ES2277774B2 - Avion con una seccion trasera del fuselaje para la fijacion del estabilizador de elevacion y del timon de direccion. - Google Patents
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Abstract
Avión con una sección trasera del fuselaje para
la fijación del estabilizador de elevación y del timón de
dirección. La sección trasera del fuselaje de un avión, adaptada
para la fijación del estabilizador de elevación y del timón de
dirección de un avión con sección del timón de dirección (SA) y
sección del estabilizador de elevación (HA), que están unidas entre
sí, en la que la sección del estabilizador de elevación (HA)
comprende una cuaderna extrema delantera (40) y una cuaderna
extrema trasera (60) con estructura de sustentación de refuerzo,
respectivamente, y las cuadernas extremas (40, 60) están unidas
rígidamente entre sí por medio de cajones de torsión (50r, 50l) y
tirantes de refuerzo longitudinales (80r, 80l).
Description
Avión con una sección trasera del fuselaje para
la fijación del estabilizador de elevación y del timón de
dirección.
La invención se refiere a una sección trasera
del fuselaje esencialmente en forma de tonel, configurada
esencialmente como estructura de sustentación de carga, adaptada
para la fijación del estabilizador de elevación y del timón de
dirección, de un avión con cuadernas que se extienden en planos
transversales, largueros que se extienden en dirección longitudinal
y un revestimiento exterior y con una abertura transversal, que se
extiende esencialmente horizontal, para el paso del estabilizador
de elevación.
La sección trasera del fuselaje de un avión,
especialmente de un avión de transporte, en la que están conectados
un estabilizador de elevación y un timón de dirección, requiere
alta capacidad de sustentación debido a la aplicación de fuerzas
grandes de los estabilizadores. Las configuraciones convencionales
de la estructura de tales secciones traseras del fuselaje se
orientan al tipo de construcción de larguero - cuaderna -
revestimiento exterior con aplicación local de las fuerzas de los
estabilizadores. Estas aplicaciones locales de las fuerzas conducen
a elevaciones locales considerables de la tensión, especialmente en
el fragmento del fuselaje del estabilizador de elevación y
condicionan de esta manera espesores considerables del material y,
por lo tanto, de nuevo un sobrepeso considerable. Una sección
trasera más pesada del fuselaje tiene, además, todavía el
inconveniente de una prolongación del centro de gravedad del
vehículo hacia atrás. De esta manera, se empeora la estabilidad
estática del vehículo. La compensación necesaria sería un
desplazamiento de las superficies de soporte o del punto de
sustentación hacia atrás, lo que tendría como consecuencia de nuevo
una reducción de la "palanca aerodinámica" hacia los
estabilizadores. Debido a esta reducción de la palanca, se
requerirían superficies mayores de los estabilizadores para
mantener la capacidad de maniobra del vehículo, con lo que
resultaría como consecuencia de nuevo una elevación de las fuerzas
de los estabilizadores y, por lo tanto, un refuerzo y elevación del
peso de la estructura de la sección del fuselaje.
Por lo tanto, el problema de la presente
invención es configurar la sección trasera del fuselaje de un avión
según el preámbulo de la reivindicación 1 de la patente, de tal
manera que a través de una configuración espacial de la estructura
se lleva a cabo una distribución lo más óptima posible del peso de
las fuerzas aplicadas por los estabilizadores sobre toda la
estructura. De esta manera, se reducen al mínimo las cargas
interiores, se evitan los picos de tensión y de una manera
correspondiente se ahorra peso de construcción para los elementos
estructurales y la estructura general.
Según la invención, este problema se soluciona
porque la sección trasera del fuselaje de un avión según el
preámbulo de la reivindicación 1 de la patente presenta las
siguientes características:
- a)
- La sección trasera del fuselaje (2) está constituida por una sección delantera del timón de dirección (SA) en dirección de vuelo (F) y por una sección trasera del estabilizador de elevación (HA), que están conectadas entre sí;
- b)
- La sección del estabilizador de elevación (HA) comprende una cuaderna extrema delantera (40) y una cuaderna extrema trasera (60) con estructura de sustentación de refuerzo en el plano de la cuaderna, respectivamente, que está constituida por tirantes de refuerzo (tirantes horizontales HS, tirantes diagonales DS), que están alineados casi ortogonalmente unos con respecto a los otros, y que configuran nodos de carga (KN) entre sí;
- c)
- Las cuadernas extremas (40, 60) están conectadas rígidamente entre sí, manteniendo libre la abertura transversal que presenta sección transversal de forma trapezoidal para el alojamiento del cajón del estabilizador de elevación (70) alojado en la cuaderna extrema trasera (60);
- d)
- La unión rígida de la cuaderna extrema (40, 60) se realiza a través cajones de torsión (50r, 50l) formados simétricamente al plano medio longitudinal vertical de la sección trasera del fuselaje en la zona superior de la sección del estabilizador de elevación (HA) y en la zona inferior de la sección del estabilizador de elevación (HA) por medio de tirantes de refuerzo longitudinales (80r, 80l) que se extienden esencialmente en dirección de vuelo (F), los cuales están conectados en nodos de carga (KN) de la cuaderna extrema (40, 60).
La ventaja esencial de la configuración según la
invención de la estructura de sustentación de la carga consiste en
la distribución uniforme, de peso óptimo, de las cargas principales
aplicadas, que se puede conseguir a través de la configuración
correspondiente de la estructura interna de la sección trasera del
fuselaje. La configuración puesta aquí en primer plano de la
sección del estabilizador de elevación HA con estructuras de
sustentación de refuerzo de las cuadernas extremas y la conexión
rígida de las cuadernas extremas a través de cajones de torsión y de
tirantes de refuerzo longitudinal conectados en nodos de carga da
como resultado, en general, un máximo de rigidez con un empleo
mínimo de material. En este caso, es especialmente conveniente el
desarrollo de la trayectoria de la carga configurada
aproximadamente ortogonal con respecto a los nodos de
carga.
carga.
Una primera configuración ventajosa de una
sección trasera del fuselaje según la invención consiste en que los
cajones de torsión (50r, 50l) están formados, respectivamente,
por:
- a)
- una pared de empuje (52) colocada horizontal, que presenta esencialmente: forma triangular,
- b)
- una pared de empuje vertical (53) conectada en la pared de empuje horizontal (52) a lo largo de un canto longitudinal de la misma,
- c)
- un sector (54) de la cuaderna extrema delantera (40), que se extiende: esencialmente perpendicular a las dos paredes de empuje (52), y
- d)
- el revestimiento exterior (55), que se extiende sobre el sector espacial formado por las paredes de empuje (52, 53) y el sector (54).
La configuración según la invención de las cajas
de torsión con campos de empuje verticales y campos de empuje
horizontales proporciona una alta rigidez a la torsión de la sección
del estabilizador de elevación con una transmisión y distribución al
mismo tiempo eficientes de las cargas del estabilizador de
elevación, con lo que se reducen los picos de carga y el peso de la
estructura en el revestimiento exterior. Además, a través de la
evitación mejorada del arqueamiento, se asegura que se eviten
deformaciones y desviaciones inadmisibles de los
estabilizadores.
Para la optimización del peso de los cajones de
torsión, es ventajoso que las paredes de empuje incluyan tirantes
de refuerzo diagonales o estén formadas por tirantes de entramado
diagonales.
En otra configuración de la invención, la
estructura de sustentación, que refuerza la cuaderna extrema
trasera de la sección del estabilizador de elevación HA, debe estar
configurada esencialmente por dos tirantes horizontales distanciados
verticalmente y por tirantes diagonales, que configuran nodos de
carga con los tirantes horizontales.
Cuando, lo que se propone en otra configuración
de la invención, los tirantes diagonales presentan secciones
desprendibles, que apoyan los muñones de eje dispuestos colineales
en la cuaderna extrema para el alojamiento del cajón del
estabilizador de elevación, se consigue, con una buena capacidad de
montaje de los muñones de eje para el alojamiento del cajón del
estabilizador de elevación, al mismo tiempo una rigidez máxima del
cojinete para el estabilizador de elevación.
La configuración según la invención de una
sección trasera del fuselaje con otras configuraciones ventajosas
se describe con la ayuda de ejemplos de realización, que están
representados en los dibujos.
En los dibujos:
La figura 1 muestra un avión de transporte con
una sección trasera de fuselaje, en la que están conectados el
estabilizador de elevación y el timón de dirección.
La figura 2 muestra una representación ampliada
de la sección trasera del: fuselaje de la figura 1, estando
mostrados para los estabilizadores solamente los cajones de soporte
del timón de dirección 90 y el cajón de soporte del estabilizador
de, elevación 70.
La figura 3 muestra una sección media
longitudinal esquemática a través de la sección trasera del fuselaje
según la figura 2 con la división en una sección del timón. de
dirección SA una sección del estabilizador de elevación HA.
La figura 4 muestra una vista en planta superior
esquemática sobre una sección trasera del fuselaje 2 con sección del
timón de dirección SA y sección del estabilizador de elevación HA
sin revestimiento exterior.
La figura 5 muestra una imagen oblicua de la
estructura de la sección del estabilizador de elevación HA de
acuerdo con la figura 4.
La figura 6 muestra una vista en la dirección de
vuelo F de la cuaderna extrema trasera de la sección del
estabilizador de elevación HA.
La figura 7 muestra una imagen oblicua de toda
la sección del fuselaje con cajón del estabilizador de elevación
insertado en una vista que corresponde a la vista de la figura
5.
La figura 8 muestra una vista en sentido
contrario a la dirección de vuelo F de la cuaderna extrema
delantera de la sección del estabilizador de elevación HA y
La figura 9 muestra una vista de la sección
trasera del fuselaje que corresponde a la figura 3 con cajón del
estabilizador de elevación insertado.
El avión de transporte 1 representado en la
figura 1 en la vista oblicua presenta para la fijación del
estabilizador de elevación 7 y del timón de dirección 9 una sección
trasera del fuselaje 2 configurada a tal fin según la invención.
En la figura 2 se representa la sección trasera
del fuselaje 2 en la imagen oblicua en vista exterior, en la que un
revestimiento exterior está designado con 8, el cual comprende la
sección del timón de dirección SA y la sección del estabilizador de
elevación HA. Del timón de dirección 9 solamente se muestra el cajón
de soporte del timón de dirección 90, que está fijado en herrajes
de conexión 21, 41. También del estabilizador de elevación 7 se
muestra solamente el cajón de soporte del estabilizador de
elevación 70, cuyo eje de giro 76 está indicado con puntos y trazos.
La dirección de la visión en la figura 2 en el interior de la
sección trasera del fuselaje 2 en contra de la dirección de vuelo F
muestra también la cuaderna extrema delantera 20 de la sección del
timón de dirección SA y la cuaderna extrema delantera 40 de la
sección del timón de dirección HA así como cuadernas dispuestas en
medio, no representadas en detalle.
La vista longitudinal central, representada en
la figura 3, de la sección trasera del fuselaje 2 muestra su
distribución en la sección delantera del timón de dirección SA y la
sección trasera del estabilizador de elevación HA, que están unidas
rígidamente entre sí.
La sección del estabilizador de elevación HA
comprende una cuaderna extrema delantera 40 y una cuaderna extrema
trasera 60. Las dos cuadernas extremas están unidas rígidamente
entre sí dejando libre una abertura transversal, que presenta una
sección transversal de forma trapezoidal, para el alojamiento del
cajón del estabilizador de elevación 60, que debe alojarse de forma
giratoria en la cuaderna extrema trasera 60 en muñones de eje 61 y,
en concreto, en la zona superior de la sección del estabilizador de
elevación HA a través de cajones de cajones de torsión 50 dispuestos
simétricamente al plano medio longitudinal vertical de la sección
trasera del fuselaje y a través de tirantes de refuerzo
longitudinales 80, que se extienden igualmente simétricos al plano
medio longitudinal vertical de la sección trasera del fuselaje.
La configuración de los cajones de torsión 50 se
explica adicionalmente con la ayuda de las figuras 4, 5 y 7. Cada
uno de los cajones de torsión 50r y 50l se forma por una pared de
empuje 52 colocada horizontal, que presenta esencialmente forma
triangular (ver la figura 5), así como por una pared de empuje
vertical 53 conectada en la pared de empuje horizontal 52 a lo
largo de un canto longitudinal de la misma (ver las figuras 4 y 5).
Como se puede ver mejor a partir de la vista en planta superior
según la figura 4, las paredes de empuje verticales 53r, 53l se
extienden esencialmente en dirección de vuelo con reducida
inclinación hacia atrás. Además, los cajones de torsión 50r, 50l
están formados por sectores 54r y 54l, que se extienden,
respectivamente, esencialmente perpendiculares a las dos paredes de
empuje 52, 53 de la cuaderna extrema delantera 40 y se completan
por medio del revestimiento exterior 55 respectivo, que se extiende
sobre el sector espacial formado por las paredes de empuje 52, 53 y
por el sector 54. En la figura 5 se representa fragmentado el
revestimiento 55l y el cajón de torsión 50r con revestimiento
colocado encima. Las paredes de empuje 52, 53 forman,
respectivamente, tirantes de refuerzo 57 y se forman por tirantes
de entramado 56 (ver la figura 5).
La configuración de la estructura de
sustentación, que refuerza la cuaderna extrema trasera 60, con dos
tirantes horizontales 64, 66 distanciados verticalmente y con los
tirantes diagonales 63, 65, que configuran con los tirantes
horizontales 64, 66 nodos de carga KN, se puede deducir más
claramente a partir de las figuras 5 y 6. A través de la
configuración de los tirantes de diagnosis 63, 65 con secciones 67
desprendibles para el apoyo de los muñones de eje 61r, 61l para el
alojamiento del cajón del estabilizador de elevación 70 se asegura
que sea posible tanto una distribución óptima de la carga en la
estructura de sustentación como también una buena capacidad de
montaje de los muñones de eje.
La configuración de la cuaderna extrema
delantera 40 de la sección del estabilizador de elevación HA se
deduce a partir de la figura 8. La zona superior de la cuaderna
extrema delantera 40 presenta un contorno en forma de V a través de
los tirantes superiores de refuerzo 43r, 43l, que están dirigidos
esencialmente ortogonales unos con respecto a los otros y se
encuentran en un nodo de carga, configurando los extremos superiores
de los brazos de la V con otros tirantes de refuerzo 45 alineados
esencialmente verticales, nodos de carga superiores 44, en los que
están fijados herrajes del timón de dirección 41r, 41l. Los herrajes
del timón de dirección 41r, 41l están provistos hacia arriba con
ojales de conexión para los bulones de fijación del cajón del timón
de dirección 90 y presentan muñones angulares 42 en forma de V
abierta hacia abajo, adaptados para la fijación en los tirantes de
refuerzo superiores 43. A través de esta configuración se pueden
introducir las fuerzas extremadamente altas desde las conexiones
del timón de dirección de una manera especialmente favorable en la
estructura de la sección del estabilizador de elevación de la
sección trasera del fuselaje. Otra función de los herrajes del
timón de dirección 41 consiste en que a través de ojales de
conexión transversales 92 para la fijación de bridas de fuerza
transversal 91 del cajón del timón de dirección 90 se consigue una
buena aplicación de la fuerza transversal. Las bridas de fuerza
transversal 91 están fijadas con sus otros extremos respectivos en
una nervadura central 95 del cajón del timón de dirección 90.
Como se muestra en la figura 9, se realiza de
forma ventajosa una unión rígida de la sección del timón de
dirección SA y de la sección del estabilizador de elevación HA
porque la cuaderna extrema delantera 40 de la sección del
estabilizador de elevación HA es al mismo tiempo cuaderna extrema
trasera de la sección del timón de dirección. Un elemento de apoyo
30, que transmite fuerza con preferencia en dirección de vuelo F,
está insertado entre las cuadernas extremas 20 y 40 y, en concreto,
de tal forma que de apoya en los nodos de carga superiores 44 de la
cuaderna 40 y opcionalmente en otros nodos de carga KN de las
cuadernas extremas 20, 40. El elemento de apoyo 30 está configurado
con tirantes diagonales 32 inclinados en el espacio y presenta una
placa de base 34, que se extiende esencialmente horizontal, (ver la
figura 4). La placa de base 34 del elemento de apoyo 30 lleva un
cojinete de apoyo 35 para el husillo de articulación 72 del
estabilizador de elevación 78 (ver la figura 9). En la figura 9 se
representa una posición extrema del cajón giratorio del
estabilizador de elevación 80.
Claims (14)
1. Sección trasera del fuselaje esencialmente en
forma de tonel, configurada como estructura de sustentación de
carga, adaptada para la fijación del estabilizador de elevación y
del timón de dirección, de un avión con cuadernas que se extienden
en planos transversales, largueros que se extienden en dirección
longitudinal y un revestimiento exterior y con una abertura
transversal, que se extiende esencialmente horizontal, para el paso
del estabilizador de elevación, caracterizada por las
siguientes características:
- a)
- La sección trasera del fuselaje (2) está constituida por una sección delantera del timón de dirección (SA) en dirección de vuelo (F) y por una sección trasera del estabilizador de elevación (HA), que están conectadas entre sí;
- b)
- La sección del estabilizador de elevación (HA) comprende una cuaderna extrema delantera (40) y una cuaderna extrema trasera (60) con estructura de sustentación de refuerzo en el plano de la cuaderna, respectivamente, que está constituida por tirantes de refuerzo (tirantes horizontales HS, tirantes diagonales DS), que están alineados casi ortogonalmente unos con respecto a los otros, y que configuran nodos de carga (KN) entre sí; c) Las cuadernas extremas (40, 60) están conectadas rígidamente entre sí;
- c)
- Las cuadernas extremas (40, 60) están conectadas rígidamente entre sí, manteniendo libre la abertura transversal que presenta sección transversal de forma trapezoidal para el alojamiento del cajón del estabilizador de elevación (70) alojado en la cuaderna extrema trasera (60);
- d)
- La unión rígida de la cuaderna extrema (40, 60) se realiza a través cajones de torsión (50r, 50l) formados simétricamente al plano medio longitudinal vertical de la sección trasera del fuselaje en la zona superior de la sección del estabilizador de elevación (HA) y en la zona inferior de la sección del estabilizador de elevación (HA) por medio de tirantes de refuerzo longitudinales (80r, 80l) que se extienden esencialmente en dirección de vuelo (F), los cuales están conectados en nodos de carga (KN) de la cuaderna extrema (40, 60).
2. Sección trasera de fuselaje de un avión según
la reivindicación 1, caracterizada porque los cajones de
torsión (50r, 501) están formados, respectivamente, por:
- a)
- una pared de empuje (52) colocada horizontal, que presenta esencialmente forma triangular,
- b)
- una pared de empuje vertical (53) conectada en la pared de empuje horizontal (52) a lo largo de un canto longitudinal de la misma,
- c)
- un sector (54) de la cuaderna extrema delantera (40), que se extiende esencialmente perpendicular a las dos paredes de empuje (52, 53), y
- d)
- el revestimiento exterior (55), que se extiende sobre el sector espacial formado por las paredes de empuje (52, 53) y el sector (54).
3. Sección trasera de fuselaje de un avión según
la reivindicación 2, caracterizada porque las paredes de
empuje (52, 53) forman tirantes de refuerzo diagonales (57) o están
formadas por tirantes de entramados diagonales (56).
4. Sección trasera de fuselaje de un avión según
las reivindicaciones 1 a 3, caracterizada porque la
estructura de sustentación, que refuerza la cuaderna extrema trasera
(60), está constituida esencialmente por dos tirantes horizontales
(64, 66) distanciados verticalmente y por tirantes diagonales (63,
65), que configuran nodos de carga KN con los tirantes horizontales
(64, 66).
5. Sección trasera de fuselaje de un avión según
las reivindicaciones 1 a 4 caracterizada porque los tirantes
diagonales (63, 65) presentan secciones desprendibles, que apoyan el
muñón del eje (61R, 61L), dispuesto colinealmente en la cuaderna
extrema (60), para el alojamiento del cajón del estabilizador de
elevación (70).
6. Sección trasera de fuselaje de un avión según
las reivindicaciones 1 a 5, caracterizada porque la cuaderna
extrema delantera (40) de la sección del estabilizador de elevación
(HA) es al mismo tiempo cuaderna extrema trasera de la sección del
timón de dirección (SA) y presenta un contorno en forma de V en la
zona superior a través de tirantes de refuerzo superiores (43R,
43L), estado fijados los extremos de los brazos de la V con otros
tirantes de refuerzo (45) una pareja de nodos de carga superiores
(44R, 44L), en los que están fijados los herrajes del timón de
dirección (41R, 41L).
7. Sección trasera de fuselaje de un avión según
las reivindicaciones 1 a 5, caracterizada porque los
herrajes del timón de dirección (41), como se conoce en sí,
presentan ojales de conexión hacia arriba para bulones de fijación
del timón de dirección (9) y están configurados muñones angulares
(42) en forma de V abierta hacia abajo, adaptados para la fijación
en los tirantes de refuerzo superiores (43).
8. Sección trasera de fuselaje de un avión según
las reivindicaciones 1 a 7, caracterizada porque los herrajes
del timón de dirección (41) presentan ojales de conexión
transversal (92) para la fijación de bridas de fuerza transversal
(91R, 91L) del cajón del timón de dirección (90).
9. Sección trasera de fuselaje de un avión según
las reivindicaciones 1 a 8, caracterizada porque entre las
cuadernas extremas (20, 40) de la sección del timón de dirección
(SA) está insertado un elemento de apoyo (30) que transmite fuerza
con preferencia en dirección de vuelo (F), que se apoya en el nodo
de carga superior (44) y opcionalmente en otros nodos de carga (KN)
de las cuadernas extremas (20, 40).
10. Sección trasera de fuselaje de un avión
según la reivindicación 9, caracterizada porque el elemento
de apoyo (30) está configurado con tirantes diagonales (32)
inclinados en el espacio.
11. Sección trasera de fuselaje de un avión
según las reivindicaciones 9 ó 10, caracterizada porque el
elemento de apoyo (30) presenta una placa de base (34) que se
extiende esencialmente horizontal.
12. Sección trasera de fuselaje de un avión
según la reivindicación 11, caracterizada porque en la placa
de base (34) está conectado el cojinete de apoyo (35) para el
husillo giratorio (72) del cajón del estabilizador de elevación
(70).
13. Sección trasera de fuselaje de un avión
según una o varias de las reivindicaciones 1 a 12,
caracterizada porque las secciones parciales de las cuadernas
extremas (20, 40, 60) están reforzadas por paredes de empuje.
14. Sección trasera de fuselaje de un avión
según una o varias de las reivindicaciones 1 a 13,
caracterizada porque elementos estructurales individuales y/o
la estructura general pueden estar constituidas por metal ligero o
también por material reforzado con fibras.
Applications Claiming Priority (2)
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Families Citing this family (17)
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|---|---|---|---|---|
| ES2300184B1 (es) * | 2006-04-28 | 2009-05-01 | Airbus España, S.L. | Disposicion para acoplar un pivote de acoplamiento para un estabilizador horizontal trimable al fuselaje de cola de una aeronave. |
| ES2315109B1 (es) * | 2006-06-30 | 2010-01-12 | Airbus España, S.L. | Herraje con cajon de torsion, de material plastico reforzado con fibras de carbono, para acoplar un conjunto motor de accionamiento / husillo para el trimado de un estabilizador horizontal de una aeronave. |
| DE102007010692B4 (de) * | 2007-03-06 | 2012-10-11 | Airbus Operations Gmbh | Exzenterbuchsenanordnung |
| ES2335459B1 (es) * | 2007-12-21 | 2011-02-03 | Airbus España S.L. | Configuracion optimizada de motores de aeronave. |
| ES2364109B1 (es) * | 2008-11-27 | 2012-07-04 | Airbus Operations, S.L. | Un herraje delantero de trimado y su ensamblaje a la unión a tracción de los dos cajones laterales del estabilizador horizontal de un avión |
| ES2385993B1 (es) * | 2008-12-18 | 2013-06-17 | Airbus Operations, S.L. | Fuselaje trasero de una aeronave con una zona de introducción de carga de un estabilizador horizontal de cola y de un estabilizador vertical de cola que comprende elementos receptores de las cargas de dichos estabilizadores unidos a elementos estructurales del fuselaje. |
| ES2378702B1 (es) * | 2009-04-21 | 2013-02-28 | Airbus Operations, S.L. | Herrajes para la cogida del estabilizador vertical de cola de una aeronave. |
| ES2709896T3 (es) * | 2010-09-24 | 2019-04-22 | Airbus Operations Sl | Fuselaje trasero de una aeronave |
| US20130001356A1 (en) * | 2011-07-01 | 2013-01-03 | Airbus Operations, S.L. | Reinforced aircraft fuselage |
| EP2832636A1 (en) * | 2013-07-30 | 2015-02-04 | Airbus Operations S.L. | Rear fuselage section of an aircraft |
| EP2889216B1 (en) | 2013-12-31 | 2018-09-19 | Airbus Operations S.L. | Aircraft with a trimmable horizontal stabilizer having the pivot elements in its forward side |
| CN104890853A (zh) * | 2015-04-24 | 2015-09-09 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种新型机身机翼连接结构 |
| US9849966B2 (en) | 2015-12-18 | 2017-12-26 | The Boeing Company | Fuselage structure for accommodating tails and canards of different sizes and shapes |
| CN110920867B (zh) * | 2019-12-09 | 2023-04-14 | 中航沈飞民用飞机有限责任公司 | 一种民用客机平尾侧向惯性载荷承载铰链接头 |
| EP4043336B1 (en) * | 2021-02-10 | 2024-04-03 | Airbus Operations, S.L.U. | Aircraft empennage with a horizontal stabilizer interfacing at the vertical stabilizer root |
| US11932420B2 (en) * | 2021-11-17 | 2024-03-19 | The Boeing Company | System and method for assembling an aft fuselage section of an aircraft |
| CN113955080B (zh) * | 2021-11-29 | 2023-10-20 | 中国商用飞机有限责任公司 | 配平式的平尾连接结构 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4404810A1 (de) * | 1994-02-16 | 1995-08-17 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Rumpfheck für ein Verkehrsflugzeug |
| DE19719915A1 (de) * | 1997-05-13 | 1998-12-03 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Gabelglied für einen Leitwerkanschluß |
| EP1413782A1 (en) * | 2002-10-21 | 2004-04-28 | The Boeing Company | Method and apparatus for rotatably supporting movable components, including canards |
| WO2004089727A1 (de) * | 2003-04-07 | 2004-10-21 | Bernard Douet | Modul einer raumelementsicherheitszelle für verkehr- und transportmittel |
-
2005
- 2005-01-24 DE DE102005003297A patent/DE102005003297B4/de not_active Expired - Lifetime
- 2005-12-09 ES ES200503030A patent/ES2277774B2/es not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4404810A1 (de) * | 1994-02-16 | 1995-08-17 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Rumpfheck für ein Verkehrsflugzeug |
| DE19719915A1 (de) * | 1997-05-13 | 1998-12-03 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Gabelglied für einen Leitwerkanschluß |
| EP1413782A1 (en) * | 2002-10-21 | 2004-04-28 | The Boeing Company | Method and apparatus for rotatably supporting movable components, including canards |
| WO2004089727A1 (de) * | 2003-04-07 | 2004-10-21 | Bernard Douet | Modul einer raumelementsicherheitszelle für verkehr- und transportmittel |
Also Published As
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