ES2672528T3 - Sección de fuselaje de aeronave - Google Patents

Sección de fuselaje de aeronave Download PDF

Info

Publication number
ES2672528T3
ES2672528T3 ES14382475.3T ES14382475T ES2672528T3 ES 2672528 T3 ES2672528 T3 ES 2672528T3 ES 14382475 T ES14382475 T ES 14382475T ES 2672528 T3 ES2672528 T3 ES 2672528T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
fuselage
lateral extensions
aircraft
fuselage section
central element
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
ES14382475.3T
Other languages
English (en)
Inventor
Esteban MARTINO GONZÁLEZ
Diego FOLCH CORTÉS
Pablo GOYA ABAURREA
Ángel Pascual Fuertes
Sandra Liñares Mendoza
Julien Gillemaut
Eric Bouchet
Jérôme COLMAGRO
Jonathan Blanc
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SL
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SL
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SL, Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SL
Application granted granted Critical
Publication of ES2672528T3 publication Critical patent/ES2672528T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/061—Frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • 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
    • B64C1/16—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like specially adapted for mounting power plant
    • 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
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/32—Wings specially adapted for mounting power plant

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Tires In General (AREA)

Abstract

Sección de fuselaje que comprende: - al menos dos cuadernas (2), cada una comprende: - un elemento central (3) adaptado para estar localizado dentro del perímetro del fuselaje, - una porción de una estructura longitudinal dispuesta para formar una parte de una superficie sustentadora (1) y de un cajón de torsión de una estructura sustentadora (1) para la fijación de los motores (7) de una aeronave, - dos extensiones laterales (4) adaptadas para que se proyecten fuera del perímetro del fuselaje desde ambos lados del elemento central (3) que son la parte de la estructura longitudinal, el elemento central (3) y las dos extensiones laterales (4) estando configuradas como una pieza integrada fabricada como una única parte, y - una porción de revestimiento (5) que se extiende de forma continua sobre dichas dos cuadernas (2), donde cada elemento central (3) comprende una porción superior (11) y una porción inferior localizadas respectivamente en la parte superior y en la parte inferior de la sección del fuselaje, la porción superior (11) tiene un borde interior perimetral (12), caracterizada por que el borde interior perimetral (12) está alineado con el borde inferior (13) de las extensiones laterales (4).

Description

Sección de fuselaje de aeronave
Campo de la invención
La presente invención se refiere a una sección de un fuselaje de una aeronave que comprende al menos dos cuadernas. Dichas cuadernas están relacionadas tanto con la estructura del fuselaje y a las superficies sustentadoras 5 situadas a ambos lados del fuselaje. Para el propósito de simplificar la siguiente descripción, el término "superficie sustentadora" se utiliza para describir no sólo las alas, sino también estabilizadores y/o superficies de soporte, tales como estabilizadores horizontales o pilones para soportar los motores de la aeronave.
Antecedentes de la invención
Las estructuras de aeronaves conocidas comprenden un fuselaje y unas superficies sustentadoras situadas a ambos 10 lados del fuselaje, tales como alas o pilones para soportar los motores de la aeronave u otras estructuras soporte.
Los fuselajes conocidos comprenden una pluralidad de cuadernas, larguerillos y vigas, que actúan como elementos de refuerzo del revestimiento de la aeronave. Con el fin de integrar las superficies sustentadoras con la estructura del fuselaje, generalmente se realiza una abertura en el revestimiento del fuselaje, que a menudo implica una interrupción en la estructura de algunas de las cuadernas de dicho fuselaje.
15 Las superficies de elevación pueden estar divididas en dos o tres partes independientes, una cajón central situado dentro del fuselaje y dos cajones laterales situados a ambos lados del fuselaje o, como alternativa, las superficies de sustentación se pueden dividir en dos cajones laterales unidos en el eje de simetría de la aeronave. Los cajones estructurales comprenden al menos un larguero delantero y un larguero trasero que se extiende en la dirección longitudinal de la cajón de torsión, revestimiento y costillas superiores e inferiores que se extienden en la dirección 20 transversal del cajón estructural.
Las alas están generalmente ubicadas en las posiciones superiores o inferiores con respecto a una sección del fuselaje mientras los pilones están generalmente ubicados en una posición central de una sección del fuselaje.
En cuanto a los pilones, una primera configuración conocida puede incluir un pilón que se extiende entre los dos motores y situado en una posición centrada de la altura de la parte cilíndrica del fuselaje. La parte central del pilón se 25 introduce en el fuselaje, por lo tanto, dicha configuración implica una discontinuidad o, al menos, un corte en el revestimiento del fuselaje, con el impacto asociado en la distribución de las cargas. En algunos casos, incluso conlleva la discontinuidad de algunos otros elementos estructurales tales como larguerillos, vigas longitudinales o cuadernas.
La interfaz entre los cajones laterales de las superficies de sustentación y el fuselaje por lo general se resuelve mediante pernos de tensión y / o remaches de cizallamiento. La unión une los dos cajones laterales a la parte trasera 30 del fuselaje y necesitan instalarse un número significativo de pernos de tensión. Además, el revestimiento cilíndrico del fuselaje necesita adaptarse a la superficie plana de la unión haciendo que el proceso de fabricación y montaje sea muy complejo.
El documento GB 2 268 461 A revela un método de fabricación porciones de de superficies voladoras y de fuselaje para una aeronave que incluye los pasos de: formar los revestimientos de las respectivas superficies voladoras inferior y 35 superior y del fuselaje, al menos uno de los cuales es un revestimiento integrado, esto es, unitario o monobloque de superficie voladora y de fuselaje, que forma una estructura de cuaderna que incluye una pluralidad de elementos de largeros trasversales de fuselaje y de ala para soportar los respectivos revestimientos del fuselaje de las superficies voladoras superior e inferior; y de anclar los revestimientos de las respectivas superficies voladoras inferior y superior y del fuselaje a dicha estructura de cuaderna. De esta forma las superficies voladoras (las alas, por ejemplo) y el fuselaje 40 son formados desde la misma estructura de cuaderna. Así, se obvia el requisito de los puntos de anclaje del ala al fuselaje, ahorrando por tanto peso y mejorando la eficiencia aerodinámica de la aeronave.
5
10
15
20
25
30
35
Descripción de la invención
El objeto de la invención está definido en la reivindicación independiente 1, con realizaciones preferidas definidas en las reivindicaciones dependientes. El objetivo principal de la invención es proporcionar una estructura más integrada que tiene un peso ligero y también asegurar la continuidad de carga entre el fuselaje y las superficies sustentadoras.
Tiene que ser entendido para esta aplicación que se llama a una estructura integrada cuando todos sus componentes estructurales se fabrican en un solo paso.
Una primera ventaja es que el peso total de la aeronave se reduce ya que las zonas de unión desaparecen que también simplifica el montaje y desmontaje de estas partes adicionales a unir. Además se mejora la transferencia de carga debido a dicha estructura integrada continua.
Desde un punto de vista adicional, la invención reivindicada integra la función de refuerzo transversal tradicional de una cuaderna con la función de refuerzo longitudinal tradicional de, por ejemplo, un cajón central de una superficie sustentadora y las dos funciones son realizadas por dicha cuaderna. Dicha integración conduce a una estructura simplificada y también a una reducción de peso de la aeronave.
Además de una ubicación superior o inferior de las extensiones laterales con respecto al elemento central permite un aumento en el espacio disponible dentro del fuselaje para los sistemas, que tiene un impacto positivo en el montaje, el funcionamiento y el mantenimiento en comparación con las soluciones del estado de la técnica en la cual la parte central del pilón se encuentra en una posición intermedia.
Descripción de las figuras
Para completar la descripción y con el fin de proporcionar una mejor comprensión de la invención, se proporciona un conjunto de figuras. Dichas figuras forman una parte integral de la descripción e ilustran un ejemplo de realización de la invención.
La figura 1 muestra una configuración conocida de una sección de fuselaje que tiene tres cuadernas y un pilón, donde el pilón comprende un cajón central y dos cajones laterales.
La figura 2 muestra una vista esquemática de una sección transversal de un primer ejemplo de realización de la estructura de la invención en la que las extensiones laterales son una parte de una estructura de soporte del motor.
La Figura 3 muestra una vista en perspectiva de una sección de un fuselaje que comprende tres cuadernas según el ejemplo de realización de la invención mostrado en la figura 2.
La figura 4 muestra una vista esquemática de una sección transversal de un segundo ejemplo de realización de la cuaderna de la invención en el que las extensiones laterales son una estructura soporte del motor.
La Figura 5 muestra una vista en planta y en perspectiva de una sección de un fuselaje que comprende tres cuadernas segñun el ejemplo de realización de la invención mostrado en la figura 4.
Descripción detallada de la invención
La figura 1 describe una estructura conocida en la que la superficie sustentandora se refiere a un pilón. La estructura mostrada comprende una pluralidad de cuadernas (2) y una superficie sustentadora (1), es decir, un pilón que se divide en una cajón central y dos cajones laterales.
5
10
15
20
25
30
35
40
Se debe apreciar que los conceptos descritos en este documento en relación con un pilón de aeronave también se pueden usar para otras superficies sustentadoras de aeronaves, tales como las alas, estabilizadores horizontales u otras estructuras. Por lo tanto, aunque la siguiente explicación también es extensiva a otras superficies sustentadoras (1) que tienen cajones estructurales que van a través del fuselaje, los siguientes ejemplos de realización se refieren a pilones para el soporte de los motores (7) de una aeronave.
En las realizaciones mostradas en las figuras 2 a 5, las extensiones laterales (4) son o una porción de una estructura longitudinal o toda la estructura longitudinal de una superficie sustentadora (1) como se dijo anteriormente.
En el caso de pilones, la cuaderna (2) ofrece la posibilidad de unirse, además, a un brazo de extensión (6) hasta el borde exterior de las extensiones laterales (4) y por lo tanto las extensiones laterales (4) comprenden medios para conectar dichos brazos de extensión (6). Los brazos de extensión (6) están conectados a los motores (7). Los brazos de extensión (6) y también las dos extensiones laterales (4) pueden tener diferentes longitudes dependiendo del tipo de motores (7) a ser utilizados, aumentando así la flexibilidad de la estructura reivindicada.
Se describirán en detalle dos realizaciones diferentes. En estas realizaciones, la estructura de la aeronave comprende al menos dos cuadernas (2) como se describe anteriormente en las que el elemento central (3) y las extensiones laterales (4) se encuentran en la misma sección transversal del fuselaje. En caso de tener dos cuadernas (2), una de las cuadernas (2) se ubicaría en una zona frontal y la otra en una zona posterior de manera que las extensiones laterales (4) se encuentrarían en una posición equivalente a las de un larguero frontal y trasero de un cajón de torsión de una estructura de soporte en el estado de la técnica.
Más específicamente, el ejemplo de realización mostrado comprende tres cuadernas consecutivas (2). Las extensiones laterales (4) de la cuaderna (2) son una parte de la estructura longitudinal de un cajón de torsión de una estructura de soporte para la unión de los motores (7) de una aeronave. Más específicamente, la figura 3 muestra:
- una primera cuaderna (2) de la sección del fuselaje de acuerdo con la invención situada en una ubicación frontal de modo que sus extensiones laterales (4) están situadas en una posición equivalente a la del larguero frontal de un cajón de torsión de una estructura soporte en el estado de la técnica.
- una segunda cuaderna (2) del fuselaje consecutiva a la primera cuaderna (2) situada de modo que sus extensiones laterales (4) están situadas en una posición equivalente a la de un larguero de un cajón de torsión de una estructura soporte en el estado de la técnica.
- una tercera cuaderna (2) del fuselaje consecutiva a la segunda cuaderna (2) y situada en una ubicación trasera de forma que sus extensiones laterales (4) están situadas en una posición equivalente a la de un larguero trasero de un cajón de torsión de una estructura de soporte en el estado de la técnica.
- una porción de revestimiento (5) que se extiende continuamente sobre las tres cuadernas (2) y por lo tanto sobre las dos extensiones laterales correspondientes (4).
En el primer ejemplo de realización mostrado en las figuras 2 y 3 las extensiones laterales (4) están conectadas además a los dos brazos de extensión (6). El revestimiento (5) se extiende sobre las tres cuadernas (2), sus extensiones laterales correspondientes (4) y los brazos de extensión (6). El revestimiento (5) también podría extenderse a lo largo de la dirección longitudinal del fuselaje proporcionando una forma cruciforme que debe ser fabricado como un solo panel. La completa multi-función del revestimiento (5) que transmite las cargas del fuselaje y de la estructura de soporte del motor permite obtener una estructura más ligera.
Los brazos de extensión (6) son elementos separados, por tanto, hay un medio de unión entre dicho brazo de extensión (6) y la extensión lateral (4). Dichos medios de unión pueden ser pernos de tensión y/o remaches de cizallamiento. Aunque este ejemplo de realización también necesita un medio de unión entre las extensiones laterales (4) y los brazos de extensión (6) debe tenerse en cuenta que la unión entre la porción de las extensiones laterales (4) y los brazos de extensiones (6) está realizada en una superficie independiente de la zona de interfase entre el fuselaje y la superficie de sustentación.
5
10
15
20
25
30
35
40
Las figuras 4 y 5 muestran un segundo ejemplo de realización de la invención en la que las extensiones laterales (4) se extienden hasta que llegan a los motores (7). En esta realización, la parte del revestimiento (5) del fuselaje se extiende también en las direcciones laterales de la estructura de la aeronave que proporciona una forma cruciforme que debe ser fabricado en un solo panel, ya que también se extiende en la dirección longitudinal de la aeronave. La configuración descrita anteriormente del revestimiento (5) también sería aplicable a dicho ejemplo de realización.
En este ejemplo de realización la estructura longitudinal completa de la superficie sustentadora (1) es parte de la cuaderna (2), sin ninguna unión de desmontaje entre la estructura longitudinal (1) y el fuselaje, de manera que se elimina el peso debido a estas uniones.
Este segundo ejemplo de realización también se podría aplicar a un ala, HTP, VTP en la que todo el brazo de extensión (4) sería equivalente a un larguero de un cajón de torsión lateral que se integra en la cuaderna (2).
La ventaja adicional de este segundo ejemplo de realización es que permite eliminar completamente la actual unión reduciendo la concentración crítica del camino de carga que podría conducir a una reducción de la anchura y altura de la estructura del soporte del motor, reduciendo, además, el peso como consecuencia.
Por lo tanto el cruce antes mencionado se podría evitar en el en el ejemplo de realización en el que las extensiones laterales (4) alcanzan los motores (7) lo que reduce el coste del revestimiento (5), los elementos y las horas requeridas / trabajo para el montaje de la parte de la extensión lateral (4), o por lo menos, en la realización en la que se proporcionan los dos brazos de extensión (6), la unión puedan ser aislada de la curvatura del fuselaje simplificándolo.
Además, el borde inferior (12) de la porción superior (11) del elemento central (3) está alineado con el borde inferior (13) de las extensiones laterales (4). La ventaja de esta configuración es que la porción superior (11) del elemento central (3) de la cuaderna (2) es más ancha que el resto de la cuaderna (2) lo que proporciona una cuaderna (2) más robusta que también beneficia la transmisión de carga y el ahorro de peso debido a que la carga transportada por el borde inferior (13) de las extensiones laterales (4) se transmite directamente al borde inferior (12) de la parte superior (11). Además, la parte superior (11) podría estar provista de un panel que cubre el borde inferior (12) pero también estando el borde inferior (12) de dicha parte superior (11) alineado con el borde inferior (13) de las extensiones laterales (4). Además la parte superior (11) del elemento central (3) integra la función transversal de refuerzo tradicional de la parte superior de una cuaderna, con la función de refuerzo longitudinal tradicional de un larguero de la cajón central de una superficie sustentadora y ambas funciones son realizadas por dicha cuaderna.
Aunque los ejemplos de realización muestran extensiones laterales (4) que se ubicacan en una posición superior con respecto a una sección del fuselaje, es también posible la ubicación de una extensión lateral (4) en una posición inferior.
Una de las principales ventajas de la invención es que permite la fabricación de la cuaderna (2) incluidas sus extensiones laterales (4) y el revestimiento (5) en paneles en un solo paso. Los largueros y cuadernas podrían fabricarse como un solo elemento y como resultado de esta integración el número de elementos a ensamblar se reduce.
Ambas configuraciones tienen la ventaja de que, en comparación con la arquitectura conocida, se reduce la longitud de la aeronave lo que permite una reducción de peso asociada. Esto es debido a que las arquitecturas conocidas por lo general se dividen en tres partes independientes, un cajón central ubicado en el interior del fuselaje en una posición centrada y dos cajones laterales ubicados a ambos lados del fuselaje unidos en su raíz a la caja central y después llegando a una posición superior con respecto a la sección de fuselaje, por tanto, el pilón no es recto. En contraste, en la invención reivindicada las dos extensiones laterales se ubican en una posición superior o una posición inferior de la cuaderna y por lo tanto el pilón puede ser recto y por lo tanto la longitud total de la estructura se reduce.
Otra ventaja es que como el pilón es recto y por lo tanto el ángulo diédrico se reduce, según se ha explicado anteriormente, la instalación del motor es más fácil debido a que es llevada a cabo mediante la elevación del motor desde una posición inferior a una posición vertical superior, mientras que en la configuración conocida, el motor se instala desde una posición inferior a una posición superior y diagonal, lo que implica un movimiento de giro del motor.

Claims (9)

  1. 5
    10
    15
    20
    25
    30
    35
    REIVINDICACIONES
    1.- Sección de fuselaje que comprende:
    - al menos dos cuadernas (2), cada una comprende:
    - un elemento central (3) adaptado para estar localizado dentro del perímetro del fuselaje,
    - una porción de una estructura longitudinal dispuesta para formar una parte de una superficie sustentadora (1) y de un cajón de torsión de una estructura sustentadora (1) para la fijación de los motores (7) de una aeronave,
    - dos extensiones laterales (4) adaptadas para que se proyecten fuera del perímetro del fuselaje desde ambos lados del elemento central (3) que son la parte de la estructura longitudinal, el elemento central (3) y las dos extensiones laterales (4) estando configuradas como una pieza integrada fabricada como una única parte, y
    - una porción de revestimiento (5) que se extiende de forma continua sobre dichas dos cuadernas (2),
    donde cada elemento central (3) comprende una porción superior (11) y una porción inferior localizadas respectivamente en la parte superior y en la parte inferior de la sección del fuselaje, la porción superior (11) tiene un borde interior perimetral (12), caracterizada por que el borde interior perimetral (12) está alineado con el borde inferior (13) de las extensiones laterales (4).
  2. 2.- Sección de fuselaje, según la reivindicación 1, donde las extensiones laterales (4) de la primera y de la segunda cuadernas (2) están dispuestas para ser localizadas en una posición equivalente a las posiciones de los largueros frontal y trasero del cajón de torsión, respectivamente.
  3. 3.- Sección de fuselaje, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, donde las extensiones laterales (4) están localizadas en una posición superior del elemento central (3).
  4. 4.- Sección de fuselaje, según la reivindicación 1 o 2, donde las extensiones laterales (4) están localizadas en una posición inferior del elemento central (3).
  5. 5.- Sección de fuselaje, según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, donde las extensiones laterales (4) están dispuestas para extenderse hasta los motores (7) de la aeronave.
  6. 6.- Sección de fuselaje, según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, que comprende un brazo respectivo de extensión (6) unido a cada una de las extensiones laterales (4) y dispuesto para extenderse hasta los motores (7) de la aeronave donde las extensiones laterales (4) comprenden medios para conectar el brazo de extensión (6).
  7. 7.- Sección de fuselaje, según la reivindicación 6, donde la porción de revestimiento (5) se extiende continuamente sobre las dos cuadernas (2), sus extensiones laterales (4) y los brazos de extensión (6).
  8. 8.- Aeronave caracterizada por que comprende al menos una sección de fuselaje según cualquiera de las reivindicaciones anteriores 1 a 7.
  9. 9.- Aeronave, según la reivindicación 8, donde la porción de revestimiento (5) se extiende adicionalmente en la dirección longitudinal de la aeronave.
ES14382475.3T 2014-11-27 2014-11-27 Sección de fuselaje de aeronave Active ES2672528T3 (es)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP14382475.3A EP3025954B1 (en) 2014-11-27 2014-11-27 Aircraft fuselage section

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2672528T3 true ES2672528T3 (es) 2018-06-14

Family

ID=52023437

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES14382475.3T Active ES2672528T3 (es) 2014-11-27 2014-11-27 Sección de fuselaje de aeronave

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10124876B2 (es)
EP (1) EP3025954B1 (es)
CN (1) CN105644765B (es)
CA (1) CA2913342A1 (es)
ES (1) ES2672528T3 (es)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102012005352A1 (de) * 2012-03-16 2013-09-19 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur
FR3032942B1 (fr) * 2015-02-19 2018-11-23 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un turboreacteur a soufflante non carenee et un pylone d'accrochage
US10040534B2 (en) 2015-12-07 2018-08-07 Bell Helicopter Textron Inc. Fuselage to wing attachment
US10752333B2 (en) 2017-10-02 2020-08-25 Textron Innovations Inc. Wing-fuselage integrated airframe beams for tiltrotor aircraft
FR3089946B1 (fr) * 2018-12-18 2021-01-08 Airbus Operations Sas structure d’un FUSELAGE D’UN aeronef présentant un panneau renforcé par un treillis
ES3041152A1 (es) * 2024-05-07 2025-11-07 Airbus Operations Slu Larguero de composite

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1392278A (en) * 1918-10-14 1921-09-27 Curtiss Aeroplane & Motor Co Fuselage
US1981237A (en) * 1930-12-08 1934-11-20 Alhambra Airport Multimotored airplane
US2500015A (en) * 1945-02-02 1950-03-07 Bendix Aviat Corp Frame structure for airplanes
US4198018A (en) * 1978-03-13 1980-04-15 The Boeing Company Blended wing-fuselage frame made of fiber reinforced resin composites
US4821980A (en) * 1987-09-29 1989-04-18 The Boeing Company Vibration isolating engine mount
GB9213211D0 (en) * 1992-06-20 1992-08-05 British Aerospace Aircraft manufacture
US20100187352A1 (en) * 2007-02-23 2010-07-29 Mr. Michael Yavilevich Multi deck aircraft
DE102007019692B4 (de) * 2007-04-26 2011-06-01 Airbus Operations Gmbh Flügel-Rumpf-Sektion eines Flugzeugs
FR2939101B1 (fr) * 2008-12-01 2010-12-31 Airbus France Structure rigide de mat d'aeronef plaquee contre une extension laterale de fuselage pour sa fixation
FR2943623B1 (fr) * 2009-03-30 2011-04-29 Airbus France Partie arriere d'aeronef comprenant une structure de support de moteurs montee oscillante sur le fuselage
GB201009922D0 (en) * 2010-06-14 2010-07-21 Airbus Uk Ltd Aircraft wing box joint
FR3000020B1 (fr) * 2012-12-26 2015-01-30 Airbus Operations Sas Avion a fuselage pourvu d'excroissances laterales delimitant des espaces de stockage
US9533768B2 (en) * 2014-08-12 2017-01-03 The Boeing Company Aircraft engine mounting system

Also Published As

Publication number Publication date
EP3025954A1 (en) 2016-06-01
CA2913342A1 (en) 2016-05-27
CN105644765A (zh) 2016-06-08
EP3025954B1 (en) 2018-03-07
US20160152315A1 (en) 2016-06-02
US10124876B2 (en) 2018-11-13
CN105644765B (zh) 2019-04-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2346834B1 (es) Estructura de costilla para cajones de torsion de un ala o de un estabilizador de una aeronave.
ES2680443T3 (es) Sección trasera de una aeronave
RU2438922C2 (ru) Силовой набор пола для фюзеляжа воздушного судна
CN104973233B (zh) 用于飞行器机翼的机翼尖端设备
US20170259902A1 (en) Aircraft Aerodynamic Surface With A Detachable Leading Edge
ES2364109A1 (es) Ensamblaje entre un herraje delantero de trimado y la unión a tracción de los dos cajones laterales del estabilizador horizontal de un avión.
ES2372828A1 (es) Costilla-herraje.
ES2662853T3 (es) Cono de cola de una aeronave
US10124876B2 (en) Aircraft fuselage frame
ES2587910T3 (es) Cuerpo de ala
ES2764122T3 (es) Integración del borde de ataque de un estabilizador de aeronave con el cajón de torsión y el fuselaje
RU2403178C2 (ru) Стенка переборки нижнего обтекателя летательного аппарата и летательный аппарат, снабженный нижним обтекателем
ES2405155A2 (es) Zonas de terminación de larguerillos optimizadas en componentes de aeronaves
CN104603007A (zh) 用于将航空器机身框架附接到翼盒的方法和设备
US20180178923A1 (en) Semi-continuous fixation of an engine attachment pylon to an attachment device belonging to the wings of an aircraft
ES2900538T3 (es) Paleta seccional para una turbina eólica, viga de conexión y refuerzo de extremo para la paleta seccional y método para fabricar la viga de conexión y el refuerzo de extremo
ES2755765T3 (es) Superficie de control de aeronave
ES2878279T3 (es) Cuaderna para cascos de fuselaje de una aeronave y casco de fuselaje
ES2953735T3 (es) Borde de salida para una superficie de elevación integrada multilarguero de material compuesto y método de fabricación de dicho borde de salida
WO2013128054A2 (es) Estructura de refuerzo integrada en estructura interna de aeronave en material compuesto
ES2315108B1 (es) Sistema de fijacion de un borde de ataque a la estructura de un plano sustentador de un avion.
EP2626291B1 (en) Structural joint having continuous skin with inside and outside stringers
US8348197B2 (en) Integration system for lifting surface lateral parts in an aircraft
WO2010049570A2 (es) Herraje para trimado de estabilizador horizontal de una aeronave.
ES2702873T3 (es) Aeronave con un estabilizador horizontal trimable que tiene los elementos pivotantes en su lado delantero