RU2532010C2 - Рама проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата - Google Patents
Рама проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2532010C2 RU2532010C2 RU2012103005/11A RU2012103005A RU2532010C2 RU 2532010 C2 RU2532010 C2 RU 2532010C2 RU 2012103005/11 A RU2012103005/11 A RU 2012103005/11A RU 2012103005 A RU2012103005 A RU 2012103005A RU 2532010 C2 RU2532010 C2 RU 2532010C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- frame
- level
- wall
- opening made
- Prior art date
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
- B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
- B64C1/1407—Doors; surrounding frames
- B64C1/1461—Structures of doors or surrounding frames
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Buildings Adapted To Withstand Abnormal External Influences (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к области авиации. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата, ограниченном обшивкой, содержит верхний продольный элемент жесткости и нижний продольный элемент жесткости, обеспечивающие соединение между двумя вертикальными узлами (62), расположенными по обе стороны от проема, на уровне которых предусмотрен упор (56), обеспечивающий восприятие радиальных усилий, создаваемых дверью. Каждый вертикальный узел (62) содержит стенки из композитного материала, соединенные между собой для образования замкнутого и полого профиля, чтобы получить конструкцию в виде кессона. Летательный аппарат содержит раму двери. Группа изобретений направлена на упрощение выполнение рамы из композиционного материала. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Настоящее изобретение касается рамы проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата.
На фиг. 1-3 в качестве примера показана передняя часть летательного аппарата 10, содержащая фюзеляж 12, в котором выполнен проем 14, который предназначен, например, для прохождения пассажиров и который может закрываться дверью, называемой пассажирской дверью, отделяющей наружное пространство 16 летательного аппарата от его внутреннего пространства 18.
Как известно, фюзеляж летательного аппарата содержит обшивку 20, усиленную конструкцией, содержащей, в частности, первый ряд продольных элементов усиления (стрингеры) и второй ряд поперечных элементов усиления (шпангоуты).
Для обеспечения передачи усилий между конструкцией двери и конструкцией фюзеляжа вокруг проема 14 предусмотрена дверная рама 22.
В случае пассажирской двери она создает на уровне дверной рамы 22 в основном радиальные усилия, направленные наружу летательного аппарата (показанные на фиг. 3 стрелкой F), которые воспринимаются упорами 24, предусмотренными на уровне рамы 22.
Для восприятия усилий этого типа рама 22 содержит, с одной стороны, бордюрный каркас, содержащий верхний продольный элемент жесткости, называемый перемычкой 26, нижний продольный элемент жесткости, называемый порогом 28, вертикальные элементы 30 жесткости по обе стороны от проема 14 и, с другой стороны, вспомогательный каркас, образованный по меньшей мере двумя вертикальными элементами 32 жесткости, расположенными по обе стороны от проема на некотором расстоянии, и продольными верхним и нижним элементами 34 жесткости, отстоящими от перемычки 26 и от порога 28. Для соединения бордюрного каркаса и вспомогательного каркаса предусмотрены нервюры или усиления. Так, элементы 30 и 32 жесткости соединены нервюрами, называемыми межреберными нервюрами 36, таким образом, чтобы образовать по обе стороны от проема 12 конструкцию в виде лестницы. Такая конструкция в виде лестницы описана в документе WO03/104080.
Как показано на фиг. 3, момент, создаваемый усилием сдвига F, которое действует на уровне каждого упора 24 на раму 22, выражается двумя противоположными реакциями - первой реакцией R1 на уровне вспомогательного каркаса и второй реакцией R2 на уровне бордюрного каркаса. Согласно этому типу конструкции уравновешивание усилий происходит локально напротив каждого дверного упора благодаря соответствующей межреберной нервюре.
Нагрузка на дверную раму 22 не ограничивается этими радиальными усилиями. Дверная рама в целом должна обеспечивать целостность фюзеляжа.
Согласно первому варианту выполнения все элементы, образующие дверную раму 22, и обшивка фюзеляжа являются металлическими, при этом вертикальные элементы 30 и 32 жесткости, а также межреберные нервюры 36 выполнены из толстого листового проката, обработанного при помощи известных технологий. После обработки эти различные элементы собирают таким образом, чтобы получить узлы в виде лестницы, затем на эти полученные узлы устанавливают обшивку. Недостатком этого решения с металлической обшивкой является необходимость применения многочисленных креплений, зато ее преимуществом является возможность контроля толщины и последовательных и параллельных между собой плоскостей установки. Чтобы снизить летную массу летательных аппаратов, в настоящее время стремятся использовать композитные материалы.
Согласно первому варианту выполнения дверной рамы из композитного материала выполняют первый узел, содержащий бордюрный каркас, вспомогательный каркас и межреберные нервюры. Выполнение этого узла в виде единой детали требует применения сложной оснастки. Кроме того, соединение с обшивкой из композитного материала требует использования вставок по причине усадки объема обшивки, выполненной из предварительно пропитанных слоев, что значительно увеличивает время сборки.
Согласно другому варианту выполнения дверной рамы из композитного материала все элементы выполняют из композитного материала отдельно, а затем их соединяют аналогично элементам металлической дверной рамы. Однако это решение не является удовлетворительным, так как экономичное выполнение деталей из композитного материала создает проблемы размерных допусков при стыковке различных деталей. Наконец, сборка по такой же архитектуре, что и для металлических деталей (бордюрный каркас, вспомогательный каркас, межреберные нервюры), для элементов из композитного материала не позволяет оптимизировать восприятие усилий по причине невысокой стойкости деталей из композитного материала по отношению к усилиям, действующим за пределами плоскости слоев, образующих упомянутые детали.
Настоящее изобретение призвано устранить недостатки известных технических решений и предложить раму проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата, архитектура которой позволяет оптимизировать восприятие усилий. Архитектура должна также позволить упростить выполнение рамы из композитного материала.
В этой связи объектом настоящего изобретения является рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата, ограниченном обшивкой, при этом упомянутая рама содержит верхний продольный элемент жесткости и нижний продольный элемент жесткости, обеспечивающие соединение между двумя вертикальными узлами, расположенными по обе стороны от проема, на уровне которых предусмотрен по меньшей мере один упор, обеспечивающий восприятие радиальных усилий, создаваемых дверью, отличающаяся тем, что каждый вертикальный узел содержит по меньшей мере три стенки из композитного материала, соединенные между собой для образования замкнутого и полого профиля, чтобы получить конструкцию в виде кессона.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания изобретения, представленного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - схематичный вид передней части летательного аппарата.
Фиг. 2 - вид в перспективе известной дверной рамы изнутри летательного аппарата.
Фиг. 3 - вид в разрезе по плоскости, содержащей межреберную нервюру, дверной рамы в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг. 4 - вид в перспективе дверной рамы в соответствии с настоящим изобретением изнутри летательного аппарата.
Фиг. 5 - вид в продольном разрезе борта дверной рамы, показанной на фиг. 4.
Фиг. 6 - вид в перспективе внутреннего пространства усиления, образующего борт дверной рамы, показанный на фиг. 5.
Фиг. 7 - вид в перспективе дверной рамы в соответствии с настоящим изобретением, иллюстрирующий выигрыш в месте по сравнению с известным техническим решением.
Фиг. 8 - вид в продольном разрезе с показом двух частей, образующих борт дверной рамы в соответствии с настоящим изобретением, перед их сборкой.
На фиг. 4 показан фюзеляж летательного аппарата, в котором необходимо выполнить проем 40, который можно закрыть дверью (не показана).
Фюзеляж содержит обшивку 42, установленную на конструкции, образованной элементами жесткости, в частности первым рядом продольных элементов 44 усиления, называемых стрингерами, и вторым рядом поперечных элементов 46 усиления, называемых шпангоутами.
Обшивка 42 позволяет изолировать внутреннее пространство летательного аппарата, обозначенное на фиг. 5 позицией 48, от окружающей среды, обозначенной позицией 50.
Согласно неограничительному варианту применения этот проем 40 обеспечивает прохождение пассажиров снаружи внутрь и наоборот.
В частности, для обеспечения передачи усилий между дверью и конструкцией летательного аппарата проем 40 ограничен рамой 52.
Как и в известных решениях, дверная рама 52 содержит упоры 56, на которые может опираться дверь и которые обеспечивают, в частности, восприятие усилий, направленных наружу и показанных стрелкой F. Предпочтительно эти упоры располагают на уровне вертикальных стоек упомянутой рамы.
В дальнейшем тексте описания под продольной осью летательного аппарата следует понимать ось, которая проходит от носа к хвосту летательного аппарата по существу параллельно образующим фюзеляжа. Под поперечной плоскостью следует понимать плоскость, перпендикулярную к продольной оси. Радиальное направление содержится в поперечной плоскости и проходит через продольную ось. Под продольной плоскостью следует понимать плоскость, содержащую продольную ось и радиальное направление.
Дверная рама 52 содержит верхний продольный элемент 58 жесткости, называемый перемычкой, и нижний продольный элемент 60 жесткости, называемый порогом, при этом перемычка 58 и порог 60 обеспечивают соединение между двумя вертикальными узлами 62, расположенными по обе стороны от проема 40. Перемычка и порог выполнены в виде нервюр, расположенных в продольных плоскостях. Как правило, эти элементы 58 и 60 жесткости имеют С-образное сечение с центральной частью, расположенной в продольной плоскости, и с отбортованными кромками, одна из которых входит в контакт с обшивкой летательного аппарата.
Эти элементы 58 и 60 жесткости выполнены из композитного материала. Вместе с тем их можно выполнить из другого материала, например из металла. Их дальнейшее описание опускается, так как они могут иметь разные формы для обеспечения, в частности, соединения между вертикальными узлами 62.
Согласно изобретению вертикальные узлы 62 выполнены из композитного материала и не имеют архитектуры в виде лестницы, как в известных технических решениях, а имеют архитектуру в виде кессона.
Под кессонной архитектурой следует понимать то, что узел 62 содержит по меньшей мере три стенки, соединенные между собой таким образом, чтобы образовать замкнутый и полый профиль.
Для этого, как показано на фиг. 5, узел 62 содержит первую стенку 64, расположенную на уровне кромки проема, вторую стенку 66, расположенную по существу перпендикулярно к первой стенке 64 в плоскости обшивки летательного аппарата после соединения рамы с фюзеляжем, при этом упомянутая вторая стенка 66 соединена и является смежной с первой стенкой 64, и наклонную третью стенку 68, соединяющую конец первой стенки 64, направленный внутрь, и конец второй стенки 66, удаленный от кромки проема, таким образом, чтобы получить кессонную форму.
Как показано на фиг. 5, кессонная форма позволяет уравновесить моменты, создаваемые усилиями упоров под нагрузкой кручения на эту кессонную форму, показанной стрелками 70. Этот поток кручения создает усилия сдвига на уровне кессонных узлов 62, которые являются более предпочтительными при выполнении из композитных материалов, чем известные конструкции в виде лестницы, так как усилия остаются все время в плоскости стенок, которые, как правило, выполнены в виде слоистых элементов.
Согласно другому отличительному признаку эти потоки кручения, создаваемые в узлах 62, уравновешиваются на уровне зон их соединения с перемычкой 58 и с порогом 60.
Согласно варианту выполнения каждый узел 62 содержит первую часть 72, содержащую первую стенку 64 и наклонную стенку 68, и вторую часть 74, содержащую вторую стенку 66 и образующую часть обшивки фюзеляжа.
Первая часть 72 кессонной формы детально показана на фиг. 5 и 6. Она образована пластиной, имеющей сечение с первой гранью, образующей первую стенку 64, со второй гранью 76, по существу перпендикулярной к первой грани, с третьей гранью, образующей наклонную стенку 68, и с четвертой гранью 78, служащей опорной поверхностью для второй части 74 и, в случае необходимости, для обшивки 42 фюзеляжа.
Эта первая часть 72 кессонной формы содержит элементы усиления, препятствующие разгибанию граней. Так, первая часть 72 кессонной формы содержит первый ряд нервюр 80, расположенных перпендикулярно к поверхности третьей и четвертой граней, обращенной внутрь летательного аппарата, и второй ряд нервюр 82, расположенных перпендикулярно к поверхности первой, второй и третьей граней, обращенной наружу летательного аппарата.
Нервюры 80 и 82 содержат отбортованные кромки только на уровне краев, входящих в контакт с первой частью 72.
Предпочтительно нервюры 80 и 82 расположены напротив дверных упоров 56.
Вторая часть 74 кессонной формы имеет вид пластины и образует часть обшивки фюзеляжа летательного аппарата.
Чтобы обеспечить соединение между двумя частями 72 и 74, можно предусмотреть уголок 84 для обеспечения соединения между второй частью 74 и первой гранью, образующей первую стенку 64 первой части 72, при этом вторую часть 74 прижимают к четвертой грани 78. Этот уголок 84 обеспечивает функцию предохранительной детали и способствует упрощению стыковки между двумя частями 72 и 74 кессонной формы.
Предпочтительно нервюры 82 имеют соответствующие размеры, чтобы оставлять промежуток 86 между упомянутыми нервюрами 82 и второй частью 74, как показано на фиг. 5, чтобы упомянутые нервюры 82 не сталкивались с упомянутой второй частью 74 во время соединения двух частей 72 и 74 кессонной формы.
Согласно другому преимуществу, поскольку вторая часть 74, образующая обшивку фюзеляжа на уровне рамы, входит в контакт только на уровне уголка 84 и четвертой грани 78, то это позволяет локализовать зоны изменения толщины (например, по причине расслоения) в зонах, которые не служат опорой для другой детали, в частности, первой части 72 кессонной формы.
Предпочтительно наклонная стенка 68 содержит отверстия 88 для обеспечения доступа внутрь кессонной формы, например доступа к креплениям упоров 56 и возможных контрупоров 90.
Изготовление первой части 72 кессонной формы из композитного материала упростилось и не требует сложной оснастки, так как нервюры 80 и 82 не содержат подошв, входящих в контакт с обшивкой и образующих опорные поверхности.
Кроме того, за счет отказа от этих подошв упростилась стыковка между частями 72 и 74 кессонной формы.
Согласно другому преимуществу эта кессонная форма позволяет уменьшить габариты дверной рамы, как показано на фиг. 7, в частности, когда проем выполнен в зонах фюзеляжа, имеющих форму, близкую к цилиндру.
В этих зонах фюзеляж содержит конструкцию, образованную стрингерами и шпангоутами, расположенными через равномерные промежутки, постоянные во всей зоне. Когда проем имеет ширину, по существу равную двум шагам шпангоутов, как показано на фиг. 7, рама с кессонной формой позволяет уменьшить на 50% габариты межшпангоутной части по сравнению с известной конструкцией в виде лестницы, границы которой показаны пунктирной линией 92.
Еще одним преимуществом этой кессонной формы является упрощение соединения между дверной рамой и остальной частью обшивки.
Предпочтительно, как показано на фиг. 5, первая часть 72 кессонной формы и, в частности, четвертая грань 78 может обеспечивать функцию накладки и может быть продолжена за пределы второй части 74 таким образом, чтобы образовать единую установочную плоскость для второй части 74, образующей обшивку фюзеляжа на уровне рамы, и для обшивки 42 фюзеляжа. Это решение позволяет уменьшить число деталей.
Согласно еще одному отличительному признаку узел в виде кессона упрощает стыковку рамы с остальной частью фюзеляжа за счет присутствия единой установочной плоскости в отличие от известных решений, которые содержат несколько установочных плоскостей по причине отбортовки кромок межреберных нервюр и элементов жесткости, входящих в контакт с обшивкой.
Claims (12)
1. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата, ограниченном обшивкой, при этом упомянутая рама содержит верхний продольный элемент жесткости и нижний продольный элемент жесткости, обеспечивающие соединение между двумя вертикальными узлами (62), расположенными по обе стороны от проема, на уровне которых предусмотрен по меньшей мере один упор (56), обеспечивающий восприятие радиальных усилий, создаваемых дверью, отличающаяся тем, что каждый вертикальный узел (62) содержит по меньшей мере три стенки из композитного материала, соединенные между собой для образования замкнутого и полого профиля, чтобы получить конструкцию в виде кессона.
2. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что каждый вертикальный узел (62) имеет конструкцию из композитного материала с первой стенкой (64), со второй стенкой (66), соединенной с первой стенкой (64) и расположенной по существу перпендикулярно к первой стенке (64), и с наклонной третьей стенкой (68), соединяющей первую стенку (64) и вторую стенку (66) таким образом, чтобы получить кессонную форму.
3. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата по п. 2, отличающаяся тем, что первая стенка (64) образует кромку проема, при этом вторая стенка (66) выполнена с возможностью расположения в плоскости обшивки фюзеляжа.
4. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата по п. 2 или 3, отличающаяся тем, что каждый кессонный узел (62) содержит первую часть (72), выполненную с возможностью образования замкнутой полости с обшивкой фюзеляжа.
5. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата по п. 4, отличающаяся тем, что первая часть (72) кессонного узла образована пластиной, имеющей сечение с первой гранью, образующей первую стенку (64), со второй гранью (76), по существу перпендикулярной к первой грани, с третьей гранью, образующей наклонную стенку (68), и с четвертой гранью (78), служащей опорной поверхностью для обшивки фюзеляжа.
6. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата по п. 5, отличающаяся тем, что первая часть (72) кессонного узла содержит ряд нервюр (82), расположенных перпендикулярно на поверхности первой, второй и третьей граней, обращенной наружу летательного аппарата.
7. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата по п. 6, отличающаяся тем, что нервюры (82) имеют соответствующие размеры, чтобы оставлять промежуток (86) между упомянутыми нервюрами (82) и обшивкой фюзеляжа.
8. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата по п. 5, отличающаяся тем, что первая часть (72) кессонного узла содержит ряд нервюр (80), расположенных перпендикулярно на поверхности третьей и четвертой граней, обращенной внутрь летательного аппарата.
9. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата по любому из пп. 5-7, отличающаяся тем, что каждый кессонный узел (62) содержит уголок (84) для обеспечения соединения между первой стенкой (64) первой части (72) и обшивкой фюзеляжа.
10. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата по любому из пп. 5-7, отличающаяся тем, что наклонная стенка (68) первой части (72) каждого узла (62) содержит отверстия (88) для обеспечения доступа внутрь кессонного узла.
11. Рама двери, предусмотренной на уровне проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата по любому из пп. 5-7, отличающаяся тем, что каждый узел (62) содержит вторую часть (74), расположенную в плоскости обшивки фюзеляжа, при этом первая часть содержит грань (78), обеспечивающую функцию накладки и образующую единую установочную плоскость для упомянутой второй части (74) и для остальной обшивки фюзеляжа.
12. Летательный аппарат, содержащий раму двери по любому из пп. 1-11.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0954407A FR2947241B1 (fr) | 2009-06-29 | 2009-06-29 | Encadrement d'une ouverture menagee dans un fuselage d'aeronef |
FR0954407 | 2009-06-29 | ||
PCT/FR2010/051317 WO2011001081A2 (fr) | 2009-06-29 | 2010-06-25 | Encadrement d'une ouverture menagee dans un fuselage d'aeronef |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012103005A RU2012103005A (ru) | 2013-08-10 |
RU2532010C2 true RU2532010C2 (ru) | 2014-10-27 |
Family
ID=41606600
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012103005/11A RU2532010C2 (ru) | 2009-06-29 | 2010-06-25 | Рама проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9067670B2 (ru) |
EP (1) | EP2448815B1 (ru) |
JP (1) | JP5825531B2 (ru) |
CN (1) | CN102470917B (ru) |
BR (1) | BRPI1010166A2 (ru) |
CA (1) | CA2765205A1 (ru) |
FR (1) | FR2947241B1 (ru) |
RU (1) | RU2532010C2 (ru) |
WO (1) | WO2011001081A2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2646175C1 (ru) * | 2016-12-20 | 2018-03-01 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Отсек фюзеляжа летательного аппарата с вырезом под люк |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2947241B1 (fr) * | 2009-06-29 | 2012-12-07 | Airbus France | Encadrement d'une ouverture menagee dans un fuselage d'aeronef |
DE102009057010B4 (de) | 2009-12-04 | 2018-05-03 | Airbus Defence and Space GmbH | Türpanelanordnung für eine Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zur Herstellung der Rumpfstruktur |
ES2395604B1 (es) * | 2010-10-29 | 2013-12-26 | Airbus Operations, S.L. | Reparación interior doblada. |
EP2554471B1 (en) * | 2011-08-01 | 2013-10-23 | Eurocopter Deutschland GmbH | Loads interface, particularly a loads interface of an aircraft structure |
EP2554472B1 (en) | 2011-08-01 | 2013-12-11 | Eurocopter Deutschland GmbH | Loads interface, particularly a loads interface for a plug type aircraft door |
FR2983826B1 (fr) * | 2011-12-12 | 2013-12-20 | Airbus Operations Sas | Structure avant d'avion perfectionnee a compartiment pour train d'atterrissage. |
FR2984845B1 (fr) * | 2011-12-21 | 2014-07-11 | Airbus Operations Sas | Element de structure de fuselage d'aeronef anti deversement |
US8740151B1 (en) * | 2012-01-03 | 2014-06-03 | The Boeing Company | Adjustable splice fitting for shimless connection of structual members |
DE102012005352A1 (de) * | 2012-03-16 | 2013-09-19 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur |
ES2566168T3 (es) * | 2012-12-28 | 2016-04-11 | Airbus Operations, S.L. | Estructura aeronáutica con elementos de refuerzo integrados |
DE102013202084A1 (de) * | 2013-02-08 | 2014-08-14 | Airbus Operations Gmbh | Fahrzeug mit einer Beplankung |
EP2813426B1 (en) * | 2013-06-12 | 2017-10-11 | Airbus Operations GmbH | Shell structure of a fuselage at a door opening and method of forming the shell structure |
FR3009273B1 (fr) * | 2013-07-30 | 2017-07-28 | Eurocopter France | Cadre en materiaux composites stratifies pour fuselage d'aeronef, comportant des zones de renfort courbes a rayon de courbure evolutif |
US10112695B2 (en) * | 2015-08-20 | 2018-10-30 | Georgian Aerospace Llc | Receptacle, payload assembly and related methods for an aircraft |
US10144497B2 (en) | 2016-04-18 | 2018-12-04 | The Boeing Company | Hat section door frame with integral gussets |
DE102016207902B4 (de) * | 2016-05-09 | 2019-08-01 | Premium Aerotec Gmbh | Türrahmenbauteil |
DE102017126052A1 (de) * | 2017-11-08 | 2019-05-09 | Airbus Operations Gmbh | Versteifungsanordnung für eine Öffnung in einer Flugzeugstruktur |
DE102017221048A1 (de) * | 2017-11-24 | 2019-05-29 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur herstellung eines rahmenbauteils für eine türrahmenstruktur eines luftfahrzeugs, rahmenbauteil sowie türrahmenstruktur |
US10899425B2 (en) | 2018-07-20 | 2021-01-26 | The Boeing Company | Door frame stabilization |
CN112193400A (zh) * | 2020-11-17 | 2021-01-08 | 中航通飞华南飞机工业有限公司 | 一种带大开口的增压后端框 |
CN112960111B (zh) * | 2021-03-22 | 2024-05-03 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机主起落架舱的舱门组件 |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU482976A1 (ru) * | 1973-03-23 | 2004-11-20 | А.С. Артамонов | Входная дверь самолета |
Family Cites Families (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2222683A (en) * | 1939-12-15 | 1940-11-26 | Glenn L Martin Co | Aircraft construction |
US3085297A (en) * | 1956-08-28 | 1963-04-16 | Douglas Aircraft Co Inc | Door for pressurized cabin |
US2942813A (en) * | 1958-02-14 | 1960-06-28 | Lockheed Aircraft Corp | Combined speed brake, escape hatch and baggage access door for aircraft |
US3051280A (en) * | 1958-04-04 | 1962-08-28 | Boeing Co | Outward-opening plug type door for aircraft |
US4557440A (en) * | 1983-08-18 | 1985-12-10 | The Boeing Company | Movable panel with compound curvature and method of making same |
US4854010A (en) * | 1987-11-20 | 1989-08-08 | The Boeing Company | Hinge mechanism for aircraft door |
US5241725A (en) * | 1992-06-26 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Self-aligning aircraft door stop pin assembly |
US5931415A (en) * | 1997-05-09 | 1999-08-03 | The Boeing Company | Plug-type overwing emergency exit door assembly |
FR2771330B1 (fr) * | 1997-11-26 | 2004-02-27 | Aerospatiale | Procede de fabrication d'un panneau composite monolithique articule avec des moyens raidisseurs integres, panneau articule obtenu et capot articule dans un aeronef |
ITMI20011037A1 (it) * | 2000-06-05 | 2002-11-18 | Eurocopter Deutschland | Porta di aereo e attrezzo di formatura per la sua fabbricazione |
US20070007390A1 (en) * | 2002-06-06 | 2007-01-11 | Doerer Alan K | Aircraft door system and method of making and installing the same |
SG114567A1 (en) * | 2002-09-12 | 2005-09-28 | Singapore Tech Aerospace Ltd | A method of fabricating composite tubular door frame |
US7296388B2 (en) * | 2003-08-12 | 2007-11-20 | Valentz Arthur J | Skylight having a molded plastic frame |
FR2893588B1 (fr) * | 2005-11-21 | 2008-02-01 | Airbus France Sas | Case de train a structure en caissons |
FR2893587B1 (fr) * | 2005-11-21 | 2009-06-05 | Airbus France Sas | Case de train a structure dissociee |
FR2904602B1 (fr) | 2006-08-01 | 2009-04-10 | Airbus France Sas | Encadrement de porte pour aeronef |
FR2905669B1 (fr) | 2006-09-13 | 2009-04-10 | Airbus France Sa | Encadrement pour pare-brise et procede de fabrication d'un encadrement pour pare-brise |
EP2128018A4 (en) * | 2007-01-29 | 2013-09-18 | Airbus Operations Sl | AIRCRAFT LOADING FUSELAGE TORQUE MADE FROM COMPOSITE MATERIAL |
US8523110B2 (en) * | 2007-03-28 | 2013-09-03 | Airbus Operations Gmbh | Door frame component of cast titanium and structural fuselage part |
FR2928620B1 (fr) * | 2008-03-14 | 2012-02-03 | Latecoere | Panneau ouvrant d'aeronef, notamment une porte de cabine d'avion |
FR2947241B1 (fr) * | 2009-06-29 | 2012-12-07 | Airbus France | Encadrement d'une ouverture menagee dans un fuselage d'aeronef |
US8317135B2 (en) * | 2010-04-19 | 2012-11-27 | Sabreliner Corporation | Flexible mounting assembly for an air frame structure |
DE102011114457B4 (de) * | 2011-09-28 | 2014-02-13 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugrumpf mit an einem Türrahmenspant befestigten Türstoppern |
-
2009
- 2009-06-29 FR FR0954407A patent/FR2947241B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2010
- 2010-06-25 JP JP2012516829A patent/JP5825531B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2010-06-25 RU RU2012103005/11A patent/RU2532010C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2010-06-25 BR BRPI1010166A patent/BRPI1010166A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2010-06-25 CN CN201080030483.XA patent/CN102470917B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2010-06-25 US US13/380,704 patent/US9067670B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2010-06-25 EP EP10745336.7A patent/EP2448815B1/fr active Active
- 2010-06-25 WO PCT/FR2010/051317 patent/WO2011001081A2/fr active Application Filing
- 2010-06-25 CA CA2765205A patent/CA2765205A1/fr not_active Abandoned
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU482976A1 (ru) * | 1973-03-23 | 2004-11-20 | А.С. Артамонов | Входная дверь самолета |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2646175C1 (ru) * | 2016-12-20 | 2018-03-01 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Отсек фюзеляжа летательного аппарата с вырезом под люк |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
BRPI1010166A2 (pt) | 2016-03-29 |
EP2448815A2 (fr) | 2012-05-09 |
FR2947241B1 (fr) | 2012-12-07 |
EP2448815B1 (fr) | 2016-08-10 |
US9067670B2 (en) | 2015-06-30 |
WO2011001081A2 (fr) | 2011-01-06 |
FR2947241A1 (fr) | 2010-12-31 |
CN102470917B (zh) | 2016-05-11 |
JP5825531B2 (ja) | 2015-12-02 |
CN102470917A (zh) | 2012-05-23 |
WO2011001081A3 (fr) | 2011-06-30 |
US20120211602A1 (en) | 2012-08-23 |
RU2012103005A (ru) | 2013-08-10 |
CA2765205A1 (fr) | 2011-01-06 |
JP2012531343A (ja) | 2012-12-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2532010C2 (ru) | Рама проема, выполненного в фюзеляже летательного аппарата | |
US8695923B2 (en) | Window replacement for filling a window frame | |
RU2415051C2 (ru) | Дверь герметической кабины летательного аппарата, выполненная из волокнистого композиционного материала | |
US8523110B2 (en) | Door frame component of cast titanium and structural fuselage part | |
US8286915B2 (en) | Aircraft comprising a window panel | |
US8245971B2 (en) | Curved element, wing, control surface and stabilizer for aircraft | |
RU2482995C1 (ru) | Структура ячейки фюзеляжа для самолета гибридной конструкции | |
EP2125509B1 (en) | Fuselage of an aircraft or spacecraft of crp/metal hybrid construction with a metal framework | |
EP2627497B1 (en) | A sheet entity and an aircraft fuselage with a sheet entity of this type | |
US20190112034A1 (en) | Aircraft landing gear bay roof comprising an inclined aft bulkhead | |
US20110042517A1 (en) | Device for closing an aircraft door, aircraft comprising such a device | |
CN105730671B (zh) | 飞行器后部结构 | |
US20190112035A1 (en) | Landing gear bay roof comprising at least one gantry installed against a lower face of its wall | |
EP2589531B1 (en) | Internal structure of aircraft made of composite material | |
RU2434782C2 (ru) | Фюзеляжная конструкция и способ изготовления этой конструкции | |
US20180118347A1 (en) | Cabin monument for an aircraft | |
CN107600086A (zh) | 低成本工艺成型的碳纤维复合材料地铁车体 | |
US20120298799A1 (en) | Self-supporting cabin structural segment | |
US8720826B2 (en) | Window element for a double-shell skin field of an aircraft fuselage cell | |
RU2483974C2 (ru) | Несущее и стойкое к повреждению многослойное окно самолета | |
US20140367521A1 (en) | Shell structure of a fuselage at a door opening and method of forming the shell structure | |
EP3235722B1 (en) | Hat section door frame with integral gussets | |
US20210163118A1 (en) | Structure-reinforcing cargo compartment module | |
US11312469B2 (en) | Lintel structure for aircraft fuselage and fuselage comprising such a lintel | |
RU2443599C1 (ru) | Центральная часть фюзеляжа и бимс |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170626 |