DE102007011620B4 - Lininggerüst für ein Flugzeug - Google Patents
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Abstract
Die Erfindung betrifft ein Lininggerüst 1 zur Befestigung von Sitzen 18 in einem Flugzeug. Das Lininggerüst 1 umfasst bevorzugt drei Sitzschienen 2–4, die parallel zueinander beabstandet entlang von beiden Seitenwänden der Rumpfzelle 7 angeordnet sind. An den Sitzschienen 2–4 sind Sitzfltextilen Gurten 22, 23, 26, 27 aus einem hochfesten, verwebten Kunststoffmaterial aufgehängt. Erfindungsgemäß sind zwischen der oberen Sitzschiene 2 und zwei Spanten 9, 14 der Rumpfzelle 7 des Flugzeugs mindestens zwei Gurte 32, 33 angeordnet. Hierbei ist eine Gurtlänge 34, 35 so bemessen, dass keine Kräfte von der Rumpfzelle 7 in das Lininggerüst 1 übertragbar sind. Umgekehrt können aber Kräfte vom Lininggerüst 1 mittels der Gurte 32, 33 in die Rumpfzelle 7 eingeleitet werden, so dass das Lininggerüst 1 statisch leichter ausgelegt werden kann. Dies führt zu einer Gewichtsreduktion des Lininggerüsts 1.
Description
- Die Erfindung betrifft ein Lininggerüst für ein Flugzeug, wobei das Lininggerüst mindestens drei Sitzschienen umfasst, die mit einer Vielzahl von Vertikalstreben mit einer primären Rumpfstruktur des Flugzeugs, insbesondere mit Spanten, verbunden sind und am Lininggerüst eine Vielzahl von Sitzen und/oder Liegeflächen angeordnet ist.
- Bekannte Ausführungsformen von Lininggerüsten weisen mehrere, parallel zur Längsachse des Flugzeugs verlaufende Sitzschienen auf. Die Sitzschienen verlaufen auf den Innenseiten der Rumpfzelle im Bereich der Seitenwände. Die standardisierten Sitzschienen verfügen über eine im Wesentlichen C-förmige Querschnittsgeometrie und erlauben die ortsvariable Befestigung von Sitzen, Tragen, Liegen oder dergleichen in fest gerasterten Abständen von zum Beispiel einem Inch bzw. Zoll.
- Im Gegensatz zu normalen Passagierflugzeugen kommen bei militärischen Anwendungen keine fasten Sitze zum Einsatz, sondern es werden im Bedarfsfall herunter klappbare, mit Gurten an den Sitzschienen aufgehängte Sitzflächen verwendet. Darüber hinaus sind die Sitzreihen nicht, wie in Passagierflugzeugen üblich, quer zur Längsachse des Flugzeugs angeordnet. Im Fall von Flugzeugen für militärische Anwendungen werden die Sitze nebeneinander in zwei langen Sitzreihen jeweils entlang der beiden Außenwände der Rumpfzelle angeordnet, die Personen in beiden parallelen Sitzreihen sitzen sich also gegenüber. Die Seitenführung der sitzenden Personen erfolgt mittels der Gurte und zur seitlichen Abstützung des Kopfes in Flugrichtung dienen beidseitig des Sitzbereichs angeordnete flexible Netze.
- Die Aufhängung der Sitze selbst erfolgt am Lininggerüst mittels geeigneter Gurte, Bänder, Seile oder dergleichen, wobei das Lininggerüst mit einer Vielzahl von weiteren Strukturelementen, zum Beispiel in der Form von Vertikalstreben, Querstreben oder dergleichen mit der Primärstruktur des Luftfahrzeugs verbunden ist. Infolge dieser speziellen Anordnung der beiden Sitzreihen in militärischen Anwendungen verbleibt im mittleren Abschnitt der Rumpfzelle des Flugzeugs auch beim Personentransport noch ausreichend Platz zum Transport von Fahrzeugen, Frachtcontainern oder anderem Sperrgut.
- Um die von den Sitzen und/oder Liegen im Flugbetrieb ausgehenden Lasten nicht direkt in die Primärstruktur einzuleiten, das heißt im Ergebnis eine Lastentkopplung zu erreichen, ist das Lininggerüst vorgesehen, das im Verhältnis zur Primärstruktur der Rumpfzelle eine Sekundärstruktur darstellt. Die in sämtlichen Betriebszuständen von den Sitzen und/oder den Liegen ausgehenden Lasten werden in die drei Sitzschienen des Lininggerüsts eingeleitet. Diese Sitzschienen werden in einem Abstand von in der Regel drei Spanten, das heißt 1,524 m, wiederum durch Vertikalstreben aus Aluminium abgefangen. Aufgrund dieser hohen Stützweite kann es in Abhängigkeit vom Flugzustand des Flugzeugs zu starken Verformungen der Sitzschienen kommen.
-
US 2 391 051 A betrifft eine Ablagevorrichtung mit einem Stützrahmen, einer Mehrzahl von flexiblen Stützgliedern, welche an dem Rahmen an räumlich voneinander beabstandeten Punkten befestigt sind, sowie vertikal angeordnete schleifenförmige Stützglieder, welche an den Stützgliedern befestigt sind sowie eine Klemm- und Spanneinrichtung, welche durch die flexiblen Stützglieder getragen wird. -
US 3 314 720 A offenbart eine stoßabsorbierende Sitzanordnung aufweisend eine Sitzpfanne, welche schwenkbar an eine Seitenwand eines Flugzeugs befestigbar ist, eine unflexible stoßabsorbierende Strebe, von welcher ein Ende an einer vorderen unterseitigen Kante der Pfanne befestigt ist und deren anderes Ende schwenkbar und abnehmbar an einem Flugzeugboden befestigt. Die Sitzanordnung weist des Weiteren ein Paar von Stützgurten auf, welche an einer horizontal angeordneten oberen Stange befestigt sind, wobei die horizontal angeordnete obere Stange an der Wand des Flugzeugs befestigt ist. - Die bekannten Lininggerüste müssen daher, um alle denkbaren Lastfälle und insbesondere Crashsituationen im Flugbetrieb sicher beherrschen zu können, mechanisch ausreichend belastbar dimensioniert werden, wodurch naturgemäß das Gewicht erhöht wird.
- Aufgabe der Erfindung ist es, ein Lininggerüst zu schaffen, dessen Gewicht im Vergleich zu vorbekannten Anordnungen zur Sitzbefestigung in Flugzeugen signifikant verringert ist und das dennoch sämtliche im Flugbetrieb auftretenden Lasten aufzunehmen vermag.
- Diese Aufgabe wird durch ein Lininggerüst mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
- Dadurch, dass zwischen einer oberen Sitzschiene und der Rumpfzelle, insbesondere zwischen der oberen Sitzschiene und den Spanten, eine Vielzahl von Gurten angeordnet ist, wobei eine Gurtlänge derart bemessen ist, dass die Gurte im Falle einer Verformung der Rumpfzelle erst dann mit mechanischen Lasten beaufschlagt werden, wenn infolge der Verformung der Rumpfzelle keine Lasten mehr in das Lininggerüst eingeleitet werden, können insbesondere die Vertikalstreben des Lininggerüsts für eine geringere mechanische Belastung ausgelegt werden. Hierdurch ist im Vergleich zu vorbekannten Ausführungsformen von Lininggerüsten eine Gewichtsreduzierung möglich. Darüber hinaus erlaubt die erfindungsgemäße Anbindung des Lininggerüsts an die Rumpfstruktur mittels hochfester Gurte eine Entkopplung zwischen der Primärstruktur (Rumpfzelle) und der Sekundärstruktur (Lininggerüst) des Flugzeugs. Hierdurch wird ein wichtiges Designkriterium eingehalten, wonach von der Sekundärstruktur aus zwar mechanische Lasten in die Primärstruktur eingeleitet werden dürfen, aber nicht umgekehrt. In keinem Fall darf es bei sämtlichen denkbaren flugzustandsbedingten Deformationen der Primärstruktur zu einer Lasteinleitung in die Sekundärstruktur kommen.
- Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen des Lininggerüsts sind in den weiteren Patentansprüchen dargelegt.
- In der Zeichnung zeigt:
-
1 Eine stark schematisierte perspektivische Darstellung des Lininggerüsts mit einem daran aufgehängten Sitz, -
2 eine schematisierte Querschnittsdarstellung der1 mit den im Wesentlichen am Lininggerüst angreifenden Kräften, -
3 eine schematisierte Draufsicht auf das Lininggerüst; und -
4 eine Darstellung des Funktionsprinzips der Gurtaufhängung zur Lastentkopplung. - In der Zeichnung weisen dieselben konstruktiven Elemente jeweils die gleiche Bezugsziffer auf.
- Die
1 zeigt eine stark schematisierte perspektivische Darstellung des Lininggerüsts mit einem daran aufgehängten Sitz. - Ein Lininggerüst
1 umfasst unter anderem eine obere Sitzschiene2 , eine mittlere Sitzschiene3 sowie eine untere Sitzschiene4 . Bei den Sitzschienen2 bis4 handelt es sich um im Bereich der Luftfahrt verbreitet Anwendung findende Standard-Aluminiumprofile mit einer im Wesentlichen C-förmigen Querschnittsgeometrie. Die Sitzschienen2 bis4 erlauben die Anbringung von Befestigungselementen in fest gerasterten Abständen von zum Beispiel einem ”Inch” bzw. einem ”Zoll”. Die Sitzschienen2 bis4 erstrecken sich bevorzugt jeweils beidseitig über die gesamte Längenerstreckung der Rumpfzelle des Flugzeugs. - Sämtliche Raumrichtungen sind durch ein Koordinatensystem
5 mit einer x-Achse, einer y-Achse und einer z-Achse veranschaulicht. Die Sitzschienen2 bis4 verlaufen parallel zur x-Achse, das heißt parallel zu einer nicht eingezeichneten Längsachse des Flugzeugs und damit in Flugrichtung des Flugzeugs. Die z-Achse des Koordinatensystems5 weist nach unten, das heißt in Richtung des Bodens über dem sich das Flugzeug bewegt. Die parallel verlaufenden Sitzschienen2 bis4 sind in Richtung der z-Achse übereinander versetzt im Lininggerüst1 angeordnet. Die y-Achse des Koordinatensystems5 weist von einer in Flugrichtung aus gesehen rechten Seitenwand6 einer Rumpfzelle7 in den Innenraum. Die Rumpfzelle7 ist in bekannter Weise unter anderem mit Spanten8 bis11 gebildet, die von Außen mit einer Rumpfzellenhaut12 zur Bildung der Seitenwand6 beplankt sind. - Im Bereich des Spantes
8 und des Spantes11 sind vier Vertikalstützen13 bis16 zur Anbindung der Sitzschienen2 bis4 an die Rumpfzelle7 , das heißt die Primärstruktur des Flugzeugs angeordnet, wodurch sich die fachwerkartige Struktur des Lininggerüsts1 bildet. Die Vertikalstützen13 und14 sowie15 und16 können jeweils auch durchgehend, das heißt einstückig ausgebildet sein. Aufgrund des Umstandes, dass lediglich nach jedem vierten Spant Vertikalstützen vorgesehen sind, ergibt sich eine große Stützweite der Sitzschienen2 bis4 , die zu hohen Durchbiegungen der Sitzschienen2 bis4 und zu einer entsprechend hohen Belastung der Vertikalstützen13 bis16 führen. Insbesondere besteht seitens der Vertikalstützen in kritischen Flugzuständen Knickgefahr. Die Bereiche zwischen den Vertikalstützen13 bis16 und den Sitzschienen2 bis4 sind jeweils mit dünnwandigen ”Lining”-Platten ausgefüllt, die lediglich eine Schalldämmfunktion für die Person19 haben und keine relevanten mechanischen Lasten übernehmen können. - Eine herunter geklappte Sitzfläche
17 eines Sitzes18 ist mit einer Person19 belegt. Die Sitzfläche17 ist in einem hinteren Bereich mit der unteren Sitzschiene4 beweglich verbunden. In einem vorderen Bereich der Sitzfläche17 befinden sich zwei Anbindungselemente20 ,21 . Die ”Aufhängung” der Sitzfläche17 erfolgt bevorzugt mit zwei flexiblen Gurten22 ,23 , die ausgehend von den Anbindungselementen20 ,21 , zu zwei weiteren Anbindungselementen24 ,25 führen, die an der oberen Sitzschiene2 befestigt sind. - Die Anbindungselemente
24 ,25 können zum Beispiel ringförmige Ösen sein, die mittels einer geeigneten, standardisierten Rast-Klemm-Verbindung mit der jeweiligen Sitzschiene2 bis4 verbindbar sind. Die Anbindungselemente20 ,21 sind hingegen fest mit der Sitzfläche17 verbunden. Durch die Ösen der Anbindungselemente20 ,21 sowie24 ,25 werden die Gurte22 ,23 zum Beispiel in einer Schlaufe geführt und geeignet, zum Beispiel durch Spleißen, befestigt. Die Gurte22 ,23 sind bevorzugt mit einem geeigneten, mechanisch hochfesten, verwebten textilen Kunststoffmaterial gebildet. Anstelle der Gurte22 ,23 können auch Seile oder Bänder eingesetzt werden, die mit einem vergleichbar belastbaren Material gebildet sind. - Bei Nichtgebrauch wird die Sitzfläche
17 hoch geklappt, das heißt in eine vertikale Position parallel zur z-Achse gebracht. Alle weiteren Anbindungselemente in der Darstellung der1 sind wie die Anbindungselemente20 ,21 ,24 ,25 mit kleinen schwarz ausgefüllten Kreisen dargestellt, die der besseren Übersicht wegen nicht mit einer Bezugsziffer versehen sind. - Beidseitig des Sitzes
18 sind zwei weitere Gurte26 ,27 angeordnet, die wiederum mittels mehrerer Anbindungselemente jeweils mit den Sitzschienen2 bis4 verbunden sind. Die Gurte26 ,27 können durchgehend ausgebildet oder jeweils in Abschnitten zwischen den Sitzschienen2 bis4 befestigt sein. Die Gurte26 ,27 bilden eine seitliche Begrenzung des Sitzes18 . Auf beiden Seiten des Sitzes18 ist am Lininggerüst1 jeweils ein weiterer, entsprechend aufgebauter Sitz eingehängt (nicht dargestellt). Anstelle von drei Sitzen kann alternativ eine Liege bzw. eine Trage aufgehängt werden. - Im Bereich eines Kopfes
28 der Person19 sind beidseitig zwei im Wesentlichen dreieckförmige Netze29 ,30 eingehängt, die der Seitenführung des Kopfes28 , insbesondere in einer Crash-Situation dienen. In einer derartigen Crash-Situation können in Richtung der x-Achse (Flugrichtung) mechanische Kräfte von mehreren g auftreten. Die Flugrichtung ist in der Darstellung der1 zur Veranschaulichung zusätzlich mit einem großen Pfeil31 verdeutlicht. Die Netze29 ,30 sind gleichfalls mit einem mechanisch hochfesten, elastischen Kunststoffmaterial gebildet. - Erfindungsgemäß sind zwischen der oberen Sitzschiene
2 und im Bereich der Spanten9 ,10 zwei weitere Gurte32 ,33 angeordnet. - Eine Gurtlänge
34 ,35 der Gurte32 ,33 ist hierbei so bemessen, dass die Gurte32 ,33 erst dann zum Tragen kommen, wenn die Verformungen der Rumpfzelle7 kein nennenswertes ”Mittragen” mehr erzeugen können, das heißt, dass im Ergebnis keine ”Abstützung” des Rumpfes7 (Primärstruktur) auf dem Lininggerüst1 erfolgt. Im Fall von Verformungen der Rumpfzelle7 , zum Beispiel in extremen Flugsituationen, entspannen sich die Gurte32 ,33 durch Erschlaffen, so dass eine ”einseitige” mechanische Entkopplung zwischen der Primärstruktur in Form der Rumpfzelle7 und der Sekundärstruktur in Gestalt des Lininggerüsts1 gegeben ist. Die Gurte32 ,33 kommen erst dann zum Tragen, wenn die Verformungen der Rumpfzelle7 kein ”Mittragen” des Lininggerüsts1 hervorrufen. Hierdurch ist unter allen denkbaren Flugzuständen gewährleistet, dass keine relevante Lasteinleitung von der Primärstruktur in die Sekundärstruktur erfolgt. Der umgekehrte Fall, bei dem ein Lastfluss vom Lininggerüst1 in die Rumpfzelle7 erfolgt, ist hingegen möglich. - Die Berechnung der Gurtlänge
34 ,35 muss hierbei für jeden Sitz18 individuell erfolgen. Demzufolge muss die Gurtlänge34 ,35 der Gurte32 ,33 zumindest während des Herstellungsprozesses kontrolliert und darüber hinaus sehr genau einstellbar sein. Gegebenenfalls kann es erforderlich sein, die für die Anbindung der Gurte32 ,33 erforderlichen Anbindungselemente so zu gestalten, dass eine nachträgliche Längeneinstellbarkeit der Gurte32 ,33 gegeben ist, so dass im Zuge von Wartungs- und Instandhaltungsarbeiten eine Längenkorrektur noch möglich ist. - Die Gurte
32 ,33 ermöglichen es, das Lininggerüst1 und insbesondere die Vertikalstützen13 bis16 sowie die Sitzschienen2 bis4 aufgrund der mechanischen Haltewirkung der Gurte32 ,33 mechanisch weniger stabil, also ”leichter” auszulegen, so dass sich eine signifikante Gewichtseinsparung im Verhältnis zu vorbekannten Konstruktionsformen von Lininggerüsten ergibt. Die Gurte32 ,33 sind bevorzugt mit einem mechanisch hochbelastbaren, verwebten Kunststoffmaterial, wie zum Beispiel Dynema®, das eine Breite zwischen 1 cm und 5 cm bei einer Materialstärke von bis zu 5 mm aufweist, gebildet. Alternativ können auch Seile oder Bänder aus diesem Material eingesetzt werden. - Das in der
1 gezeigte Lininggerüst1 setzt sich parallel zur x-Achse über die gesamte Länge der Rumpfzelle7 an beiden Seitenwänden des Flugzeugs fort. Dies bedeutet, dass eine Vielzahl von Gurten, deren Ausgestaltung jeweils der Beschaffenheit der Gurte32 ,33 entspricht, zwischen der oberen Sitzschiene2 und den Spanten angeordnet ist. Bevorzugt sind jeweils mindestens zwei Gurte im Bereich von drei Spantabständen36 vorgesehen. Der Spantabstand36 in der Rumpfzelle7 ist jeweils bevorzugt gleich und beträgt insbesondere 508 mm. Von den angegebenen Werten abweichende Maße können erforderlichenfalls von Vorteil sein. Derartige Sitzanordnungen finden in militärischen Flugzeugen, insbesondere in militärischen Transportflugzeugen verbreitet Anwendung, um den Mittelgang in der Rumpfzelle7 für die Beladung mit sperrigen Gütern, wie zum Beispiel Fahrzeugen, Paletten oder Container frei zu halten. - Die
2 stellt eine Querschnittsdarstellung im Bereich der Schnittlinie II-II der1 mit den im Wesentlichen am Lininggerüst angreifenden Kräften dar. - Im Bereich der Spantes
10 sind die Sitzschienen2 bis4 mittels nicht näher bezeichneter Streben oder dergleichen befestigt. Das Koordinatensystem5 verdeutlicht die Lage im Raum. In den Sitzschienen2 bis4 können die Anbindungselemente (vgl.1 ) bevorzugt in gerasterten Abständen von einem ”Inch” bzw. einem ”Zoll” befestigt werden. Zwischen den Sitzschienen2 und3 sowie im Bereich zwischen den Sitzschienen3 und4 sind Liningplatten37 ,38 angeordnet. Der Gurt27 zur Sitzbefestigung (vgl.1 ) ist der besseren Übersicht wegen nicht dargestellt. Die Liningplatten37 ,38 haben lediglich eine schalldämmende Funktion, können also keine Lasten in nennenswertem Umfang aufnehmen. In der oberen Sitzschiene2 ist eine befestigbare Öse39 als ein Ausführungsbeispiel für ein Anbindungselement für den Gurt33 dargestellt. Der Gurt33 setzt sich nach oben hin fort, bis das Anbindungselement zur Befestigung am Spant10 erreicht ist (nicht dargestellt). Drei Kräfteparallelogramme40 bis42 illustrieren die an den Sitzschienen2 bis4 jeweils im Wesentlichen entlang der y-Achse und der z-Achse angreifenden Kräfte Fy2-4 und Fz2-4 sowie die jeweils Resultierenden Fr2-4. - Die
3 zeigt eine Draufsicht auf das Lininggerüst vom Innenraum der Rumpfzelle aus gesehen. Die Anbindungselemente zur Anbindung der Gurte mit der Rumpfzelle sind mit kleinen, schwarz ausgefüllten Kreisen ohne separate Bezugsziffern symbolisch dargestellt. Die Gurte26 ,27 fangen die Sitzfläche17 ab bzw. stützen den Sitz18 ab. Zu beiden Seiten der Sitzfläche17 sind zwei weitere Sitzflächen43 ,44 angeordnet. - Die Sitzschienen
2 bis4 sind mittels der Vertikalstützen13 bis16 abgestützt. Das gesamte Lininggerüst1 ist durch nicht näher dargestellte Strukturelemente an die Rumpfzelle7 bzw. an die Spanten8 bis11 angebunden. Das gesamte Lininggerüst1 wird im Wesentlichen mit den mechanischen Kräften Fz belastet, die jeweils in entgegengesetzter Richtung zur z-Achse des Koordinatensystems5 wirken. Die Kräfte Fz entstehen unter anderem in dem Fall, wenn die Sitzflächen17 ,43 ,44 mit Personen mit voller Ausrüstung besetzt sind. - Erfindungsgemäß ist zumindest die obere Sitzschiene
2 mit den Gurten32 ,33 über die Anbindungselemente an den mittleren Spanten9 und10 befestigt. Im Bereich zwischen jeweils zwei Vertikalstützen13 bis16 sind bevorzugt jeweils immer mindestens zwei Gurte32 ,33 angeordnet. Eine hiervon abweichende Anzahl und Anordnung von Gurten ist gleichfalls möglich. Die in3 gezeigte Anordnung setzt sich nach beiden Seiten hin über die Gesamtlänge der Rumpfzelle7 hinweg fort. Die drei strichpunktierten Linien repräsentieren die sich infolge der Einwirkung der Kräfte Fz ergebenden Biegelinien45 bis47 der Sitzschienen2 bis4 . Die Durchbiegung der Sitzschienen2 bis4 infolge der Kräfte Fz ist in etwa immer so groß, wie die größte Verformung der Rumpfzelle7 bevor die Gurte32 ,33 zum Tragen kommen, das heißt belastet werden. - Die
4 illustriert schematisch die Funktionsweise der zur Abstützung der oberen Sitzschiene des Lininggerüsts eingesetzten Gurte. - Das Koordinatensystem
5 veranschaulicht die Lage des Lininggerüsts1 im Raum. im unverformten Zustand (”Grundzustand”) der Rumpfzelle7 weist der Spant10 die mit einer durchgezogenen Doppellinie dargestellte Querschnittskontur auf. In diesem Zustand kann der Gurt33 zum Beispiel durch eine sitzende Person hervorgerufene Zugkräfte auf den Spant10 übertragen. Hierdurch ergibt sich eine Entlastung des Lininggerüsts1 , das infolgedessen Gewicht sparender dimensioniert werden kann. - In einem verformten Zustand (”Betriebszustand”) der Rumpfzelle
7 , der zum Beispiel im Flugbetrieb auftritt, weist der Spant10 eine Querschnittskontur auf, die dem Verlauf der gestrichelten Doppellinie entspricht. Der dazugehörige Verformungsgrad ist durch den schwarzen Doppelpfeil mit dem Umformweg ”Δz” symbolisiert. In diesem Fall erschlafft der Gurt33 , wie mit der Schlangenlinie in hoher Strichstärke angedeutet, so dass sich die Primärstruktur in Gestalt des Spants10 nicht auf das Lininggerüst1 in der Funktion als Sekundärstruktur ”abstützen” kann. Die Sitzschienen2 bis4 weisen eine unveränderte Position auf, da die in beiden Zuständen auf sie wirkenden Lasten im Wesentlichen gleich sind. - Mechanische Kräfte können aufgrund der biegeschlaffen Eigenschaften des Gurtes
33 und geeigneter Auslegung der Gurtlänge35 nicht von der Primärstruktur in die Sekundärstruktur übergehen. Dennoch ist eine mechanische Entlastung des Lininggerüsts1 , insbesondere der Vertikalstützen13 bis16 und der Sitzschienen2 bis4 möglich, da vom Lininggerüst1 im Wesentlichen nur Zugkräfte ausgehen, die mittels des Gurtes33 in den Spant10 und damit auf die Primärstruktur übergeleitet werden. Kommt es jedoch zu einer Verformung der Rumpfzelle7 im Flugbetrieb um den Betrag Δz, ist der umgekehrte Kraftfluss ausgeschlossen, da mittels des Gurtes33 nur Zug- aber keine Druckkräfte übertragbar sind. Anderenfalls könnten Kräfte von der Primärstruktur in das Lininggerüst1 übertragen werden, was aus flugsicherheitstechnischen Gründen nicht zulässig ist. Die Längenänderungen Δz betragen in sämtlichen in der Praxis auftretenden Flugzuständen in der Regel weniger als 1 mm. - Bezugszeichenliste
-
- 1
- Lininggerüst (Sekundärstruktur)
- 2
- obere Sitzschiene
- 3
- mittlere Sitzschiene
- 4
- untere Sitzschiene
- 5
- Koordinatensystem
- 6
- rechte Seitenwand (in Flugrichtung)
- 7
- Rumpfzelle (Primärstruktur)
- 8
- Spant
- 9
- Spant
- 10
- Spant
- 11
- Spant
- 12
- Rumpfzellenhaut
- 13
- Vertikalstütze
- 14
- Vertikalstütze
- 15
- Vertikalstütze
- 16
- Vertikalstütze
- 17
- Sitzfläche
- 18
- Sitz (Sitzplatz)
- 19
- Person
- 20
- Anbindungselement (Sitzfläche)
- 21
- Anbindungselement (Sitzfläche)
- 22
- Gurt (Sitz)
- 23
- Gurt (Sitz)
- 24
- Anbindungselement (obere Sitzschiene)
- 25
- Anbindungselement (obere Sitzschiene)
- 26
- Gurt (Lininggerüst)
- 27
- Gurt (Lininggerüst)
- 28
- Kopf
- 29
- Netz
- 30
- Netz
- 31
- Pfeil
- 32
- Gurt (Primärstruktur)
- 33
- Gurt (Primärstruktur)
- 34
- Gurtlänge
- 35
- Gurtlänge
- 36
- Spantabstand
- 37
- Liningplatte
- 36
- Liningplatte
- 39
- Öse
- 40
- Kräfteparallelogramm
- 41
- Kräfteparallelogramm
- 42
- Kräfteparallelogramm
- 43
- Sitzfläche
- 44
- Sitzfläche
- 45
- Biegelinie
- 46
- Biegelinie
- 47
- Biegelinie
Claims (7)
- Lininggerüst (
1 ) für ein Flugzeug, wobei das Lininggerüst (1 ) mindestens drei Sitzschienen (2 ,3 ,4 ) umfasst, die mit einer Vielzahl von Vertikalstützen (13 –16 ) mit einer Rumpfzelle (7 ) des Flugzeugs, insbesondere mit Spanten (8 –11 ), verbunden sind und am Lininggerüst (1 ) eine Vielzahl von Sitzen (17 ) und/oder Liegeflächen angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen einer oberen Sitzschiene (2 ) und der Rumpfzelle (7 ) eine Vielzahl von Gurten (32 ,33 ) angeordnet ist und jeder der Vielzahl von Sitzen (17 ) und/oder Liegeflächen in einem rumpfzellenwandproximalen Abschnitt mit der unteren Sitzschiene (4 ) verbunden ist und in einem rumpfzellenwanddistalen Abschnitt jeweils zwei Anbindungselemente (20 ,21 ) aufweist, von welchen zwei flexible Gurte (22 ,23 ) zu zwei weiteren Anbindungselementen (24 ,25 ) führen, die an der oberen Sitzschiene (2 ) befestigt sind. - Lininggerüst (
1 ) nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen der oberen Sitzschiene (2 ) und den Spanten (8 –11 ), eine Vielzahl von Gurten (32 ,33 ) angeordnet ist. - Lininggerüst (
1 ) nach Patentanspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen jeweils zwei Vertikalstützen (14 ,15 ) mindestens zwei Gurte (32 ,33 ) angeordnet sind. - Lininggerüst (
1 ) nach einem der Patentansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich von mindestens jedem dritten Spant (8 –11 ) der Rumpfzelle (7 ) mindestens eine Vertikalstütze (13 –16 ) angeordnet ist. - Lininggerüst (
1 ) nach einem der Patentansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Gurte (32 ,33 ) mit einem bandförmigen Gewebe mit einem mechanisch hochfesten Kunststoffmaterial, gebildet sind. - Lininggerüst (
1 ) nach einem der Patentansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Spanten (8 –11 ) gleichmäßig, insbesondere in einem Spantabstand (36 ) von etwa 508 mm, zueinander beabstandet angeordnet sind. - Lininggerüst (
1 ) nach einem der Patentansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Gurtlänge (34 ,35 ) der Gurte (32 ,33 ) einstellbar ist.
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---|---|
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Families Citing this family (48)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9586699B1 (en) | 1999-08-16 | 2017-03-07 | Smart Drilling And Completion, Inc. | Methods and apparatus for monitoring and fixing holes in composite aircraft |
US9625361B1 (en) | 2001-08-19 | 2017-04-18 | Smart Drilling And Completion, Inc. | Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials |
DE102007011613B4 (de) * | 2007-01-22 | 2011-07-28 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Beschlag zur Einleitung von hohen Kräften in eine Rumpfzelle eines Flugzeugs |
HUP0700552A2 (en) | 2007-08-27 | 2009-03-30 | Janos Dr Feher | Method and composition inhibiting inflammation |
DE102007043965B3 (de) * | 2007-09-14 | 2009-02-12 | Autoflug Gmbh | Fußstütze für einen Sicherheitssitz |
GB0719272D0 (en) * | 2007-10-04 | 2007-11-21 | Airbus Uk Ltd | Apparatus with damage indication feature |
WO2009054926A2 (en) * | 2007-10-19 | 2009-04-30 | Lord Corporation | Suspension system for aircraft auxiliary power unit with elastomeric member |
FR2930520B1 (fr) * | 2008-04-28 | 2010-08-20 | Eurocopter France | Siege anti-ecrasement d'un vehicule |
DE102008022377B4 (de) | 2008-05-06 | 2014-02-13 | Eurocopter Deutschland Gmbh | Stützstrebe zur Abstützung eines in einem Flugzeugrumpf angeordneten Zwischendecks sowie Verfahren zur Herstellung eines Stangenkörpers für eine solche Stützstrebe |
US8100316B2 (en) * | 2008-05-29 | 2012-01-24 | Airbus Operations Gmbh | Method for joining aircraft fuselage elements by friction stir welding (fsw) |
US8376276B2 (en) | 2008-08-14 | 2013-02-19 | Airbus Operations Gmbh | Load introduction structure, in particular a lining frame, for an aircraft |
DE102008041257B4 (de) * | 2008-08-14 | 2014-08-14 | Airbus Operations Gmbh | Lasteinleitungsstruktur, insbesondere Lininggerüst, für ein Flugzeug |
DE102009006578B4 (de) | 2009-01-29 | 2014-05-22 | Airbus Operations Gmbh | Fahrzeug mit einer Kabine mit Isolierungspaketen und mindestens einem Befestigungselement und Verfahren zum Befestigen von Isolierungspaketen |
DE102009012429B4 (de) | 2009-03-10 | 2012-08-30 | Telair International Gmbh | Bodenmodul eines Frachtdecks im Rumpf eines Flugzeugs |
DE102009012424B4 (de) * | 2009-03-10 | 2014-03-20 | Telair International Gmbh | Frachtraumboden für einen Frachtraum eines Flugzeugs sowie Verfahren zur Montage eines solchen |
DE102009002745B4 (de) * | 2009-04-30 | 2013-10-31 | Airbus Operations Gmbh | Befestigungsanordnung für einen Frachtraumboden eines Flugzeuges und Flugzeug mit einer solchen Befestigungsanordnung |
US8376675B2 (en) | 2009-06-16 | 2013-02-19 | Goodrich, Corporation | Moveable tiedown |
DE102009028529B4 (de) | 2009-08-14 | 2014-05-28 | Airbus Operations Gmbh | Tragschienenvorrichtung zum Tragen eines Moduls eines Luft- und Raumfahrzeugs |
DE102009028532B4 (de) | 2009-08-14 | 2014-05-28 | Airbus Operations Gmbh | Tragschienenvorrichtung zum Tragen eines Moduls eines Luft- und Raumfahrzeugs |
DE102009040472B3 (de) * | 2009-09-08 | 2011-04-14 | Autoflug Gmbh | An einem Gurtgerüst aufgehängter Sicherheitssitz |
EP2542797B1 (de) | 2010-03-01 | 2017-11-22 | Airbus Helicopters | Verbessertes stromabsorptionselement und vorspannungsflansch dafür |
DE102010002494A1 (de) | 2010-03-02 | 2011-09-08 | Zf Lenksysteme Gmbh | Elektrische Hilfskraftlenkung |
US8544796B2 (en) * | 2010-03-23 | 2013-10-01 | Be Aerospace, Inc. | Passenger seat assembly with associated floor panel and aircraft sidewall attachment, and method |
DE102010035787A1 (de) * | 2010-08-30 | 2012-03-01 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugstrukturbaugruppe |
DE102010044048B4 (de) * | 2010-11-17 | 2017-01-12 | Airbus Operations Gmbh | Verbindungsanordnung, Luft- oder Raumfahrzeug, Verfahren zum Abwerfen von Last sowie Verfahren zum Landen |
US20120153080A1 (en) * | 2010-12-20 | 2012-06-21 | Airbus Operations Gmbh | Adapter and method for installing monuments |
GB2488355B (en) * | 2011-02-24 | 2016-02-10 | Np Aerospace Ltd | Seat assembly for a vehicle |
FR2979896A1 (fr) * | 2011-09-08 | 2013-03-15 | Airbus Operations Sas | Element de cadre de fuselage d'aeronef |
DE102011084433A1 (de) | 2011-10-13 | 2013-04-18 | Airbus Operations Gmbh | Komponente, Verstärkungsbauteil, Strukturanordnung, Luft- oder Raumfahrzeug sowie Verfahren |
DE102011084438B3 (de) | 2011-10-13 | 2012-11-29 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zum Herstellen einer Komponente zur Verbindung von Strukturen, Verfahren zum Herstellen einer Strukturanordnung sowie Vorrichtung zum Herstellen einer Komponente zur Verbindung von Strukturen |
DE102011084472B3 (de) * | 2011-10-13 | 2013-01-03 | Airbus Operations Gmbh | Strukturanordnung, Luft- oder Raumfahrzeug sowie Verfahren zum Herstellen einer Strukturanordnung |
DE102011084441A1 (de) | 2011-10-13 | 2013-04-18 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zum Herstellen einer Komponente zur Verbindung von Strukturen, Komponente sowie Strukturanordnung |
DE102012005353A1 (de) | 2012-03-16 | 2013-09-19 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur mit Querprofilen und Fachwerkstruktur |
EP2733061B1 (de) | 2012-11-14 | 2015-03-11 | Airbus Operations GmbH | Befestigungsanordnung zum Anbringen eines Fußbodens |
US8973909B2 (en) | 2013-08-01 | 2015-03-10 | Hendrickson Usa, L.L.C. | Cross arm bushing assembly useful for vehicle suspension |
US9109353B1 (en) * | 2013-08-13 | 2015-08-18 | The Boeing Company | Mounting assembly and method for connecting sidewall panels to a support structure |
CN103600832B (zh) * | 2013-08-23 | 2016-01-13 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种撑杆 |
US9919799B2 (en) | 2014-11-19 | 2018-03-20 | The Boeing Company | Aircraft interior module support system including shared fittings |
CN105711479B (zh) * | 2014-12-05 | 2017-12-05 | 贵州航天天马机电科技有限公司 | 一种防跳动固定机构 |
KR101618704B1 (ko) * | 2015-02-05 | 2016-05-10 | 한화첨단소재 주식회사 | 자동차용 리어 시트백 프레임의 테더 앵커조립체 |
DE102015121018B4 (de) * | 2015-12-03 | 2018-11-29 | Airbus Operations Gmbh | Längenverstellbare Samerstange |
DE102016205934B4 (de) * | 2016-04-08 | 2019-08-29 | Airbus Operations Gmbh | Gelenkvorrichtung und Führungsanordnung |
DE102016115305B4 (de) * | 2016-08-18 | 2021-07-22 | Carl Zeiss Industrielle Messtechnik Gmbh | Koordinatenmessgerät |
CN106672197B (zh) * | 2016-12-26 | 2019-03-19 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种货舱地板纵梁与拦阻墙连接结构 |
EP3378788B1 (de) * | 2017-03-22 | 2021-04-28 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Flugzeug mit rumpfschale mit mindestens einem hohlen trägerelement |
DE102017220378A1 (de) * | 2017-11-15 | 2019-05-16 | Airbus Operations Gmbh | Bodenbaugruppe mit monolithischem Bodenelement sowie Luftfahrzeugbereich und Luftfahrzeug mit einer Bodenbaugruppe |
US10814983B2 (en) * | 2018-04-16 | 2020-10-27 | The Boeing Company | Payload engagement systems, vehicles including the same, and related methods |
EP3708870B1 (de) * | 2019-03-14 | 2021-11-17 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Kraftübertragungssystem |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2391051A (en) * | 1944-02-12 | 1945-12-18 | George H Windsor | Litter supporting apparatus |
US3314720A (en) * | 1965-02-11 | 1967-04-18 | Millington Ralph | Safety troop seat |
Family Cites Families (94)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US571042A (en) * | 1896-11-10 | Clamp-joint | ||
GB349365A (en) * | 1929-07-19 | 1931-05-28 | Bayerische Flugzeugwerke A G | Improvements in or relating to aircraft |
US1774593A (en) * | 1929-11-29 | 1930-09-02 | New Standard Aircraft Corp | Airplane |
US2194483A (en) * | 1939-04-17 | 1940-03-26 | Schmidt Karl | Airplane rib |
US2403881A (en) * | 1944-02-16 | 1946-07-09 | Budd Edward G Mfg Co | Metallic structure |
US2700412A (en) * | 1944-09-15 | 1955-01-25 | Evans Prod Co | Troopship type airplane seat structure |
US2556076A (en) * | 1944-09-15 | 1951-06-05 | Robert B Evans | Troopship type airplane seat structure |
US2642109A (en) * | 1947-12-11 | 1953-06-16 | Goodrich Co B F | Locked bolt |
US2625118A (en) * | 1949-03-22 | 1953-01-13 | Lockheed Aircraft Corp | Aircraft cargo floor |
US2556077A (en) * | 1950-11-27 | 1951-06-05 | Evans Prod Co | Combination seat and bed |
US2789457A (en) * | 1953-04-10 | 1957-04-23 | North American Aviation Inc | Universally floating nut |
US2758365A (en) * | 1953-07-30 | 1956-08-14 | Ricefield Louis | Method of making self-aligning bearings |
US2821129A (en) | 1953-12-14 | 1958-01-28 | Gestetner Ltd | Stencil duplicating machines |
US2920672A (en) * | 1954-09-17 | 1960-01-12 | Elastic Stop Nut Corp | Cylindrical cradle with floating nut and spring pin assembly means |
DE1032464B (de) | 1955-10-22 | 1958-06-19 | Halstenbach & Co | Verfahren zum Umhaekeln eines oder mehrerer elastischer, aus Gummi, Latex od. dgl. bestehenden Fadens oder bestehender Faeden |
GB881932A (en) | 1958-10-06 | 1961-11-08 | Perfect Circle Corp | A spacer-expander for a piston ring assembly |
FR1342927A (fr) | 1963-11-04 | 1963-11-15 | Procédé de surmoulage de pièces injectées | |
US3208496A (en) * | 1963-06-21 | 1965-09-28 | Frederick W Rohe | Heavy load-carrying barrel nut |
DE1972494U (de) | 1964-10-01 | 1967-11-09 | Weberei Zschweigert K G | Barchentgewebebahn. |
US3463424A (en) * | 1968-02-23 | 1969-08-26 | Agricultural Aviat Eng Co | Quick disconnect mechanism for securing auxiliary equipment to an aircraft |
US3806566A (en) * | 1969-01-21 | 1974-04-23 | Dow Chemical Co | Method of filling enclosed spaces with a foam composite |
GB1362949A (en) * | 1970-10-06 | 1974-08-07 | Hawker Siddeley Aviation Ltd | Aircraft |
US3866955A (en) * | 1970-10-06 | 1975-02-18 | Hawker Siddeley Aviation Ltd | Rotary couplings |
US3765026A (en) * | 1970-11-03 | 1973-10-09 | Xerox Corp | Electrographic recording system |
US4005765A (en) * | 1973-04-25 | 1977-02-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Crash load attenuating troop seat |
US3868143A (en) * | 1973-04-25 | 1975-02-25 | Us Navy | Crash load attenuating troop seat |
US4048960A (en) * | 1976-05-05 | 1977-09-20 | Danforth Agri-Resources | Slotted surface flooring for use in animal husbandry |
DE2832098C2 (de) | 1978-07-21 | 1982-06-03 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Anordnung zur Zug- bzw. Längskrafteinleitung bei einem Bauteil in Sandwichbauweise |
US4266381A (en) | 1979-12-03 | 1981-05-12 | Pullman Incorporated | Extruded nonskid treadway |
US4392623A (en) * | 1980-12-22 | 1983-07-12 | The Boeing Company | Fused connection adapted to fail under different overloads acting in different directions |
DE3141869C2 (de) * | 1981-10-22 | 1984-02-02 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Fußbodenkonstruktion für den oberen Laderaum eines Luftfahrzeuges |
FR2599793B1 (fr) * | 1986-06-09 | 1988-10-21 | Aerospatiale | Systeme de bielle destine a resister a un seuil d'efforts longitudinaux |
SU1539430A1 (ru) | 1988-05-12 | 1990-01-30 | Головной проектный институт гражданского строительства, планировки и застройки городов и поселков "Челябинскгражданпроект" | Винтова ст жка |
IT222998Z2 (it) * | 1990-10-18 | 1995-05-12 | Edil Plast Di Savorani Sandra | Travetto modulare, componibile, in materia plastica ad elevata resistenza, particolarmente per la realizzazione di griglie e tamponamenti pedonabili e carrabili. |
JP3208590B2 (ja) * | 1992-02-28 | 2001-09-17 | ソニー株式会社 | シリアル制御装置 |
US5180263A (en) * | 1992-02-28 | 1993-01-19 | Flowers Jr F W | Cargo tiedown anchor |
JPH05269726A (ja) * | 1992-03-25 | 1993-10-19 | Mitsui Constr Co Ltd | 土木建築構造物補強材 |
FR2689951B1 (fr) * | 1992-04-10 | 1995-08-18 | Bertin & Cie | Dispositif de liaison mecanique rigide a coupure de frequence. |
DK53294A (da) * | 1994-05-09 | 1995-11-10 | Hjort Hansen Arne | Aggregat til vægtløs understøtning af genstande |
FR2745260B1 (fr) * | 1996-02-28 | 1998-04-03 | Airbus Ind | Systeme et procede de conversion rapide et reversible d'un avion entre une configuration passagers et une configuration fret |
US6341467B1 (en) * | 1996-05-10 | 2002-01-29 | Henkel Corporation | Internal reinforcement for hollow structural elements |
US5683131A (en) * | 1996-09-05 | 1997-11-04 | The Crosby Group, Inc. | Web sling coupler |
GB2320002A (en) * | 1996-12-04 | 1998-06-10 | British Aerospace | Aircraft landing gear arrangement |
US5931415A (en) * | 1997-05-09 | 1999-08-03 | The Boeing Company | Plug-type overwing emergency exit door assembly |
DE19724941C2 (de) * | 1997-06-12 | 2001-05-10 | Telair Int Gmbh | Einbauvorrichtung für eine Rollenantriebseinheit |
GB9713209D0 (en) * | 1997-06-20 | 1997-08-27 | British Aerospace | Friction welding metal components |
US6421979B1 (en) * | 1999-09-16 | 2002-07-23 | Basf Aktiengesellschaft | Composite constructional element |
US6332301B1 (en) * | 1999-12-02 | 2001-12-25 | Jacob Goldzak | Metal beam structure and building construction including same |
US6454210B1 (en) * | 2000-07-13 | 2002-09-24 | Wesley M. Plattner | Aircraft vent and cargo door locking mechanism |
US6394393B1 (en) * | 2000-08-25 | 2002-05-28 | Skyline Industries, Inc. | Crashworthy aircraft seat |
US6378939B1 (en) * | 2000-09-25 | 2002-04-30 | East/West Industries, Inc. | Variable energy attenuating apparatus |
FR2815933B1 (fr) * | 2000-10-26 | 2003-01-24 | Eads Airbus Sa | Organe et dispositif de transmission d'efforts radiaux entre des regions centrale et d'extremite de cet organe |
US6811861B2 (en) * | 2000-11-28 | 2004-11-02 | Wisconsin Alumni Research Foundation | Structural reinforcement using composite strips |
US6702976B2 (en) * | 2001-01-29 | 2004-03-09 | Witold Sokolowski | Cold hibernated elastic memory self-deployable and rigidizable structure and method therefor |
FR2821129B1 (fr) * | 2001-02-22 | 2003-05-16 | Eads Airbus Sa | Dispositif d'assemblage d'un panneau et d'une structure, apte a transmettre des efforts importants |
US6732976B2 (en) * | 2001-08-01 | 2004-05-11 | Goodrich Hella Aerospace Lighting Systems Gmbh | Device for fastening a first part to a second part |
US6848650B2 (en) * | 2001-10-29 | 2005-02-01 | The Boeing Company | Ground effect airplane |
DE10155925C1 (de) * | 2001-11-14 | 2003-03-20 | Fraunhofer Ges Forschung | Isolierpaket und seine Verwendung |
DE10159067A1 (de) * | 2001-12-01 | 2003-06-26 | Daimler Chrysler Ag | Faserverbund-Crashstruktur |
FR2836963A1 (fr) * | 2002-03-08 | 2003-09-12 | Airbus France | Dispositif de fixation d'un element sur une structure d'aeronef |
FR2836890B1 (fr) * | 2002-03-08 | 2004-06-11 | Airbus France | Dispositif de fixation pour un carenage |
DE10214104C1 (de) * | 2002-03-28 | 2003-12-11 | Airbus Gmbh | Fahrzeugsitz, insbesondere Fluggastsitz |
DE10222196A1 (de) * | 2002-05-18 | 2003-11-27 | Bosch Gmbh Robert | Kraftstoffeinspritzventil für Brennkraftmaschinen |
US7370452B2 (en) * | 2002-09-16 | 2008-05-13 | Rogers Melissa B | Mat assembly for heavy equipment transit and support |
US6769831B2 (en) * | 2002-11-14 | 2004-08-03 | The Boeing Company | Quick-disconnect fastener assembly for installing stowage bins and the like |
DE10319503B4 (de) * | 2003-04-30 | 2009-07-30 | Telair International Gmbh | Frachtdeck für ein Flugzeug |
DE10324648B4 (de) * | 2003-05-30 | 2008-01-10 | Airbus Deutschland Gmbh | Vorrichtung zur Aufnahme von Zurrvorrichtungen für ein Frachtladesystem eines Transportmittels, insbesondere eines Flugzeuges |
US7004068B2 (en) * | 2003-08-08 | 2006-02-28 | Goss International Americas, Inc. | Folder and folding cylinder |
US7021587B1 (en) * | 2004-01-07 | 2006-04-04 | Trutrak Flight Systems, Inc | Dual channel fail-safe system and method for adjusting aircraft trim |
US7407136B2 (en) * | 2004-02-27 | 2008-08-05 | Aerocontrolex Group, Inc. | Static port skin applique apparatus and method |
US6883753B1 (en) * | 2004-03-25 | 2005-04-26 | The Boeing Company | Overhead bin and monument attachment support system |
US7051978B2 (en) * | 2004-03-29 | 2006-05-30 | The Boeing Company | Adaptable payload processes |
US7506855B2 (en) * | 2004-03-29 | 2009-03-24 | The Boeing Company | Non-protruding seat track apparatus |
FR2871436B1 (fr) * | 2004-06-11 | 2007-09-07 | Airbus France Sas | Aeronef muni d'un carenage ventral, et carenage ventral. |
EP1637449B1 (de) | 2004-09-15 | 2008-08-27 | Airbus Deutschland GmbH | Trägersystem zur Aufnahme von Komponenten zum Verschieben, bzw. zur Sicherung von Fracht auf einem Ladedeck |
US7261257B2 (en) * | 2004-11-23 | 2007-08-28 | Helou Jr Elie | Cargo aircraft |
US7434366B2 (en) * | 2005-01-11 | 2008-10-14 | A. Zahner Company | I-beam with curved flanges |
US7594701B2 (en) * | 2005-02-18 | 2009-09-29 | Conax Florida Corporation | Troop seat |
FR2883939B1 (fr) * | 2005-03-29 | 2008-09-05 | Airbus France Sas | Bielle et procede de fabrication d'une telle bielle |
US20060237586A1 (en) * | 2005-04-21 | 2006-10-26 | The Boeing Company | Adjustable attenuation system for a space re-entry vehicle seat |
US7458543B2 (en) * | 2005-06-10 | 2008-12-02 | The Boeing Company | Aerial refueling system |
GB0526084D0 (en) * | 2005-12-21 | 2006-02-01 | Airbus Uk Ltd | An aircraft structure and a fastener for use therewith |
US7374137B2 (en) * | 2006-01-04 | 2008-05-20 | Wayne Staney | Directional support structure |
US7637076B2 (en) * | 2006-03-10 | 2009-12-29 | Vaughn Willaim B | Moment-resistant building column insert system and method |
DE102006019123B4 (de) * | 2006-04-25 | 2012-08-02 | Airbus Operations Gmbh | Bodenstruktur für einen Rumpf |
US7648115B2 (en) * | 2006-06-20 | 2010-01-19 | Deere & Company | Seat slide locator |
WO2008033360A2 (en) * | 2006-09-12 | 2008-03-20 | Sondra Frances Law | System for integrating handicapped accessible seats into aircraft interior configurations |
US7637685B2 (en) * | 2006-10-13 | 2009-12-29 | Valeo Sylvania Llc | Retention member for ball socket joint |
US7784734B2 (en) * | 2006-10-27 | 2010-08-31 | The Boeing Company | Apparatus and method for rigging slaved and actuated panels with external access |
US8910908B2 (en) * | 2006-10-31 | 2014-12-16 | Airbus Operations Gmbh | Two-piece stiffening element |
US7497638B2 (en) * | 2006-11-09 | 2009-03-03 | The Boeing Company | Socket joint for tie-rod attachment system and method |
US8376275B2 (en) * | 2006-12-08 | 2013-02-19 | The Boeing Company | Energy absorbing structure for aircraft |
DE102007011613B4 (de) | 2007-01-22 | 2011-07-28 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Beschlag zur Einleitung von hohen Kräften in eine Rumpfzelle eines Flugzeugs |
US7637686B2 (en) * | 2007-03-02 | 2009-12-29 | The Boeing Company | Swivel fitting attachment apparatus |
-
2007
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Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2391051A (en) * | 1944-02-12 | 1945-12-18 | George H Windsor | Litter supporting apparatus |
US3314720A (en) * | 1965-02-11 | 1967-04-18 | Millington Ralph | Safety troop seat |
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