ES2293809B1 - Seccion trasera del fuselaje de un avion. - Google Patents
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Abstract
Sección trasera del fuselaje de un avión, adaptada para la fijación del estabilizador de elevación y del timón de dirección de un avión, que está constituida por una sección delantera del timón de dirección (SA) y por una sección trasera del estabilizador de elevación (HA) en dirección de vuelo (F), que están unidas rígidamente entre sí; la sección del timón de dirección (SA) comprende cuadernas extremas (20, 40) con tirantes de refuerzo alineados casi ortogonalmente unos con respecto a los otros; unos puntos nodales (KN, ZKN) de los tirantes de refuerzo de las cuadernas extremas (20, 40) están unidos con tirantes espaciales (RS) inclinados con respecto a la dirección de vuelo (F).
Description
Sección trasera del fuselaje de un avión.
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 (= del punto de sustentación) hacia atrás, lo que tiene 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.
-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 (= del punto de sustentación) hacia atrás, lo que tiene 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 se lleva a cabo una distribución lo más uniforme posible
de las fuerzas aplicadas por los estabilizadores sobre toda la
estructura y de esta manera se evitan picos de tensión y se puede
ahorrar de una manera correspondiente peso estructural para los
elementos de la estructura y para toda la estructura.
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 está constituida por una sección delantera del timón de dirección SA y por una sección trasera del estabilizador de elevación HA en dirección de vuelo (F), que están conectadas rígidamente entre sí;
- b)
- La sección del timón de dirección SA comprende cuadernas extremas con estructura de sustentación, que refuerza, respectivamente, en el plano de la cuaderna, que está constituida por tirantes de refuerzo (tirantes horizontales HS, tirantes verticales VS, tirantes diagonales DS), que están alineados casi ortogonalmente unos con respecto a los otros;
- c)
- Puntos nodales de los tirantes de refuerzo de una cuaderna extrema están unidos con puntos nodales de la otra cuaderna extrema a través de tirantes espaciales RS inclinados con relación a la dirección de vuelo.
La ventaja esencial de la configuración según la
invención de la estructura de soporte de la carga consiste en la
distribución de las cargas principales aplicadas a lo largo de
trayectorias interiores, óptimas de la carga, que se realizan 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 timón de dirección SA con as
estructuras de sustentación de refuerzo y la unión de las cuadernas
extremas a través de tirantes espaciales proporciona una
distribución homogénea de la carga y de la tensión,
respectivamente. En este caso, el desarrollo de la trayectoria de
la carga configurado aproximadamente ortogonal conduce a nodos de
carga con un máximo de rigidez con un empleo mínimo de material.
A través de la invención, las cargas son
absorbidas y distribuidas a lo largo de trayectorias de cara
internas, de peso óptimo, para conseguir de esta manera un peso
mínimo de la estructura. Las cargas internas, que resultan porque
las cargas externas, aplicadas a través de las conexiones del
estabilizador, son absorbidas y desviadas a través de la
construcción interior, son reducidas al mínimo a través de la
configuración constructiva según la invención de la estructura
interior, con lo que se evitan picos de tensión. De una manera
correspondiente, se ahorra de esta manera peso de construcción para
los elementos estructurales y la estructura general.
Una configuración especialmente ventajosa de una
sección trasera de fuselaje según la invención, que consigue
trayectorias de carga especialmente ortogonales, consiste en que
las cuadernas extremas de la sección del timón de dirección
presentan en su zona superior, respectivamente, un contorno en forma
de V formado por tirantes de refuerzo superiores, configurando los
extremos de los brazos de la V con otros tirantes de refuerzo una
pareja de nodos de carga superiores, en los que están fijados los
herrajes del timón de dirección. Esto es efectivo, puesto que en la
zona de conexión de la cuaderna está presente principalmente una
carga de empuje.
Al mismo objetivo de conseguir trayectorias de
carga ortogonales sirve otra configuración ventajosa de la
invención, que consiste en que en la cuaderna extrema delantera de
la sección del timón de dirección SA, los otros tirantes de
refuerzo, que parten desde los nodos de carga superiores, son
tirantes verticales, que se prolongan en forma de V hacia abajo
sobre puntos nodales en el plano de la cuaderna y desembocan
esencialmente en el centro del plano de la cuaderna en un nodo
central.
La configuración según la invención de una
sección transversal 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 en la parte izquierda de la
figura una vista en planta superior esquemática y en la parte
derecha de la figura una sección media longitudinal esquemática a
través de la sección del timón de dirección SA.
La figura 5 muestra una imagen oblicua de la
estructura de la sección del timón de dirección de acuerdo con la
figura 4.
La figura 6 muestra la vista en planta superior
en contra de la dirección de vuelo F sobre la cuaderna extrema
delantera de la sección del timón de dirección SA.
La figura 7 muestra una representación ampliada
de un fragmento superior de la vista según la figura 6, y
La figura 8 muestra una vista en planta superior
de la dirección de vuelo F sobre la cuaderna extrema trasera de la
sección del timón de dirección SA.
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 su cuaderna extrema trasera 40 así como
cuadernas dispuestas intermedias, 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 timón de dirección SA
comprende una cuaderna extrema delantera 20 y una cuaderna extrema
trasera 40. Las dos cuadernas extremas están unidas rígidamente
entre sí a través de tirantes espaciales RS y un elemento de apoyo
30. En la zona superior de las cuadernas extremas 20, 40 están
fijados herrajes del timón de dirección 21, 41. Los símbolos de
referencia KN designan puntos nodales de los tirantes de refuerzo
de la cuaderna extrema 40, que están unidos con puntos nodales de
las otra cuaderna extrema 40 a través de tirantes espaciales RS
inclinados con respecto a la dirección de vuelo F. Otros detalles
sobre la configuración de la sección del timón de dirección se
deducen a partir de las figuras 4 a 8. El elemento de apoyo 30 se
apoya en los nodos de carga superiores 24, 44 (véase la figura 6 o
la figura 8) y en otros nodos de carga superiores KN de la cuaderna
extrema 20, 40.
En la vista en planta superior y en la vista
lateral mostradas adyacentes de la sección del timón de dirección
SA en la figura 4, se muestra la disposición de los tirantes
espaciales RS para la unión rígida de la cuaderna extrema delantera
20 y la cuaderna extrema trasera 40. Los tirantes espaciales RS
discurren entre los nudos situados en la cercanía del plano central
del avión en la cuaderna delantera 20 y los nudos situados en el
exterior en la cuaderna trasera 40. Los tirantes espaciales RS
están dispuestos a diferente altura y simétricamente al plano medio
longitudinal vertical de la sección trasera del fuselaje 2, estando
designados en la figura 4 los tirantes espaciales superiores con
RSo y los tirantes espaciales inferiores con RSu. La inclinación de
los tirantes espaciales RS con respecto al plano medio longitudinal
vertical de la sección trasera del fuselaje 2 no debe ser en este
caso mayor que 60º, para que permanezca favorable la relación de
las componentes de la fuerza, que pueden ser transmitidas en la
dirección longitudinal entre las cuadernas extremas 20, 40, con
respecto a la fuerza general. El elemento de apoyo 30 está
configurado con tirantes diagonales 32 inclinados en el espacio.
Además, presenta una placa de base 34 que discurre en esencia
horizontalmente.
En la imagen oblicua, mostrada en la figura 5,
de la estructura de la sección del timón de dirección SA se pueden
reconocer los puntos de conexión de los tirantes espaciales
superiores RSo y de los tirantes espaciales inferiores RSu en nodos
de carga tanto de la estructura de sustentación de la cuaderna
extrema delantera 20 como también en nodos de carga de la cuaderna
extrema trasera 40. El revestimiento exterior 8 (figura 2),
implicado en la distribución y en la transmisión de las fuerzas que
aparecen y fijado en la estructura de soporte interior, se ha
omitido también en esta representación (figura 2). La estructura de
sustentación de la cuaderna extrema delantera 20 se representa en
la vista según la figura 6. La cuaderna extrema 20 presenta un
contorno en forma de V en su zona superior a través de tirantes de
refuerzo superiores 23r y 231, que están dirigidos esencialmente
ortogonales unos con respecto a otros y se encuentran en un nodo de
carga, en la que los extremos superiores de los brazos de la V
configuran con otros tirantes de refuerzo 25r, 251, alineados
esencialmente verticales, nodos de carga superiores 24, en los que
están fijados los herrajes del timón de dirección 21r, 21l. La
conducción siguiente de los tirantes verticales 25 hacia abajo se
lleva a cabo de tal manera que se obtienen trayectorias de carga
casi ortogonales y termina en un nodo central ZKN, desde el que
están guiados otros tirantes diagonales, de nuevo casi ortogonales a
los lados de la cuaderna extrema.
Para la aplicación uniforme ventajosa de las
fuerzas de apoyo, a absorber desde el cajón del timón de dirección,
en la sección del estabilizador lateral de la sección trasera del
fuselaje, los herrajes del timón de dirección 21 (figura 6) no sólo
están provistos, como se conoce en sí, con nervaduras de unión que
están colocadas verticales hacia abajo, sino que presentan también
muñones angulares 22, que están colocados oblicuos hacia abajo,
adaptados para la fijación en los tirantes de refuerzo superiores
23 (conexión en forma de V). Por medio de esta configuración, se
pueden aplicar las fuerzas extremadamente grandes que proceden del
momento del timón de dirección de una manera especialmente
favorable en la estructura de la sección del timón de dirección de
la sección trasera del fuselaje.
A partir de la representación ampliada de la
zona superior de la cuaderna extrema 20 con la conexión del cajón
del timón de dirección 90 (figura 7) se obtiene una función
adicional de los herrajes del timón de dirección 21, que consiste en
que en dichos herrajes están dispuestos ojales de unión transversal
92 para la fijación de bridas de fuerza transversal 19 del cajón
del timón de dirección 90. Las bridas de fuerza transversal 91
están fijadas con los otros extremos, respectivamente, en una
nervadura central 95 del cajón del timón de dirección 90.
La vista mostrada en la figura 8 de la cuaderna
extrema trasera 40 de la sección del timón de dirección SA de la
sección trasera del fuselaje corresponde a la vista de la cuaderna
extrema delantera 20 según la figura 6. La zona superior de esta
cuaderna extrema trasera 40 está configurada de una manera similar a
la cuaderna extrema 20, es decir, que se configura un contorno en
forma de V a través de tirantes de refuerzo 43r, 43l. También los
herrajes del timón de dirección 41r, 41l están configurados de una
manera similar a los herrajes del timón de dirección para la
cuaderna extrema delantera 20. La estructura de sustentación,
formada por tirantes de refuerzo, de la cuaderna extrema 40 se
diferencia de la estructura de sustentación de la cuaderna extrema
20 porque hay que mantener libre una zona central ZB de la cuaderna
extrema para el paso de elementos de activación para el
estabilizador de elevación 7. Manteniendo el principio de las
trayectorias de carga al menos aproximadamente ortogonales, se
prolongan los tirantes verticales VS, que parten desde los nodos de
carga superiores 44, hacia abajo hasta los puntos nodales
marginales 48, en los que terminan tirantes horizontales HS y
tirantes diagonales DS.
Los puntos nodales marginales 48 se encuentran
en el tercio superior de la superficie transversal de la
cuaderna.
Los herrajes del timón de dirección 41l
presentan ojales de conexión hacia arriba para bulones de fijación
del timón de dirección y están configurados muñones angulares 42l
en forma de V abierta hacia abajo, adaptados para la fijación en los
tirantes de refuerzo superiores 43l, VS.
Ambas cuadernas extremas 20, 40 son reforzadas
habitualmente con paredes de empuje. No obstante, los tirantes de
refuerzo dentro de la cuaderna están adaptados al desarrollo
ortogonal de las trayectorias principales de tal manera que se
reduce en una medida considerable la solicitación a empuje de las
paredes de empuje. De este modo, se pueden suprimir parcialmente
las paredes de empuje o bien se pueden realizar con espesores de
pared reducidos.
El material adecuado para la configuración de la
estructura de la sección del timón de dirección es, en general,
metal ligero; no obstante, se puede conseguir un ahorro de peso
grande también empleando materiales reforzados con fibras para la
topología de la estructura propuesta aquí.
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) y por una sección trasera del estabilizador de elevación (HA) en dirección de vuelo (F), que están conectadas rígidamente entre sí;
- b)
- La sección del timón de dirección (SA) comprende cuadernas extremas (20, 40) con estructura de sustentación, que refuerza, respectivamente, en el plano de la cuaderna, que está constituida por tirantes de refuerzo (tirantes horizontales HS, tirantes verticales VS, tirantes diagonales DS), que están alineados casi ortogonalmente unos con respecto a los otros;
- c)
- Puntos nodales (KN, ZKN) de los tirantes de refuerzo (HS, VS, DS) de una cuaderna extrema (20) están unidos con puntos nodales (KN) de la otra cuaderna extrema (40) a través de tirantes espaciales (RS) inclinados con relación a la dirección de vuelo.
2. Sección trasera del fuselaje de un avión
según la reivindicación 1, caracterizada porque las
cuadernas extremas (20, 40) de la sección del timón de dirección
(SA) presentan en su zona superior, respectivamente, un contorno en
forma de V formado por tirantes de refuerzo superiores (23r, I),
configurando los extremos de los brazos de la V con otros tirantes
de refuerzo una pareja de nodos de carga superiores (24, 44), en
los que están fijados los herrajes del timón de dirección (21r,
21l, 41r, 41l).
3. Sección trasera de fuselaje según la
reivindicación 2, caracterizada porque en la cuaderna
extrema delantera (20) de la sección del timón de dirección (SA),
los otros tirantes de refuerzo, que parten desde los nodos de carga
superiores (24), son tirantes verticales (25), que se prolongan en
forma de V hacia abajo sobre puntos nodales (KN) en el plano de la
cuaderna y desembocan esencialmente en el centro del plano de la
cuaderna en un nodo central (ZKN).
4. Sección trasera del fuselaje según las
reivindicaciones 1 a 3, caracterizada porque en la cuaderna
extrema trasera (40) los otros tirantes de refuerzo, que parten
desde los nodos de carga superiores (44), son tirantes verticales
(VS), que se prolongan hasta puntos nodales marginales (48),
formados por otros tirantes diagonales (DS) y tirantes horizontales
(HS), estando dispuestos los puntos nodales marginales (48) en el
tercio superior del área de la superficie transversal de la
cuaderna.
5. Sección trasera del fuselaje según las
reivindicaciones 1 a 4, caracterizada porque los tirantes de
refuerzo (VS, DS, HS) de la estructura de sustentación, que
refuerza la cuaderna extrema trasera (40), están guiados de tal
forma que se mantiene libre una zona central (ZB) de la sección
transversal de la cuaderna extrema para el paso de elementos de
activación para el estabilizador de elevación (7).
6. Sección trasera de fuselaje según las
reivindicaciones 1 a 5, caracterizada porque los herrajes
del timón de dirección (21, 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 (22, 42) en
forma de V abierta hacia abajo, adaptados para la fijación en los
tirantes de refuerzo superiores (23, 43).
7. Sección trasera de fuselaje según las
reivindicaciones 1 a 6, caracterizada porque los herrajes
del timón de dirección (21, 41) presentan ojales de conexión
transversal (92) para la fijación de bridas de fuerza transversal
(91 R, 91 L) del cajón del timón de dirección (90).
8. Sección trasera de fuselaje según las
reivindicaciones 1 a 7, 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 (24, 44) y opcionalmente en otros nodos de carga
(KN) de las cuadernas extremas (20, 40).
9. Sección trasera de fuselaje según la
reivindicación 8, caracterizada porque el elemento de apoyo
(30) está configurado con tirantes diagonales (32) inclinados en el
espacio.
10. Sección trasera de fuselaje según las
reivindicaciones 8 o 9, caracterizada porque el elemento de
apoyo (30) presenta una placa de base (34) que se extiende
esencialmente horizontal.
11. Sección trasera de fuselaje según las
reivindicaciones 1 a 10, caracterizada porque los tirantes
espaciales (RS) están dispuestos en diferente altura y
simétricamente al plano medio longitudinal vertical de la sección
trasera del fuselaje (2).
12. Sección trasera de fuselaje según las
reivindicaciones 1 a 11, caracterizada porque los tirantes
espaciales (RS) se extienden entre nodos dispuestos en la
proximidad del plano medio del avión en la cuaderna delantera (20) y
nodos dispuestos en el exterior en la cuaderna trasera (40).
13. Sección trasera de fuselaje según una o
varias de las reivindicaciones 1 a 12, caracterizada porque
la rigidez de empuje de las cuadernas extremas (20, 40) se consigue
en gran parte a través de la disposición óptima, casi ortogonal de
los tirantes de refuerzo a lo largo de las trayectorias óptimas de
la carga, de manera que las paredes de empuje necesitan espesores
de pared más reducidos o se pueden suprimir parcial o también
totalmente.
14. Sección trasera de fuselaje según una o
varias de las reivindicaciones 1 a 13, caracterizada porque
toda la estructura o elementos individuales están constituidos por
metal ligero o por material reforzado con fibras.
Applications Claiming Priority (2)
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Families Citing this family (11)
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|---|---|---|---|---|
| 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. |
| 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. |
| ES2400769B1 (es) * | 2010-10-19 | 2014-02-12 | Airbus Operations, S.L. | Herraje estanco para la cogida del estabilizador vertical de cola de una aeronave. |
| ES2645628T3 (es) | 2011-12-01 | 2017-12-07 | Airbus Operations S.L. | Cuaderna altamente cargada de un fuselaje de aeronave con un alma con estructura de celosía |
| IL223443A (en) * | 2012-12-04 | 2014-06-30 | Elbit Systems Cyclone Ltd | Buildings from composite materials with integral composite connectors and manufacturing methods |
| ES2971463T3 (es) * | 2018-11-16 | 2024-06-05 | Airbus Operations Slu | Conjunto de bastidor para una sección trasera de una aeronave y sección trasera de una aeronave que comprende dicho conjunto de bastidor |
| CN110979630B (zh) * | 2019-11-29 | 2021-06-01 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 考虑破损安全的复材垂尾主盒段翼梁根部接头及设计方法 |
| CN111206979A (zh) * | 2020-03-13 | 2020-05-29 | 山东弗泽瑞金属科技有限公司 | 一种轻量化铝合金尿素箱支架总成 |
| US11511846B2 (en) * | 2020-05-27 | 2022-11-29 | The Boeing Company | Aircraft with multi spar box connection to fuselage |
| CN112278231B (zh) * | 2020-09-18 | 2022-05-17 | 浙江大学 | 一种双段扑翼飞行器机架 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1394460A (en) * | 1918-01-12 | 1921-10-18 | L W F Engineering Company Inc | Aeroplane construction |
| US1392278A (en) * | 1918-10-14 | 1921-09-27 | Curtiss Aeroplane & Motor Co | Fuselage |
| US1822943A (en) * | 1926-07-09 | 1931-09-15 | Firm Rohrbach Metall Flugzeugb | Plate wall girder |
| GB307620A (en) * | 1928-03-01 | 1929-03-14 | Vincent Justin Burnelli | Improvements in aeroplanes |
| US1840901A (en) * | 1931-03-16 | 1932-01-12 | Ford Motor Co | Airplane |
| DE4404810C2 (de) * | 1994-02-16 | 1999-12-09 | Daimler Chrysler Aerospace | Rumpfheck für ein Verkehrsflugzeug |
| DE19719915C2 (de) * | 1997-05-13 | 1999-03-18 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Gabelglied für einen Leitwerkanschluß |
| AT414118B (de) * | 2003-04-07 | 2006-09-15 | Douet Bernard Ing | Modul einer sicherheitszelle für verkehrs- und transportmittel |
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