TR201807460T4 - Boylamasına kirişlere sahip entegre uçak döşemesi. - Google Patents
Boylamasına kirişlere sahip entegre uçak döşemesi. Download PDFInfo
- Publication number
- TR201807460T4 TR201807460T4 TR2018/07460T TR201807460T TR201807460T4 TR 201807460 T4 TR201807460 T4 TR 201807460T4 TR 2018/07460 T TR2018/07460 T TR 2018/07460T TR 201807460 T TR201807460 T TR 201807460T TR 201807460 T4 TR201807460 T4 TR 201807460T4
- Authority
- TR
- Turkey
- Prior art keywords
- floor
- core
- floor panel
- density
- density core
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 22
- 210000005069 ears Anatomy 0.000 claims description 5
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 abstract description 17
- 238000009408 flooring Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 15
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 13
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 description 5
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 5
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 4
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 4
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 4
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 4
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 4
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 4
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 3
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229920000271 Kevlar® Polymers 0.000 description 2
- 239000004642 Polyimide Substances 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- -1 bismalemide Substances 0.000 description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 2
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 2
- 229920001721 polyimide Polymers 0.000 description 2
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 description 2
- 229920005992 thermoplastic resin Polymers 0.000 description 2
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 description 2
- RSWGJHLUYNHPMX-UHFFFAOYSA-N Abietic-Saeure Natural products C12CCC(C(C)C)=CC2=CCC2C1(C)CCCC2(C)C(O)=O RSWGJHLUYNHPMX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 229920000784 Nomex Polymers 0.000 description 1
- 239000004696 Poly ether ether ketone Substances 0.000 description 1
- 229920002873 Polyethylenimine Polymers 0.000 description 1
- KHPCPRHQVVSZAH-HUOMCSJISA-N Rosin Natural products O(C/C=C/c1ccccc1)[C@H]1[C@H](O)[C@@H](O)[C@@H](O)[C@@H](CO)O1 KHPCPRHQVVSZAH-HUOMCSJISA-N 0.000 description 1
- 229920000508 Vectran Polymers 0.000 description 1
- 239000004979 Vectran Substances 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- JUPQTSLXMOCDHR-UHFFFAOYSA-N benzene-1,4-diol;bis(4-fluorophenyl)methanone Chemical compound OC1=CC=C(O)C=C1.C1=CC(F)=CC=C1C(=O)C1=CC=C(F)C=C1 JUPQTSLXMOCDHR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000004643 cyanate ester Substances 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 150000002148 esters Chemical class 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 239000004763 nomex Substances 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 230000035699 permeability Effects 0.000 description 1
- 238000009428 plumbing Methods 0.000 description 1
- 229920003253 poly(benzobisoxazole) Polymers 0.000 description 1
- 229920001652 poly(etherketoneketone) Polymers 0.000 description 1
- 229920002530 polyetherether ketone Polymers 0.000 description 1
- 229920001601 polyetherimide Polymers 0.000 description 1
- 229920000069 polyphenylene sulfide Polymers 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 239000010453 quartz Substances 0.000 description 1
- 238000009419 refurbishment Methods 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N silicon dioxide Inorganic materials O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 238000009498 subcoating Methods 0.000 description 1
- 239000004634 thermosetting polymer Substances 0.000 description 1
- KHPCPRHQVVSZAH-UHFFFAOYSA-N trans-cinnamyl beta-D-glucopyranoside Natural products OC1C(O)C(O)C(CO)OC1OCC=CC1=CC=CC=C1 KHPCPRHQVVSZAH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 229920000785 ultra high molecular weight polyethylene Polymers 0.000 description 1
- 125000000391 vinyl group Chemical group [H]C([*])=C([H])[H] 0.000 description 1
- 229920002554 vinyl polymer Polymers 0.000 description 1
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
- B64C1/18—Floors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
Buluş, bir uçak gövdesi (22) için bir entegre döşeme ile ilgili olup, entegre döşeme bir döşeme yüzeyini oluşturan bir kompozit paneli ve döşeme paneline bağlanan kompozit kirişleri (28) içerir. Kirişler gövde içinde boylamasına uzanır ve döşemeyi destekler.
Description
TEKNIK ALAN
Bu açiklama genellikle yolcu veya kargo yüklerini desteklemek için uçakta kullanilan
dösemeler ile ilgilidir, ve daha fazla özellikle entegre boylamasina takviye kirislerine sahip
bir kompozit döseme ile ilgilidir.
ARKA PLAN
Daha büyük ticari ve askeri uçak kargo bölmelerinde ve yolcu kabinlerinde kullanilan
dösemeler tipik olarak ayrik baglama elemanlarini kullanarak bir araya getirilebilen çoklu
bilesenleri içerirler. Bu bilesenler, tümünün bir görece büyük takimi olusturmak için
birlikte baglanabildigi dösemeyi, bunun yaninda koltuk raylarini, döseme kirislerini,
donanimi ve baska takviye elemanlarini olusturmak için dikislerde bir araya getirilmek
zorunda olan çoklu döseme panellerini içerebilirler.
Yukarda tarif edilen tipte dösemeler, çok sayida bileseni monte etmek için gerekli isçilik
nedeniyle pahali üretilebilirler ve kullanilan malzemeler ve görece çok sayidaki gerekli
baglama elemani nedeniyle görece agir olabilirler. Üretim islemleri ve çok sayida bileseni
gerekli toleranslar ile monte etmek için gerekli isçilik zaman alici olabilir ve bu yüzden
yüksek hacimli üretim için en uygunu olmayabilir.
Buna göre, yüksek üretim akisina en iyi uyan uçak için bir yapisal hafif dösemeye ihtiyaç
vardir. Baglama elemanlarina ihtiyaci azaltan veya gereksiz kilan entegre bilesenlere
sahip ve gelistirilmis darbe direnci, düsük akustik geçirim ve azaltilmis toplam kalinlik
sergileyen bir döseme ihtiyaci da vardir.
USZOO8/0210820A1, en az bir sistem bileseninin uçagin disindan kuruldugu bir uçak
döseme montajini açiklar.
DE3141869A1 destek yapilarina sahip bir uçak için bir dösemeyi açiklar.
FR2900125A1, uçagin bir rijit yapisi üzerine sabitlenmis en az bir merkez raya ve en az
iki yan raya sahip bir uçak dösemesini açiklar.
için bir döseme yapisini açiklar.
USZOO8/0078129A1, en az bir döseme kirisine ve en az bir döseme kirisi braketine sahip
bir döseme kirisi takimini açiklar. Takim yapiya bagli en az bir pivot kolu içerir.
Açiklanan yapilandirmalar, önemli oranda baglama elemanlarina ihtiyaç olmaksizin
birlestirilebilen bilesenlerden olusturulan uçak için bir hafif, entegre kompozit döseme
saglarlar. Entegre döseme birlikte baglanan kompozit bilesenler kullanilarak
birlestirilebilir. Entegre döseme üretim akis sürelerini gelistirmek amaciyla bir uçak
gövdesinin disinda üretilebilir. Dösemede kompozit malzemelerin kullanimi nedeniyle,
döseme gelistirilmis darbe direnci, düsük akustik geçirim ve düsük bir profil (toplam
kalinlik) sergiler, ve daha az parça kullanilarak birlestirilebilir.
Bu bulus Istem 1'e göre bir uçak gövdesi için entegre bilesenlere sahip bir dösemeyi ve
Istem 7'ye göre bir uçak gövdesi için bir dösemeyi insa etmek için bir yöntemi saglar.
SEKILLERIN KISA AÇIKLAMASI
Sekil 1, açiklanan yapilandirmalara göre bir entegre dösemeye sahip bir uçak
gövdesinin bir enine kesitinin bir resimlemesidir.
Sekil 2, Sekil 1'de "A" olarak belirlenen alanin bir resimlemesidir.
Sekil 3, Sekil 1'de gösterilen entegre dösemenin parçasini olusturan döseme
panelinin bir enine kesitinin bir resimlemesidir.
Sekil 4, Sekiller 1 ve 2'de gösterilen ve Sekil 2'de 4-4 olarak belirlenen alanda
entegre zeminin bir bölümünün bir üstten görünüsünün bir resimlemesidir.
Sekil 5, Sekil 4'te 5-5 çizgisi boyunca alinan bir kesit görünüsünün bir
resimlemesidir.
Sekil 6, Sekil 1'de gösterilen entegre dösemenin parçasini olusturan kirislerin
birinin bir enine kesit görünüsünün bir resimlemesidir.
Sekil 7, bir gömülü baglanti kulagi içeren, Sekil 6'da gösterilen kirisin bir yandan
görünüsünün bir resimlemesidir.
Sekil 8, Sekil 7'de 8-8 çizgisi boyunca alinan bir kesit görünüsünün bir
resimlemesidir.
Sekil 9, bir dösemeden çerçeveye baglantiyi gösteren Sekil 2'de "B" olarak
belirlenen alanin bir resimlemesidir.
Sekil 9A, Sekil 9'da "B" olarak tasarlanan alanda bir kesit görünüsünün bir
resimlemesidir.
Sekil 10, görünüs çizgisi 10-10 ile belirtilen, Sekil 9'da gösterilen alanin bir üstten
görünüsünün bir resimlemesidir.
Sekil 11, Sekil 10'a benzer olan, fakat bir makas kirisin döseme paneli ve gövde
arasinda baglandigi bir alan içindeki döseme panelinin daha uzun bir uzunlugunu
gösteren bir üstten görünüsün bir resimlemesidir.
Sekil 12, Sekil 11'de 12-12 çizgisi boyunca alinan bir kesit görünüsünün bir
resimlemesidir.
Sekil 13, Sekil 11'de 13-13 çizgisi boyunca alinan bir kesit görünüsünün bir
resimlemesidir.
Sekil 14, uçak üretim ve servis metodolojisinin bir akis diyagraminin bir
resimlemesidir.
Sekil 15, bir uçagin bir blok diyagraminin bir resimlemesidir.
AYRINTILI AÇIKLAMA
Öncelikle Sekiller 1 ve 2'ye iliskin olarak bir uçak 20, resmedilen örnekte enine kesitte
genellikle dairesel olan bir gövde 22 içinde desteklenen bir entegre dösemeye 24 sahiptir.
Entegre döseme 24 baska enine kesit biçimlerine, örnegin kisitlama olmaksizin, oval,
eliptik ve genellikle kare biçimlere sahip bir gövde ile kullanilabilir. Gövde 22, bir çember
yönünde gövdenin 22 çevresinde uzanan ve bir dis kaplama 42 ile kaplanan çok sayida
boylamasina aralikli, genellikle dairesel çerçeve elemanlarini 44 içerir. Entegre döseme
24, büyük ölçüde gövdenin 22 tüm genisligi "W" boyunca açilan bir üniter döseme
panelini 26 ve bir çift entegre döseme kirisini 28 içerir.
Entegre döseme 24 tercihen, içine onun kuruldugu gövde 22 veya gövde bölümü
(gösterilmemistir) kadar uzundur. Döseme kirisleri 28 gövde 22 içinde boylamasina
uzanirlar ve döseme panelinin 26 alt yüzeyine 26a baglanabilirler veya baska sekilde
baglastirilabilirler. Döseme kirisleri 28 döseme panelinin 26 dis uçlarinin 40 iç tarafinda
aralikli olabilirler ve sirasiyla çerçeve elemanlari 44 üzerine monte edilen dikmeler 30
tarafindan desteklenirler. Döseme kirisleri 28 hem döseme panelini 26 desteklemeye hem
de döseme yükünü dikmeler 30 üzerine dagitmaya hizmet edebilir. Döseme kirisleri
döseme panelini 26 rijitlestirmeye de hizmet edebilir. Entegre döseme 24 ayrica daha
sonra daha ayrintili açiklanacak entegre montaj baglanti raylarini 38 içerebilir (Sekil 2).
Döseme paneli 26, 36'da panelin 26 yanal bölgelerinde 34 azaltilmis bir kalinliga tz sivrilen
bir kalinliga ti sahip bir orta bölgeyi 32 içerir. Döseme panelinin 26 dis uçlari 40 sirasiyla
çerçeve elemanlarina 44 emniyetlenen kompozit braketler 46 üzerinde desteklenirler.
Kirisler 28 açiklik yönünde veya enine gövde yönünde döseme paneli 26 için destek
saglarlar ve içinde döseme panelinin 26 kendini tasiyan olmak zorunda oldugu açikligin
uzunlugunu azaltirlar. Yalnizca 2 boylamasina kiris 28 resmedilen yapilandirmalarda
gösterilirken, ikiden daha fazla kiris 28 istenebilir veya uygulamaya bagli olarak gerekli
olabilir. Döseme paneli 26 döseme panelleri 28 arasinda en azindan büyük ölçüde tüm
açiklik boyunca kendini tasiyan olabilir. Orta bölgedeki 32 döseme panelinin 26 artirilmis
kalinligi ti döseme panelini 26 kirisler 28 arasindaki enine egilme momentlerine direnmek
için gerekli rijitlik ile donatir. Daha önce belirtildigi gibi, boylamasina kirisler 28 dösemeyi
24 gövdenin 22 boylamasina yönünde rijitlik ile donatirlar.
Simdi dikkat, döseme panelinin 26 ek ayrintilarini resmeden Sekil 3'e yöneltilir. Döseme
paneli 26, bazen facesheet olarak da adlandirilan, sirasiyla üst ve alt kaplamalar 54, 56
arasinda sandviçlenen ve onlara baglanan bir yapisal çekirdegi 35 içerir. Üst kaplama 54
bir döseme yüzeyini 26a olustururken, alt kaplama 56, kendisine döseme kirislerinin 28
baglanabildigi büyük ölçüde düz bir alt yüzeyi 26a olusturur. Döseme panelinin 26
konstrüksiyon ayrintilari genellikle US Patent Basvuru Seri No'lar 27 Mart 2008 basvuru
verilen US Patent No 7,182,291'de açiklananlar ile benzer olabilirler.
Yapisal çekirdek 35 bir birinci yapisal petek çekirdegini 48 ve bir ikinci yapisal petek
çekirdegini 50 içerir. Birinci yapisal petek çekirdegi 48 alt kaplama 56 ve bir perde 52
arasinda sandviçlenir ve onlara baglanir. Ikinci yapisal petek çekirdegi 50 perde 52 ve
üst kaplama 54 arasinda sandviçlenir ve onlara baglanir. Birinci yapisal petek çekirdegi
48 bir uygun petek malzemesinden veya ikinci yapisal petek çekirdegininkinden 50 daha
düsük bir yogunluga sahip baska yapisal malzemeden olusturulabilir. Kaplamalarin 54,
56 ve perdenin 52 her biri termoplastik reçinelerin, örnegin kisitlama olmaksizin, PEKK,
PEEK, PPS, PEI veya PBO veya termoset reçinelerin, örnegin kisitlama olmaksizin, epoksi,
vinil, ester, bizmalemid, siyanat ester veya polimid gibi, bir kompoziti olabilir. Reçine
takviye elyaflarini, örnegin kisitlama olmaksizin, karbon, karbon/cam hibrit, cam,
Vectran®, Zyl0n®, kuvars, Dyneema®, Spectra® veya elyaflarin baska hibritleri gibi,
içerebilir. Yapistiricilar epoksi, bizmalemid, polimid veya baska uçak grade yapistirici
malzemeler olabilir. Üst kaplama 54 ve/veya alt kaplama 56 dikis takviyesini
(gösterilmemistir) içerebilir. Bir yapilandirmada, örnegin ve kisitlama olmaksizin, üst
kaplama 54 yaklasik 0.03 inçten 0.08 inçe kadar araliktaki bir kalinliga sahip olabilirken,
alt kaplama 56 yaklasik 0.02 inçten 0.08 inçe kadar aralikta bir kalinliga sahip olabilir.
Kaplamalar 54, 56 katlarin sayisini ve yatirma yönelimini ve kat malzemesinin tipini
belirtebilen bir kat çizelgesine göre bir veya daha fazla kat ön emprenye edilmis veya
ardisik emprenyeli kuru kumastan olusturulabilir.
Açiklamanin kolayligi bakimindan, birinci yapisal petek çekirdegi 48 bundan sonra düsük
yogunluklu bir çekirdek olarak adlandirilabilirken, ikinci yapisal petek çekirdegi 50 yüksek
yogunluklu bir çekirdek olarak adlandirilabilir. Düsük yogunluklu çekirdek 48 örnegin ve
kisitlama olmaksizin, özel uygulamanin yük gereksinimlerine bagli olan bir kalinliga sahip
bir petek yapili malzemeyi, NOMEX® veya Kevlar® içerebilir. Bir yapilandirmada, örnegin
ve kisitlama olmaksizin, düsük yogunluklu çekirdek 48 yaklasik 2 pound/ayak küpten 3
pound/ayak küpe kadar bir yogunluga sahip olabilir, ve yüksek yogunluklu çekirdek 50
düsük yogunluklu çekirdekten 48 daha az bir kalinliga sahip bir petek yapili malzemeyi,
Kevlar® içerebilir. Örnek bir yapilandirmada, örnegin ve kisitlama olmaksizin, yüksek
yogunluklu çekirdek 50 yaklasik 3 pound/ayak küpten 20 pound/ayak küpe kadar aralikta
bir yogunluga sahip olabilir. "Düsük yogunluklu çekirdek" ve yüksek yogunluklu çekirdek"
birbirlerine göre, önceden tanimlanmis yogunluk araliklari içinde tanimlamaya karsi
olarak görülebilirler. Çekirdeklerin 48, 50 herhangi biri, baska kompozitlerin ve/veya
örnegin alüminyum ve titanyum gibi metallerin bir çesitliliginden olusturulabilir ve bir
petekten baska yapisal güçlendirmeleri içerebilir.
Perde 52 iki yapistirici malzeme 58 arasinda sandviçlenen, bir CFRP katmani gibi bir
yapisal katmani içeren çok sayida malzeme katini içerebilir. Baska yapilandirmalarda,
perdenin 52 yapisal katmani herhangi bir sayida malzemeyi, örnegin kisitlama olmaksizin,
titanyumu veya baska metalleri, CFRP, bir titanyum-CFRP Iaminati, bir titanyum folyo
levhasini, bir titanyum-CFRP laminatini, bir cam elyaf Iaminati, bir CFRP takviyeli Ievhayi,
bir termoplastik Ievhayi, bir termoplastik reçineyi ve/veya çesitli baska Iaminatlari
içerecek sekilde degisebilir.
Yukarda tarif edilen döseme paneli 26, uçagin 20 disindayken onun üretilmesine ve
döseme kirislerine 28 baglanmasina, ve daha sonra elle yönetilmesine ve onun gövde 22
içinde kurulabilecegi uçaga 20 bir tek bagimsiz entegre döseme 24 olarak tasinmasina
olanak saglamak için yeterli olan bir yapisal dayanima sahip olabilir. Ek olarak, döseme
paneli 26, döseme 24 uçak 20 içinde kurulmadan önce entegre dösemeye 24
baglanabilen bir veya daha fazla sistem bilesenini (gösterilmemistir) örnegin, kisitlama
olmaksizin, kanallari, borulari, kablo tesisatini, su tesisatini ve benzerlerini desteklemek
için yeterli yapisal dayanima sahip olabilir. Yüksek yogunluklu çekirdek 50 döseme
yüzeyini 26a görece yüksek darbe direnci ile donatirken, düsük yogunluklu çekirdek 48
döseme panelini 26 gövdenin 22 enine yönünde egilme momentlerine direnmek için
yeterli yapisal rijitlik ile donatir.
Simdi Sekiller 4 ve 5'e iliskin olarak, daha önce belirtildigi gibi, entegre döseme 24
döseme paneli 26 içindeki entegre olan herhangi bir sayida montaj rayini 38 içerebilir.
Montaj raylarinin 38 her biri düsük yogunluklu çekirdek 48 içine yerlestirilen ve döseme
paneli 26 içinden boylamasina, döseme yüzeyine 26b komsu ilerleyen, genellikle
dikdörtgen enine kesitli büyük ölçüde içi bos bir boruyu 62 içerir. Boru 62 herhangi bir
sayida malzemeden, örnegin kisitlama olmaksizin, bir metalden örnegin kisitlama
olmaksizin titanyumdan olusturulabilir. Boru 62 yüksek yogunluklu çekirdek 50 içinde
gömülü bir kusak 60 içinden geçen çok sayida boylamasina aralikli deligi 66 içerebilir.
Kusak 60 örnegin ve kisitlama olmaksizin, borunun 62 üzerinde yatan ve döseme yüzeyini
26 montaj rayi 38 boyunca koruyan bir karbon elyaf epoksi kompozitini içerebilir.
Borunun 62 içi bos iç tarafi 64, bir bileseni, örnegin kisitlama olmaksizin, bir koltugu, bir
mutfagi veya uçus aygitini (gösterilmemistir) döseme paneli 26 üzerine baglamak
amaciyla delikler 66 içinden geçen baglama elemanlari (gösterilmemistir) ile
baglastirilabilen tutuculari (gösterilmemistir) almak üzere uyarlanir. Bir enine uzanan
petek çekirdegi 68, boru 68 ve alt kaplama 56 arasina konumlandirilir. Boru 62 ve
çekirdek 68, montaj rayinin 38 uzunlugu boyunca boylamasina, döseme yüzeyine 26b
büyük ölçüde dik uzanan iki kompozit safiha seridi 65 arasinda sandviçlenebilir ve onlara
baglanabilir. Çekirdek 68 ve boru 62, düsük yogunluklu çekirdege 48 ve alt kaplamaya
56 yapistirici köpük katmanlari 70 ile baglanabilirler. Bir kompozit katlayici 72, montaj
rayinin 38 alanindaki paneli 26 rijitlestirmek amaciyla montaj rayinin alanindaki alt
kaplamaya 56 uygulanabilir.
Dikkat, döseme kirislerinin 28 ek ayrintilarini resmeden Sekiller 6, 7 ve 8'e yöneltilir.
Döseme kirisleri 28, bir petege veya baska uygun yapisal çekirdege 80 sahip bir safiha
ile birlestirilen ve ona baglanan, sirasiyla alt ve üst kompozit basliklar 74, 76 içerir. Bir
safiha 78 bir kompozitten veya bir metalden örnegin titanyumdan olusturulabilir. Baslik
74 döseme panelinin 26 alt yüzeyine 26a büyük ölçüde paralel ilerler ve ona baglanir.
Kirislerin 28 her biri, örnegin ve kisitlama olmaksizin, bir kompozit Iaminati içerebilen
entegre olusturulmus çok sayida montaj kulagini 82 içerebilir. Kulaklar 82 kirisin 28
uzunlugu boyunca, sirasiyla altta yatan dikmelerin 30 (Sekiller 1 ve 2) araligi ile hizali
sekilde aralikli olabilir. Kulaklarin 82 her biri çekirdegin 80 bir bölümünü yerinden edebilir
ve alt flans 76 içindeki bir yarik 75 içinden asagi dogru uzanir. Kulagin 82 açiga çikan
bölümü 67, entegre dösemeyi 24 gövdenin 22 çerçeve elemanlari 44 (Sekil 2) üzerinde
desteklemek amaciyla kulagi 82 bir karsilik gelen dikme 30 (Sekiller 1 ve 2) ile baglamak
için bir pimi (gösterilmemistir) almak üzere uyarlanan bir kovana 84 sahip bir açikligi 85
Simdi, entegre dösemenin 24 dis uçlari 40 ve çerçeve elemanlari 44 arasinda baglantinin
ek ayrintilarini resmeden Sekiller 9, 9A ve 10'a göndermede bulunulur. Dis uçlar 40
döseme panelinin 26 yanal kenarlarinin 95 bir entegre parçasini olusturan flanslar 88
araciligiyla braketler 46 üzerine monte edilirler ve onlara baglanirlar. Flanslar 88 sirasiyla,
örnegin ve kisitlama olmaksizin, uçak endüstrisinde yayginca kullanilan bir siki geçme
baglama elemanini, örnegin bir kilit civatasini içerebilen baglama elemanlari 100 ile
çerçeve elemanlarina 44 emniyetlenebilir. Resmedilen örnekte, braketler 46 kompozit
malzemelerden olusturulabilir, bununla birlikte metal dahil olmak üzere baska
malzemeler kullanilabilir. Flanslar 88, kompozit malzemelerden olusturulabilen, sirasiyla
üst ve alt kusaklari 90, 92 içerir. Döseme panelinin 26 düsük yogunluklu çekirdegi 48
düsük yogunluklu çekirdeginki 48 ile büyük ölüde ayni kalinliga sahip, fakat düsük
yogunluklu çekirdeginki 48 ve yüksek yogunluklu çekirdeginki 50 arasinda olabilen bir
yogunluga sahip bir çekirdege 96 geçis yapar. Böylece, bir petekten veya baska yapidan
olusturulabilen çekirdek 96, sirasiyla düsük ve yüksek yogunluklu çekirdeklere 48, 50
göre orta yogunluklu çekirdek olarak düsünülebilir.
Üst kusak 90, üst döseme yüzeyinin 26b büyük ölçüde düzgün uzantisini olusturmak
amaciyla, üst kaplama 54 ve perde 52 arasinda sandviçlenen ve onlara baglanan, yüksek
yogunluklu çekirdek 50 ile büyük ölçüde es düzlemsel uzanir. Alt kusak 92, orta
yogunluklu çekirdek 96 ile çakismasi amaciyla düsük yogunluklu çekirdegin 48 yanal
olarak arkasinda uzanan alt kaplamanin 56 üzerinde yatan bir kapama olarak çalisir. Alt
yapan bir geçis alanini 94 içerir. Kusaklar 90, 92 tarafindan olusturulan flans 88 ve orta
yogunluklu çekirdek 96, onlarin braketler 46 üzerinde desteklendikleri panelin 26 dis
uçlarini 40 dayanikli hale getirirler.
kenarlari 95 boyunca boylamasina uzanan ve döseme paneli 26 ve gövdenin 22 parçasini
olusturan boylamasina uzanan stringerler 102 arasina yerlestirilen makas kirisleri 104
araciligiyla boylamasina yükleri tasimak için gövdeye 22 baglanabilir. Makas kirisleri
herhangi bir uygun malzemeden, örnegin, kisitlama olmaksizin bir termoplastik kompozit
malzemeden veya bir metalden olusturulabilir. Makas kirislerinin 104 uçlari 105 panel 26
içindeki dis uçlara 40 baglama elemanlari 108 ile emniyetlenebilir. Makas kirislerinin 104
emniyetlenir. Makas kirisleri 104 döseme 26 ve stringerler 102 arasinda boylamasina (ön
ve arka) yükleri transfer ederler. Resmedilen yapilandirmada, makas kirislerinin 104
enine kesiti, Sekil 13'te gösterilen bir U-biçimli enine kesitten makas kirislerinin 104
uçlarinda 105 Sekil 12'de gösterildigi gibi büyük ölüde C-biçimli bir enine kesite geçis
yapabilir.
Açiklamanin yapilandirmalari, çesitli potansiyel uygulamalarda, örnegin havacilik,
denizcilik ve otomotiv uygulamalari dahil olmak üzere özellikle tasimacilik endüstrisinde
kullanilabilir. Böylece, simdi Sekil 14 ve 15'e iliskin olarak, açiklamanin yapilandirmalari
Sekil 14'te gösterildigi gibi bir uçak üretim ve servis yöntemi ve Sekil 15'te gösterildigi
gibi bir uçak baglaminda kullanilabilirler. Ön üretim sirasinda, örnek yöntem 120,
açiklanan entegre dösemenin 24 kullanim için belirtilebildigi uçagin 122 spesifikasyon ve
tasarimini 124 ve malzeme tedarikini 126 Içerebilir. Üretim sirasinda, uçagin 122 bilesen
ve alt takim üretimi 128 ve sistem entegrasyonu 130 gerçeklesir. Açiklanan entegre
döseme 24 uçagin 122 disinda bir entegre döseme 24 olarak üretilebilir ve daha sonra
onun kurulacagi uçagin 122 içine bir tek birlestirilmis birim olarak hareket ettirilebilir. Ek
bilesenler, örnegin koltuklar (gösterilmemistir) sistem entegrasyonu 130 sirasinda
entegre döseme 24 üzerine monte edilebilir. Bundan sonra, uçak 122 servise 134
koyulmak için sertifikasyon ve teslimat 132 içinden geçebilir. Bir müsteri tarafindan
servisteyken, uçak 122, (modifikasyonu, rekonfigürasyonu, yenilemeyi vb. içeren) rutin
bakim veya servis 136 için bir zaman çizelgesine tabi tutulur. Bilesenler bakim ve servis
136 sirasinda entegre döseme 24 üzerinde sökülebilir ve/veya kurulabilir.
Yöntemin 120 islemlerinin her biri bir sistem entegratörü, bir üçüncü taraf ve/veya bir
operatör (örnegin bir müsteri) tarafindan gerçeklestirilebilir veya yürütülebilir. Bu
tarifnamenin amaçlari için, bir sistem entegratörü, kisitlama olmaksizin, herhangi bir
sayida uçak üreticisini ve ana sistem alt yüklenicilerini içerebilir; bir üçüncü taraf,
kisitlama olmaksizin, herhangi bir sayida saticiyi, alt yükleniciyi ve tedarikçiyi içerebilir;
ve bir operatör bir havayolu, bir kiralama sirketi, bir askeri varlik, bir hizmet
organizasyonu vb. olabilir.
Sekil 15'te gösterildigi gibi, örnek yöntem 120 tarafindan üretilen uçak 122 çok sayida
sistem 140 ve bir iç taraf 142 ile bir uçak iskeletini 138 içerebilir. Yüksek seviye
sistemlerin 140 örnekleri bir veya daha fazla itki sistemini 144, bir elektrik sistemini 146,
bir hidrolik sistemi 148 ve bir çevresel sistemi 150 içerir. Herhangi bir sayida baska sistem
içerilebilir. Bir havacilik örnegi gösterilmesine karsin, açiklamanin ilkeleri baska
endüstrilere, örnegin denizcilik otomotiv endüstrisine uygulanabilir.
Burada yapilandirilan aygitlar ve yöntemler üretim ve servis yönteminin 120 asamalarinin
herhangi biri veya daha fazlasi sirasinda uygulanabilir. Örnegin, üretim islemine 128
karsilik gelen bilesenler veya alt takimlar, uçak 122 servisteyken üretilen bilesenlere veya
alt takimlara benzer bir sekilde üretilebilir veya imal edilebilir. Yine bir veya daha fazla
aygit yapilandirmasi, yöntem uygulamalari veya onlarin bir kombinasyonu, üretim
asamalari 128 ve 130 sirasinda, örnegin bir uçagin 122 montajini büyük ölçüde
hizlandirarak ve maliyetini azaltarak kullanilabilirler. Benzer sekilde, bir veya daha fazla
aygit yapilandirmasi, yöntem uygulamasi veya onlarin bir kombinasyonu, uçak 122
servisteyken, örnegin ve kisitlama olmaksizin, bakim ve servis 136 sirasinda kullanilabilir.
Bu açiklamanin yapilandirmalari belirli örnek yapilandirmalara göre tarif edilmelerine
karsin, ekteki istemlerin kapsami içine düsen baska varyasyonlar teknik alanda uzman
kisilerin aklina gelecekken, spesifik yapilandirmalarin açiklama amaçli olduklarinin ve
kisitlayici olmadiklarinin anlasilmasi gerekir.
Claims (11)
1. Bir uçak gövdesi için entegre bilesenlere sahip bir döseme olup, döseme asagidakileri içerir: üst ve alt kaplamalar (54, 56) arasinda ve onlara baglanan bir sandviçlenmis yapisal çekirdek (35) içeren bir döseme paneli (26); ve döseme panelinin (26) bir alt yüzeyine (26a) baglastirilan döseme kirisleri (28), burada döseme kirisleri (28), bir gövde (22) içine takildiginda boylamasina bir yönde uzanmak üzere düzenlenir, sandviçlenmis yapisal çekirdek (35) alt kaplama (56) ve bir perde (52) arasinda sandviçlenen ve onlara baglanan bir birinci yapisal petek çekirdegi (48) ve perde (52) ve üst kaplama (54) arasinda sandviçlenen ve onlara baglanan bir ikinci yapisal petek çekirdegi (50) içerir, birinci yapisal petek çekirdegi (48) düsük yogunluklu bir çekirdegi ve ikinci yapisal petek çekirdegi (50) yüksek yogunluklu bir çekirdegi içerir, düsük yogunluklu çekirdek ve yüksek yogunluklu çekirdek birbirlerine bagli terimlerdir; burada döseme ayrica gövdeye baglamak için flanslara sahip dis uçlari (40) içermekte olup, ayirt edici özelligi, flanslarin döseme panelinin (26) yanal kenarlarinin (95) ayrilmaz bir parçasini olusturmasidir; burada flanslar (88) dis uçlarda (40) üst ve alt kusaklar (90, 92) ve orta yogunluklu bir çekirdek (96) tarafindan olusturulur, düsük yogunluklu çekirdek, düsük yogunluklu çekirdeginki ile ayni kalinliga sahip orta yogunluklu çekirdege geçis yapar, orta yogunluklu çekirdek (96), döseme panelinin (26) dis uçlarini (40) dayanikli hale getirmek için düsük yogunluklu çekirdekten daha yüksek bir yogunluga ve yüksek yogunluklu çekirdekten daha düsük bir yogunluga sahiptir.
2. Istem 1'e göre döseme olup, özelligi dösemenin ayrica, döseme paneline (26) entegre edilmis ve döseme paneli (26) üzerine bir bileseni monte etmek üzere uyarlanan en az bir montaj rayini (38) içermesidir.
3. Istem 1'e göre döseme olup, özelligi döseme panelinin (26), döseme panelinin (26) yanal bölgelerinde (34) azaltilmis bir kalinliga tz sivrilen kalinliga ti sahip olan döseme paneli (26) içinde bir orta bölgeyi (32) içermesidir.
. Istem 1'e göre döseme olup, özelligi döseme panelinin (26) karsi yanal kenarlarinin, gövdenin (22) en az bir çerçevesi üzerinde desteklenmek üzere uyarlanmis olmasidir.
. Istem 1'e göre döseme olup, özelligi döseme kirislerinin (28), döseme panelinin (26) dis uçlarinin (40) iç tarafinda aralikli olmasi ve bir döseme yükünü dikmeler (30) üzerine dagitmak için çerçeve elemanlari (44) üzerine monte edilen dikmelere (30) baglastirilmak ve onlar tarafindan desteklenmek üzere uyarlanan entegre olusturulmus çok sayida montaj kulagini (82) içermesidir.
. Istem 1'e göre döseme olup, özelligi ayrica döseme panelinin (26) yanal kenarlari (95) boyunca boylamasina uzanan ve döseme paneli (26) ve gövdenin (22) parçasini olusturan boylamasina uzanan stringerler (102) arasina yerlestirilmek üzere yapilandirilan makas kirislerini (104) içermesidir.
. Bir uçak gövdesi için entegre bilesenlere sahip bir dösemeyi insa etmeye yönelik bir yöntem olup, bir yapisal çekirdegi (35) Üst ve alt kaplamalar (54, 56) arasinda sandviçleyerek ve onlara baglayarak bir döseme panelinin (26) olusturulmasi; döseme kirislerinin (28), döseme panelinin (26) bir alt yüzeyine (26a) baglastirilmasini içerir, burada döseme kirisleri (28), gövde (22) içinde boylamasina uzanir, sandviçleme, bir birinci yapisal petek çekirdegini (48) alt kaplama (56) ve bir perde (52) arasinda sandviçlemeyi ve onlara baglamayi ve bir ikinci yapisal petek çekirdegini (50) perde (52) ve üst kaplama (54) arasinda sandviçlemeyi ve onlara baglamayi içerir, birinci yapisal petek çekirdegi (48) düsük bir yogunluklu çekirdegi ve ikinci yapisal petek çekirdegi (50) yüksek yogunluklu bir çekirdegi içerir, burada düsük yogunluklu çekirdek ve yüksek yogunluklu çekirdek birbirlerine bagli terimler olup, ayirt edici özelligi yöntemin ayrica, dösemenin dis uçlarinda (40) flanslarin döseme panelinin yanal kenarlarinin ayrilmaz bir parçasi olarak olusturulmasi; flanslarin dis uçlarda (40) üst ve alt kusaklar (90, 92) ve orta yogunluklu bir çekirdek (96) tarafindan olusturmasini içermesidir, burada düsük yogunluklu çekirdek düsük yogunluklu çekirdeginki ile ayni kalinliga sahip orta yogunluklu çekirdege geçis yapar, orta yogunluklu çekirdek düsük yogunluklu çekirdekten daha yüksek bir yogunluga ve yüksek yogunluklu çekirdekten daha düsük bir yogunluga sahiptir.
8. Istem 7'ye göre yöntem olup, özelligi yöntemin, en az bir montaj rayinin (38) döseme paneline (26) entegre edilmesini içermesidir.
9. Istem 7'ye göre yöntem olup, özelligi yöntemin, döseme panelinin (26) karsi yanal kenarlarinin gövdenin (22) en az bir çerçevesi üzerinde desteklenmesini içermesidir.
10.Istem 7'ye göre yöntem olup, özelligi yöntemin, döseme paneli (26) içindeki bir orta bölgenin (32), bir kalinliktan ti döseme panelinin (26) yanal bölgelerindeki (34) azaltilmis bir kalinliga tz sivriltilmesini içermesidir.
11.Istem 7'ye göre yöntem olup, özelligi yöntemin, döseme panelinin (26) dis uçlarinin (40) iç tarafinda dikmelere (30) baglastirilmak ve onlar tarafindan desteklenmek üzere uyarlanan entegre olusturulmus çok sayida montaj kulagini (82) aralayarak bir döseme yükünün dikmeler (30) üzerine dagitilmasini içermesidir.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US12/411,615 US8240606B2 (en) | 2009-03-26 | 2009-03-26 | Integrated aircraft floor with longitudinal beams |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
TR201807460T4 true TR201807460T4 (tr) | 2018-06-21 |
Family
ID=42472392
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
TR2018/07460T TR201807460T4 (tr) | 2009-03-26 | 2010-02-17 | Boylamasına kirişlere sahip entegre uçak döşemesi. |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8240606B2 (tr) |
EP (1) | EP2411267B1 (tr) |
ES (1) | ES2676501T3 (tr) |
PT (1) | PT2411267T (tr) |
TR (1) | TR201807460T4 (tr) |
WO (1) | WO2010110964A1 (tr) |
Families Citing this family (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102008007838B4 (de) * | 2008-02-07 | 2013-07-18 | Airbus Operations Gmbh | Fußbodensystem für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs |
US8240606B2 (en) | 2009-03-26 | 2012-08-14 | The Boeing Company | Integrated aircraft floor with longitudinal beams |
US9079674B1 (en) * | 2009-09-18 | 2015-07-14 | Blue Origin, Llc | Composite structures for aerospace vehicles, and associated systems and methods |
US8209939B2 (en) * | 2010-08-11 | 2012-07-03 | The Boeing Company | System and method for supporting a load across a plurality of non-intersecting beams |
DE102010035787A1 (de) * | 2010-08-30 | 2012-03-01 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugstrukturbaugruppe |
FR2974615B1 (fr) * | 2011-04-26 | 2014-05-30 | Airbus Operations Sas | Traverse destinee a etre utilisee pour realiser un plancher d'aeronef et plancher d'aeronef utilisant une telle traverse |
US9090357B2 (en) * | 2011-12-15 | 2015-07-28 | The Boeing Company | Method of assembling panelized aircraft fuselages |
US8703269B2 (en) * | 2012-02-14 | 2014-04-22 | Gulfstream Aerospace Corporation | Reinforced composite structures for aircrafts and methods for making the same |
US8820862B1 (en) | 2012-10-31 | 2014-09-02 | The Boeing Company | Floor mounted attendant station |
AU2014200142B2 (en) * | 2013-01-26 | 2017-02-23 | The Boeing Company | Box structures for carrying loads and methods of making the same |
US8973871B2 (en) * | 2013-01-26 | 2015-03-10 | The Boeing Company | Box structures for carrying loads and methods of making the same |
EP2842865B1 (en) | 2013-08-28 | 2019-12-18 | Airbus Operations GmbH | Window panel for an airframe and method of producing same |
DE102013113393A1 (de) * | 2013-12-03 | 2015-06-03 | Airbus Operations Gmbh | Verbindungsanordnung und Struktur |
US9656735B2 (en) * | 2014-03-06 | 2017-05-23 | Bell Helicopter Textron Inc. | Skin impact snubber |
US10124913B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-11-13 | The Boeing Company | Positioning fixtures |
US9545990B2 (en) | 2014-11-20 | 2017-01-17 | The Boeing Company | Floor panel retention system |
DE102017220378A1 (de) * | 2017-11-15 | 2019-05-16 | Airbus Operations Gmbh | Bodenbaugruppe mit monolithischem Bodenelement sowie Luftfahrzeugbereich und Luftfahrzeug mit einer Bodenbaugruppe |
DE102018108950B3 (de) | 2018-03-07 | 2019-03-21 | Telair International Gmbh | Frachtdeck eines Flugzeugs und Verfahren zur Herstellung eines Bodenmoduls |
DE102020203231A1 (de) * | 2020-03-13 | 2021-09-16 | Airbus Operations Gmbh | Bodenplatte für ein Luft- oder Raumfahrzeug, Luft- oder Raumfahrzeug, sowie Verfahren zur Herstellung einer Bodenplatte |
US11845699B2 (en) | 2021-09-07 | 2023-12-19 | Blue Origin, Llc | Methods for manufacturing coated composite materials |
Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3921356A (en) * | 1973-06-22 | 1975-11-25 | Robert S Hughes | System and apparatus for interconnecting structural members, and method of utilizing same |
DE3141869C2 (de) | 1981-10-22 | 1984-02-02 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Fußbodenkonstruktion für den oberen Laderaum eines Luftfahrzeuges |
US4648570A (en) * | 1984-08-22 | 1987-03-10 | The Boeing Company | Method and apparatus for supporting interior aircraft elements |
US5217556A (en) | 1990-05-31 | 1993-06-08 | Hexcel Corporation | Continuous process for the preparation of unitary thermoplastic honeycomb containing areas with different physical properties |
US5763382A (en) | 1996-01-03 | 1998-06-09 | Cyclo3Pss Textile Systems, Inc. | Cold water wash formula |
WO2005012082A1 (de) * | 2003-07-18 | 2005-02-10 | Telair International Gmbh | Frachtdeck zur aufnahme von ladung im frachtraum eines flugzeugs |
US7182291B2 (en) * | 2005-03-23 | 2007-02-27 | The Boeing Company | Integrated aircraft structural floor |
DE102005045181A1 (de) | 2005-09-21 | 2007-04-05 | Eads Deutschland Gmbh | Fußbodenstruktur für Flugzeuge |
US7938362B2 (en) | 2006-02-21 | 2011-05-10 | The Boeing Company | Airplane floor assembly |
US8360362B2 (en) * | 2006-02-21 | 2013-01-29 | The Boeing Company | Aircraft floor and method of assembly |
FR2900125B1 (fr) * | 2006-04-20 | 2009-01-16 | Airbus France Sas | Plancher d'aeronef, utilisation d'un tel plancher et troncon d'aeronef muni d'un tel plancher |
US7775478B2 (en) * | 2006-09-29 | 2010-08-17 | The Boeing Company | Floor beam assembly, system, and associated method |
US7775477B2 (en) * | 2006-10-25 | 2010-08-17 | The Boeing Company | Floor panel assembly, system, and associated method |
US7861970B2 (en) * | 2006-11-02 | 2011-01-04 | The Boeing Company | Fuselage structure including an integrated fuselage stanchion |
US8376275B2 (en) * | 2006-12-08 | 2013-02-19 | The Boeing Company | Energy absorbing structure for aircraft |
US7770844B2 (en) * | 2007-06-07 | 2010-08-10 | The Boeing Company | Cargo roller tray shear fitting |
US7967251B2 (en) * | 2008-03-18 | 2011-06-28 | The Boeing Company | Truss network for aircraft floor attachment |
US8240606B2 (en) | 2009-03-26 | 2012-08-14 | The Boeing Company | Integrated aircraft floor with longitudinal beams |
-
2009
- 2009-03-26 US US12/411,615 patent/US8240606B2/en active Active
-
2010
- 2010-02-17 WO PCT/US2010/024492 patent/WO2010110964A1/en active Application Filing
- 2010-02-17 ES ES10707720.8T patent/ES2676501T3/es active Active
- 2010-02-17 PT PT107077208T patent/PT2411267T/pt unknown
- 2010-02-17 TR TR2018/07460T patent/TR201807460T4/tr unknown
- 2010-02-17 EP EP10707720.8A patent/EP2411267B1/en active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US8240606B2 (en) | 2012-08-14 |
US20100243803A1 (en) | 2010-09-30 |
PT2411267T (pt) | 2018-05-25 |
ES2676501T3 (es) | 2018-07-20 |
EP2411267A1 (en) | 2012-02-01 |
WO2010110964A1 (en) | 2010-09-30 |
EP2411267B1 (en) | 2018-04-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
TR201807460T4 (tr) | Boylamasına kirişlere sahip entegre uçak döşemesi. | |
US8360362B2 (en) | Aircraft floor and method of assembly | |
US9592651B2 (en) | Composite structures having reduced area radius fillers and methods of forming the same | |
CN103813959B (zh) | 直升飞机 | |
JP6251579B2 (ja) | 荷重を担持するボックス構造体、およびその製作方法 | |
US8336820B2 (en) | Aircraft cabin floor structures, systems and methods | |
EP2730498B1 (en) | Joint for composite wings | |
US9327821B2 (en) | Aircraft structural assembly having an area element which comprises a core and an outer layer | |
US8985513B2 (en) | Honeycomb cores with splice joints and methods of assembling honeycomb cores | |
US7968169B2 (en) | Compound contoured composite beams and fabrication methods | |
CN106081051A (zh) | 硼纤维加强结构组件 | |
US20100102169A1 (en) | Floor made out of composite material for transport vehicle and process for manufacturing process such a floor | |
EP3081489B1 (en) | Construction kit and method for a housing structure of a monument for a vehicle cabin | |
US10232926B2 (en) | Integrated lamination process for manufacturing a shell element | |
US10625844B2 (en) | Fuselage with structural and non-structural stanchions | |
US9211943B2 (en) | Interior equipment element for vehicle cabins | |
US8047469B2 (en) | Airframe attachment fitting | |
US9505354B2 (en) | Carbon fiber reinforced polymer cargo beam with integrated cargo stanchions and c-splices | |
Rusoiu et al. | ASSEMBLY OF THE PRIMARY STRUCTURE OF AN AIRPLANE FUSELAGE |