066B2 (en) * | 2009-06-12 | 2013-08-06 | The Boeing Company | Method and apparatus for wireless aircraft communications and power system using fuselage stringers |
-
2006
- 2006-01-17 DE DE102006002248A patent/DE102006002248B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-01-05 DE DE602007007185T patent/DE602007007185D1/de active Active
- 2007-01-05 RU RU2008126793/11A patent/RU2403172C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-01-05 CN CN2007800031563A patent/CN101374721B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-01-05 EP EP07702607A patent/EP1973776B1/en active Active
- 2007-01-05 WO PCT/EP2007/000072 patent/WO2007082644A1/en active Application Filing
- 2007-01-05 CA CA2631106A patent/CA2631106C/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-01-05 BR BRPI0706350-4A patent/BRPI0706350A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-01-05 US US12/161,042 patent/US8096503B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-01-05 JP JP2008550661A patent/JP4976421B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2631106A1 (en) | 2007-07-26 |
| BRPI0706350A2 (pt) | 2011-03-22 |
| WO2007082644B1 (en) | 2007-09-27 |
| DE602007007185D1 (de) | 2010-07-29 |
| WO2007082644A1 (en) | 2007-07-26 |
| EP1973776B1 (en) | 2010-06-16 |
| US8096503B2 (en) | 2012-01-17 |
| RU2008126793A (ru) | 2010-02-27 |
| US20100148003A1 (en) | 2010-06-17 |
| CN101374721A (zh) | 2009-02-25 |
| DE102006002248A1 (de) | 2007-07-19 |
| JP4976421B2 (ja) | 2012-07-18 |
| CN101374721B (zh) | 2012-07-04 |
| EP1973776A1 (en) | 2008-10-01 |
| DE102006002248B4 (de) | 2008-01-03 |
| JP2009523644A (ja) | 2009-06-25 |
| CA2631106C (en) | 2010-09-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2403172C2 (ru) | Конструкция фюзеляжа воздушного судна | |
| CN102361796B (zh) | 包括集成到结构元件中的空气通道的飞行器结构 | |
| CN106364677B (zh) | 飞行器立体空间集成型附接装置 | |
| RU2466906C2 (ru) | Фюзеляж воздушного или космического судна и способ активной изоляции этого фюзеляжа | |
| JP5246943B2 (ja) | フロアパネル、およびそのようなパネルを含むレイアウト部材の固定用設備 | |
| EP1735210B2 (en) | Foam composite insulation for aircraft | |
| US8899377B2 (en) | Acoustically optimized air conditioning components | |
| US20100038487A1 (en) | Fuselage structural component of an aircraft or spacecraft, with a foam layer as thermal insulation | |
| US9897007B2 (en) | Thrust reverser-integrated track beam and inner fixed structure | |
| US8181909B2 (en) | Pressure bulkhead for aircraft | |
| RU2488519C2 (ru) | Сегмент фюзеляжа и способ изготовления сегмента фюзеляжа | |
| JP4944891B2 (ja) | より大きな航空機の窓を設置するための窓配置 | |
| US20110006159A1 (en) | Fuselage of an aircraft or spacecraft and corresponding aircraft or spacecraft | |
| JP2009509840A5 (ru) | ||
| US8100361B2 (en) | Hull structure | |
| US10137989B2 (en) | Construction kit and method for a housing structure of a monument for a vehicle cabin | |
| CN101909990B (zh) | 用于飞行器的热绝缘和声绝缘的绝缘结构 | |
| CN104097764A (zh) | 连续弯曲的翼梁及其制造方法 | |
| EP4036014B1 (en) | Fuselage assembly for an aircraft | |
| US20110108662A1 (en) | Attachment pylon for an aircraft turbo-shaft engine with concentric hot air channels | |
| DE102007061429A1 (de) | Rumpfstruktur | |
| JP2020001553A (ja) | 航空機および航空機の整備方法 | |
| CN219947835U (zh) | 吹脚风道及车辆 | |
| US11130595B2 (en) | Twisted strap for restraining passenger floor loads | |
| US20190016464A1 (en) | Fuselage and aircraft including an air distribution multifunctional substructure and assembly method |
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: 20180106 |