CN102227350B - 用于航空器或航天器的外壳部件 - Google Patents
用于航空器或航天器的外壳部件 Download PDFInfo
- Publication number
- CN102227350B CN102227350B CN200980147814.5A CN200980147814A CN102227350B CN 102227350 B CN102227350 B CN 102227350B CN 200980147814 A CN200980147814 A CN 200980147814A CN 102227350 B CN102227350 B CN 102227350B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- framework
- linkage section
- cover parts
- fuselage
- parts according
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 27
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 22
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims description 6
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims description 5
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 claims description 5
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 4
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 230000003116 impacting effect Effects 0.000 claims 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 4
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 3
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 3
- 230000005489 elastic deformation Effects 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 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
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
- 230000011218 segmentation Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 230000007480 spreading Effects 0.000 description 1
- -1 when CFRP Substances 0.000 description 1
- 239000002759 woven fabric Substances 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
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/061—Frames
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
Abstract
本发明涉及一种用于航空器或航天器的外壳部件(100)。所述外壳部件包括蒙皮区域(102)；布置在所述蒙皮区域(102)上的多个桁条(104)；包括纤维复合材料并且被布置为跨过所述桁条(104)的框架(106)；以及包括延性材料和紧固到所述蒙皮区域的多个底脚部分(111-120)的框架连接结构(141-147)。每个底脚部分整体地过渡到通过相关联的紧固夹(121-127)被紧固到所述框架的台肩部分(131-137)，与所述底脚部分相关联的所述紧固夹横跨所述桁条沿着所述框架基本没有缝隙地延伸。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于航空器或航天器的外壳部件。本发明进一步涉及一种航空器或航天器，并涉及包括这种类型的外壳部件的航空器或航天器的机身部分。
背景技术
虽然可适用于任何包括增强外蒙皮的轻质构造，但本发明及其所基于的问题将参考航空器的机身外壳的各部件进行更详细地解释。
在航空器构造中，机身结构通常由增强的蒙皮壁板、框架、用于客舱地板的横梁和用于货舱区域的横梁或格构制造。单独的部件通常由金属，例如由铝或铝合金制造，并经由铆钉或螺栓被连接。如果机身圆筒垂直地与地面碰撞，则冲击能量的很大一部分通过在冲击力作用下逐渐变形的金属部件的塑弹性特性被吸收，因而确保乘客的安全。
然而，当制造承重机身机构时，由于在相同的强度和刚度的情况下可获得更轻的航空器总重量以及由此带来的飞行操作期间更低的能量消耗，金属材料越来越多地被纤维复合材料，特别是被碳纤维增强塑料材料(CFRP)取代。
虽然金属材料在过载时弹性地逐渐变形并吸收能量，但在纤维复合材料，特别是CFRP的情况下，材料突然断裂，而具有非常低的能量吸收。在机身圆筒与地面碰撞的情况下，这种脆性特性在已吸收的不足的冲击能量的情况下导致该结构的很大一部分的突然失效。
发明内容
因此，本发明的目的在于通过较低的总重量在过载情况下改进航空器机身结构的能量吸收特性，特别是在该结构基本由纤维复合材料制造时。
根据本发明，该目的通过具有权利要求1各特征的用于航空器或航天器的外壳部件来实现。
本发明所基于的想法在于，在包括由桁条增强的蒙皮壁板和包括纤维复合材料并因而具有低的固有重量的框架的外壳部件中，提供包括易延展材料的框架连接结构，该框架连接结构将所述框架连接到所述蒙皮壁板，在给定的长度范围内跨过所述桁条，并且以基本连续的方式在该长度范围内增强所述框架。
为了将所述框架连接到所述蒙皮壁板，所述框架连接结构包括多个底脚部分，该多个底脚部分固定到所述蒙皮壁板并且例如分别在布置在两个桁条之间的区域中直接接触所述蒙皮壁板。可替换地或除了直接固定到所述蒙皮壁板之外，所述底脚部分还可间接固定到所述蒙皮壁板，例如通过固定到所述桁条的一部分或者通过插入到所述蒙皮壁板和所述底脚部分之间的连接件。
所述底脚部分分别整体地过渡到横跨相关联的固定跨度地固定到所述框架的台肩部分。在这种情况下，术语“固定跨度”是指沿所述框架的延伸范围通过在所述台肩部分和所述框架之间的固定点被安装的部分。不同的底脚部分可以横跨相应不同的固定跨度过渡到不同的相关联的台肩部分，并且不同的底脚部分也可以过渡到通常与其相关联的相同的台肩部分。在此情形下，如果多个台肩部分与所述底脚部分相关联，则相关联的固定跨度通过彼此互搭或不带有任何实质缝隙地彼此邻接沿所述框架横跨所述长度范围基本连续地被补充。如果仅有一个共用台肩部分与所述底脚部分相关联，则其独自横跨所述长度范围，即横跨所述桁条延伸。
在过载情况下(例如在航空器机身与地面碰撞的情况下)，如果所述框架的纤维复合材料在横跨其长度区域的任何点突然失效(其以这种方式基本连续地被增强)，则所述框架连接结构的延性材料进行弹性变形并因而可能在该点处进行冲击能量的吸收。所述框架连接结构因而实现双重功能：将所述框架连接到所述蒙皮壁板并在过载的情况下吸收能量。这可以对所述外壳部件提供改进的能量吸收特性，而不会通过附加的增强部件增加其重量。
在优选展开中，所述延性材料被形成为金属材料。这能实现高稳定性。所述金属材料优选为钛或钛合金，因而提供特别好的稳定性、延展性和抗腐蚀性。
在进一步优选展开中，所述延性材料被形成为热塑性聚合物。这能实现特别轻的构造。所述热塑性聚合物优选为纤维增强，以获得增加的稳定性。纤维增强物可包括长纤维和短纤维(例如1-5厘米)。
在进一步优选展开中，所述延性材料被形成为短纤维增强的热固性材料。这能实现所述外壳部件的轻质构造并具有良好热稳定性。例如，所述短纤维为大约1-5厘米长。所述短纤维增强的热固性材料展示出准易延展特性，这是由于短纤维在过载情况下从聚合体基体中被拔出并且可吸收能量，这改进了过载情况下的能量吸收。
在优选展开中，所述固定跨度沿着所述框架彼此互搭。首先，这增大了所述框架与所述框架连接结构之间的连接部的稳定性。
在优选展开中，所述台肩部分沿着所述框架彼此互搭。因而，相邻的台肩部分以特别刚性的方式互相连接，通过这样的方式，即使所述框架在所述互搭区域中失效，相邻的台肩部分也保持互相连接并可吸收冲击能量。
在优选展开中，至少两个台肩部分经由共用固定元件被固定到所述框架。给定连接稳定性所需要的固定元件的数量因此特别低，这减小了所述外壳部件的重量。
在进一步优选展开中，至少两个底脚部分整体地被连接到相同的台肩部分。因此获得特别高的强度水平。
在优选展开中，所述多个桁条包括至少五个桁条。所述框架连接结构因而能够以易延展的方式在宽区域上变形，通过这样的方式，所述外壳部件可吸收大量冲击能量。
在优选展开中，与所述底脚部分相关联的所述固定跨度沿着所述框架基本连续地延伸横跨至少1米。因此，所述框架连接结构还可以易延展的方式在宽区域上变形，通过这样的方式，所述外壳部件可吸收大量冲击能量。
在优选展开中，航空器或航天器的机身部分被提供有这种类型的外壳部件。所述框架连接结构优选沿所述机身部分的周界方向横跨所述机身部分的下半外壳的主要部分延伸。由于在来自低空的坠落中机身非常有可能不扭曲且下半外壳将碰撞地面，因而可以低的成本改进在最有可能的碰撞情形中的能量吸收。例如，下半外壳的主要部分包括由所述机身部分的任一侧上的货舱底部的连接点限定的区域。这是在坠落中最有可能碰撞地面的区域。
附图说明
在下文中，将基于各实施例参照附图对本发明进行更加详细的描述，其中：
图1为根据本发明第一实施例的外壳部件的示意性剖视侧视图；
图2为根据第二实施例的外壳部件的示意性剖视侧视图；以及
图3为根据第三实施例的外壳部件的示意性剖视侧视图。
在附图中，除非另外指明，相似的附图标记表示相似或功能等同的部件。
具体实施方式
图1为用于航空器机身的外壳部件100的示意性剖视侧视图。外壳部件100包括由碳纤维增强塑料材料形成的蒙皮壁板102，其在外壳部件100的安装状态下形成航空器机身的外蒙皮的一部分。若干桁条104彼此平行且垂直于附图平面地以近似恒定距离横跨蒙皮壁板的内表面154延伸。桁条104也由碳纤维增强塑料材料组成，在这种情况下例如具有L形轮廓，并且被附着地粘结到例如蒙皮壁板的内表面154。
桁条104的方向基本对应于航空器的纵向轴线的方向。在传统的近似圆柱形机身中，蒙皮壁板102的外表面156朝外凸曲，即在图1中朝下弯曲，但是在这种情况下为了简单被示出为平坦的。
外壳部件100进一步包括同样由碳纤维增强塑料材料组成的框架106。如果蒙皮壁板102的内表面154作为底部表面，则框架106在附图平面中在桁条104上方延伸，即横贯于航空器的纵向方向，并在不接触桁条104的情况下跨过桁条104。
外壳部件100进一步包括框架连接结构，该框架连接结构由多个框架连接段141-147构成，将框架106连接到蒙皮壁板102并包括延性材料。“延性材料”将被理解为指的下述材料：在过载下不会突然失效，而是在它们失效之前通过弹性变形或其他准易延展过程，例如从基体抽出纤维来吸收能量。例如，延性材料可为钛T40、钛T60或其它金属、长纤维增强的热塑性聚合物(比如具有由玻璃纤维或碳纤维制成的机织织物或单层增强物的PPS基体)、短纤维增强的热塑性聚合物或热固性材料(比如HexMC)或其他合适的材料。
从图1中的观察方向看，框架连接段141-147为基本平坦的，并被设置在下述平面中，该平面垂直于蒙皮壁板102延伸且直接在框架106前面并与其平行地延伸，由此该平面接触框架106。
每个框架连接段141-147包括在布置在两个相邻桁条104之间的相应连接区域158中连接到蒙皮壁板102的对应的底脚部分111-117。例如，框架连接段141-147的底脚部分111-117各自包括部分160，该部分160平行于蒙皮壁板102弯曲并且例如通过铆接或粘结连接到蒙皮壁板102。
框架连接段141-147从它们相应的连接区域158朝框架106延伸，在框架106的水平面上变宽并整体地过渡到相应的台肩部分131-137。每个框架连接段141-147的台肩部分131-137在每种情形中如此之宽，以至于其沿框架106延伸直到延伸到设置相应的连接区域158的任一侧上的桁条104上方，并且相邻框架连接段141-147的台肩部分131-137在相应的互搭区域152中互搭。为此，每个台肩部分包括在沿其宽度方向的侧面(在图1中由观察者看的左手边的侧面)的一个上的条形部分162，其高度相对于其它台肩部分131-137减小。条形部分162包括折曲部，这使得框架连接段，例如框架连接段146，可以在条形部分162的互搭部分162中靠在相邻框架连接段145的台肩部分135上，而台肩部分136在互搭区域152外靠在框架106上。
固定元件150中的每一个被布置在互搭区域152中，并将在相应区域152中互搭的框架连接段141-147连接到框架106。例如，固定元件150为各自布置在孔中的铆钉，所述铆钉和孔以互搭的方式穿透框架连接段141-147和框架106。
固定元件150之间的沿着框架106的距离将与相应的框架连接段141-147或其底脚部分111-117相关联的固定跨度121-127限定为沿着框架106长度的距离部分，利用固定元件150，每一个框架连接段141-147通过台肩部分131-137在任一端部处固定到框架106。在当前实施例中，固定元件150各自同时形成固定跨度121-127之一的左手边边界和固定跨度121-127中的另一个的右手边边界，从而与相邻底脚部分111-117相关联的固定跨度121-127被接连地连续布置。因而所有固定跨度121-127作为整体连续地横跨桁条104延伸。
为了制造外壳部件100，例如由多个桁条104增强的蒙皮壁板首先被制造。框架连接结构141-147然后通过其底脚部分111-117被固定到蒙皮壁板，单独的框架连接段由于分割而容易地被处理，且可以补偿蒙皮壁板102的任何公差。最后，框架106在其装配位置被布置在桁条104上方，台肩部分131-137例如经由相邻的框架连接段141-147的互搭区域152中的共用固定元件横跨相关联的固定跨度121-127被固定到框架106。
图2同样以侧视图形式示出进一步的实施例中的用于航空器机身的外壳部件100。如在图1的实施例中一样，若干桁条104彼此平行且垂直于附图平面以近似恒定距离横跨蒙皮壁板102的内表面154延伸，桁条104在这种情况下例如具有Ω形轮廓。
如在图1所示的实施例中一样，外壳部件100包括框架连接结构，该框架连接结构由多个框架连接段141-147构成，将框架106连接到蒙皮壁板102并包括具有延展性或准易延展特性的材料。与图1中的实施例不同，每一个框架连接段141-147在其台肩部分131-137上包括上台肩突出部200和下台肩突出部202，上台肩突出部200和下台肩突出部202在在每种情形下设置在任一侧的相邻桁条104上方以相反方向沿框架106横跨蒙皮壁板102的内表面154延伸不同的高度。
条形突出部200、202的尺度和高度差在该情形下被选择为使得相邻框架连接段141-147不在任一侧接触。这使得框架连接段141-147可以以简单的例如无需形成折曲部或类似物的平面方式低成本地制造。与它们被装配时类似，当框架连接段141-147被制造时，公差要求特别低，这可以实现进一步的成本节省。然而，由于横跨蒙皮壁板102的相邻台肩部分131-137的宽度的突出部沿框架106彼此互搭，在相邻框架连接段141-147之间有间接的互搭。
固定元件150在每种情形下被设置在台肩部分131-137的条形突出部200、202上，所述台肩部分131-137经由固定元件被固定到框架106。例如，固定元件150为布置在孔中并且各自穿透条形突出部200、202之一和框架106的铆钉。
在当前实施例中，最外的固定元件150之间的沿着框架106的距离也限定与相应的框架连接段141-147或其底脚部分111-117相关联的固定跨度121-127，利用固定元件150，每一个框架连接段141-147在其台肩部分131-137的两个条形突出部200、202处固定到框架106。与图1中的实施例不同，与相邻底脚部分111-117相关联的固定跨度121-127互搭。因而所有固定跨度121-127作为整体横跨桁条104连续地延伸。
图3同样以侧视图形式示出根据又一实施例的用于航空器机身的外壳部件100。如在图1和图2的实施例中一样，若干桁条104彼此平行且垂直于附图平面以近似恒定距离横跨蒙皮壁板102的内表面154延伸，桁条104在此情况下例如具有矩形轮廓。
如在图1所示的实施例中一样，外壳部件100包括框架连接结构141，其将框架106连接到蒙皮壁板102并包括具有延展性或准易延展特性的材料。然而，与图1和图2中的实施例不同，框架连接结构141仅由单个的段141构成，该单个的段141以推力梳状部的方式包括多个整体模制的底脚部分111-120，多个整体模制的底脚部分111-120在设置在不同相邻对的桁条104之间的连接区域158中各自被连接到蒙皮壁板102。相反地，底脚部分111-120整体地过渡到框架连接结构141的单个台肩部分131，该单个台肩部分131沿着框架106在桁条104上方延伸并通过一排例如铆钉的固定元件150固定到框架106。固定元件150彼此分开的距离被选择为使得框架连接结构141在每一个底脚部分111-120的区域中以稳定方式连接到框架。
在当前实施例中，最外的固定元件150之间的沿着框架106的距离也限定在这种情况下与一件式框架连接结构141或其各个底脚部分111-120中的每一个相关联的固定跨度121，利用固定元件150，一件式框架连接结构141的台肩部分131固定到框架106。所述固定跨度121横跨桁条104连续地延伸。
在航空器机身或航空器的机身部分中，参考附图1-3所描述的框架连接结构例如沿着框架的整个长度延伸，即围绕航空器机身的整个周界环形地延伸。可替换地，只有框架的一部分可被提供有这种类型的框架连接结构，从而可实现成本方面和/或附加重量方面的节省。
例如，框架连接结构横跨机身部分的下半外壳或至少横跨下半外壳的主要部分，例如横跨由在机身部分的任一侧的地板支撑杆的连接点限定的区域，沿机身部分的周界方向延伸。因而，在下降且未扭曲的机身中，在地板支撑杆的连接点接触地面之前，可通过框架连接结构尽量完全地吸收冲击能量，从而避免迫使地板支撑杆穿过乘客地板。
如果框架连接结构横跨下半外壳的由航空器部分的任一侧上的乘客地板的连接点限定的一部分延伸，则即使机身在冲击时围绕其纵向轴线相当大地扭曲，也能实现高水平的能量吸收。
虽然本发明参照各优选实施例进行了描述，但其并不限于此并且可以多种方式修改。
例如，框架连接结构的不同部分可以不同的方式设计，例如以具有互搭的框架连接段和/或不互搭的框架连接段的部件的形式和/或以一件式的形式。可在相邻框架连接段之间保持小的缝隙，如果这些缝隙足够小，则框架通过延性材料被基本连续地增强。
附图标记列表
100 外壳部件
102 蒙皮壁板
104 桁条
106 框架
111-120 底脚部分
121-127 固定跨度
131-137 台肩部分
141-147 框架连接结构
150 固定元件
152 互搭区域
154 内表面
156 外表面
158 连接部分
160 弯曲部分
162 条形部分
200 上台肩突出部
202 下台肩突出部
Claims (14)
1.一种用于航空器或航天器的机身外壳部件(100)，包括：蒙皮壁板(102)；布置在所述蒙皮壁板(102)上的多个桁条(104)；包括纤维复合材料并且布置在所述桁条(104)上方的框架(106)；以及包括被形成为在冲击时吸收能量的延性材料的多个单独的框架连接段(141-147)，每一个框架连接段(141-147)包括横跨相关联的固定跨度(121-127)固定到所述框架的台肩部分(131-137)和固定到所述蒙皮壁板的底脚部分(111-120)，所述底脚部分整体地过渡到所述台肩部分(131-137)，属于所述框架连接段(141-147)的所述固定跨度(121-127)横跨所述桁条(104)沿着所述框架(106)基本连续地延伸。
2.根据权利要求1所述的机身外壳部件，其特征在于，所述延性材料被形成为金属材料。
3.根据权利要求1所述的机身外壳部件，其特征在于，所述延性材料被形成为特别是纤维增强的热塑性塑料。
4.根据权利要求1或3所述的机身外壳部件，其特征在于，所述延性材料被形成为用1厘米到5厘米长的短纤维增强的塑性材料。
5.根据权利要求1所述的机身外壳部件，其特征在于，所述固定跨度(121-127)沿着所述框架(106)彼此互搭。
6.根据权利要求1所述的机身外壳部件，其特征在于，所述台肩部分(131-137)沿着所述框架(106)彼此互搭。
7.根据权利要求6所述的机身外壳部件，其特征在于，每个台肩部分包括折曲部，所述折曲部使得框架连接段(146)的台肩部分(136)在互搭区域(152)中靠在相邻框架连接段(145)的台肩部分(135)上，并且在所述互搭区域(152)外靠在所述框架(106)上。
8.根据权利要求1或7所述的机身外壳部件，其特征在于，至少两个台肩部分(131-137)经由共用固定元件(150)被固定到所述框架(106)。
9.根据权利要求1、5或6所述的机身外壳部件，其特征在于，所述框架连接段(141-147)中的相邻框架连接段彼此不接触。
10.根据权利要求1所述的机身外壳部件，其特征在于，所述多个桁条(104)包括至少五个桁条。
11.根据权利要求1所述的机身外壳部件，其特征在于，属于所述框架连接段(141-147)的所述固定跨度(121-127)沿着所述框架(106)基本连续地延伸横跨至少1米。
12.根据权利要求2所述的机身外壳部件，其特征在于，所述金属材料为钛或钛合金。
13.一种航空器或航天器的机身部分，包括根据前述权利要求中任一项所述的外壳部件(100)，其中，所述框架连接段(141-147)特别地沿所述机身部分的周界方向横跨所述机身部分的下半外壳的主要部分延伸。
14.一种航空器或航天器，包括根据权利要求1至12中任一项所述的外壳部件(100)或根据权利要求13所述的机身部分。
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US11874508P | 2008-12-01 | 2008-12-01 | |
| DE102008044229.1 | 2008-12-01 | ||
| DE102008044229A DE102008044229A1 (de) | 2008-12-01 | 2008-12-01 | Schalenbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug |
| US61/118,745 | 2008-12-01 | ||
| PCT/EP2009/065823 WO2010063627A2 (de) | 2008-12-01 | 2009-11-25 | Schalenbauteil fuer ein luft- oder raumfahrzeug |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN102227350A CN102227350A (zh) | 2011-10-26 |
| CN102227350B true CN102227350B (zh) | 2015-10-14 |
Family
ID=42145208
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN200980147814.5A Expired - Fee Related CN102227350B (zh) | 2008-12-01 | 2009-11-25 | 用于航空器或航天器的外壳部件 |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9150299B2 (zh) |
| EP (1) | EP2361195B1 (zh) |
| JP (1) | JP2012510396A (zh) |
| CN (1) | CN102227350B (zh) |
| BR (1) | BRPI0922769A2 (zh) |
| CA (1) | CA2742404C (zh) |
| DE (1) | DE102008044229A1 (zh) |
| RU (1) | RU2011117093A (zh) |
| WO (1) | WO2010063627A2 (zh) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102010042970A1 (de) * | 2010-05-12 | 2011-11-17 | Airbus Operations Gmbh | Strukturbauteil mit verbesserter Leitfähigkeit und mechanischer Festigkeit sowie Verfahren zu dessen Herstellung |
| FR2984274B1 (fr) * | 2011-12-15 | 2014-06-27 | Airbus Operations Sas | Poutre securisee, en particulier cadre fort de fuselage, ainsi que fuselage d'aeronef equipe de tels cadres |
| ES2819076T3 (es) * | 2013-04-30 | 2021-04-14 | Airbus Operations Sl | Estructura compuesta para una aeronave y procedimiento de fabricación de la misma |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1082217B1 (de) * | 1999-03-20 | 2002-06-05 | DLR Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verbundmaterial mit einem verstärkten verbindungsbereich |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2489779A1 (fr) | 1980-09-09 | 1982-03-12 | Aerospatiale | Structure de fuselage pour aeronef resistant aux ruptures longitudinales du revetement exterieur |
| FR2766407B1 (fr) * | 1997-07-22 | 1999-10-15 | Aerospatiale | Procede de fabrication de pieces de grandes dimensions en materiau composite a matrice thermoplastique, telles que des troncons de fuselage d'aeronefs |
| US7134629B2 (en) * | 2004-04-06 | 2006-11-14 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
| US7410352B2 (en) | 2005-04-13 | 2008-08-12 | The Boeing Company | Multi-ring system for fuselage barrel formation |
| DE102006051462B4 (de) | 2006-10-31 | 2013-04-18 | Airbus Operations Gmbh | Schalenbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug und Verfahren zum Herstellen desselben |
| US7635106B2 (en) | 2006-11-30 | 2009-12-22 | The Boeing Company | Composite shear tie |
| FR2914622B1 (fr) * | 2007-04-04 | 2009-05-15 | Airbus France Sas | Aeronef comprenant une structure assurant les fonctions structurale et electrique |
| DE102007044386A1 (de) * | 2007-09-18 | 2009-04-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturbauteil und Verfahren zum Versteifen einer Außenhaut |
| DE102007054053A1 (de) * | 2007-11-13 | 2009-05-20 | Airbus Deutschland Gmbh | Kupplungselement zur Verbindung von zwei Längsversteifungselementen |
-
2008
- 2008-12-01 DE DE102008044229A patent/DE102008044229A1/de not_active Ceased
-
2009
- 2009-11-25 EP EP09759946.8A patent/EP2361195B1/de not_active Not-in-force
- 2009-11-25 WO PCT/EP2009/065823 patent/WO2010063627A2/de active Application Filing
- 2009-11-25 JP JP2011537967A patent/JP2012510396A/ja active Pending
- 2009-11-25 CA CA2742404A patent/CA2742404C/en not_active Expired - Fee Related
- 2009-11-25 CN CN200980147814.5A patent/CN102227350B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2009-11-25 US US13/130,257 patent/US9150299B2/en active Active
- 2009-11-25 BR BRPI0922769A patent/BRPI0922769A2/pt not_active Application Discontinuation
- 2009-11-25 RU RU2011117093/11A patent/RU2011117093A/ru unknown
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1082217B1 (de) * | 1999-03-20 | 2002-06-05 | DLR Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verbundmaterial mit einem verstärkten verbindungsbereich |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2742404C (en) | 2017-02-07 |
| DE102008044229A1 (de) | 2010-06-10 |
| WO2010063627A3 (de) | 2010-09-30 |
| EP2361195B1 (de) | 2017-02-22 |
| CN102227350A (zh) | 2011-10-26 |
| EP2361195A2 (de) | 2011-08-31 |
| CA2742404A1 (en) | 2010-06-10 |
| US9150299B2 (en) | 2015-10-06 |
| WO2010063627A2 (de) | 2010-06-10 |
| WO2010063627A4 (de) | 2010-11-18 |
| US20110297788A1 (en) | 2011-12-08 |
| RU2011117093A (ru) | 2013-01-10 |
| BRPI0922769A2 (pt) | 2016-01-05 |
| JP2012510396A (ja) | 2012-05-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8439307B2 (en) | Structural component with rib and cross member element | |
| CN101977809B (zh) | 复合材料能量吸收结构零件和带有这类吸能器的航空器机身 | |
| US10286956B2 (en) | Motor vehicle | |
| US8376275B2 (en) | Energy absorbing structure for aircraft | |
| CN205010328U (zh) | 加强件、组合车辆车身结构以及皮卡车铰接立柱加强件 | |
| US20130112811A1 (en) | Aircraft with an integrated energy-absorbing deformation structure and aircraft with such a fuselage | |
| CN101306722A (zh) | 用于飞行器机翼或水平安定面的抗扭箱的肋结构 | |
| WO2005113333A2 (en) | Load bearing window | |
| CN101980919A (zh) | 连接支柱的主结构 | |
| CN102227350B (zh) | 用于航空器或航天器的外壳部件 | |
| CN102991665A (zh) | 飞行器机身框架件 | |
| US9517831B2 (en) | Rotary wing aircraft airframe | |
| CN102112370B (zh) | 保护板和包括该保护板的起落架 | |
| JP4583775B2 (ja) | 自動車用衝撃吸収部材 | |
| US8827057B2 (en) | Shock absorbing structure | |
| CN102695648B (zh) | 用于飞行器的压脊条板下方的加强筋及其设计方法 | |
| CN108068895B (zh) | 机动车辆车架的一体部件 | |
| CN104661902A (zh) | 下部包括复合材料制成的纵梁加强件的机动车辆车厢侧部 | |
| CN108216568B (zh) | 飞机抗鸟撞前缘和用于飞机抗鸟撞前缘的支承体 | |
| CN109070821A (zh) | 能量吸收结构 | |
| KR20180070752A (ko) | 자동차 카울 구조 | |
| DE102014218450A1 (de) | Fahrzeugkopf zur Befestigung an der Stirnseite eines spurgebundenen Fahrzeuges, insbesondere eines Schienenfahrzeuges | |
| CN210852355U (zh) | 一种车辆后防护栏横杠 | |
| KR102567561B1 (ko) | 전기차용 경량 센터플로어패널 | |
| JP6662666B2 (ja) | 複合材製乗物用座席の前脚装着衝撃吸収装置およびそれを備えた複合材製乗物用座席 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20151014 Termination date: 20171125 |