RU2470830C2 - Конструктивный элемент фюзеляжа самолета - Google Patents
Конструктивный элемент фюзеляжа самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2470830C2 RU2470830C2 RU2009136665/11A RU2009136665A RU2470830C2 RU 2470830 C2 RU2470830 C2 RU 2470830C2 RU 2009136665/11 A RU2009136665/11 A RU 2009136665/11A RU 2009136665 A RU2009136665 A RU 2009136665A RU 2470830 C2 RU2470830 C2 RU 2470830C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stringer
- structural element
- fuselage
- ribs
- element according
- Prior art date
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 4
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 229920002430 Fibre-reinforced plastic Polymers 0.000 description 1
- 238000009412 basement excavation Methods 0.000 description 1
- 210000003850 cellular structure Anatomy 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 239000011151 fibre-reinforced plastic Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 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
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/064—Stringers; Longerons
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/40—Sound or heat insulation, e.g. using insulation blankets
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
- Mutual Connection Of Rods And Tubes (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к конструктивному элементу фюзеляжа самолета. Конструктивный элемент фюзеляжа самолета содержит стрингеры (20, 30, 40, 50, 60), проходящие в продольном направлении фюзеляжа самолета, и ребра (80), проходящие поперечно стрингерам (20, 30, 40, 50, 60) вдоль окружности фюзеляжа. Стрингеры (30, 40, 50, 60) выполнены в форме крепежного рельса для элементов (100, 110). Элементы (100, 110) должны быть установлены в фюзеляже самолета. Элементы (100, 110) - это системные устройства и компоненты кабины, багажные отсеки, расположенные в салоне над головой пассажиров, и другие системные устройства функциональной инфраструктуры самолета. Стрингер (40), выполненный в форме крепежного рельса, имеет головную область (41), которая проходит в его продольном направлении, непрерывная между ребрами (80), и прерывается на ребрах (80) приемными выемками (42). В приемных выемках (42) размещены ребра (80). Достигается высокая гибкость при сборке систем и компонентов, которые устанавливают в фюзеляже независимо от рамы ребра. 16 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к конструктивному элементу фюзеляжа самолета согласно вводной части пункта 1 формулы изобретения.
Фюзеляж самолета обычно содержит стрингеры, проходящие в его продольном направлении, и ребра, проходящие поперечно стрингерам вдоль окружности фюзеляжа. Они придают фюзеляжу требуемую конструктивную прочность и поддерживают наружную обшивку фюзеляжа. Монтаж систем и компонентов кабины, которые должны быть установлены при окончательной сборке самолета в больших количествах в фюзеляже, обычно производят с помощью крепежных элементов, согласно уровню техники с помощью скоб, которые крепят к ребрам, проходящим по окружности фюзеляжа. Компоненты, которые наиболее видны пассажирам и которые крепят в фюзеляже таким образом, включают, например, багажные отсеки, расположенные в салоне над головой пассажиров. Эти ребра поглощают рабочие нагрузки, действующие на такие системы и компоненты. Крепление компонентов этого типа посредством скоб невыгодно, поскольку возможные точки крепления зависят от рамы ребра, при соответственно пониженной гибкости в смысле позиционирования, и расходы на сборку обычно высокие.
В документе DE 19955397 С1 раскрыто стопорное устройство, которое крепится к стрингеру в ячеистой конструкции самолета для временного размещения устройств, инструментов и т.п. Для того чтобы это стопорное устройство можно было быстро закрепить одной рукой в различных точках на стрингере, оно содержит выемку в форме канавки, адаптированной к наружному контуру стрингера, в которую с зацеплением входит стрингер, и блокирующее устройство, которое может перемещаться в стопорном устройстве под упругим воздействием пружины сжатия, входит в зацепление в его блокирующем положении передней стороной в выемку и удерживается в блокирующем положении пружиной сжатия.
Целью изобретения является предложение конструктивного элемента фюзеляжа самолета, в котором существует возможность высокой гибкости при сборке систем и компонентов, которые устанавливают в фюзеляже независимо от рамы ребра.
Эта цель выполняется конструктивным элементом фюзеляжа самолета с признаками, указанными в пункте 1 формулы изобретения.
Изобретение предлагает конструктивный элемент фюзеляжа самолета с стрингерами, проходящими в его продольном направлении, и ребрами, проходящими поперечно стрингерам вдоль окружности фюзеляжа. Согласно изобретению предусмотрено, что по меньшей мере один из стрингеров, проходящих в продольном направлении фюзеляжа самолета, выполнен как крепежные рельсы для элементов, которые должны быть установлены в фюзеляже самолета.
Преимущество конструктивного элемента согласно изобретению заключается в том, что возможно крепление к стрингеру с высокой несущей способностью и одновременно с малой массой требуемых для этого средств.
Согласно одному предпочтительному варианту осуществления предлагаемого конструктивного элемента по пункту 2 формулы изобретения, предлагается конструктивный элемент, включающий наружную обшивку фюзеляжа самолета, к которому подсоединены стрингеры и ребра. Одним из его преимуществ является то, что нагрузка передается непосредственно в наружную обшивку стрингером, который имеет форму крепежного рельса для элементов, которые должны быть установлены в фюзеляже самолета.
Другие преимущества и варианты осуществления предлагаемого конструктивного элемента описаны в других зависимых пунктах формулы изобретения. Иллюстративные варианты осуществления предлагаемого конструктивного элемента описаны ниже со ссылками на чертежи.
На Фиг.1 приведен общий перспективный вид конструктивного элемента фюзеляжа самолета, в котором по меньшей мере один стрингер согласно изобретению, проходящий в продольном направлении фюзеляжа самолета, имеет форму крепежного рельса для элементов, которые должны быть установлены в фюзеляже самолета.
На Фиг.2 приведен перспективный вид конструктивного элемента фюзеляжа самолета, в котором по меньшей мере один стрингер, проходящий в продольном направлении фюзеляжа самолета выполнен в форме крепежного рельса для элементов, которые должны быть установлены в фюзеляже самолета согласно иллюстративному варианту осуществления изобретения.
На Фиг.3 и 4 показан перспективный вид конструктивного элемента фюзеляжа самолета, в котором по меньшей мере один стрингер, проходящий в продольном направлении фюзеляжа самолета выполнен в форме крепежного рельса для элементов, которые должны быть установлены в фюзеляже самолета согласно еще двум иллюстративным вариантам осуществления изобретения.
На Фиг.2а) показан увеличенный вид в разрезе области основания стрингера, показанного на Фиг.2, 3 или 4, которое установлено на наружной обшивке согласно иллюстративному варианту осуществления изобретения теплоизолирующим способом, и показано здесь со ссылкой на иллюстративный вариант осуществления, показанный на Фиг.2. На Фиг.5 показан перспективный вид конструктивного элемента фюзеляжа самолета, в котором по меньшей мере один стрингер, проходящий в продольном направлении фюзеляжа самолета, выполнен в форме крепежного рельса для элементов, которые должны быть установлены в фюзеляже самолета, согласно другому иллюстративному варианту осуществления изобретения.
На Фиг.6 приведен вид в разрезе конструктивного элемента фюзеляжа самолета, в котором элементы, которые должны быть установлены в фюзеляже самолета, прикреплены к ребрам посредством скоб, известных из уровня техники.
На Фиг.6 показан вид в разрезе конструктивного элемента фюзеляжа самолета, в котором элементы 100, которые должны быть установлены в фюзеляже самолета, здесь багажные отсеки, установленные в салоне над головой пассажиров, прикреплены к ребрам 80, проходящим вдоль окружности фюзеляжа, посредством скоб 120, известных из уровня техники. Как уже сказано, крепление компонентов указанного типа посредством скоб 120 невыгодно из-за того, что, помимо прочего, существует зависимость возможных точек крепления на раме ребра при соответственном понижении гибкости в отношении позиционирования и при высокой стоимости сборки.
На Фиг.1 приведен перспективный вид конструктивного элемента фюзеляжа самолета, который включает стрингеры 20, 30, 40, 50, 60, проходящие в продольном направлении фюзеляжа самолета, и ребра 80, проходящие поперечно стрингерам 20, 30, 40, 50, 60 вдоль окружности фюзеляжа. Наружная обшивка 10 фюзеляжа самолета соединена со стрингерами 20, 30, 40, 50, 60 и с ребрами 80. Стрингеры 20, 30, 40, 50, 60 и ребра 80 придают фюзеляжу требуемую конструктивную прочность и поддерживают наружную обшивку 10.
Как показано на чертеже, по меньшей мере один из стрингеров 30, 40, 50, 60, проходящих в продольном направлении фюзеляжа самолета, выполнен в форме крепежного рельса для элементов 100, 110, которые должны быть установлены в фюзеляже самолета. Элементы 100, 110, которые должны быть установлены в фюзеляже самолета, могут быть системными устройствами и компонентами кабины, например багажными отсеками 100, расположенными в салоне над головой пассажиров, и другими системными устройствами 110 функциональной инфраструктуры самолета.
В иллюстративных вариантах осуществления, показанных на Фиг.2-4, стрингер 30, 40, 50, выполненный в форме крепежного рельса, содержит по крайней местами непрерывную головную область 31, 41, 51, обращенную вовнутрь фюзеляжа, которая пролегает в продольном направлении стрингера. Согласно показанному здесь иллюстративному варианту осуществления эта область над головой 31, 41, 51 имеет профильное поперечное сечение, предусмотренное для установки крепежных элементов. Крепежные элементы, которые не показаны отдельно на чертежах, которые могут быть предусмотрены так, как это сделано в известном уровне техники, и которые не являются предметом настоящего изобретения, используются при сборке системных устройств и компонентов кабины, которые должны быть установлены в больших количествах в фюзеляже при окончательной сборке самолета.
Как показано на Фиг.2 и 4, профильное сечение области над головой 31, 51 может быть Т-образным. Согласно Фиг.3, профиль области над головой 41 имеет С-образное профильное сечение, где открытый сегмент С-образного профильного сечения обращен внутрь фюзеляжа.
В иллюстративном варианте осуществления, показанном на Фиг.2, стрингер 30, выполненный в форме крепежного рельса, имеет область над головой, которая непрерывна в продольном направлении и предусмотрена в области ребер 80 с выемками 32, на которых стрингер 30 прерывается на его стороне, обращенной к наружной обшивке 10, и которая включает ребра 80 на стороне, обращенной внутрь фюзеляжа. Эта конструкция позволяет установить стрингер 30, который должен быть установлен над ребрами 80, после того, как они прикреплены к наружной обшивке 10.
С другой стороны, в иллюстративном варианте осуществления, показанном на Фиг.3, стрингер 40, выполненный как крепежный рельс, имеет область над головой 41, которая непрерывна в продольном направлении между ребрами 80, но прерывается приемными выемками 42 на ребрах 80. Эта конструкция позволяет крепить стрингер 40 к наружной обшивке 10 вместе с другими стрингерами 20, которые имеют обычную простую конструкцию, и позволяет устанавливать ребра 80 обычным способом. Эти соединительные элементы 46 затем могут быть введены в выемки 42 головной области 41 приемных ребер 80, причем эти элементы охватывают ребра 80 на стороне, обращенной внутрь фюзеляжа, так что на ребрах 80 обеспечивается неразрывность головной области 41 стрингера 40.
В иллюстративном варианте осуществления, показанном на Фиг.4, стрингер 50, выполненный в форме крепежного рельса, имеет головную область 51, которая непрерывно проходит в продольном направлении стрингера и предусмотрена на ребрах 80 с выемками, которые проходят по всем сторонам ребер 80. Эта конструкция позволяет крепить стрингер 50 к наружной обшивке 10 вместе с другими стрингерами 20, которые имеют традиционную форму, а также позволяет устанавливать ребра 80 путем вворачивания их в выемки 42.
В иллюстративном варианте осуществления, показанном на Фиг.5, стрингер 60, выполненный в форме крепежного рельса, изготовлен с профильным сечением для установки крепежных элементов. Здесь стрингер 60 имеет С-образное профильное сечение, открытый сегмент которого обращен внутрь фюзеляжа. Эта конструкция также позволяет крепить стрингер 60 к наружной обшивке 120 обычным способом вместе с другими стрингерами 20, которые выполнены в традиционной форме. Затем ребра 80 устанавливают поверх его обычным способом.
Как и в иллюстративном варианте осуществления, показанном на Фиг.3, стрингер 40, служащий в качестве крепежного рельса, может иметь форму перфорированного рельса с отверстиями или секциями 44, которые обеспечивают экономию массы и/или служат для крепления компонентов или устройств в кабине.
Конструкция стрингера 40 в форме перфорированного рельса может использоваться вместо конструкции или в дополнение к конструкции профиля 31, 41, 51, используемого для крепления в его головной области.
Как показано увеличенным в секциях видом в разрезе с Фиг.2а), стрингер 30, 40, 50, выполненный в форме крепежного рельса, может иметь область основания или фланец 33, 43, 53 для установки стрингера 30, 40, 50 на наружную обшивку 10, которая крепится к последней теплоизолирующим способом. Согласно Фиг.2а), область основания или фланец 33, 43, 53 крепят угловыми профилями 11, 12 и заклепками 14, 15 к наружной обшивке 10, где предусмотрена теплоизоляция 13 в форме теплоизолирующего слоя, проходящего вдоль области основания 33, 43, 53 между угловыми профилями 11, 121 и областью основания 33, 43, 53.
Конструктивный элемент с наружной обшивкой 109 и стрингерами 20, 30, 40, 50, 60, проходящими в продольном направлении фюзеляжа самолета, и ребрами 80, проходящими поперечно стрингерам 20, 30, 40, 50, 60 вдоль окружности фюзеляжа, может быть изготовлен из металла, пластика, армированного волокном, или иметь гибридную конструкцию, в которой используются эти два материала.
Перечень ссылочных номеров
10 | Конструктивный элемент |
11, 12 | Угловой профиль |
13 | Изоляция |
14 | Заклепка |
15 | Заклепка |
20 | Стрингер |
30, 40, 50, 60 | Стрингеры |
31, 41, 51 | Головная область |
32, 42, 52 | Выемка |
33, 43, 53 | Область основания, фланец |
44 | Отверстие, выемка |
46 | Уплотнительный элемент |
80 | Ребро |
100 | Багажный отсек |
110 | Устройства |
120 | Скоба |
Claims (17)
1. Конструктивный элемент фюзеляжа самолета, содержащий стрингеры (20, 30, 40, 50, 60), проходящие в продольном направлении фюзеляжа самолета, и ребра (80), проходящие поперечно стрингерам (20, 30, 40, 50, 60) вдоль окружности фюзеляжа, причем по меньшей мере один из стрингеров (30, 40, 50, 60), проходящих в продольном направлении фюзеляжа самолета, выполнен в форме крепежного рельса для элементов (100, 110), которые должны быть установлены в фюзеляже самолета, отличающийся тем, что стрингер (40), выполненный в форме крепежного рельса, имеет головную область (41), которая проходит в его продольном направлении, непрерывная между ребрами (80) и прерывается на ребрах (80) приемными выемками (42), в которых размещены упомянутые ребра.
2. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что конструктивный элемент содержит наружную обшивку (10) фюзеляжа самолета, с которой соединены стрингеры (20, 30, 40, 50, 60) и ребра (80).
3. Конструктивный элемент по п.2, отличающийся тем, что стрингер (30, 40, 50), выполненный в форме крепежного рельса, имеет область основания (33, 43, 53), проходящую в его продольном направлении, для установки стрингера (30, 40, 50) на наружную обшивку (10) и головную область (31, 41, 51), обращенную внутрь фюзеляжа и проходящую в продольном направлении обшивки.
4. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что соединительные уплотнительные элементы (46) введены в выемки (42) головной области (41) с ребрами (80), причем эти элементы охватывают ребра (80) на стороне, обращенной внутрь фюзеляжа.
5. Конструктивный элемент по п.3, отличающийся тем, что стрингер (30), выполненный в форме крепежного рельса, имеет непрерывную головную область (31), проходящую в продольном направлении стрингера, и имеет выемки (32) на ребрах (80), причем на этих выемках стрингер (30) прерывается на стороне, которая обращена к наружной обшивке (10), и на этих выемках головная область охватывает ребра (80) на стороне, обращенной внутрь фюзеляжа.
6. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что стрингер (50), выполненный в форме крепежного рельса, имеет головную область (51), которая является непрерывной в его продольном направлении и на ребрах (80) имеет выемки (52), на которых стрингер (50) охватывает ребра (80) на всех сторонах.
7. Конструктивный элемент по п.3, отличающийся тем, что головная область (31, 41, 51) стрингера (30, 40, 50), выполненного в форме крепежного рельса, имеет профильное сечение, предусмотренное для надежной установки крепежных элементов.
8. Конструктивный элемент по п.7, отличающийся тем, что профильное сечение головной области имеет L-образную форму.
9. Конструктивный элемент по п.7, отличающийся тем, что профильное сечение головной области (51) имеет Т-образную форму.
10. Конструктивный элемент по п.7, отличающийся тем, что профиль головной области (41) имеет С-образное сечение.
11. Конструктивный элемент по п.10, отличающийся тем, что открытый сегмент С-образного сечения профиля обращен внутрь фюзеляжа.
12. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что стрингер (60), выполненный в форме крепежного рельса, имеет профильное сечение, которое используется для надежной установки крепежных элементов.
13. Конструктивный элемент по п.12, отличающийся тем, что стрингер (60) имеет С-образное профильное сечение, открытый сегмент которого обращен внутрь фюзеляжа.
14. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что стрингер (40), выполненный в форме крепежного рельса, имеет конструкцию перфорированного рельса.
15. Конструктивный элемент по п.7, отличающийся тем, что стрингер (40), выполненный в форме крепежного рельса, имеет конструкцию перфорированного рельса и имеет головную область (41) с профильным сечением, предусмотренную для надежной установки крепежных элементов.
16. Конструктивный элемент по п.3, отличающийся тем, что стрингер (30, 40, 50), выполненный в форме крепежного рельса, имеет область основания (33, 43, 53) для установки стрингера (30, 40, 50) на наружную обшивку (10), причем стрингер крепят к наружной обшивке (10) теплоизолирующим способом.
17. Конструктивный элемент по п.16, отличающийся тем, что область основания (33, 43, 53) крепят угловыми профилями (11, 12) к наружной обшивке (10), причем теплоизоляция (13) расположена между угловыми профилями (11, 12) и областью основания (33, 43, 53).
Applications Claiming Priority (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US91409707P | 2007-04-26 | 2007-04-26 | |
DE102007019821A DE102007019821B4 (de) | 2007-04-26 | 2007-04-26 | Strukturelement eines Flugzeugrumpfs |
DE102007019821.5 | 2007-04-26 | ||
US60/914.097 | 2007-04-26 | ||
PCT/EP2008/055084 WO2008132171A2 (en) | 2007-04-26 | 2008-04-25 | Structural element of an aircraft fuselage |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009136665A RU2009136665A (ru) | 2011-04-20 |
RU2470830C2 true RU2470830C2 (ru) | 2012-12-27 |
Family
ID=39829141
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009136665/11A RU2470830C2 (ru) | 2007-04-26 | 2008-04-25 | Конструктивный элемент фюзеляжа самолета |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8905349B2 (ru) |
EP (1) | EP2137064B1 (ru) |
JP (1) | JP2010524771A (ru) |
CN (1) | CN101674978B (ru) |
AT (1) | ATE525281T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0810569A2 (ru) |
CA (1) | CA2682969A1 (ru) |
DE (1) | DE102007019821B4 (ru) |
RU (1) | RU2470830C2 (ru) |
WO (1) | WO2008132171A2 (ru) |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102007032235B4 (de) * | 2007-07-11 | 2015-05-07 | Airbus Operations Gmbh | Leichtes Schienensystem zur Krafteinleitung großer Lasten in eine Struktur |
DE102007032233B4 (de) | 2007-07-11 | 2014-07-10 | Airbus Operations Gmbh | Installationssystem für ein Flugzeug |
DE102007052672B4 (de) * | 2007-11-05 | 2016-12-01 | Airbus Operations Gmbh | Rumpfzellenstruktur eines Flugzeugs zur vereinfachten Verlegung und Befestigung von Haltern zur Befestigung von Leitungen |
DE102008020789A1 (de) | 2008-04-25 | 2009-11-05 | Airbus Deutschland Gmbh | Befestigungssystem sowie Verfahren zum Befestigen eines Elementes einer Flugzeuginnenausstattung |
DE102009029120B4 (de) | 2009-09-02 | 2011-12-08 | Airbus Operations Gmbh | Anordnung, insbesondere im Luft- und Raumfahrtbereich |
EP2655194B1 (en) * | 2010-12-23 | 2017-05-17 | Airbus Operations GmbH | Aircraft system component carrier system and mounting method |
FR2976916B1 (fr) * | 2011-06-27 | 2013-07-26 | Airbus Operations Sas | Dispositif et procede d'assemblage de deux troncons de fuselage d'aeronef |
DE102012001797A1 (de) * | 2012-01-30 | 2013-08-01 | Airbus Operations Gmbh | System und Verfahren zur Montage von Flugzeugsystemkomponenten in der Crown Area eines Flugzeugs |
DE102012009312A1 (de) * | 2012-05-10 | 2013-11-14 | Airbus Operations Gmbh | Rumpfaufbau |
EP3266705B1 (en) * | 2016-07-05 | 2019-06-26 | Airbus Operations GmbH | Interior component carrier system and method for mounting an aircraft interior component carrier system |
DE102018210507A1 (de) * | 2018-06-27 | 2020-01-02 | Airbus Operations Gmbh | Montagesystem für eine automatisierte Innenmontage eines Flugzeugrumpfes |
CN111055995A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-04-24 | 南京儒一航空机械装备有限公司 | 一种不易变形的主梁梁体及其加工工艺 |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU613947A1 (ru) * | 1976-03-24 | 1978-07-05 | Предприятие П/Я М-5261 | Металлический корпус лихтера |
SU1831595A3 (ru) * | 1990-04-11 | 1993-07-30 | Aлуcуиcc-Лohцa Cepbиcec Aг | Угловое соединение двух профилей и угольник углового соединительного элемента |
DE19639339A1 (de) * | 1996-09-25 | 1998-03-26 | Deutsche Waggonbau Ag | Schalenstruktur aus faserverstärktem Kunststoff für Fahrzeuge oder Behälter, insbesondere für Wagenkästen von Schienenfahrzeugen |
RU2143365C1 (ru) * | 1999-07-06 | 1999-12-27 | Закрытое акционерное общество "Интеллект" | Стрингер судна |
US20030080251A1 (en) * | 2001-10-30 | 2003-05-01 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
US20050005544A1 (en) * | 2003-07-10 | 2005-01-13 | Borowiecki Fabian A. | One piece decorative insulation and interior panel assembly |
DE102004035170B3 (de) * | 2004-07-21 | 2005-08-18 | Gerd K.H. Prof. h.c. Prof. Dr.-Ing. Sepold | Verfahren zur Fertigung eines zylindrisch gekrümmten Blechteils, insbesondere eines Außenhaut-Blechteils eines Flugkörpers |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2382358A (en) * | 1944-02-03 | 1945-08-14 | Budd Edward G Mfg Co | Stressed skin airfoil joint |
US2819032A (en) * | 1953-10-20 | 1958-01-07 | Douglas Aircraft Co Inc | Aircraft fuselage having panel damping material |
US2945653A (en) * | 1956-12-28 | 1960-07-19 | Republic Aviat Corp | Aircraft skin construction |
JPS5492585A (en) | 1977-12-29 | 1979-07-21 | Japan Organo Co Ltd | Ion exchange method |
US4310132A (en) * | 1978-02-16 | 1982-01-12 | Nasa | Fuselage structure using advanced technology fiber reinforced composites |
JPS624054Y2 (ru) * | 1979-07-04 | 1987-01-29 | ||
JPS5671680A (en) * | 1979-11-16 | 1981-06-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Manufacture of beam material with opening |
DE3341564A1 (de) * | 1983-11-17 | 1985-05-30 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Gekruemmtes flaechenbauteil, insbesondere fuer luftfahrzeuge und vorrichtung zu deren herstellung |
JP2591093B2 (ja) | 1988-08-20 | 1997-03-19 | 富士通株式会社 | 接触抵抗測定装置 |
JPH0613834B2 (ja) | 1990-05-02 | 1994-02-23 | 住友金属工業株式会社 | トンネル掘削における排土搬出方法および装置 |
JPH0414598U (ru) * | 1990-05-30 | 1992-02-05 | ||
JPH08156897A (ja) * | 1994-12-06 | 1996-06-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 舵面構造 |
US5931415A (en) * | 1997-05-09 | 1999-08-03 | The Boeing Company | Plug-type overwing emergency exit door assembly |
DE19955397C1 (de) * | 1999-11-18 | 2001-01-04 | Eads Airbus Gmbh | An einem Stringer einer Flugzeugzellenstruktur befestigte Haltevorrichtung |
SE519185C2 (sv) | 2001-06-07 | 2003-01-28 | Saab Ab | Flygplanspanel |
US6712316B2 (en) * | 2002-08-01 | 2004-03-30 | The Boeing Company | Snap-on sidewall assembly |
US7059565B2 (en) * | 2003-10-21 | 2006-06-13 | The Boeing Company | Aircraft frame hole patterns and brackets, and associated methods |
US7261256B2 (en) * | 2004-03-29 | 2007-08-28 | The Boeing Company | Variable-duct support assembly |
US7040575B2 (en) * | 2004-03-29 | 2006-05-09 | The Boeing Company | Foam composite insulation for aircraft |
EP1765640A1 (en) | 2004-07-01 | 2007-03-28 | 3M Innovative Properties Company | Insulation process |
US7325771B2 (en) * | 2004-09-23 | 2008-02-05 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
JP4354463B2 (ja) * | 2006-02-28 | 2009-10-28 | 三菱重工業株式会社 | 複合材を用いた構造部材の成形方法及び複合材料を用いた構造部材 |
-
2007
- 2007-04-26 DE DE102007019821A patent/DE102007019821B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-04-25 BR BRPI0810569A patent/BRPI0810569A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-04-25 US US12/595,230 patent/US8905349B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2008-04-25 JP JP2010504711A patent/JP2010524771A/ja active Pending
- 2008-04-25 AT AT08736584T patent/ATE525281T1/de not_active IP Right Cessation
- 2008-04-25 CN CN200880013652.1A patent/CN101674978B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2008-04-25 CA CA002682969A patent/CA2682969A1/en not_active Abandoned
- 2008-04-25 RU RU2009136665/11A patent/RU2470830C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-04-25 EP EP08736584A patent/EP2137064B1/en not_active Not-in-force
- 2008-04-25 WO PCT/EP2008/055084 patent/WO2008132171A2/en active Application Filing
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU613947A1 (ru) * | 1976-03-24 | 1978-07-05 | Предприятие П/Я М-5261 | Металлический корпус лихтера |
SU1831595A3 (ru) * | 1990-04-11 | 1993-07-30 | Aлуcуиcc-Лohцa Cepbиcec Aг | Угловое соединение двух профилей и угольник углового соединительного элемента |
DE19639339A1 (de) * | 1996-09-25 | 1998-03-26 | Deutsche Waggonbau Ag | Schalenstruktur aus faserverstärktem Kunststoff für Fahrzeuge oder Behälter, insbesondere für Wagenkästen von Schienenfahrzeugen |
RU2143365C1 (ru) * | 1999-07-06 | 1999-12-27 | Закрытое акционерное общество "Интеллект" | Стрингер судна |
US20030080251A1 (en) * | 2001-10-30 | 2003-05-01 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
US20050005544A1 (en) * | 2003-07-10 | 2005-01-13 | Borowiecki Fabian A. | One piece decorative insulation and interior panel assembly |
DE102004035170B3 (de) * | 2004-07-21 | 2005-08-18 | Gerd K.H. Prof. h.c. Prof. Dr.-Ing. Sepold | Verfahren zur Fertigung eines zylindrisch gekrümmten Blechteils, insbesondere eines Außenhaut-Blechteils eines Flugkörpers |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2137064A2 (en) | 2009-12-30 |
DE102007019821B4 (de) | 2012-11-22 |
BRPI0810569A2 (pt) | 2017-05-09 |
CN101674978B (zh) | 2015-04-29 |
DE102007019821A1 (de) | 2008-11-13 |
ATE525281T1 (de) | 2011-10-15 |
US8905349B2 (en) | 2014-12-09 |
CN101674978A (zh) | 2010-03-17 |
JP2010524771A (ja) | 2010-07-22 |
US20100243805A1 (en) | 2010-09-30 |
EP2137064B1 (en) | 2011-09-21 |
WO2008132171A2 (en) | 2008-11-06 |
CA2682969A1 (en) | 2008-11-06 |
WO2008132171A4 (en) | 2009-02-26 |
RU2009136665A (ru) | 2011-04-20 |
WO2008132171A3 (en) | 2009-01-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2470830C2 (ru) | Конструктивный элемент фюзеляжа самолета | |
CN106364677B (zh) | 飞行器立体空间集成型附接装置 | |
RU2435700C2 (ru) | Фюзеляжная конструкция воздушного судна и способ ее изготовления | |
US20170182919A1 (en) | Integrated door frame and handle bracket | |
RU2489312C2 (ru) | Фюзеляж летательного аппарата, выполненный из продольных панелей, и способ выполнения такого фюзеляжа | |
US20080156934A1 (en) | Apparatus and methods of attaching panels to support structures | |
US8684308B2 (en) | Universal arrangement for receiving a curtain rail for a partitioning curtain | |
US7661626B2 (en) | Window assembly retaining system | |
US8672397B2 (en) | Roof structure of a motor vehicle and roof module | |
US8100360B2 (en) | Light rail system for powered introduction of large loads in a structure | |
US20150225065A1 (en) | Stiffening Element, Method For Coupling The Same, And Shell Component For An Aircraft Or Spacecraft | |
EP3470328B1 (en) | Thermal growth management of radome by boundary constraints | |
CN107054614B (zh) | 为飞行器排出水分的装置和方法 | |
EP3254967B1 (en) | Interior component for an aircraft and aircraft with an interior component | |
US10611455B2 (en) | Aircraft assembly comprising a self-stiffened panel assembled with a structural element by means of an alternation of terminal ribs and terminal tabs | |
US20190367160A1 (en) | Aerodynamic aircraft wall comprising at least one vortex generator, and aircraft comprising the said aerodynamic wall | |
CN208118888U (zh) | 挂接式铝合金风道总成 | |
EP3778379B1 (en) | Nut plate assembly | |
RU51578U1 (ru) | Потолок пассажирского вагона | |
CN211809413U (zh) | 双层式的交通工具 | |
JPH0210009Y2 (ru) | ||
JPH0826020A (ja) | トラック等車両のアオリにおけるラッシングレールの取付装置 | |
WO2017220741A1 (en) | Vehicle body of a public transportation vehicle provided with floating floor panels | |
KR19980036363U (ko) | 트럭의 백패널 취부구조 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170426 |