RU2435703C2 - Фюзеляжная конструкция воздушного судна и способ изготовления этой конструкции - Google Patents

Фюзеляжная конструкция воздушного судна и способ изготовления этой конструкции Download PDF

Info

Publication number
RU2435703C2
RU2435703C2 RU2008151379/11A RU2008151379A RU2435703C2 RU 2435703 C2 RU2435703 C2 RU 2435703C2 RU 2008151379/11 A RU2008151379/11 A RU 2008151379/11A RU 2008151379 A RU2008151379 A RU 2008151379A RU 2435703 C2 RU2435703 C2 RU 2435703C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shell
lower shell
fuselage
aircraft
side shell
Prior art date
Application number
RU2008151379/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008151379A (ru
Inventor
Корд ХААК (DE)
Корд ХААК
Original Assignee
Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Оперейшнз Гмбх filed Critical Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Publication of RU2008151379A publication Critical patent/RU2008151379A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2435703C2 publication Critical patent/RU2435703C2/ru

Links

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
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • 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
    • 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
    • B64C2001/0045—Fuselages characterised by special shapes
    • 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
    • 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
    • B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49826—Assembling or joining
    • Y10T29/49947—Assembling or joining by applying separate fastener

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)

Abstract

Изобретения относятся к авиации, а именно к фюзеляжной конструкции воздушного судна и к способу ее изготовления. Способ изготовления фюзеляжной конструкции воздушного судна, выполненной из множества соединенных вместе оболочек, каждая из которых формирует часть фюзеляжа воздушного судна и содержит несущую конструкцию и обшивку. Обшивка закреплена на несущей конструкции и герметизирует снаружи фюзеляж воздушного судна с обеспечением устойчивости к сжатию. Фюзеляжная конструкция воздушного судна содержит верхнюю и боковую оболочку и нижнюю оболочку. Нижняя оболочка имеет радиус, который, при осреднении по окружности, превышает осредненный по окружности радиус верхней и боковой оболочки более чем в 1,2 раза. Верхняя, боковая оболочка и нижняя оболочка соединены в переходных зонах, проходящих в продольном направлении воздушного судна. Несущая конструкция нижней оболочки имеет такие прочностные характеристики, что она способна воспринимать нагрузку от внутреннего давления нижней оболочки без использования главной крестовины для обеспечения жесткости в поперечном направлении. Верхнюю и боковую оболочку, включая несущую конструкцию, изготавливают из волокнистого композиционного материала. Нижнюю оболочку, включая несущую конструкцию, изготавливают из алюминиевого материала. Верхнюю и боковую оболочку соединяют с композитной планкой из стекловолокна и алюминия, представляющей собой слоистый элемент с чередующимися слоями стекловолокна и слоями алюминия. Верхнюю и боковую оболочку пригоняют, включая композитную планку из стекловолокна и алюминия, выступающую на верхней и боковой оболочке, к нижней оболочке. Композитную планку соединяют из стекловолокна и алюминия с нижней оболочкой. Достигается увеличение свободного пространства воздушного судна. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к фюзеляжной конструкции согласно вводной части пункта 1 формулы изобретения, а также к способу изготовления фюзеляжной конструкции этого типа согласно вводной части пункта 9 формулы изобретения.
Уровень техники
В настоящее время фюзеляжные конструкции коммерческого воздушного судна, как правило, изготавливаются из множества оболочек, состоящих из однородного материала обшивки, имеют приблизительно круглые поперечные сечения и обычно имеют поперечные элементы жесткости в форме крестовины (главной крестовины) в области вертикали, проходящей через центр фюзеляжа. Совокупность крестовин выполняет также роль несущей решетчатой системы для пассажирского салона. Близкое к круглому или овальное поперечное сечение обеспечивает устойчивость фюзеляжа к действию внутреннего давления салона. Наиболее современные типы обшивки фюзеляжа изготавливают из углепластиков, и, следовательно, для создания замкнутого контура фюзеляжа используется однородный материал. Повышение жесткости в поперечном направлении при помощи упомянутых крестовин, как правило, разделяет фюзеляж, имеющий в основном круглое поперечное сечение, на две секции, образуя таким образом верхнюю и нижнюю палубы.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является обеспечение фюзеляжной конструкции воздушного судна и способа изготовления конструкции такого типа, которая позволяет избежать пространственных ограничений, имеющих место при использовании традиционных крестовин, и в то же время обладает высокой степенью устойчивости.
Эта задача решается, во-первых, за счет фюзеляжной конструкции воздушного судна с признаками пункта 1 формулы изобретения. Во-вторых, эта задача решается за счет способа изготовления фюзеляжной конструкции воздушного судна с признаками пункта 9 формулы изобретения.
Изобретение предлагает фюзеляжную конструкцию воздушного судна, выполненную из множества соединенных вместе оболочек, каждая из которых формирует часть фюзеляжа воздушного судна и содержит несущую конструкцию и обшивку, которая закреплена на несущей конструкции и герметизирует снаружи фюзеляж воздушного судна с обеспечением устойчивости к сжатию, причем указанная фюзеляжная конструкция содержит верхнюю и боковую оболочку и нижнюю оболочку, при этом нижняя оболочка имеет радиус, по существу значительно больший, чем радиус верхней и боковой оболочки, верхняя и боковая оболочка и нижняя оболочка соединены в переходных зонах, проходящих в продольном направлении воздушного судна, а несущая конструкция нижней оболочки имеет такие прочностные характеристики, что она способна воспринимать нагрузку от внутреннего давления нижней оболочки без использования главной крестовины.
В предпочтительном варианте осредненный по окружности радиус нижней оболочки превышает осредненный по окружности радиус верхней и боковой оболочки более чем в 1,2 раза.
В предпочтительном варианте осредненный по окружности радиус нижней оболочки превышает осредненный по окружности радиус верхней и боковой оболочки более чем в 1,5 раза.
В предпочтительном варианте осредненный по окружности радиус нижней оболочки превышает осредненный по окружности радиус верхней и боковой оболочки более чем в 2 раза.
В предпочтительном варианте верхняя и боковая оболочка имеет по существу постоянный радиус.
В предпочтительном варианте нижняя оболочка имеет центральную зону, проходящую от центра воздушного судна к боковым сторонам и имеющую по существу постоянный радиус, и имеет меньший радиус на сторонах вблизи переходных зон, так что нижняя оболочка плавно переходит в верхнюю и боковую оболочку.
В предпочтительном варианте нижняя оболочка изготовлена в виде единого целого в окружном направлении.
В предпочтительном варианте верхняя и боковая оболочка изготовлена из множества отдельных оболочек в окружном направлении.
В предпочтительном варианте нижняя оболочка изготовлена из компонентов из легкого металла.
В предпочтительном варианте верхняя и боковая оболочка изготовлена из компонентов из армированного волокном материала.
В предпочтительном варианте несущая конструкция нижней оболочки содержит шпангоуты, которые расположены по окружности и имеют значительно большую высоту, чем соответствующие шпангоуты верхней и боковой оболочки.
В предпочтительном варианте шпангоуты нижней оболочки, расположенные по окружности, имеют высоту, увеличивающуюся к центру.
В предпочтительном варианте шпангоуты нижней оболочки имеют усиленные внутренние хорды.
В предпочтительном варианте шпангоуты нижней оболочки имеют усиливающие ребра, проходящие в радиальном направлении.
В предпочтительном варианте верхняя и боковая оболочка включает несущую конструкцию со шпангоутами и стрингерами, изготовленными из армированного волокном материала, и обшивку, также изготовленную из армированного волокном материала.
В предпочтительном варианте обшивка верхней и боковой оболочки изготовлена из углепластика.
В предпочтительном варианте обшивка верхней и боковой оболочки изготовлена из композиционного материала из алюминия и стекловолокна.
В предпочтительном варианте заклепочное соединение содержит титановые заклепки.
Краткое описание чертежей
Примеры осуществления изобретения описаны ниже со ссылкой на чертежи,
где:
Фиг.1 показывает, весьма схематично, вид в поперечном сечении фюзеляжной конструкции воздушного судна, представляющей пример осуществления изобретения; конструкции, которая может быть изготовлена в соответствии со способом согласно изобретению;
Фиг.2 показывает вид сечения обшивки фюзеляжной конструкции воздушного судна согласно примеру осуществления изобретения; указанный вид иллюстрирует соединение обшивки верхней и боковой оболочки и нижней оболочки фюзеляжной конструкции воздушного судна согласно изобретению;
Фиг.3 и Фиг. 4а) и 4b) показывают иллюстрации поперечного сечения с целью объяснить конструкцию соединительных планок, которые служат, согласно примерам осуществления изобретения, для соединения обшивки верхней и боковой оболочки и нижней оболочки.
Осуществление изобретения
Фиг.1 показывает, весьма схематично, иллюстрацию поперечного сечения фюзеляжа 10 воздушного судна, сформированного верхней и боковой оболочкой 11 и нижней оболочкой 12. Верхняя и боковая оболочка 11 имеет несущую конструкцию, образованную соответственно шпангоутами 13 и стрингерами 13а, из которых частично и в схематичном виде проиллюстрированы только некоторые. Аналогично, нижняя оболочка 12 имеет несущую конструкцию, образованную шпангоутами 14 и стрингерами 14а, которые также проиллюстрированы только в схематичном виде. Соответствующие обшивки 15 и 16, герметизирующие снаружи фюзеляж 10 воздушного судна таким образом, что обеспечивается устойчивость к сжатию, закреплены на несущих конструкциях в виде шпангоутов и стрингеров 13, 13а и 14, 14а верхней и боковой оболочки 11 и нижней оболочки 12.
Как показано на Фиг.1, нижняя оболочка 12 имеет радиус R2, который в основном существенно больше, чем радиус R1 верхней и боковой оболочки 11. Верхняя и боковая оболочка 11 и нижняя оболочка 12 соединены по обеим сторонам фюзеляжа 10 в переходных зонах 18, 19, которые проходят в продольном направлении воздушного судна. Несущая конструкция в виде шпангоутов и стрингеров 14, 14а нижней оболочки 12 спроектирована в отношении прочности таким образом, что она способна воспринимать нагрузку от внутреннего давления нижней оболочки 12 без необходимости повышения жесткости фюзеляжа воздушного судна в поперечном направлении при помощи традиционной крестовины (главной крестовины).
Осредненный по окружности радиус R2 нижней оболочки 12 может превышать осредненный по окружности радиус R1 верхней и боковой оболочки более чем в 1,2 раза, более чем в 1,5 раза или более чем в 2 раза, при этом упомянутые значения не должны пониматься как ограничения.
Верхняя и боковая оболочка 11 может иметь в основном постоянный радиус R1.
Нижняя оболочка 12 может иметь центральную зону 12а, которая проходит от центра воздушного судна к обеим сторонам и имеет в основном постоянный радиус R2, а также имеет меньший радиус на сторонах 12b, 12с в районе переходных зон 18, 19, в которых верхняя и боковая оболочка 11 переходит в нижнюю оболочку 12 и, соответственно, нижняя оболочка 12 плавно переходит в верхнюю и боковую оболочку 11. В этом случае нижняя оболочка 12 может иметь в центральной зоне 12а радиус R2, который превышает радиус R1 верхней и боковой оболочки 11 более чем в 1,3 раза, более чем в 2 раза или более чем в 2,5 раза, при этом упомянутые значения не должны пониматься как ограничения.
Нижняя оболочка 12 может быть изготовлена цельной в направлении по окружности. Однако она также может быть изготовлена, при необходимости, из множества частей в вышеупомянутом направлении.
Верхняя и боковая оболочка 11 может быть изготовлена из множества отдельных оболочек в направлении по окружности. Однако при необходимости она также может быть изготовлена в виде единой оболочки, сформированной в вышеупомянутом направлении.
Выражение «верхняя и боковая оболочка» для обозначения верхней части 11 фюзеляжной конструкции воздушного судна должно пониматься здесь таким образом, что эта верхняя часть 11 также включает боковые зоны фюзеляжа в дополнение к его верхним зонам, в то время как нижняя часть 12 фюзеляжа воздушного судна, называемая нижней оболочкой, включает, главным образом, только нижние зоны фюзеляжной конструкции. Поскольку, как показывает Фиг.1, как верхняя часть 11, так и нижняя часть 12 включают боковые зоны фюзеляжа воздушного судна, такое обозначение не должно пониматься в относительно узком смысле и как ограничивающее; оно означает, что часть 11 охватывает преимущественно верхнюю зону фюзеляжа и его боковые стороны, а часть 12 охватывает преимущественно нижнюю зону фюзеляжа.
Нижняя оболочка 12 может быть изготовлена из компонентов из легкого металла. Принципиально, как верхняя и боковая оболочка 11, так и нижняя оболочка 12, могут быть изготовлены из компонентов из легких металлов, в случае традиционной конструкции, или из компонентов из армированных волокном материалов, в случае современной конструкции.
В проиллюстрированном примере осуществления изобретения фюзеляжная конструкция воздушного судна выполнена в виде гибридной конструкции, в которой нижняя оболочка 12 изготовлена из компонентов из легкого металла, а верхняя и боковая оболочка 11 изготовлена из компонентов из армированного волокном материала. Несущая конструкция нижней оболочки 12 содержит шпангоуты 14 (поперечный набор), которые расположены по окружности и, как видно из Фиг.1, имеют значительно большую высоту, чем соответствующие шпангоуты верхней и боковой оболочки 11. В частности, шпангоуты 14 нижней оболочки 12, расположенные по окружности, имеют высоту, увеличивающуюся к центру в соответствии с эпюрой нагрузки на нижнюю оболочку 12. Большая высота шпангоутов 14 нижней оболочки 12 необходима для того, чтобы воспринимать нагрузку от внутреннего давления, возникающую из-за большего радиуса R2. Однако большая высота шпангоута является также преимуществом, поскольку он может быть использован в качестве защиты для нижней оболочки 12 в условиях тяжелой нагрузки, а также в качестве несущей конструкции салона. Палуба 30 может размещаться на шпангоутах 14 нижней оболочки 12. Палуба 30 обозначена на Фиг.1 пунктирными линиями и не является объектом данной заявки.
Шпангоуты 14 нижней оболочки 12 могут иметь усиленные внутренние хорды 17а и усиливающие ребра 17, которые располагаются в радиальном направлении и служат для придания требуемой прочности шпангоутам 14.
В описанном здесь примере осуществления изобретения верхняя и боковая оболочка 11 включает несущую конструкцию из шпангоутов 13 и стрингеров 13а, изготовленных из армированного волокном материала, и обшивку 15, также изготовленную из армированного волокном материала. Обшивка 15 верхней и боковой оболочки 11 может быть изготовлена из углепластика или композиционного материала из алюминия и волокнистого материала и, в частности, композиционного материала из алюминия и стекловолокна.
Как показывает Фиг.2, верхняя и боковая оболочка 11 и нижняя оболочка 12 соединены в переходной зоне 18, 19 при помощи планки 20 из композиционного материала GLARE, представляющего собой слоистый материал, в котором чередуются слои 21 волокнистого материала, в частности, стекловолокна, и слои 22 легкого металла, в частности, алюминиевого сплава. На обшивке оболочек 11, 12, напротив композитной планки 20 из алюминия и стекловолокна предусмотрена тонкая пластина 23. Композитные планки этого типа служат для компенсации разницы коэффициентов температурного расширения для сплавов легких металлов и армированных волокном пластиков. Их композитная структура обеспечивает согласование разных коэффициентов расширения используемых материалов.
Соединение верхней и боковой оболочки 11 с одной стороны и нижней оболочки 12 с другой стороны осуществляется при помощи многорядного заклепочного соединения 24, 25, в частности, при помощи трехрядного заклепочного соединения в каждом случае. Заклепочные соединения 24, 25 могут содержать титановые заклепки или титановые болты.
Структура соединения верхней и боковой оболочки 11 с одной стороны и нижней оболочки 12 с другой стороны проиллюстрирована согласно другому примеру осуществления изобретения на Фиг.3. С одной стороны соединения также расположена композитная планка 20 из алюминия и стекловолокна, а с другой стороны - тонкая пластина 23.
Фиг. 4а) и 4b) схематично показывают иллюстрацию поперечного сечения и, соответственно, схематично, в перспективе, иллюстрацию строения упомянутой выше композитной планки 20 из алюминия и стекловолокна, с поочередно расположенными слоями стекловолокна 21 и легкого металла 22.
Согласно примеру осуществления изобретения изготовление фюзеляжной конструкции воздушного судна в соответствии с изобретением, как описано выше, осуществляют путем изготовления в процессе склеивания верхней и боковой оболочки 11 из волокнистого композиционного материала, включая несущую конструкцию указанной оболочки, которая может быть образована стрингерами 13а и шпангоутами 13; изготовления нижней оболочки 12 из алюминия или иного легкого металлического материала, включая ее несущую конструкцию, которая может быть, в свою очередь, образована стрингерами 14а и шпангоутами 14; соединения верхней и боковой оболочки 11 с композитной планкой 20 из алюминия и стекловолокна (в первую очередь для того, чтобы лучше скомпенсировать допуски на волокнистый композиционный материал); установки верхней и боковой оболочки 11 на нижнюю оболочку 12 так, чтобы композитная планка 20 из стекловолокна и алюминия, соединенная с верхней и боковой оболочкой 11, входила в нижнюю оболочку. Соединение композитной планки 20 из алюминия и стекловолокна с нижней оболочкой 12 может осуществляться при помощи заклепок и, в частности, при помощи титановых болтов. Все сегменты фюзеляжа соединяют описанным образом. Затем сегменты фюзеляжа соединяют в единую фюзеляжную конструкцию путем фиксации поперечных стыков, в свою очередь, при помощи заклепок, в частности, титановых заклепок или титановых болтов.
Описанная гибридная конструкция является выгодной, поскольку для изготовления верхней и боковой оболочки 11, на которую действует меньшая нагрузка от внутреннего давления благодаря форме фюзеляжа с меньшим радиусом R1, и для которой риск внешнего воздействия ниже, используются уменьшающие вес волокнистые композиционные материалы. В то же время использование легкого металла или алюминиевого материала для изготовления нижней оболочки 12 выгодно, поскольку обеспечивает более высокую способность сопротивления внешним воздействиям. Такую конструкцию относительно легко испытывать и ремонтировать, и она является выгодной с точки зрения свойств гальванического покрытия и электрического экранирования: как средство снятия электрического заряда с верхней оболочки 11 и как средство экранирования магистралей и электронного оборудования от окружающей среды.
Перечень ссылочных обозначений
10 - фюзеляж воздушного судна; 11 - верхняя и боковая оболочка; 12 - нижняя оболочка; 12а - центральная зона; 13 - шпангоут; 13а - стрингер; 14 - шпангоут; 14а - стрингер; 15 - обшивка; 16 - обшивка; 17 - усиливающие ребра; 17а - внутренняя хорда; 18 - переходная зона; 19 - переходная зона; 20 - композитная планка из стекловолокна и алюминия; 21 - слои стекловолокна; 22 - слои легкого металла; 23 - тонкая пластина; 24 - заклепочное соединение; 25 - заклепочное соединение; 30 - палуба.

Claims (15)

1. Фюзеляжная конструкция воздушного судна, выполненная из множества соединенных вместе оболочек (11, 12), каждая из которых формирует часть фюзеляжа (10) воздушного судна и содержит несущую конструкцию (13, 13а, 14, 14а) и обшивку (15, 16), которая закреплена на несущей конструкции и герметизирует снаружи фюзеляж (10) воздушного судна с обеспечением устойчивости к сжатию, причем фюзеляжная конструкция воздушного судна содержит верхнюю и боковую оболочку (11) и нижнюю оболочку (12), при этом нижняя оболочка (12) имеет радиус (R2), который при осреднении по окружности превышает осредненный по окружности радиус (R1) верхней и боковой оболочки (11) более чем в 1,2 раза, верхняя и боковая оболочка (11), и нижняя оболочка (12) соединены в переходных зонах (18, 19), проходящих в продольном направлении воздушного судна, а несущая конструкция (14, 14а) нижней оболочки (12) имеет такие прочностные характеристики, что она способна воспринимать нагрузку от внутреннего давления нижней оболочки (12) без использования главной крестовины для обеспечения жесткости в поперечном направлении, отличающаяся тем, что нижняя оболочка (12) имеет центральную зону (12а), проходящую от центра воздушного судна к боковым сторонам и имеющую, по существу, постоянный радиус (R2), и имеет меньший радиус на сторонах (12b, 12с) вблизи переходных зон (18, 19), так что нижняя оболочка (12) плавно переходит в верхнюю и боковую оболочку (11).
2. Фюзеляжная конструкция по п.1, отличающаяся тем, что нижняя оболочка (12) имеет в центральной зоне (12а) радиус (R2), который превышает радиус (R1) верхней и боковой оболочки (11) более чем в 1,3 раза.
3. Фюзеляжная конструкция по п.1, отличающаяся тем, что нижняя оболочка (12) имеет в центральной зоне (12а) радиус (R2), который превышает радиус (R1) верхней и боковой оболочки (11) более чем в 2 раза.
4. Фюзеляжная конструкция по п.1, отличающаяся тем, что нижняя оболочка (12) имеет в центральной зоне (12а) радиус (R2), который превышает радиус (R1) верхней и боковой оболочки (11) более чем в 2,5 раза.
5. Фюзеляжная конструкция по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что представляет собой гибридную конструкцию, в которой нижняя оболочка (12) изготовлена из компонентов из легкого металла, а верхняя и боковая оболочка (11) изготовлена из компонентов из армированного волокном материала.
6. Фюзеляжная конструкция по п.5, отличающаяся тем, что верхняя и боковая оболочка (11) и нижняя оболочка (12) соединены в переходной зоне (18, 19) при помощи композитной планки (20) из стекловолокна и алюминия, представляющей собой слоистый элемент с чередующимися слоями стекловолокна (21) и слоями (22) алюминия.
7. Фюзеляжная конструкция по п.6, отличающаяся тем, что на композитной планке (20) из стекловолокна и алюминия предусмотрена тонкая пластина (23).
8. Фюзеляжная конструкция по п.6 или 7, отличающаяся тем, что соединение верхней и боковой оболочки (11) и нижней оболочки (12) выполнено в виде многорядного заклепочного соединения (24, 25).
9. Способ изготовления фюзеляжной конструкции воздушного судна, выполненной из множества соединенных вместе оболочек (11, 12), каждая из которых формирует часть фюзеляжа (10) воздушного судна и содержит несущую конструкцию (13, 13а, 14, 14а) и обшивку (15, 16), которая закреплена на несущей конструкции и герметизирует снаружи фюзеляж (10) воздушного судна с обеспечением устойчивости к сжатию, причем фюзеляжная конструкция воздушного судна содержит верхнюю и боковую оболочку (11) и нижнюю оболочку (12), при этом нижняя оболочка (12) имеет радиус (R2), который при осреднении по окружности превышает осредненный по окружности радиус (R1) верхней и боковой оболочки (11) более чем в 1,2 раза, верхняя и боковая оболочка (11) и нижняя оболочка (12) соединены в переходных зонах (18, 19), проходящих в продольном направлении воздушного судна, а несущая конструкция (14, 14а) нижней оболочки (12) имеет такие прочностные характеристики, что она способна воспринимать нагрузку от внутреннего давления нижней оболочки (12) без использования главной крестовины для обеспечения жесткости в поперечном направлении, отличающийся тем, что верхнюю и боковую оболочку (11), включая несущую конструкцию (13, 13а), изготавливают из волокнистого композиционного материала, а нижнюю оболочку (12), включая несущую конструкцию (14, 14а), изготавливают из алюминиевого материала, соединяют верхнюю и боковую оболочку (11) с композитной планкой из стекловолокна и алюминия, представляющей собой слоистый элемент с чередующимися слоями стекловолокна (21) и слоями алюминия (22), пригоняют верхнюю и боковую оболочку (11), включая композитную планку (20) из стекловолокна и алюминия, выступающую на верхней и боковой оболочке (11), к нижней оболочке (12), соединяют композитную планку (20) из стекловолокна и алюминия с нижней оболочкой (12).
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что изготовление верхней и боковой оболочки (11) из волокнистого композиционного материала включает склеивание стрингеров (13а) и шпангоутов (13), составляющих несущую конструкцию, с обшивкой (15).
11. Способ по п.9 или 10, отличающийся тем, что изготовление нижней оболочки (12) из алюминиевого материала включает изготовление стрингеров (14а), шпангоутов (14) и обшивки (16).
12. Способ по п.9 или 10, отличающийся тем, что соединение композитной планки (20) из стекловолокна и алюминия с верхней и боковой оболочкой (11) и нижней оболочкой (12) включает заклепочное соединение при помощи титановых болтов (24, 25).
13. Способ по п.9 или 10, отличающийся тем, что соединение верхней и боковой оболочки (11) и нижней оболочки (12) включает установку тонкой пластины (23) на композитной планке (20) из стекловолокна и алюминия.
14. Способ по п.9 или 10, отличающийся тем, что включает изготовление всех основных сегментов фюзеляжа и соединение этих сегментов в единую фюзеляжную конструкцию.
15. Способ по п.9 или 10, отличающийся тем, что включает фиксацию поперечных стыков секций фюзеляжа при помощи титановых болтов.
RU2008151379/11A 2006-06-06 2007-06-05 Фюзеляжная конструкция воздушного судна и способ изготовления этой конструкции RU2435703C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006026170.4 2006-06-06
DE102006026170A DE102006026170B4 (de) 2006-06-06 2006-06-06 Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008151379A RU2008151379A (ru) 2010-07-20
RU2435703C2 true RU2435703C2 (ru) 2011-12-10

Family

ID=38720942

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008151379/11A RU2435703C2 (ru) 2006-06-06 2007-06-05 Фюзеляжная конструкция воздушного судна и способ изготовления этой конструкции

Country Status (10)

Country Link
US (1) US8651421B2 (ru)
EP (1) EP2032430B1 (ru)
JP (1) JP2009539672A (ru)
CN (1) CN101466592B (ru)
AT (1) ATE465943T1 (ru)
BR (1) BRPI0712248A2 (ru)
CA (1) CA2654045A1 (ru)
DE (2) DE102006026170B4 (ru)
RU (1) RU2435703C2 (ru)
WO (1) WO2007141251A2 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8534605B2 (en) 2006-06-06 2013-09-17 Airbus Operations Gmbh Aircraft fuselage structure and method for producing it
US8651421B2 (en) 2006-06-06 2014-02-18 Airbus Operations Gmbh Aircraft fuselage structure and method for its production
US8695922B2 (en) 2006-06-06 2014-04-15 Airbus Operations Gmbh Aircraft fuselage structure and method for its production
RU2737210C1 (ru) * 2017-10-11 2020-11-26 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Узел крепления металлической конструкции с конструкцией из полимерных композиционных материалов

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2934562B1 (fr) * 2008-07-31 2011-04-22 Airbus France Panneau de protection et module de train d'atterissage le comportant.
CN102126549A (zh) * 2010-01-20 2011-07-20 苏章仁 圆形截面飞行载体壳体顺航向非对称分离仿生结构
JP6218323B2 (ja) * 2010-08-13 2017-10-25 ヘクセル コーポレイション 機械加工可能な複合材料
GB2528080A (en) * 2014-07-08 2016-01-13 Airbus Operations Ltd Structure
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing

Family Cites Families (111)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1393488A (en) * 1917-03-21 1921-10-11 L W F Engineering Company Inc Fuselage
US1355741A (en) * 1918-10-10 1920-10-12 Curtiss Aeroplane & Motor Co Airplane-fuselage
GB159351A (en) 1919-12-08 1921-03-03 Boulton & Paul Ltd Improvements in metal bulkheads for the fuselages or bodies of aircraft
US1885406A (en) * 1930-06-20 1932-11-01 Avions Kellner Bechereau Sa Manufacture of hollow bodies
US1874610A (en) * 1930-08-04 1932-08-30 Curtiss Aeroplane & Motor Co Fuselage construction
US1963416A (en) * 1932-03-07 1934-06-19 Boeing Co Airplane structural elements
US2134260A (en) * 1935-09-07 1938-10-25 James H Nickerson Aeroplane construction
US2259624A (en) * 1937-12-23 1941-10-21 Dornier Werke Gmbh Construction element for aircraft
US2263365A (en) * 1938-06-01 1941-11-18 Firm Henschel Flugzeug Werke A Cabin for aircraft
US2372905A (en) * 1941-07-15 1945-04-03 Curtiss Wright Corp Engine nacelle
US2407480A (en) * 1944-09-13 1946-09-10 Budd Co Aircraft fuselage and wing construction
US2500015A (en) * 1945-02-02 1950-03-07 Bendix Aviat Corp Frame structure for airplanes
US2778586A (en) * 1955-05-02 1957-01-22 Boeing Co Supersonic piloted airplane with adjustable nose
US2925050A (en) * 1957-01-09 1960-02-16 Pullman Inc Side frame construction and finish
US3023860A (en) * 1957-03-18 1962-03-06 Floyd P Ellzey Body construction
FR1333200A (fr) 1962-06-14 1963-07-26 Aviation Louis Breguet Sa Perfectionnements apportés à la construction de fuselages d'aérodynes
US3155348A (en) * 1962-06-14 1964-11-03 Aviation Louis Breguet Sa Aircraft fuselage
FR1345076A (fr) 1962-10-24 1963-12-06 Sud Aviation Perfectionnement aux structures à revêtement mince renforcé par des éléments longitudinaux et transversaux
FR1460060A (fr) * 1965-10-15 1966-06-17 Nord Aviation Fuselage de grande capacité et aérodyne correspondant
US3677502A (en) * 1969-03-10 1972-07-18 Andrei Nikolaevich Tupolev Supersonic aircraft
US3955781A (en) * 1974-03-10 1976-05-11 Andrei Nikolaevich Tupolev Supersonic aircraft with the engines disposed under the delta wing middle portion
US4310132A (en) * 1978-02-16 1982-01-12 Nasa Fuselage structure using advanced technology fiber reinforced composites
DE3141869C2 (de) * 1981-10-22 1984-02-02 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Fußbodenkonstruktion für den oberen Laderaum eines Luftfahrzeuges
FR2541773B1 (fr) * 1983-02-24 1985-06-14 Aerospatiale Dispositif portable pour l'examen non destructif d'une surface le long d'une ligne
US4646993A (en) * 1985-03-04 1987-03-03 The Boeing Company Sidewall vent valves for a convertible compartment aircraft
GB2196922A (en) 1986-09-26 1988-05-11 Airship Ind Airship gondola construction
FR2632604B1 (fr) * 1988-06-08 1991-07-12 Aerospatiale Cadre en materiau composite notamment pour fuselage d'aeronef, et son procede de fabrication
US5251849A (en) * 1989-12-26 1993-10-12 Florida International University For Board Of Regents Strain reduced airplane skin
US5223067A (en) * 1990-02-28 1993-06-29 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Method of fabricating aircraft fuselage structure
DE4019744C2 (de) 1990-06-21 1994-05-26 Poly Id Ag Steckborn Vorrichtung zum Reparieren von Bauteilen aus Kunststoff, insbesondere aus Faserverbundwerkstoffen
US5201831A (en) * 1991-11-15 1993-04-13 Atr International, Inc. Aircraft interior shell
US5242523A (en) * 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
US5429326A (en) * 1992-07-09 1995-07-04 Structural Laminates Company Spliced laminate for aircraft fuselage
US5560102A (en) 1992-10-13 1996-10-01 The Boeing Company Panel and fuselage assembly
DE4302706C2 (de) * 1993-02-01 1996-04-18 Daimler Benz Aerospace Airbus Anordnung zur Handhabung von Speisen und Getränken an Bord eines Flugzeuges
JPH06298186A (ja) * 1993-04-20 1994-10-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機の床板取付け装置
DE4313592C2 (de) * 1993-04-26 2000-02-17 Daimler Chrysler Aerospace Großraumflugzeug
DE4416506C2 (de) * 1994-05-10 1999-12-02 Daimler Chrysler Aerospace Passagierflugzeug
ES2112711B1 (es) 1994-05-25 1998-12-01 Torres Martinez M Estructura para aviones.
US5577688A (en) * 1994-06-15 1996-11-26 Sloan; Frank P. Containment systems for insulation, and insulation elements employing such systems
WO1996010477A1 (en) 1994-10-04 1996-04-11 E. Khashoggi Industries Placing filaments within extruded hydraulically settable compositions
US5866272A (en) * 1996-01-11 1999-02-02 The Boeing Company Titanium-polymer hybrid laminates
FR2766407B1 (fr) * 1997-07-22 1999-10-15 Aerospatiale Procede de fabrication de pieces de grandes dimensions en materiau composite a matrice thermoplastique, telles que des troncons de fuselage d'aeronefs
US5897079A (en) * 1997-08-18 1999-04-27 Mcdonnell Douglas Corporation Air curtain insulating system for aircraft cabin
US6435242B1 (en) * 1998-03-23 2002-08-20 Northrop Grumman Corp Repair pressure applicator
US5975183A (en) 1998-03-23 1999-11-02 Northrop Grumman Corporation Repair pressure applicator for in the field damaged aircraft
DE19844035C1 (de) * 1998-09-25 1999-11-25 Daimler Chrysler Aerospace Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung
US6158690A (en) 1998-10-30 2000-12-12 Sikorsky Aircraft Corporation Cabin interior panel system for reducing noise transmission in an aircraft
US6182926B1 (en) * 1998-12-18 2001-02-06 Be Intellectual Property, Inc. Aircraft crew rest station for a long distance airline flight
US6510961B1 (en) * 1999-04-14 2003-01-28 A&P Technology Integrally-reinforced braided tubular structure and method of producing the same
DE10005348B4 (de) * 2000-02-08 2004-05-06 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Fertigung von Nasenstrukturen für aerodynamische Flächen
JP4318381B2 (ja) * 2000-04-27 2009-08-19 本田技研工業株式会社 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体
DE10031510A1 (de) * 2000-06-28 2002-01-17 Airbus Gmbh Strukturbauteil für ein Flugzeug
US6478253B1 (en) * 2001-04-20 2002-11-12 The Boeing Company Airframe having area-ruled fuselage keel
SE517133C2 (sv) * 2001-06-05 2002-04-16 Saab Ab Anordning för att stödja en skalyta i ett flygplansskrov
SE519185C2 (sv) * 2001-06-07 2003-01-28 Saab Ab Flygplanspanel
DE10145272B4 (de) * 2001-09-14 2008-07-24 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flugzeug, insbesondere Passagierflugzeug, mit einem auf der Basis von Faserverbundbauteilen aufgebauten Rumpf
DE10145276B4 (de) * 2001-09-14 2008-04-10 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flugzeug, insbesondere Passagierflugzeug, mit einem Rumpf, der eine tragende Primärstruktur und einen Frachtraum umfasst
DE10155925C1 (de) * 2001-11-14 2003-03-20 Fraunhofer Ges Forschung Isolierpaket und seine Verwendung
FR2844742B1 (fr) * 2002-09-25 2005-04-29 Pechiney Rhenalu Feuilles composites stratifiees aluminium-fibres de verre
US6772977B2 (en) * 2002-10-10 2004-08-10 The Boeing Company Aircraft with multipurpose lower decks and associated methods of manufacture
RU2244660C2 (ru) 2003-02-03 2005-01-20 ОАО "ЦК ФПГ "Российский авиационный консорциум" Региональный самолет
DE10314039A1 (de) 2003-03-28 2004-10-07 Airbus Deutschland Gmbh Spantbauteil für ein Flugzeug
US6871822B2 (en) * 2003-04-18 2005-03-29 The Boeing Company Apparatus and methods of attaching panels to support structures
DE502004003292D1 (de) * 2003-07-18 2007-05-03 Telair Int Gmbh Flugzeug
RU2270135C2 (ru) 2004-03-04 2006-02-20 Карклин Андрей Михайлович Фюзеляж летательного аппарата
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
US7159822B2 (en) * 2004-04-06 2007-01-09 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7134629B2 (en) * 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
FR2869289B1 (fr) * 2004-04-27 2007-07-13 Eads Sogerma Services Sa Amenagement interieur des parois du fuselage d'un aeronef.
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US7802413B2 (en) * 2004-10-04 2010-09-28 The Boeing Company Apparatus and methods for reinforcing a structural panel
FR2877916B1 (fr) * 2004-11-15 2008-04-25 Airbus France Sas Cadre de structure de fuselage d'aeronef
DE102004056286B4 (de) 2004-11-22 2015-12-24 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung und Verfahren zum form- und/oder abmessungsunabhängigen Zusammenfügen und Heften von mehreren Einzelkomponenten zur Bildung von eigensteifen, transportfähigen Sektionen für Verkehrsmittel, insbesondere für Luftfahrzeuge
US7503368B2 (en) * 2004-11-24 2009-03-17 The Boeing Company Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
US7210655B2 (en) * 2004-12-03 2007-05-01 The Boeing Company Reconfigurable interior sidewall
US8201371B2 (en) * 2005-03-31 2012-06-19 The Boeing Company Composite beam chord between reinforcement plates
US7410352B2 (en) * 2005-04-13 2008-08-12 The Boeing Company Multi-ring system for fuselage barrel formation
DE102005023886A1 (de) 2005-05-24 2006-12-07 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugrumpf-Montagekonzept
DE102005026010B4 (de) * 2005-06-07 2010-12-30 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung einer verstärkten Schale zur Bildung von Teilkomponenten für Luftfahrzeuge
FR2888816B1 (fr) * 2005-07-20 2007-08-31 Airbus France Sas Panneau auto-raidi monolithique
US7621482B2 (en) 2005-11-15 2009-11-24 The Boeing Company Weight optimized pressurizable aircraft fuselage structures having near elliptical cross sections
FR2894869B1 (fr) * 2005-12-20 2009-10-09 Airbus France Sas Procede de fabrication d'un fuselage d'aeronef en materiau composite
US7459048B2 (en) 2006-01-31 2008-12-02 The Boeing Company One-piece inner shell for full barrel composite fuselage
DE102006044683A1 (de) * 2006-02-07 2007-08-23 Grob, Margret Flugzeugkörper und Verfahren zu seiner Herstellung
US8360362B2 (en) * 2006-02-21 2013-01-29 The Boeing Company Aircraft floor and method of assembly
DE102006019123B4 (de) * 2006-04-25 2012-08-02 Airbus Operations Gmbh Bodenstruktur für einen Rumpf
FR2901240B1 (fr) * 2006-05-17 2009-01-09 Airbus France Sas Poutre interne composite pour renforcer la structure d'un aeronef
DE102006026170B4 (de) 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026168A1 (de) 2006-06-06 2008-01-31 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026169B4 (de) * 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
ATE477175T1 (de) * 2006-06-28 2010-08-15 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfmontagekonzept
US7866440B2 (en) * 2006-07-21 2011-01-11 Rohr, Inc. System for joining acoustic cellular panel sections in edge-to-edge relation
ES2430554T3 (es) * 2006-08-31 2013-11-21 Airbus Operations S.L. Procedimiento y útil para la fabricación de componentes tubulares para fuselajes aeronáuticos
NL2000232C2 (nl) * 2006-09-12 2008-03-13 Gtm Consulting B V Huidpaneel voor een vliegtuigromp.
US7445180B2 (en) 2006-10-02 2008-11-04 The Boeing Company Actuation system for tail section of aircraft
DE102006048376B4 (de) * 2006-10-12 2010-04-15 Airbus Deutschland Gmbh Freitragende Kabinenstruktur
US7861970B2 (en) 2006-11-02 2011-01-04 The Boeing Company Fuselage structure including an integrated fuselage stanchion
US7735779B2 (en) * 2006-11-02 2010-06-15 The Boeing Company Optimized fuselage structure
DE102007003275B4 (de) * 2007-01-23 2013-11-28 Airbus Operations Gmbh Schalenelement als Teil eines Flugzeugrumpfes
CN101715411A (zh) * 2007-01-29 2010-05-26 空客运营有限公司 由复合材料制备的飞行器负载框架
DE102007008988A1 (de) * 2007-02-23 2008-08-28 Airbus Deutschland Gmbh Rumpf eines Luft-oder Raumfahrzeugs und ein entsprechendes Luft-oder Raumfahrzeug
US7787979B2 (en) * 2007-03-14 2010-08-31 The Boeing Company Splicing fuselage sections without shims
FR2915458B1 (fr) * 2007-04-25 2010-01-01 Airbus France Assemblage de panneaux de fuselage d'un avion
DE102007019692B4 (de) * 2007-04-26 2011-06-01 Airbus Operations Gmbh Flügel-Rumpf-Sektion eines Flugzeugs
FR2920743B1 (fr) 2007-09-07 2009-12-18 Airbus France Cadre de structure en materiau composite et fuselage d'aeronef comportant un tel cadre
WO2009068107A1 (en) * 2007-11-29 2009-06-04 Airbus France Sas Method of preparing the connection between two fuselage sections of an aircraft
DE102008007838B4 (de) * 2008-02-07 2013-07-18 Airbus Operations Gmbh Fußbodensystem für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs
ES2385993B1 (es) * 2008-12-18 2013-06-17 Airbus Operations, S.L. Fuselaje trasero de una aeronave con una zona de introducción de carga de un estabilizador horizontal de cola y de un estabilizador vertical de cola que comprende elementos receptores de las cargas de dichos estabilizadores unidos a elementos estructurales del fuselaje.
FR2942453B1 (fr) * 2009-02-24 2011-03-25 Airbus France Aeronef a structure de plancher renforcee.
ES2382765B1 (es) 2009-06-29 2013-05-03 Airbus Operations, S.L. Diseño de cuadernas de aeronave

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8534605B2 (en) 2006-06-06 2013-09-17 Airbus Operations Gmbh Aircraft fuselage structure and method for producing it
US8651421B2 (en) 2006-06-06 2014-02-18 Airbus Operations Gmbh Aircraft fuselage structure and method for its production
US8695922B2 (en) 2006-06-06 2014-04-15 Airbus Operations Gmbh Aircraft fuselage structure and method for its production
RU2737210C1 (ru) * 2017-10-11 2020-11-26 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Узел крепления металлической конструкции с конструкцией из полимерных композиционных материалов

Also Published As

Publication number Publication date
US8651421B2 (en) 2014-02-18
DE102006026170A1 (de) 2007-12-27
BRPI0712248A2 (pt) 2012-01-17
WO2007141251A3 (en) 2009-01-22
EP2032430B1 (en) 2010-04-28
DE102006026170B4 (de) 2012-06-21
US20090314891A1 (en) 2009-12-24
ATE465943T1 (de) 2010-05-15
RU2008151379A (ru) 2010-07-20
CN101466592B (zh) 2011-07-06
CN101466592A (zh) 2009-06-24
EP2032430A2 (en) 2009-03-11
DE602007006188D1 (de) 2010-06-10
JP2009539672A (ja) 2009-11-19
CA2654045A1 (en) 2007-12-13
WO2007141251A2 (en) 2007-12-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2435703C2 (ru) Фюзеляжная конструкция воздушного судна и способ изготовления этой конструкции
RU2435702C2 (ru) Фюзеляжная конструкция воздушного судна и способ ее изготовления
RU2564476C2 (ru) Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления
AU2013228054B2 (en) Circumference splice for joining shell structures
CA2343590C (en) Leading edge of supporting surfaces of aircraft
US8899522B2 (en) Aircraft fuselage with high strength frames
US20090321569A1 (en) Aircraft fuselage structure and method for its production
EP2164754A2 (en) Method for coupling stiffening profile elements and structural component
RU2434782C2 (ru) Фюзеляжная конструкция и способ изготовления этой конструкции
EP2700573B1 (en) A pressurized airplane fuselage, comprising a pressure bulkhead
US20150225065A1 (en) Stiffening Element, Method For Coupling The Same, And Shell Component For An Aircraft Or Spacecraft
US20170113777A1 (en) Structural Arrangement, Aircraft Or Spacecraft, And Method For Producing A Structural Arrangement
CA3010856A1 (en) Co-cured spar and stringer center wing box
US20140054418A1 (en) Door frame construction, fuselage portion and aircraft or spacecraft
GB2466993A (en) Aircraft Wing-Box

Legal Events

Date Code Title Description
TK4A Correction to the publication in the bulletin (patent)

Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL: 34-2011

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20120606