RU2517026C2 - Защитная панель и содержащее ее шасси - Google Patents
Защитная панель и содержащее ее шасси Download PDFInfo
- Publication number
- RU2517026C2 RU2517026C2 RU2011107296/11A RU2011107296A RU2517026C2 RU 2517026 C2 RU2517026 C2 RU 2517026C2 RU 2011107296/11 A RU2011107296/11 A RU 2011107296/11A RU 2011107296 A RU2011107296 A RU 2011107296A RU 2517026 C2 RU2517026 C2 RU 2517026C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- panel
- deformable parts
- protective panel
- protective
- impacts
- Prior art date
Links
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 title claims abstract description 30
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 claims description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims 1
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 claims 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 5
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 244000019194 Sorbus aucuparia Species 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 235000006414 serbal de cazadores Nutrition 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/02—Undercarriages
- B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
- B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
- B64C25/16—Fairings movable in conjunction with undercarriage elements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиации и касается защитных панелей для модуля шасси летательного аппарата. Защитную панель устанавливают при помощи деформирующихся деталей на опоре, соединенной с конструкцией транспортного средства. Наружная поверхность защитной панели содержит композитный материал. Деформирующиеся детали взаимодействуют с несколькими стрингерами, установленными на рамах. Степень деформации деформирующихся деталей адаптирована к коэффициенту удлинения при разрыве наружной поверхности, чтобы несколько упомянутых деформирующихся деталей деформировались до разрыва наружной поверхности. Достигается снижение веса защитной панели и повышение ее стойкости к ударам при выбросах от шины по лоточной панели. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение касается защитной панели и содержащего ее модуля шасси. Задачей изобретения является уменьшение веса защитной панели и повышение ее стойкости к ударам, в частности к ударам при выбросах от шины по лоточной панели. Изобретение применяют, в частности, в области авиации.
В самолетах известного типа лоточную панель, расположенную сзади шасси и защищающую фюзеляж от осколков и камней, выбрасываемых при качении шин во время взлета или приземления, выполняют из алюминия, и она имеет, таким образом, коэффициент удлинения при разрыве, то есть степень максимального удлинения перед разрывом, 9%. С учетом присутствия рам с загибом на алюминиевой обшивке, которые являются очень жесткими, когда происходит удар между рамами, воздействию подвергается только обшивка на расстоянии между соответствующими рамами, и максимальное удлинение касается панели, поскольку рамы не обладают способностью радиальной деформации.
Вместе с тем, эта металлическая панель имеет большую массу и не отвечает современным требованиям уменьшения массы самолетов.
Настоящее изобретение призвано устранить эти недостатки. В этой связи объектом настоящего изобретения является защитная панель для транспортного средства, отличающаяся тем, что ее наружная поверхность содержит, по меньшей мере, один композитный материал, причем упомянутую защитную панель устанавливают при помощи деформирующихся деталей на опоре, соединенной с конструкцией транспортного средства, при этом степень деформации упомянутых деформирующихся деталей адаптирована к коэффициенту удлинения при разрыве наружной поверхности, чтобы несколько упомянутых деформирующихся деталей деформировались до разрыва наружной поверхности.
Благодаря этим признакам получают преимущество за счет легкости композитного материала. В случае удара по сравнению с жесткими опорами известных алюминиевых панелей деформация деформирующихся деталей обеспечивает распространение деформации наружной поверхности на большой площади, что, несмотря на низкий коэффициент удлинения при разрыве (как правило, менее 2%), повышает ударную стойкость. Таким образом, низкий коэффициент удлинения при разрыве компенсируют за счет включения деформирующихся деталей. При этом во время удара деформирующиеся детали работают наподобие «предохранителей».
Предпочтительно, чтобы упомянутые деформирующиеся детали были выполнены в виде клипсов.
Предпочтительно также, чтобы упомянутый композитный материал являлся материалом CFRP («carbon fiber reinforced plastic» - пластик, армированный углеродными волокнами).
Предпочтительно также, чтобы упомянутая опора была жесткой.
Предпочтительно также, чтобы деформирующиеся детали взаимодействовали с несколькими элементами жесткости. Эти элементы жесткости называются «стрингерами» или «рамами».
Предпочтительно также, чтобы деформирующиеся детали были расположены перпендикулярно к наружной поверхности панели и могли прогибаться под действием ударов.
Действительно, увеличение высоты делает деформирующиеся детали гораздо менее стойкими к нагрузкам сжатия, перпендикулярным к фюзеляжу, и поэтому при ударе они прогибаются. Это позволяет задействовать наружную поверхность панели или «обшивку» при прогибе с выходом за пределы плоскости, например, на трех промежутках между элементами жесткости вместо одного промежутка в известных решениях.
Вторым объектом настоящего изобретения является модуль шасси, отличающийся тем, что содержит шасси и описанную выше защитную панель в соответствии с настоящим изобретением.
Третьим объектом настоящего изобретения является летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один вышеупомянутый модуль шасси.
Преимущества и отличительные признаки этого модуля аналогичны преимуществам и отличительным признакам панели в соответствии с настоящим изобретением, поэтому их описание опускается.
Другие преимущества, задачи и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает схематичный вид частного варианта выполнения модуля шасси в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.2 - схематичный вид в разрезе деформации панели, происходящей при применении настоящего изобретения.
Фиг.3 - схематичный вид в разрезе частного варианта выполнения защитной панели в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.4 - схематичный частичный вид в изометрии частного варианта выполнения защитной панели в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг.1 показан модуль 105 шасси, содержащий шасси 110 и защитную панель 115, называемую также «лоточной панелью». На фиг.1 передняя часть самолета показана слева, и представляется понятным, что во время движения при взлете или приземлении шины 120 шасси 110 могут захватывать осколки или камни и отбрасывать их назад в сторону фюзеляжа самолета. Защитная панель 115 предназначена для предохранения фюзеляжа от этих ударов.
Согласно настоящему изобретению и как показано на фиг.3, наружная поверхность 140 защитной панели 115 в основном выполнена из композитного материала, например из CFRP, получаемого при помощи установки автоматического распределения волокон, в которую вводят слои материала с использованием машины, располагающей их полосками. Кроме того, эта панель содержит деформирующиеся детали 125 между наружной поверхностью 130 или «обшивкой» панели 115 и жесткой опорой 135, образующей конструкцию панели и соединенной с конструкцией самолета. Жесткая опора 135 содержит жесткие внутренние рамы 145.
Деформирующиеся детали 125 расположены перпендикулярно к наружной поверхности 145 защитной панели 115 и могут прогибаться под действием ударов.
Деформирующиеся детали обладают степенью деформации (выраженной длиной деформации на единицу прикладываемого усилия), адаптированной к коэффициенту удлинения при разрыве наружной поверхности, чтобы несколько деформирующихся деталей деформировались до того, как наступит разрыв наружной поверхности. Иначе говоря, усилие разрыва наружной поверхности соответствует кратной величине усилия, достаточного для деформации деформирующейся детали, при этом рассматриваемая кратная величина тем больше, чем ниже коэффициент удлинения при разрыве наружной поверхности. Например, если коэффициент удлинения при разрыве делится на два, эта кратная величина удваивается.
Таким образом, деформирующиеся детали 125 позволяют увеличить зону панели, которая деформируется в случае удара, по сравнению с жесткими конструкциями металлических лоточных панелей известного типа. Чтобы эти деформирующиеся детали 125 могли деформироваться в толще защитной панели 15, ее выполняют более толстой, чем традиционные алюминиевые лоточные панели.
Таким образом, низкое удлинение при разрыве композитного материала, меньшее 2% в случае CFRP, компенсируют за счет увеличения толщины защитной панели 115, что обеспечивает деформацию деформирующихся деталей 125.
На фиг.2 показаны кривые деформации наружной поверхности защитной панели: кривая 205 для алюминиевой обшивки и кривая 210 для панели в соответствии с настоящим изобретением.
Можно отметить, что при одинаковом прогибе обшивки:
- кривая 205 показывает ограниченное распространение деформации по существу на длину промежутка между двумя рамами 215, тогда как
- кривая 210 показывает распространение деформации на три промежутка между рамами 215.
На фиг.4 показано соответствующее расположение наружной поверхности 140, деформирующихся деталей 125 и рам 145. В данном случае деформирующиеся детали 125 выполнены в виде клипсов, перпендикулярных к наружной поверхности 140. В случае, показанном на фиг.4, рамы 145 выполнены с возможностью установки на них стрингеров (не показаны).
Клипсы 125, взаимодействующие с несколькими элементами жесткости (рамы 145 или стрингеры) панели 115, при ударе работают как предохранительные детали. Клипсы 125 обладают низкой стойкостью к нагрузкам сжатия, перпендикулярным к наружной поверхности 140, и поэтому при ударе прогибаются. Как было указано выше со ссылками на фиг.2, это позволяет распространить прогиб за пределы плоскости обшивки на три промежутка между рамами или между стрингерами и, следовательно, существенно уменьшить степень удлинения обшивки и снизить риск ее разрыва.
Как показано на фиг.3 и 4, плавающие рамы 145 проходят высоко над наружной поверхностью 140. По сравнению с известными металлическими панелями зазор между обшивкой и рамами увеличен с пяти миллиметров до 25 и даже до 35 миллиметров.
Claims (14)
1. Защитная панель (115) для транспортного средства, наружная поверхность (140) которой содержит, по меньшей мере, один композитный материал, причем упомянутую защитную панель устанавливают при помощи деформирующихся деталей (125) на опоре (135), соединенной с конструкцией транспортного средства, при этом деформирующиеся детали (125) взаимодействуют с несколькими элементами (145) жесткости упомянутой опоры, а степень деформации упомянутых деформирующихся деталей адаптирована к коэффициенту удлинения при разрыве наружной поверхности, чтобы несколько упомянутых деформирующихся деталей деформировались до разрыва наружной поверхности, отличающаяся тем, что упомянутые деформирующиеся детали (125) взаимодействуют с несколькими стрингерами, установленными на рамах.
2. Защитная панель (115) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутые деформирующиеся детали (125) выполнены в виде клипсов.
3. Защитная панель (115) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутые деформирующиеся детали (125) взаимодействуют с несколькими рамами.
4. Защитная панель (115) по п.1, отличающаяся тем, что деформирующиеся детали (125) расположены перпендикулярно к наружной поверхности (140).
5. Защитная панель (115) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутый композитный материал является материалом CFRP («carbon fiber reinforced plastic» - пластик, армированный углеродными волокнами).
6. Защитная панель (115) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая опора (135) является жесткой.
7. Защитная панель (115) по п.1, отличающаяся тем, что деформирующиеся детали (125) расположены перпендикулярно к наружной поверхности (140) панели и могут прогибаться под действием ударов.
8. Защитная панель (115) по п.2, отличающаяся тем, что деформирующиеся детали (125) расположены перпендикулярно к наружной поверхности (140) панели и могут прогибаться под действием ударов.
9. Защитная панель (115) по п.3, отличающаяся тем, что деформирующиеся детали (125) расположены перпендикулярно к наружной поверхности (140) панели и могут прогибаться под действием ударов.
10. Защитная панель (115) по п.4, отличающаяся тем, что деформирующиеся детали (125) расположены перпендикулярно к наружной поверхности (140) панели и могут прогибаться под действием ударов.
11. Защитная панель (115) по п.5, отличающаяся тем, что деформирующиеся детали (125) расположены перпендикулярно к наружной поверхности (140) панели и могут прогибаться под действием ударов.
12. Защитная панель (115) по п.6, отличающаяся тем, что деформирующиеся детали (125) расположены перпендикулярно к наружной поверхности (140) панели и могут прогибаться под действием ударов.
13. Модуль (105) шасси, отличающийся тем, что содержит шасси (110) и защитную панель (115) по любому из пп.1-12.
14. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один модуль (105) шасси по п.13.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0855310 | 2008-07-31 | ||
FR0855310A FR2934562B1 (fr) | 2008-07-31 | 2008-07-31 | Panneau de protection et module de train d'atterissage le comportant. |
PCT/FR2009/000966 WO2010012913A1 (fr) | 2008-07-31 | 2009-07-31 | Panneau de protection et train d ' atterrissage le comportant |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011107296A RU2011107296A (ru) | 2012-09-10 |
RU2517026C2 true RU2517026C2 (ru) | 2014-05-27 |
Family
ID=40404222
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011107296/11A RU2517026C2 (ru) | 2008-07-31 | 2009-07-31 | Защитная панель и содержащее ее шасси |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9090338B2 (ru) |
EP (1) | EP2307270B1 (ru) |
CN (1) | CN102112370B (ru) |
CA (1) | CA2732551C (ru) |
FR (1) | FR2934562B1 (ru) |
RU (1) | RU2517026C2 (ru) |
WO (1) | WO2010012913A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102010018932B4 (de) * | 2010-04-30 | 2013-06-13 | Airbus Operations Gmbh | Umfangsversteifung für einen Luftfahrzeugrumpf |
FR2978372B1 (fr) * | 2011-07-27 | 2013-09-13 | Airbus Operations Sas | Panneau raidi pour aeronef, comprenant des raidisseurs a ames entaillees |
FR2984231B1 (fr) | 2011-12-20 | 2014-05-16 | Michelin Soc Tech | Sommet pour pneumatique d'avion |
FR2984232B1 (fr) | 2011-12-20 | 2014-02-07 | Michelin Soc Tech | Sommet pour pneumatique d'avion |
FR2984233B1 (fr) | 2011-12-20 | 2014-05-16 | Michelin Soc Tech | Sommet pour pneumatique d'avion |
FR3026990B1 (fr) | 2014-10-09 | 2016-12-09 | Michelin & Cie | Bande de roulement pour pneumatique d'avion |
CN105584628B (zh) * | 2015-10-27 | 2021-03-30 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种护板起落架联动收放装置 |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2022212A (en) * | 1978-05-16 | 1979-12-12 | Renault | Bumper device for a motor vehicle |
SU1761594A1 (ru) * | 1990-12-18 | 1992-09-15 | Ростовское высшее военное командно-инженерное училище ракетных войск | Многослойна амортизирующа панель |
EP1607272A1 (de) * | 2004-06-16 | 2005-12-21 | Jacob Composite GmbH | Bauteil zur Energieaufnahme bei einem Aufprall |
Family Cites Families (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1894582A (en) * | 1931-10-22 | 1933-01-17 | Aviat Patent And Res Corp | Retractable landing gear |
US3670996A (en) * | 1969-10-20 | 1972-06-20 | Boeing Co | Landing gear gravel and water deflector |
US4408736A (en) * | 1981-03-23 | 1983-10-11 | Grumman Aerospace Corporation | Landing gear door mud guard |
DE3141869C2 (de) * | 1981-10-22 | 1984-02-02 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Fußbodenkonstruktion für den oberen Laderaum eines Luftfahrzeuges |
US4460205A (en) * | 1981-12-21 | 1984-07-17 | Concept Anaylsis Corporation | Energy absorbing vehicle bumper assembly |
EP0329434B1 (en) * | 1988-02-19 | 1993-07-28 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Textile structure for reinforcing structural members such as beams made of composite material, and method of producing the same |
DE3827279A1 (de) | 1988-08-11 | 1990-02-15 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Vorrichtung zum abfangen von lasten |
US5058827A (en) * | 1989-12-07 | 1991-10-22 | Mcdonnell Douglas Corporation | Super debris deflector |
DE4313592C2 (de) * | 1993-04-26 | 2000-02-17 | Daimler Chrysler Aerospace | Großraumflugzeug |
CN2220970Y (zh) * | 1994-09-28 | 1996-02-28 | 唐玉林 | 机动车船飞机弹力保险杠 |
DE69529453T2 (de) * | 1994-12-26 | 2003-10-02 | Honda Motor Co Ltd | Mehrschichtige Platte aus faserverstärktem Kunststoff, und stossdämpfende Struktur |
US6199937B1 (en) * | 1999-02-01 | 2001-03-13 | Visteon Global Technologies, Inc. | Energy absorbing pocket member |
GB0002016D0 (en) * | 2000-01-29 | 2000-03-22 | Gkn Westland Helicopters Ltd | Method of improving the crashworthiness of an aircraft |
JP4380909B2 (ja) * | 2000-12-06 | 2009-12-09 | 本田技研工業株式会社 | 繊維強化複合材からなる中空構造物及びその補強物の接合方法 |
JP4526698B2 (ja) * | 2000-12-22 | 2010-08-18 | 富士重工業株式会社 | 複合材成形品及びその製造方法 |
US6845943B2 (en) * | 2002-10-22 | 2005-01-25 | The Boeing Company | Apparatuses and methods for preventing foreign object damage to aircraft engines |
ES2391267T5 (es) * | 2003-04-01 | 2015-08-10 | Krauss-Maffei Wegmann Gmbh & Co. Kg | Dispositivo de protección contra minas |
DE102004018579A1 (de) * | 2004-04-16 | 2005-11-03 | Airbus Deutschland Gmbh | Verkleidung für eine Struktur eines Flugzeugs |
US7080805B2 (en) * | 2004-05-05 | 2006-07-25 | The Boeing Company | Stiffened structures and associated methods |
DE102004029485B4 (de) * | 2004-06-18 | 2007-05-31 | Eads Deutschland Gmbh | Impuls-absorbierendes Struktur-Bauteil |
US7997529B2 (en) * | 2006-01-19 | 2011-08-16 | The Boeing Company | Compliant panel for aircraft |
DE102006026170B4 (de) * | 2006-06-06 | 2012-06-21 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung |
FR2904602B1 (fr) * | 2006-08-01 | 2009-04-10 | Airbus France Sas | Encadrement de porte pour aeronef |
US7997534B2 (en) * | 2006-10-13 | 2011-08-16 | Airbus Operations Gmbh | Connecting structure for an aircraft or spacecraft and method for producing the same |
CN101032947A (zh) * | 2007-04-18 | 2007-09-12 | 游丽鹏 | 对碰撞具有缓冲作用的汽车防撞装置 |
US7946531B2 (en) * | 2008-02-14 | 2011-05-24 | The Boeing Company | Debris deflecting device, system, and method |
-
2008
- 2008-07-31 FR FR0855310A patent/FR2934562B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-07-31 US US13/056,423 patent/US9090338B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2009-07-31 CN CN200980130619.1A patent/CN102112370B/zh active Active
- 2009-07-31 RU RU2011107296/11A patent/RU2517026C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2009-07-31 WO PCT/FR2009/000966 patent/WO2010012913A1/fr active Application Filing
- 2009-07-31 EP EP09802561.2A patent/EP2307270B1/fr active Active
- 2009-07-31 CA CA2732551A patent/CA2732551C/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2022212A (en) * | 1978-05-16 | 1979-12-12 | Renault | Bumper device for a motor vehicle |
SU1761594A1 (ru) * | 1990-12-18 | 1992-09-15 | Ростовское высшее военное командно-инженерное училище ракетных войск | Многослойна амортизирующа панель |
EP1607272A1 (de) * | 2004-06-16 | 2005-12-21 | Jacob Composite GmbH | Bauteil zur Energieaufnahme bei einem Aufprall |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2934562B1 (fr) | 2011-04-22 |
EP2307270B1 (fr) | 2013-05-15 |
CN102112370B (zh) | 2015-05-13 |
EP2307270A1 (fr) | 2011-04-13 |
WO2010012913A1 (fr) | 2010-02-04 |
CA2732551A1 (en) | 2010-02-04 |
RU2011107296A (ru) | 2012-09-10 |
CA2732551C (en) | 2016-12-13 |
US9090338B2 (en) | 2015-07-28 |
CN102112370A (zh) | 2011-06-29 |
FR2934562A1 (fr) | 2010-02-05 |
US20110174923A1 (en) | 2011-07-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2517026C2 (ru) | Защитная панель и содержащее ее шасси | |
US9359085B2 (en) | Aircraft with fuselage-mounted engines and an internal shield | |
RU2424945C2 (ru) | Дверное обрамление для летательного аппарата | |
US8376275B2 (en) | Energy absorbing structure for aircraft | |
US8434716B2 (en) | Compliant crown panel for an aircraft | |
US9162745B2 (en) | Aircraft with an integrated energy-absorbing deformation structure and aircraft with such a fuselage | |
EP1963095B1 (en) | Protection device | |
EP3318481B1 (en) | Panel structure for an aircraft and manufacturing method thereof | |
CA2953997C (en) | Panel assembly with crush section | |
WO2013057355A2 (es) | Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño mejorado | |
EP1475304B1 (en) | Aircraft wing | |
US10369762B2 (en) | Impact resistant sandwich structure | |
US20060234007A1 (en) | Device for the protection against and detection of impacts on the edges of a layered composite structure | |
US6620484B1 (en) | Variable density stitched-composite structural elements for energy absorption | |
CN113942628B (zh) | 一种高生存力直升机座舱 | |
US10730602B2 (en) | Aircraft with a protective shield against an engine blade release | |
CN114084358A (zh) | 一种飞机抗鸟撞结构 | |
Lindsay et al. | The weight optimization of an armored crashworthy crewseat through the use of advanced composites and design |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180801 |