FR2914622A1 - Aeronef comprenant une structure assurant les fonctions structurale et electrique - Google Patents
Aeronef comprenant une structure assurant les fonctions structurale et electrique Download PDFInfo
- Publication number
- FR2914622A1 FR2914622A1 FR0754269A FR0754269A FR2914622A1 FR 2914622 A1 FR2914622 A1 FR 2914622A1 FR 0754269 A FR0754269 A FR 0754269A FR 0754269 A FR0754269 A FR 0754269A FR 2914622 A1 FR2914622 A1 FR 2914622A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- structural elements
- order
- aerodynamic envelope
- threshold
- aircraft
- 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.)
- Granted
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 21
- 238000001465 metallisation Methods 0.000 claims abstract description 11
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims description 13
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 3
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 15
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 13
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 12
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 8
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 3
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 2
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 2
- 239000004760 aramid Substances 0.000 description 1
- 229920003235 aromatic polyamide Polymers 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 238000010891 electric arc Methods 0.000 description 1
- 238000010292 electrical insulation Methods 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 1
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 1
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 description 1
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 1
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/02—Lightning protectors; Static dischargers
-
- 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
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
-
- 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
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
L'objet de l'invention est un aéronef comprenant une structure avec des éléments structuraux (16) assemblés pour former une ossature tridimensionnelle sur laquelle est rapportée une enveloppe aérodynamique (14), caractérisé en ce qu'au moins certains éléments structuraux (16) sont au moins en partie métallique et comprennent au niveau de la liaison avec l'enveloppe aérodynamique (14) une interface en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 S/m afin de former au moins un chemin électrique assurant les fonctions de retour électrique et de métallisation des systèmes électriques, des liaisons assurant la conduction électrique étant prévues entre lesdits éléments structuraux (16).
Description
AERONEF COMPRENANT UNE STRUCTURE ASSURANT LES FONCTIONS STRUCTURALE ET
ELECTRIQUE
La présente invention se rapporte à un aéronef comprenant une structure assurant les fonctions structurale et électrique, la présente invention étant plus particulièrement adaptée pour un aéronef comprenant une enveloppe aérodynamique en partie en matériau composite.
De manière connue, un aéronef comprend une structure assurant principalement la fonction de reprise des efforts sur laquelle est rapportée une enveloppe, appelée par la suite enveloppe aérodynamique, conférant à l'aéronef ses propriétés aérodynamiques. Ainsi, la structure comprend des poutres, des cadres, des raidisseurs ou autres, métalliques, assemblés entre eux afin notamment d'assurer la reprise des efforts. De manière connue, l'enveloppe aérodynamique se présente sous la forme d'une juxtaposition de panneaux ou de tôles métalliques reliés à la structure par rivetage ou tous moyens appropriés. Cette enveloppe métallique permet de former une cage de Faraday qui protège 15 les éléments disposés à l'intérieur. Selon une autre caractéristique, cette enveloppe assure les fonctions de retour du courant électrique et de métallisation ou de mise au même potentiel des systèmes électriques. Enfin de réduire la consommation énergétique d'un aéronef, une solution consiste 20 à réduire la masse embarquée, notamment en remplaçant certains éléments métalliques par des éléments en matériau composite.
Ainsi, pour les nouvelles générations d'aéronef, les panneaux métalliques de l'enveloppe aérodynamique tendent à être remplacés par des panneaux en matériau composite, notamment si lesdits panneaux ne sont pas susceptibles d'être soumis à des températures élevées.
Or, ces matériaux composites ont une faible conductivité électrique. En effet, même si certaines fibres telles que par exemple les fibres en carbone ont une bonne conductivité électrique, le fait qu'elles soient noyées dans une résine qui elle est isolante confère à l'ensemble une faible conductivité électrique. L'enveloppe aérodynamique ne formant plus une cage de Faraday, il est nécessaire de prévoir d'autres systèmes de protection pour les systèmes électriques, par exemple utiliser des câbles blindés pour acheminer le courant électrique. Selon une autre problématique, il est nécessaire de prévoir des câbles électriques supplémentaires pour assurer les fonctions de retour du courant 15 électrique ou de métallisation des systèmes électriques. Par conséquent, l'utilisation de matériaux composites pour l'enveloppe aérodynamique visant à réduire la masse embarquée conduit à ajouter des câbles électriques ou à utiliser des câbles blindés qui en contrepartie contribuent à augmenter la masse embarquée. Même si dans l'ensemble on obtient un gain de 20 masse embarquée, ce gain n'est pas optimal. Des solutions ont été développées pour résoudre notamment la problématique liée à la cage de Faraday. Ainsi, une première solution consiste à introduire dans le matériau composite une toile métallique ou à rapporter sur l'enveloppe aérodynamique une feuille ou une grille souple métallique. 25 Même si ces solutions permettent de reformer une cage de Faraday, elles ne sont pas satisfaisantes car elles ne permettent pas d'obtenir les fonctions de retour du courant électrique et de métallisation des systèmes électriques.
De plus, elles contribuent à augmenter la masse embarquée et à complexifier la réalisation de l'enveloppe aérodynamique. Le document US2005/0213278 propose une autre solution consistant à utiliser des bandes métalliques prévues au niveau des jonctions des panneaux en matériaux composites formant l'enveloppe aérodynamique, disposées à l'extérieur de ladite enveloppe et à relier lesdites bandes métalliques à l'aide d'éléments de liaison conducteurs. Même si cette solution permet de reformer la cage de Faraday, elle n'est pas pleinement satisfaisante en raison de l'ajout des éléments de liaison conducteurs qui complexifie la réalisation de l'enveloppe aérodynamique et du fait que les fonctions de retour du courant et de métallisation des systèmes électriques ne sont que ponctuelles dans la mesure où elles ne peuvent être opérées qu'au niveau des éléments de liaison conducteurs situés sous l'enveloppe aérodynamique. Aussi, la présente invention vise à pallier les inconvénients de l'art antérieur en proposant un aéronef avec une nouvelle structure permettant d'assurer notamment les fonctions de retour du courant électrique et de mise au même potentiel des systèmes électriques. A cet effet, l'invention a pour objet un aéronef comprenant une structure avec des éléments structuraux assemblés pour former une ossature tridimensionnelle sur laquelle est rapportée une enveloppe aérodynamique, caractérisé en ce qu'au moins certains éléments structuraux sont au moins en partie métallique et comprennent au niveau de la liaison avec l'enveloppe aérodynamique une interface en matériau faiblement conducteur électrique afin de former au moins un chemin électrique assurant les fonctions de retour électrique et de métallisation des systèmes électriques, des liaisons assurant la conduction électrique étant prévues entre lesdits éléments structuraux.
D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de l'invention, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une représentation schématique illustrant de l'intérieur une structure d'aéronef selon une coupe longitudinale, - la figure 2 est une représentation schématique illustrant en coupe transversale la structure d'aéronef de la figure 1, - la figure 3A est une vue en perspective illustrant un élément circonférentiel de la structure d'un aéronef selon une première variante de l'invention, - la figure 3B est une coupe selon un plan radial longitudinal illustrant en détails l'élément circonférentiel de la figure 3A, - la figure 4A est une vue en perspective illustrant un élément circonférentiel de la structure d'un aéronef selon une autre variante de l'invention, et - la figure 4B est une coupe selon un plan radial longitudinal illustrant en détails l'élément circonférentiel de la figure 4A. Sur les figures 1 et 2, on a représenté de manière schématique un fuselage 10 d'aéronef. Cependant, l'invention n'est pas limitée à cette partie de l'aéronef et peut s'appliquer aux autres parties de l'aéronef, par exemple aux ailes, à l'empennage,... Le fuselage 10 comprend une structure 12 sur laquelle est rapportée une enveloppe 14 dite aérodynamique dont la face extérieure est susceptible d'être en contact avec les écoulements d'air.
L'enveloppe aérodynamique 14 comprend des panneaux juxtaposés, susceptibles d'être solidarisés par tous moyens appropriés à la structure 12. Au moins certains de ces panneaux peuvent être en matériaux composites afin de réduire la masse embarquée et de la sorte la consommation énergétique de l'aéronef.
Ces matériaux composites sont composés de fibres, notamment en carbone, graphite, basalte, aramide ou verre par exemple, noyées dans une matrice en résine organique telle que par exemple une résine époxy, thermoplastique ou thermodurcissable.
Même si certaines fibres peuvent être en un matériau conducteur électrique, la matrice étant en matériau isolant, non conducteur, les fibres n'étant pas nécessairement reliées entre elles ou de section insuffisante, le panneau comportant lesdites fibres a une faible conductivité électrique. Selon les variantes, les panneaux formant l'enveloppe aérodynamique 14 peuvent comprendre au niveau de leurs faces intérieures des nervures, notamment en matériaux composites, renforçant les caractéristiques mécaniques de l'aéronef. Les formes, les dimensions, la nature des matériaux utilisés pour l'enveloppe aérodynamique peuvent varier d'un modèle d'aéronef à l'autre. L'enveloppe aérodynamique étant connue de l'homme du métier, elle n'est pas plus détaillée.
La structure 12 comprend de manière connue des éléments circonférentiels 16 disposés dans des plans transversaux du fuselage reliés entre eux par des longerons ou poutres 18 dits éléments longitudinaux disposés selon des directions longitudinales. On entend par direction longitudinale, la direction partant de l'extrémité avant à 20 l'extrémité arrière de l'aéronef, les plans transversaux étant des plans sensiblement perpendiculaires à la direction longitudinale. Un élément circonférentiel 16 est généralement constitué de plusieurs éléments mis bout à bout. Ainsi, l'assemblage des éléments circonférentiels 16 et des éléments 25 longitudinaux 18 forment une ossature conférant notamment à l'aéronef les caractéristiques mécaniques requises et assurant la reprise des efforts. Plus généralement, la structure 12 comprend des éléments structuraux selon différentes directions (les éléments longitudinaux 18 et circonférentiels 16 dans l'exemple illustré) permettant d'obtenir une fois assemblés une ossature sous forme d'un maillage tridimensionnel sur lequel est rapportée une enveloppe aérodynamique 14. Les éléments structuraux sont assemblés entre eux par des moyens appropriés, par exemple par rivetage, boulonnage, soudage ou autre.
De même, l'enveloppe aérodynamique 14 est reliée à la structure 12 par tous moyens appropriés, par exemple par rivetage. Les formes, les dimensions des éléments structuraux peuvent varier d'un modèle d'aéronef à l'autre. Selon l'invention, au moins certains éléments structuraux 16, 18 sont au moins en partie métallique et comprennent au niveau de la liaison avec l'enveloppe aérodynamique 14 une interface en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m ce qui correspond à un matériau faiblement conducteur électrique ou non conducteur électrique afin d'assurer la fonction d'isolation électrique entre la structure interne 16, 18 et l'enveloppe aérodynamique 14 pour former au moins un chemin électrique assurant les fonctions de retour électrique et de métallisation des systèmes électriques. Avantageusement, l'interface est en un matériau ayant une conductivité non nulle ce qui correspond à un matériau faiblement conducteur électrique pour permettre la diffusion d'un fort courant de foudre de l'enveloppe aérodynamique 14 dans la structure interne 16, 18 pour éviter la formation éventuelle d'un arc électrique entre l'enveloppe aérodynamique 14 et la structure interne 16, 18. Des liaisons assurant la conduction électrique sont prévues entre les éléments structuraux utilisés pour former un chemin électrique assurant les fonctions de retour électrique et de métallisation des systèmes électriques.
Selon un mode de réalisation, seuls les éléments structuraux formant au moins un chemin électrique assurant les fonctions de retour électrique et de métallisation des systèmes électriques sont au moins en partie métallique et comprennent au niveau de la liaison avec l'enveloppe aérodynamique 14 une interface en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m, et de préférence non nulle. Selon une autre variante, les éléments structuraux susceptibles de former une cage de Faraday sous l'enveloppe aérodynamique sont au moins en partie métallique et comprennent au niveau de la liaison avec l'enveloppe aérodynamique 14 une interface en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m, et de préférence non nulle. Des liaisons assurant la conduction électrique sont prévues entre les éléments structuraux susceptibles de former une cage de Faraday sous l'enveloppe aérodynamique.
Selon un premier mode de réalisation illustré sur les figures 3A et 3B, les éléments structuraux comprenant une interface en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m, et de préférence non nulle sont réalisés en deux parties, une première partie 20 susceptible d'être en contact avec l'enveloppe aérodynamique 14 en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m, et de préférence non nulle, par exemple en matériau composite à base de fibres de carbone, la seconde partie 22 étant en un matériau conducteur électrique, notamment métallique, par exemple en alliage d'aluminium. Les première et seconde parties 20 et 22 sont assemblées par tous moyens appropriés, notamment par rivetage.
A titre d'exemple, comme illustré sur la figure 3A, la première partie 20 a une section en L, la seconde partie 22 métallique étant susceptible de comprendre au moins une ligne de pliage afin d'augmenter son moment d'inertie. Selon un autre mode de réalisation, la surface des éléments structuraux en contact avec l'enveloppe aérodynamique comprend un revêtement en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m, et de préférence non nulle, les éléments structuraux étant en matériau conducteur électrique, de préférence métallique, par exemple en alliage d'aluminium.
Selon un autre mode de réalisation illustré sur les figures 4A et 4B, les éléments structuraux comprenant une interface en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m, et de préférence non nulle, sont en matériau conducteur électrique et ne sont pas en contact direct avec l'enveloppe aérodynamique 14. Dans ce cas, la liaison entre les éléments structuraux et l'enveloppe aérodynamique est assurée par des éléments de liaison 24, par exemple des équerres dont l'une des branches est reliée à ladite enveloppe aérodynamique 14 et dont l'autre branche est reliée à au moins un élément structural, lesdits éléments de liaison 24 étant en un matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m, et de préférence non nulle, par exemple en matériau composite à base de fibres de carbone. Selon l'invention, il est important que les éléments structuraux soient isolés des parties de l'enveloppe aérodynamique 14 en matériau composite notamment ceux ayant des fibres en matériau conducteur électrique, pour éviter que des fibres en matériau conducteur électrique de l'enveloppe aérodynamique soient en contact avec les éléments structuraux susceptibles de conduire un courant électrique. L'invention procure les avantages suivants : Il n'est pas nécessaire de prévoir des câbles électriques supplémentaires pour assurer les fonctions de retour du courant électrique et de métallisation des systèmes électriques qui sont assurées par les éléments structuraux en partie métalliques. Ainsi, contrairement à l'art antérieur, le gain de masse embarquée découlant de l'utilisation des matériaux composites au niveau de l'enveloppe aérodynamique 14 n'est pas limité par l'utilisation de câbles électriques supplémentaires. Selon un autre avantage, selon la variante illustrée sur les figures 3A et 3B, on obtient une réduction de la masse embarquée dans la mesure où les éléments structuraux qui étaient entièrement métalliques auparavant sont remplacés par des éléments structuraux en partie en matériau composite. Enfin, le maillage tridimensionnel en matériau conducteur électrique formé par les éléments structuraux placés sous l'enveloppe aérodynamique permet de retrouver un phénomène de cage de Faraday sensiblement équivalent à celui obtenu par l'enveloppe aérodynamique métallique de l'art antérieur. Cette caractéristique permet théoriquement de ne pas rendre nécessaire la protection des systèmes électriques ou de réduire leur niveau de protection.
Claims (9)
1. Aéronef comprenant une structure (12) avec des éléments structuraux (16, 18) assemblés pour former une ossature tridimensionnelle sur laquelle est rapportée une enveloppe aérodynamique (14), caractérisé en ce qu'au moins certains éléments structuraux (16, 18) sont au moins en partie métallique et comprennent au niveau de la liaison avec l'enveloppe aérodynamique (14) une interface en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m afin de former au moins un chemin électrique assurant les fonctions de retour électrique et de métallisation des systèmes électriques, des liaisons assurant la conduction électrique étant prévues entre lesdits éléments structuraux (16, 18).
2. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'interface est en un matériau ayant une conductivité non nulle.
3. Aéronef selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les éléments structuraux (16, 18) susceptibles de former une cage de Faraday sous l'enveloppe aérodynamique sont au moins en partie métallique et comprennent au niveau de la liaison avec l'enveloppe aérodynamique (14) une interface en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m et non nulle, des liaisons assurant la conduction électrique étant prévues entre lesdits éléments structuraux (16, 18).
4. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que les éléments structuraux comprenant une interface en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m sont réalisés en deux parties, une première partie (20) susceptible d'être en contact avec l'enveloppe aérodynamique (14) en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil del'ordre de 10000 5/m et une seconde partie (22) en matériau conducteur électrique.
5. Aéronef selon la revendication 4, caractérisé en ce que les éléments structuraux sont réalisés en deux parties, une première partie (20) susceptible d'être en contact avec l'enveloppe aérodynamique (14) en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m et non nulle et une seconde partie (22) en matériau conducteur électrique.
6. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que la surface des éléments structuraux (16, 18) en contact avec l'enveloppe aérodynamique (14) comprend un revêtement ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m, les éléments structuraux étant en matériau conducteur électrique.
7. Aéronef selon la revendication 6, caractérisé en ce que la surface des éléments structuraux (16, 18) en contact avec l'enveloppe aérodynamique (14) comprend un revêtement ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m et non nulle.
8. Aéronef selon la revendication 1, caractérisé en ce que les éléments structuraux (16, 18) comprenant une interface en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m sont en matériau conducteur électrique et ne sont pas en contact direct avec l'enveloppe aérodynamique (14) et en ce que des éléments de liaison (24) en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m assurent la liaison entre les éléments structuraux (16, 18) et l'enveloppe aérodynamique.
9. Aéronef selon la revendication 8, caractérisé en ce que les éléments de liaison (24) sont en matériau ayant une conductivité inférieure à un seuil de l'ordre de 10000 5/m et non nulle.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0754269A FR2914622B1 (fr) | 2007-04-04 | 2007-04-04 | Aeronef comprenant une structure assurant les fonctions structurale et electrique |
| US12/062,791 US7963477B2 (en) | 2007-04-04 | 2008-04-04 | Aircraft that comprises a structure that ensures the structural and electrical functions |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0754269A FR2914622B1 (fr) | 2007-04-04 | 2007-04-04 | Aeronef comprenant une structure assurant les fonctions structurale et electrique |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2914622A1 true FR2914622A1 (fr) | 2008-10-10 |
| FR2914622B1 FR2914622B1 (fr) | 2009-05-15 |
Family
ID=38669375
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0754269A Expired - Fee Related FR2914622B1 (fr) | 2007-04-04 | 2007-04-04 | Aeronef comprenant une structure assurant les fonctions structurale et electrique |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7963477B2 (fr) |
| FR (1) | FR2914622B1 (fr) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2941919A1 (fr) * | 2009-02-11 | 2010-08-13 | Airbus France | Element de reseau de retour de courant pour aeronef |
| FR2946283A1 (fr) * | 2009-06-09 | 2010-12-10 | Socata | Procede de reperage et de protection de metallisations de sous ensembles et structures aeronautiques. |
| FR2977188A1 (fr) * | 2011-07-01 | 2013-01-04 | Eads Europ Aeronautic Defence | Procede et dispositif de protection contre l'impact d'elements de structure primaire composite. |
| WO2013007455A1 (fr) * | 2011-07-13 | 2013-01-17 | European Aeronautic Defence And Space Company Eads France | Traverse de support d'une structure d'un aeronef et aeronef associe |
| FR2986114A1 (fr) * | 2012-01-20 | 2013-07-26 | Labinal | Procede de raccordement, raccord de derivation equipotentiel et reseau de retour courant a liaison equipotentielle dans une architecture non conductrice |
| US9840041B2 (en) * | 2013-12-20 | 2017-12-12 | Saab Ab | Stiffening element and reinforced structure |
| EP3680167A1 (fr) * | 2019-01-14 | 2020-07-15 | The Boeing Company | Nervures composites d'aile d'aéronef ayant des trajets de mise à la terre électrique |
| US10913548B2 (en) | 2019-01-14 | 2021-02-09 | The Boeing Company | Metallic fittings for coupling composite ribs to skin panels of aircraft wings |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102007003277B4 (de) * | 2007-01-23 | 2012-08-02 | Airbus Operations Gmbh | Rumpf eines Luft- oder Raumfahrzeuges in CFK-Metall Hybridbauweise mit einem Metallrahmen |
| US20090266936A1 (en) * | 2008-04-29 | 2009-10-29 | Fernando Ferreira Fernandez | Aircraft fuselage structural components and methods of making same |
| US8079549B2 (en) * | 2008-06-30 | 2011-12-20 | EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronautica S.A. | Monolithic integrated structural panels especially useful for aircraft structures |
| US8001999B2 (en) | 2008-09-05 | 2011-08-23 | Olive Tree Financial Group, L.L.C. | Energy weapon protection fabric |
| DE102008044229A1 (de) * | 2008-12-01 | 2010-06-10 | Airbus Deutschland Gmbh | Schalenbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug |
| ES2382765B1 (es) * | 2009-06-29 | 2013-05-03 | Airbus Operations, S.L. | Diseño de cuadernas de aeronave |
| US20110126335A1 (en) * | 2009-12-01 | 2011-06-02 | Gregory Russell Schultz | Staple Fiber Conductive Fabric |
| DE102010042970A1 (de) * | 2010-05-12 | 2011-11-17 | Airbus Operations Gmbh | Strukturbauteil mit verbesserter Leitfähigkeit und mechanischer Festigkeit sowie Verfahren zu dessen Herstellung |
| ES2400771B1 (es) * | 2011-03-30 | 2014-02-14 | Airbus Operations S.L. | Fuselaje de aeronave con cuadernas altamente resistentes. |
| JP6417933B2 (ja) * | 2014-12-26 | 2018-11-07 | 株式会社Ihi | 円筒状ケース及びジェットエンジン |
| US9849967B2 (en) | 2015-04-01 | 2017-12-26 | The Boeing Company | Composite rib for an aircraft |
| CN111516888A (zh) * | 2020-03-31 | 2020-08-11 | 深圳市青之鸟科技有限公司 | 一种无人机防摔装置 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4502092A (en) * | 1982-09-30 | 1985-02-26 | The Boeing Company | Integral lightning protection system for composite aircraft skins |
| GB2212580A (en) * | 1987-11-14 | 1989-07-26 | British Aerospace | Anti-lightning fastener |
| WO1999051494A1 (fr) * | 1998-04-04 | 1999-10-14 | Bae Systems Plc | Joints lies par adhesion dans des structures composites a fibres de carbone |
| US20050213278A1 (en) | 2004-03-23 | 2005-09-29 | Hawley Arthur V | Lightning damage protection for composite aircraft |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3420477A (en) * | 1967-06-05 | 1969-01-07 | Howard D U | Integral fuel tank |
| US3559923A (en) * | 1969-05-06 | 1971-02-02 | Moore Alvin E | Crash-resistant helicopter |
| US4574325A (en) * | 1984-02-09 | 1986-03-04 | The Boeing Company | Lightning protection electrical circuit path for coupling between aircraft structures |
| US4760493A (en) * | 1985-09-30 | 1988-07-26 | The Boeing Company | Lightning protection system for composite material aircraft structures |
| FR2728395A1 (fr) * | 1994-12-16 | 1996-06-21 | Eurocopter France | Element en materiau composite avec assemblage(s) de continuite electrique a travers l'element, son procede de fabrication et son utilisation en aeronautique |
| US6375120B1 (en) * | 1997-07-14 | 2002-04-23 | Jason M. Wolnek | Method and apparatus for building a metal/composite hybrid airplane component |
| DK176298B1 (da) * | 2003-09-15 | 2007-06-18 | Lm Glasfiber As | Metode til lynsikring af en vinge til et vindenergianlæg, en lynsikret vinge samt et vindenergianlæg med en sådan vinge |
| US7277266B1 (en) * | 2006-03-29 | 2007-10-02 | The Boeing Company | Lightning protection system for composite structure |
| US7635106B2 (en) * | 2006-11-30 | 2009-12-22 | The Boeing Company | Composite shear tie |
-
2007
- 2007-04-04 FR FR0754269A patent/FR2914622B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-04-04 US US12/062,791 patent/US7963477B2/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4502092A (en) * | 1982-09-30 | 1985-02-26 | The Boeing Company | Integral lightning protection system for composite aircraft skins |
| GB2212580A (en) * | 1987-11-14 | 1989-07-26 | British Aerospace | Anti-lightning fastener |
| WO1999051494A1 (fr) * | 1998-04-04 | 1999-10-14 | Bae Systems Plc | Joints lies par adhesion dans des structures composites a fibres de carbone |
| US20050213278A1 (en) | 2004-03-23 | 2005-09-29 | Hawley Arthur V | Lightning damage protection for composite aircraft |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2218641A1 (fr) * | 2009-02-11 | 2010-08-18 | Airbus Operations (Société par actions simplifiée) | Élément de réseau de retour de courant pour aéronef |
| US9130325B2 (en) | 2009-02-11 | 2015-09-08 | Airbus Operations S.A.S. | Current return network element for an aircraft |
| FR2941919A1 (fr) * | 2009-02-11 | 2010-08-13 | Airbus France | Element de reseau de retour de courant pour aeronef |
| FR2946283A1 (fr) * | 2009-06-09 | 2010-12-10 | Socata | Procede de reperage et de protection de metallisations de sous ensembles et structures aeronautiques. |
| EP2261057A1 (fr) * | 2009-06-09 | 2010-12-15 | Socata | Procédé de repérage et de protection de métallisations de sous ensembles et structures aéronautiques |
| WO2013004553A3 (fr) * | 2011-07-01 | 2013-05-02 | European Aeronautic Defence And Space Company Eads France | Procédé et dispositif de protection contre l'impact d'éléments de structure primaire composite |
| FR2977188A1 (fr) * | 2011-07-01 | 2013-01-04 | Eads Europ Aeronautic Defence | Procede et dispositif de protection contre l'impact d'elements de structure primaire composite. |
| FR2977861A1 (fr) * | 2011-07-13 | 2013-01-18 | Eads Europ Aeronautic Defence | Traverse de support d'une structure d'un aeronef et aeronef associe |
| WO2013007455A1 (fr) * | 2011-07-13 | 2013-01-17 | European Aeronautic Defence And Space Company Eads France | Traverse de support d'une structure d'un aeronef et aeronef associe |
| FR2986114A1 (fr) * | 2012-01-20 | 2013-07-26 | Labinal | Procede de raccordement, raccord de derivation equipotentiel et reseau de retour courant a liaison equipotentielle dans une architecture non conductrice |
| WO2013107986A3 (fr) * | 2012-01-20 | 2014-03-20 | Labinal | Procédé de raccordement, raccord de dérivation équipotentiel et réseau de retour courant à liaison équipotentielle dans une architecture non conductrice |
| US9840041B2 (en) * | 2013-12-20 | 2017-12-12 | Saab Ab | Stiffening element and reinforced structure |
| EP3680167A1 (fr) * | 2019-01-14 | 2020-07-15 | The Boeing Company | Nervures composites d'aile d'aéronef ayant des trajets de mise à la terre électrique |
| US10913548B2 (en) | 2019-01-14 | 2021-02-09 | The Boeing Company | Metallic fittings for coupling composite ribs to skin panels of aircraft wings |
| US11038334B2 (en) | 2019-01-14 | 2021-06-15 | The Boeing Company | Aircraft wing composite ribs having electrical grounding paths |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US7963477B2 (en) | 2011-06-21 |
| US20080251636A1 (en) | 2008-10-16 |
| FR2914622B1 (fr) | 2009-05-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2914622A1 (fr) | Aeronef comprenant une structure assurant les fonctions structurale et electrique | |
| EP2227927B1 (fr) | Pièces en matériau composite électro-structural | |
| FR2924686A1 (fr) | Systeme parafoudre et aeronef comportant un tel systeme. | |
| EP2143637B1 (fr) | Procédé d'assemblage d'un tapis de dégivrage et d'un blindage métallique sur une structure | |
| EP2535271B1 (fr) | Entrée d'air d'une nacelle d'aéronef incorporant une lèvre renforcée avec un système de dégivrage par effet joule | |
| US20110240337A1 (en) | Interconnects for photovoltaic panels | |
| FR2872780A1 (fr) | Plancher pour aeronef | |
| FR2924685A1 (fr) | Systeme parafoudre et aeronef comportant un tel systeme. | |
| FR2915458A1 (fr) | Assemblage de panneaux de fuselage d'un avion | |
| FR2953093A1 (fr) | Element structural composite a transmission electrique de puissance integree | |
| FR2921520A1 (fr) | Element de connexion electrique et vitrage pourvu d'un tel element | |
| FR2970238A1 (fr) | Piece et procede de reparation d'une structure endommagee, en particulier de peau d'aeronef, ainsi qu'un kit de reparation de mise en oeuvre | |
| EP3013690A1 (fr) | Structure d'aéronef à capacité de capture d'énergie solaire | |
| FR2984274A1 (fr) | Poutre securisee, en particulier cadre fort de fuselage, ainsi que fuselage d'aeronef equipe de tels cadres | |
| EP2197739B1 (fr) | Structure de fuselage pour fuselage d'aeronef en materiau composite et aeronef equipe d'une telle structure de fuselage | |
| JP5439963B2 (ja) | ソーラーアレイパネル、ソーラーアレイパネルの補修方法 | |
| FR2918036A1 (fr) | Dispositif formant bord d'attaque pour une voilure d'aeronef et voilure equipee d'un tel dispositif. | |
| FR2869565A1 (fr) | Protection d'une structure composite aux impacts | |
| EP3154842B1 (fr) | Partie avant de la structure d'un vehicule automobile | |
| EP3221132B1 (fr) | Dispositif conducteur destine a etre monte en surface des pieces en materiaux composites | |
| EP2632797A2 (fr) | Structure de bord d'attaque notamment pour entrée d'air de nacelle de moteur d'aéronef | |
| FR2953092A1 (fr) | Raidisseur electro-structural en materiau composite | |
| FR3081367A1 (fr) | Procede d'assemblage par soudage d'au moins deux pieces en materiau composite et assemblage de pieces en materiau composite ainsi obtenu | |
| FR2952905A1 (fr) | Dispositif d'attache de moyens raidisseurs a un element de cadre, et structure comportant un tel dispositif d'attache | |
| FR2975942A1 (fr) | Piece composite avec interface metallique |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| CA | Change of address |
Effective date: 20110916 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: AIRBUS HOLDING, FR Effective date: 20110916 |
|
| CJ | Change in legal form |
Effective date: 20110916 |
|
| TP | Transmission of property |
Owner name: AIRBUS HOLDING, FR Effective date: 20110913 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 16 |
|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20231205 |