RU2424945C2 - Дверное обрамление для летательного аппарата - Google Patents
Дверное обрамление для летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2424945C2 RU2424945C2 RU2009107165/11A RU2009107165A RU2424945C2 RU 2424945 C2 RU2424945 C2 RU 2424945C2 RU 2009107165/11 A RU2009107165/11 A RU 2009107165/11A RU 2009107165 A RU2009107165 A RU 2009107165A RU 2424945 C2 RU2424945 C2 RU 2424945C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- door frame
- frame
- accordion
- door
- mount
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 27
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 3
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000003601 intercostal effect Effects 0.000 description 10
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 7
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 7
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 6
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 6
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 6
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 4
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 4
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 4
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 4
- 229920000271 Kevlar® Polymers 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 239000004761 kevlar Substances 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 1
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 1
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000009432 framing Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000009776 industrial production Methods 0.000 description 1
- 238000001746 injection moulding Methods 0.000 description 1
- 230000000379 polymerizing effect Effects 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000001721 transfer moulding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
- B64C1/1407—Doors; surrounding frames
- B64C1/1461—Structures of doors or surrounding frames
-
- 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
- B64C1/061—Frames
- B64C1/062—Frames specially adapted to absorb crash loads
Abstract
Изобретение относится к дверному обрамлению летательного аппарата, к фюзеляжу летательного аппарата и к летательному аппарату с таким обрамлением. Дверное обрамление для фюзеляжа летательного аппарата содержит дверной каркас, внутри которого установлена дверь. Каркас содержит внешнюю раму (60), внутреннюю раму (50) и ребро (40), установленное между внутренней рамой и внешней рамой. Ребро (40) представляет собой жесткое крепление из композитного материала, имеющего форму гармошки, содержащее последовательность вставок (70), имеющих форму буквы V (70а) и форму перевернутой буквы V (70b). Достигается уменьшение массы конструкции. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Область техники
Изобретение относится к дверному обрамлению летательного аппарата, выполненному из композитного материала, поглощающего энергию, возникающую в результате удара, обеспечивая хорошее функционирование двери, а также к оптимизированному применению композитных материалов как в плане механических эксплуатационных качеств, так и в плане промышленного изготовления.
Изобретение находит применение в аэрокосмической области и, в частности, в области конструирования дверных обрамлений.
Предшествующий уровень техники
В настоящее время в летательных аппаратах и, в частности, пассажирских транспортных летательных аппаратах стремятся наилучшим образом обеспечить безопасность лиц, находящихся на борту, и, в частности, пассажиров.
Для обеспечения безопасности пассажиров в случае аварии первостепенной задачей является быстрая эвакуация пассажиров. Для этого конструкторы летательных аппаратов стремятся создать надежные двери летательных аппаратов, то есть защитить двери во избежание любого их повреждения и деформации в случае удара с тем, чтобы обеспечить их правильное функционирование. Действительно, если дверь повреждена, в частности, при ударе, пассажиры летательного аппарата не могут выйти из фюзеляжа или же могут выйти из него лишь с трудом. Если боковая дверь в фюзеляже не может открываться, необходимо ждать вмешательства специализирующихся в оказании помощи наземных силовых структур, чтобы сломать дверь для того, чтобы проникнуть в пассажирский отсек летательного аппарата и оказать помощь пассажирам, на что может потребоваться относительно большое время. Однако известно, что самолет может загореться в короткий промежуток времени, в течение порядка нескольких минут после аварии. Напротив, если дверь защищена, может функционировать и быть открыта лицами на борту летательного аппарата, то непострадавшие пассажиры могут быстро покинуть летательный аппарат, не ожидая прибытия специализированных силовых структур, и спасательные работы по оказанию помощи пострадавшим могут начаться намного раньше.
В летательном аппарате может быть предусмотрено несколько выходных дверей, а именно:
одна дверь или несколько дверей для пассажиров в передней части фюзеляжа летательного аппарата,
одна дверь или несколько дверей для пассажиров в задней части фюзеляжа,
одна дверь или несколько дверей в кабине пассажиров,
одна или несколько боковых дверей в грузовом отсеке под фюзеляжем летательного аппарата.
В современных летательных аппаратах каждая дверь устанавливается в фюзеляже летательного аппарата. Такая металлическая конструкция содержит рамы и набор жестких креплений, которые вместе образуют дверное обрамление. Дверь, таким образом, монтируется на металлический каркас, например каркас из алюминия. На самом деле алюминий имеет преимущество, являясь устойчивым металлом, просто принимающим форму и способным деформироваться под действием удара для поглощения энергии, порождаемой ударом.
Пример классического дверного обрамления представлен на фиг.1. Такое дверное обрамление 1 установлено в фюзеляже 2 летательного аппарата для удержания двери, не показанной на фиг.1 и предназначенной для установки в пустом пространстве 3 обрамления 1. Дверное обрамление 1 содержит каркас, выполненный с помощью внутренней рамы 5, внешней рамы 6 и ребра 4, расположенного между внутренней рамой 5 и внешней рамой 6. Внутренняя рама 5 предназначена для установки на ней средств крепления двери. Внешняя рама 6 образует связь между обрамлением двери 1 и фюзеляжем 2. Ребро 4 используется для поглощения энергии, возникающей от удара. Ребро 4 соединяет внутреннюю раму 5 и внешнюю раму 6.
Каждая рама 5 и 6 дверного обрамления 1 содержит две горизонтальные перекладины, соответственно 5а, 5b и 6а, 6b, и две вертикальные стойки, соответственно 5с, 5d и 6с, 6d. Комплект, образованный верхней перекладиной 5а и нижней перекладиной 5b, правой стойкой 5с и левой стойкой 5d, соединяемые одни с другими, образует раму 5.
В классическом случае перемычка 4 между внутренней рамой 5 и внешней рамой 6 выполняется с помощью множества жестких креплений 4а, 4b, 4c,... 4n, называемых межреберными элементами каркаса. Эти межреберные элементы каркаса являются независимыми и, более точно, горизонтальными жесткими креплениями между вертикальными стойками дверного обрамления и вертикальными жесткими креплениями между перекладинами дверного обрамления. Эти межреберные элементы каркаса крепятся с одной и с другой стороны на внутреннюю раму 5 и на внешнюю раму 6. В настоящее время металлический каркас дверного обрамления оптимизирован таким образом, чтобы межреберные элементы каркаса от удара деформировались. При деформации межреберные элементы каркаса поглощают энергию удара, защищая таким образом дверь. Такой каркас позволяет таким образом соблюдать требования стандарта по запасу прочности, касающегося дверей летательных аппаратов.
Конструкторы летательных аппаратов стремятся максимально уменьшить массу летательных аппаратов с тем, чтобы получить выигрыш в потреблении аппаратом топлива. Для этого одно из средств состоит в выборе более легких материалов.
Современная тенденция в аэрокосмической области состоит в том, чтобы заменить металлические элементы элементами из композитных материалов. Однако в случае дверного обрамления недостаточно заменить алюминий композитным материалом. На самом деле замена алюминиевых межреберных элементов каркаса на межреберные элементы каркаса из композитных материалов приведет к появлению проблемы поглощения энергии, поскольку композитные материалы имеют низкую способность поглощения энергии. Композитный материал, подверженный сильному давлению, не деформируется. Он ломается. В случае аварии усилие в дверном обрамлении, которое только что было описано, но с межреберными элементами каркаса из композитных материалов, полностью будет передано на дверь с вероятностью деформации, которая могла бы помешать ее последующему функционированию. Энергия, возникающая от удара, таким образом, не будет поглощена дверным обрамлением, что приведет к повреждению двери.
Кроме того, классическая компоновка заставляет работать жесткие крепления при деформации сдвига на уровне усилия среза последних, что является слабым местом композитных материалов.
Кроме того, изготовление межреберных элементов каркаса из композитного материала для выполнения дверного обрамления, которое было описано ранее, является относительно дорогостоящей операцией, с точки зрения производства. На самом деле изготовление повышенного числа межреберных элементов каркаса и крепление каждого элемента каркаса между внутренней и внешней рамами приведет к значительному увеличению стоимости продукции, а также слишком значительным циклам изготовления по отношению к современным требованиям.
Раскрытие изобретения
Задача изобретения состоит, по существу, в устранении недостатков технологии, изложенной выше. Для решения задачи предлагается дверное обрамление, в котором ребро каркаса выполнено из композитного материала и имеет непрерывную конструкцию, способную поглощать энергию удара, с уменьшенным числом деталей для снижения стоимости, и обеспечивающую отвод сил напряжений при растяжении/сжатии для механических характеристик, оптимизированных для композитных материалов. Для этого ребро каркаса имеет форму гармошки.
Более точно изобретение относится к дверному обрамлению в фюзеляже летательного аппарата, содержащего дверной каркас, внутри которого установлена дверь, причем этот каркас содержит:
внешнюю раму,
внутреннюю раму и
ребро, установленное между внутренней рамой и внешней рамой, способное поглощать энергию, возникающую от удара, отличающееся тем, что ребро представляет собой жесткое крепление в виде гармошки, выполненное из композитного материала.
Предпочтительно, чтобы жесткое крепление гармошкой содержало последовательность вставок, имеющих вид V или инверсии V.
Предпочтительно также, чтобы каждая вставка жесткого крепления гармошкой содержала закругленную вершину.
Предпочтительно также, чтобы жесткое крепление гармошкой было выполнено в виде одной детали.
Предпочтительно также, чтобы деталь, образующая жесткое крепление гармошкой, содержала четыре стороны в виде гармошки, соединенные углами, имеющими вид зубца.
Предпочтительно также, чтобы жесткое крепление гармошкой содержало по меньшей мере два независимых элемента жесткого крепления, устанавливаемых встык, между внутренней и внешней рамами.
Предпочтительно также, чтобы жесткое крепление гармошкой содержало два вертикальных элемента жесткого крепления и два горизонтальных элемента жесткого крепления.
Целесообразно, чтобы жесткое крепление фиксировалось на внешней раме и/или внутренней раме вершинами своих вставок.
Целесообразно также, чтобы композитный материал, из которого выполнено жесткое крепление гармошкой, содержал волокна из углерода.
Целесообразно также, чтобы композитный материал, из которого выполнено жесткое крепление гармошкой, содержал волокна из кевлара.
Целесообразно также, чтобы жесткое крепление гармошкой было выполнено по методу RTM.
Изобретение относится также к летательному аппарату, содержащему дверное обрамление описанного выше типа.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 изображает классическое дверное обрамление из алюминия.
Фиг.2 - дверное обрамление по изобретению.
Фиг.3 - ребро из композитного материала в дверном обрамлении по изобретению.
Фиг.4 - дверное обрамление по фиг.2 типа установленного на фюзеляже летательного аппарата.
Фиг.5 - схематический вид передачи усилий в жестком креплении.
Фиг.6А и 6В иллюстрируют способ поглощения энергии жестким креплением в случае удара.
Подробное описание варианта осуществления изобретения
На фиг.2 представлен пример дверного обрамления для фюзеляжа летательного аппарата по изобретению. Дверное обрамление, показанное на фиг.2, представляет собой дверное обрамление пассажирской кабины. Все двери, разрешающие выход лиц, пассажиров или экипажа летательного аппарата, могут быть реализованы с обрамлением по изобретению. Такое дверное обрамление 10 содержит каркас, образованный внешней рамой 60 и внутренней рамой 50. Эти рамы, внутренняя и внешняя, могут быть идентичны рамам предшествующего уровня техники, то есть они выполнены из металла, например из алюминия. Они могут быть также из любого другого материала, используемого обычно для дверных каркасов летательного аппарата.
Такой каркас содержит также ребро 40, расположенное между внутренней рамой 50 и внешней рамой 60. Это ребро представляет собой жесткое крепление, выполненное из композитного материала. Это жесткое крепление 40 имеет форму гармошки. «Форма гармошки» - так называется форма в виде зубьев пилы, содержащая последовательность V-вставок и инвертированных V-вставок, образованных одна за другой. Это жесткое крепление 40 гармошкой установлено по всему контуру каркаса, то есть на всей длине пространства, расположенного между внутренней рамой 50 и внешней рамой 60.
Как будет показано в примере по фиг.2, внутренняя и внешняя рамы являются, по существу, прямоугольными. Внутренняя рама 50 может иметь закругленные углы для обеспечения лучшей адаптации к форме двери в проеме 3 дверного обрамления 10.
Жесткое крепление 40 гармошкой может быть изготовлено из одной детали и установлено целиком вокруг внутренней рамы 50, причем внешняя рама затем крепится вокруг жесткого крепления гармошкой. Жесткое крепление гармошкой затем крепится на внутреннюю и внешнюю рамы с помощью классического крепежа из композитного материала, который образует с жестким креплением гармошкой сэндвич-структуру между рамами и фланцем, который образован в закруглении V-вставки так, чтобы передавать усилия равномерно. В этом случае жесткое крепление содержит четыре стороны в виде зубьев пилы. В каждом углу между двух сторон зубьев пилы жесткое крепление имеет форму зубца 45, 46, 47, 48, то есть форму в виде неполного квадрата, причем разрыв расположен напротив угла внутренней рамы 50. Другими словами, стороны жесткого крепления гармошкой соединены одни с другими с помощью углов, имеющих форму зубца.
В другом варианте осуществления изобретения жесткое крепление гармошкой содержит несколько независимых элементов, установленных встык между внутренней и внешней рамами. Жесткое крепление гармошкой может содержать, например, четыре элемента жесткого крепления, а именно два коротких элемента 42 и 44, расположенных горизонтально между двумя перекладинами 50а, 60а и 50с, 60с внутренней и внешней рам и два длинных элемента 41, 43, расположенных вертикально между стойками 50b, 60b и 50d, 60d внутренней и внешней рам. В этом варианте реализации каждый элемент жесткого крепления является независимым и независимо изготовленным. В областях, где фюзеляж имеет постоянное сечение, идентичными становятся два горизонтальных элемента жесткого крепления и идентичными становятся два вертикальных элемента жесткого крепления. Каждый элемент жесткого крепления имеет форму элемента жесткого крепления, представленного на фиг.3, длина которого согласуется с длиной рам.
В примере согласно фиг.3 представленный элемент является вертикальным элементом 41 жесткого крепления.
Каждый элемент жесткого крепления содержит последовательность V-вставок 70а и инверсных V-вставок 70b. V-вставки, расположенные на двух концах элемента жесткого крепления для обеспечения крепления элемента в углу внутренней и внешней рам имеют более широкое основание. Этот элемент жесткого крепления может заканчиваться с одной и с другой стороны пластинчатым выводом 80, предназначенным для образования опоры против одной из стоек или одной из перекладин внутренней рамы для возможного закрепления в этом месте. Жесткое крепление содержит, при необходимости, пластинчатые выводы 20а, 20b,... 20n, позволяющие соединить конструкцию с обшивкой фюзеляжа таким образом, чтобы взять на себя нагрузку повышенного давления.
Как показано на фиг.2, жесткое крепление 40 гармошкой, которое выполнено в виде одной детали или которое состоит из нескольких элементов, может быть закреплено на внутренней и внешней рамах с помощью одного или нескольких элементов крепежа. Предпочтительно, чтобы оно крепилось на уровне острого конца каждой V или инверсной V-вставки, как это показано по ссылке 90 на фиг.2. Элементы крепежа могут быть заклепками или любыми другими средствами крепления, используемыми обычно для крепления элементов из композитного материала.
Как будет подробно показано ниже, вставки 70а, 70b жесткого крепления гармошкой имеют свои вершины, предпочтительно закругленные с тем, чтобы улучшить поглощение энергии удара, распределяя нагрузку. Эти закругленные вершины позволяют также более легко крепить жесткое крепление между двумя рамами.
На фиг.4 представлено дверное обрамление по фиг.2, когда оно покрыто внешней обшивкой 85 фюзеляжа. Фиг.4 изображает таким образом дверное обрамление изобретения на виде летательного аппарата снаружи, когда дверь еще не установлена в пространство 3.On.
На фиг.5 схематически представлено распределение нагрузки при нормальной работе. Для этого на фиг.5 показано сечение дверного обрамления по изобретению с его внешней рамой 60, его внутренней рамой 50 и вставкой 70 жесткого крепления гармошкой. Эта вставка 70 имеет закругленную вершину 71, которая позволяет увеличить контакт между жестким креплением и внутренней рамой 50. Эта вставка 70 воспринимается как сэндвич-структура между фланцем 72 и внутренней рамой 50. Это позволяет передавать усилия постепенно и равномерно между рамами и жестким креплением. Имея таким образом закругленные контактные поверхности, жесткое крепление гармошкой не содержит никакого острого угла, который мог бы привести к появлению сдвига. Такое закругление позволяет полностью преобразовать напряжение сил в жестком креплении в усилия растяжения, которые в наибольшей степени соответствуют композитным материалам.
На фиг.6А и 6В показано, каким образом поглощается жестким креплением энергия удара. Удар вызывает появление очень значительных сил, которые распределяются конструкцией до внешнего дверного обрамления 60. Под действием этих сил жесткое крепление выполняет функцию демпфера, принимающего на себя нагрузку, которое деформируется для поглощения энергии и защиты непосредственной рамы 50 двери, позволяя таким образом эвакуироваться пассажирам.
Для этого жесткое крепление будет разрушено путем нарастающего разделения на пластинки. Оно помещает таким образом непосредственную раму 50 двери в защитный короб.
Композитный материал, из которого выполнено жесткое крепление гармошкой, может быть образован из волокон углерода и эпоксидной пластмассы. Он может быть также выполнен из кевлара. Эти два вида композитных материалов имеют преимущество в том, что они могут быть особенно прочными, что позволяет изготавливать дверное обрамление, способное выдерживать тяжелую дверь.
Жесткое крепление гармошкой может быть изготовлено методом литья под давлением в вакууме, называемым методом RTM (в англосаксонских выражениях - трансферное формование пластмасс). Этот метод RTM состоит в нарезании формы элементов жесткого крепления, или жесткого крепления целиком, из фибровой ткани сухих непропитанных волокон. Эта ткань может быть выбрана и разрезана таким образом, чтобы волокна были ориентированы в продольном направлении жесткого крепления, чтобы выдерживать максимальную нагрузку. Эта ткань помещается в пресс-форму; в эту пресс-форму под высоким давлением впрыскивается пластмасса. Пластмасса имеет следствием размещаться в промежутках фибровой ткани, полимеризуя вышеуказанные фибровые волокна, в соответствии с пресс-формой, обеспечивающей образование формы и связности заданного элемента. Изготовление элементов с открытым контуром, то есть при котором радиус изгиба достаточно большой по отношению к общей поверхности элемента, такого как жесткое крепление гармошкой, достаточно просто выполняется таким методом RTM.
Дверное обрамление с жестким креплением из композитного материала, который был только что описан, представляет преимущество не только в уменьшении общей массы летательного аппарата, но также позволяет последнему увеличить характеристики поглощения энергии благодаря специфической геометрии. Кроме того, оно позволяет более равномерно распределить нагрузки, связанные с повышенным давлением сборного элемента, что позволяет рассматривать возможность крепления обшивки самолета на дверное обрамление, не применяя крепежных узлов. Кроме того, применение композитных материалов при нагрузках на растяжение позволяет приумножить в 10 раз их характеристики по сравнению с их работой при нагрузках на срез. Кроме того, для изготовления такого дверного обрамления требуется, по существу, меньшее количество деталей, чем при классическом дверном обрамлении, что сокращает время сборки этих деталей, следовательно, стоимость рабочей силы.
Claims (10)
1. Дверное обрамление (1) для фюзеляжа летательного аппарата (2), содержащее дверной каркас, внутри которого установлена дверь, причем этот каркас содержит внешнюю раму (60), внутреннюю раму (50) и ребро (40), установленное между внутренней рамой и внешней рамой, способное поглощать энергию, возникающую при ударе, отличающееся тем, что ребро (40) представляет собой жесткое крепление из композитного материала, имеющего форму гармошки, содержащее последовательность вставок (70), имеющих форму буквы V (70а) и форму перевернутой буквы V (70b).
2. Дверное обрамление по п.1, отличающееся тем, что каждая вставка (70) жесткого крепления гармошкой имеет закругленную вершину (71).
3. Дверное обрамление по любому из пп.1, 2, отличающееся тем, что жесткое крепление (40) гармошкой выполнено в виде одной детали.
4. Дверное обрамление по п.3, отличающееся тем, что жесткое крепление гармошкой содержит четыре стороны гармошкой, соединяемые углами в виде зубца (45, 46, 47, 48).
5. Дверное обрамление по любому из пп.1, 2, отличающееся тем, что жесткое крепление (40) гармошкой содержит, по меньшей мере, два независимых элемента жесткого крепления, расположенных встык между внутренней и внешней рамами.
6. Дверное обрамление по п.5, отличающееся тем, что жесткое крепление гармошкой содержит два вертикальных элемента жесткого крепления (41, 43) и два горизонтальных элемента жесткого крепления (42, 44).
7. Дверное обрамление по п.1, отличающееся тем, что жесткое крепление зафиксировано на внешней раме и/или внутренней раме вершинами (71) своих вставок (70).
8. Дверное обрамление по п.1, отличающееся тем, что композитный материал содержит волокна из углерода.
9. Фюзеляж летательного аппарата, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере одно дверное обрамление по любому пп.1-8.
10. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере одно дверное обрамление по любому из пп.1-8.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0653233A FR2904602B1 (fr) | 2006-08-01 | 2006-08-01 | Encadrement de porte pour aeronef |
FR0653233 | 2006-08-01 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009107165A RU2009107165A (ru) | 2010-09-10 |
RU2424945C2 true RU2424945C2 (ru) | 2011-07-27 |
Family
ID=37772998
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009107165/11A RU2424945C2 (ru) | 2006-08-01 | 2007-07-26 | Дверное обрамление для летательного аппарата |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8146863B2 (ru) |
EP (1) | EP2046636B1 (ru) |
JP (1) | JP5006931B2 (ru) |
CN (1) | CN101511674B (ru) |
AT (1) | ATE474768T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0714579A2 (ru) |
CA (1) | CA2658317C (ru) |
DE (1) | DE602007007953D1 (ru) |
FR (1) | FR2904602B1 (ru) |
RU (1) | RU2424945C2 (ru) |
WO (1) | WO2008015360A1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2646175C1 (ru) * | 2016-12-20 | 2018-03-01 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Отсек фюзеляжа летательного аппарата с вырезом под люк |
RU182607U1 (ru) * | 2018-03-30 | 2018-08-23 | Акционерное общество "Корпорация "Стратегические пункты управления" АО "Корпорация "СПУ - ЦКБ ТМ" | Дверное обрамление |
RU187755U1 (ru) * | 2019-01-28 | 2019-03-18 | Акционерное общество "Корпорация "Стратегические пункты управления" АО "Корпорация "СПУ - ЦКБ ТМ" | Дверное обрамление |
Families Citing this family (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2923800B1 (fr) * | 2007-11-16 | 2010-05-21 | Airbus France | Dispositif de liaison entre une piece de structure interne d'un aeronef et le fuselage de celui-ci |
DE102008012282A1 (de) * | 2008-03-03 | 2009-09-17 | Airbus Deutschland Gmbh | Rumpfstruktur für Flugzeug |
FR2934562B1 (fr) * | 2008-07-31 | 2011-04-22 | Airbus France | Panneau de protection et module de train d'atterissage le comportant. |
US8109551B2 (en) * | 2009-02-04 | 2012-02-07 | New Flyer Industries Canada Ulc | Bus cabin structure |
FR2947241B1 (fr) * | 2009-06-29 | 2012-12-07 | Airbus France | Encadrement d'une ouverture menagee dans un fuselage d'aeronef |
DE102009057012B8 (de) * | 2009-12-04 | 2014-11-27 | Airbus Defence and Space GmbH | Türumgebungsanordnung |
DE102009057010B4 (de) | 2009-12-04 | 2018-05-03 | Airbus Defence and Space GmbH | Türpanelanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zur Herstellung der Rumpfstruktur |
DE102010003497B4 (de) * | 2010-03-31 | 2018-04-05 | Benteler Sgl Gmbh & Co. Kg | Verfahren zur Herstellung eines Aufprallschutzelementes |
ES2400768B1 (es) * | 2010-06-30 | 2014-02-12 | Airbus Operations, S.L. | Estructura interna de aeronave en material compuesto. |
DE102011004844A1 (de) * | 2011-02-28 | 2012-08-30 | Airbus Operations Gmbh | Türrahmenverbund, Rumpfabschnitt sowie Luft- oder Raumfahrzeug |
CN103161392A (zh) * | 2013-03-07 | 2013-06-19 | 苏州市江诚人防设备有限公司 | 超轻防护门 |
DE102014202783B4 (de) * | 2014-02-14 | 2022-02-24 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugkabinenanordnung |
DE102014202751B4 (de) | 2014-02-14 | 2020-03-19 | Airbus Operations Gmbh | Innenverkleidungsanordnung für eine Passagierkabine eines Fahrzeugs |
ES2902069T3 (es) * | 2014-10-16 | 2022-03-24 | Airbus Operations Gmbh | Deflector para aeronave y método asociado |
EP3165447B1 (en) * | 2015-11-09 | 2019-07-17 | Airbus Operations GmbH | Aircraft fuselage structure |
US10144497B2 (en) * | 2016-04-18 | 2018-12-04 | The Boeing Company | Hat section door frame with integral gussets |
US10179438B2 (en) | 2016-09-23 | 2019-01-15 | Bell Helicopter Textron Inc. | Method and assembly for manufacturing door skin and wall with doorway |
DE102017126052A1 (de) | 2017-11-08 | 2019-05-09 | Airbus Operations Gmbh | Versteifungsanordnung für eine Öffnung in einer Flugzeugstruktur |
DE102017221048A1 (de) * | 2017-11-24 | 2019-05-29 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur herstellung eines rahmenbauteils für eine türrahmenstruktur eines luftfahrzeugs, rahmenbauteil sowie türrahmenstruktur |
FR3093500B1 (fr) * | 2019-03-06 | 2021-07-02 | Latecoere | Porte de cabine pressurisée d’aéronef à armature intérieure de reprise d’efforts |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US257671A (en) * | 1882-05-09 | Map and chart exhibitor | ||
US1607272A (en) * | 1926-11-16 | Statfs patfnt cifficf | ||
US2349907A (en) * | 1941-07-09 | 1944-05-30 | Cons Vultee Aircraft Corp | Metal door |
US3638992A (en) * | 1969-12-02 | 1972-02-01 | Lloyd T Forshee | Auto and aircraft safety liners |
US3791073A (en) * | 1972-04-28 | 1974-02-12 | Boeing Co | Aircraft door with moving hinge line |
FR2632604B1 (fr) * | 1988-06-08 | 1991-07-12 | Aerospatiale | Cadre en materiau composite notamment pour fuselage d'aeronef, et son procede de fabrication |
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 |
US6059230A (en) * | 1998-05-08 | 2000-05-09 | Northrop Grumman Corporation | Expandable aircraft door |
US6110567A (en) * | 1999-01-27 | 2000-08-29 | Scaled Composites, Inc. | Composite structural panel having a face sheet reinforced with a channel stiffener grid |
DE10035349C1 (de) * | 2000-07-20 | 2001-09-27 | Eurocopter Deutschland | Flugzeugtür |
GB0023979D0 (en) * | 2000-09-30 | 2000-11-15 | Eastman Kodak Co | Black and white graphic arts film |
US6488235B1 (en) * | 2001-03-12 | 2002-12-03 | Northrop Grumman Corporation | Flexible structural frame |
CA2488582A1 (en) * | 2002-06-06 | 2003-12-18 | Remmele Engineering, Inc. | Aircraft door system and method of making and installing the same |
EP1607272B1 (de) * | 2004-06-16 | 2008-08-13 | Jacob Composite GmbH | Bauteil zur Energieaufnahme bei einem Aufprall |
-
2006
- 2006-08-01 FR FR0653233A patent/FR2904602B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-07-26 BR BRPI0714579-9A patent/BRPI0714579A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-07-26 CN CN2007800325675A patent/CN101511674B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-07-26 RU RU2009107165/11A patent/RU2424945C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-07-26 EP EP07823651A patent/EP2046636B1/fr not_active Not-in-force
- 2007-07-26 US US12/376,085 patent/US8146863B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-07-26 JP JP2009522314A patent/JP5006931B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-07-26 AT AT07823651T patent/ATE474768T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-07-26 WO PCT/FR2007/051735 patent/WO2008015360A1/fr active Application Filing
- 2007-07-26 CA CA2658317A patent/CA2658317C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2007-07-26 DE DE602007007953T patent/DE602007007953D1/de active Active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2646175C1 (ru) * | 2016-12-20 | 2018-03-01 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Отсек фюзеляжа летательного аппарата с вырезом под люк |
RU182607U1 (ru) * | 2018-03-30 | 2018-08-23 | Акционерное общество "Корпорация "Стратегические пункты управления" АО "Корпорация "СПУ - ЦКБ ТМ" | Дверное обрамление |
RU187755U1 (ru) * | 2019-01-28 | 2019-03-18 | Акционерное общество "Корпорация "Стратегические пункты управления" АО "Корпорация "СПУ - ЦКБ ТМ" | Дверное обрамление |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
BRPI0714579A2 (pt) | 2013-05-14 |
CN101511674B (zh) | 2012-06-13 |
EP2046636B1 (fr) | 2010-07-21 |
US8146863B2 (en) | 2012-04-03 |
CN101511674A (zh) | 2009-08-19 |
ATE474768T1 (de) | 2010-08-15 |
JP5006931B2 (ja) | 2012-08-22 |
WO2008015360A1 (fr) | 2008-02-07 |
US20090308977A1 (en) | 2009-12-17 |
FR2904602B1 (fr) | 2009-04-10 |
EP2046636A1 (fr) | 2009-04-15 |
JP2009545482A (ja) | 2009-12-24 |
DE602007007953D1 (de) | 2010-09-02 |
RU2009107165A (ru) | 2010-09-10 |
FR2904602A1 (fr) | 2008-02-08 |
CA2658317A1 (fr) | 2008-02-07 |
CA2658317C (fr) | 2013-12-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2424945C2 (ru) | Дверное обрамление для летательного аппарата | |
US10899091B2 (en) | Modular mold and method for manufacturing a panel of fiber reinforced material | |
US8376275B2 (en) | Energy absorbing structure for aircraft | |
EP2774839B1 (en) | Improved impact resistant and damage tolerant aircraft fuselage | |
RU2666593C2 (ru) | Устройство и способы соединения композитных структур летательных аппаратов | |
EP1399362B1 (en) | Aircraft panel | |
RU2418720C2 (ru) | Пилон с монолитной рамой | |
US20130112811A1 (en) | Aircraft with an integrated energy-absorbing deformation structure and aircraft with such a fuselage | |
EP3350063B1 (en) | Automotive body shell | |
US8286915B2 (en) | Aircraft comprising a window panel | |
US20140033949A1 (en) | Lightweight Compound Cab Structure for a Rail Vehicle | |
JP2000142586A (ja) | ヘリコプタのメインロ―タのパイロン支持構造 | |
US20130214090A1 (en) | Aircraft with fuselage-mounted engines and an internal shield | |
CN101389471A (zh) | 保护装置 | |
CN102131698A (zh) | 用于支撑飞机的机身隔间结构中的部件的杆 | |
RU2517026C2 (ru) | Защитная панель и содержащее ее шасси | |
WO2023093330A1 (zh) | 电池包框架、电池包和车辆 | |
EP1425216B1 (en) | Aircraft structural components | |
EP2522572B1 (de) | Schlagschutzplatte für Fahrzeuge, insbesondere Luftfahrzeuge | |
DE10129576B4 (de) | Strukturelement für ein Luftfahrzeug | |
CN108216568B (zh) | 飞机抗鸟撞前缘和用于飞机抗鸟撞前缘的支承体 | |
CN107284646B (zh) | 一种驾驶舱出入门口框结构及其设计方法 | |
US9371126B2 (en) | Aircraft fuselage | |
CN113942628B (zh) | 一种高生存力直升机座舱 | |
GB2477882A (en) | Energy absorbing structure for an aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180727 |