DE102012202504A1 - Strukturbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug - Google Patents
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Abstract
Strukturbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug Die vorliegende Erfindung betrifft ein Strukturbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einer Außenhaut 10 mit zumindest einem Spantelement 12 zur Versteifung der Außenhaut 10. Das Spantelement 12 ist entsprechend einer inneren Kontur der Außenhaut 10 bogenförmig gekrümmt, wobei das Spantelement 12 eine Mehrzahl von ersten Ausschnitten 15 zur Aufnahme von Längsversteifungen 16 und zumindest einen zweiten Ausschnitt 20 aufweist, welcher zwischen benachbarten ersten Ausschnitten 15 eines oder mehrerer Spantelemente 12 ausgebildet ist. Die Erfindung betrifft des Weiteren ein Luft- oder Raumfahrzeug mit dem erfindungsgemäßen Strukturbauteil.
Description
- Die vorliegende Erfindung betrifft ein Strukturbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug, und insbesondere ein Strukturbauteil, das ein Spantelement aufweist. Weiterhin betrifft die Erfindung ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einem derartigen Strukturbauteil.
- Obwohl auf beliebige Leichtbaustrukturen mit einer versteiften Außenhaut anwendbar, werden die vorliegende Erfindung sowie die ihr zugrunde liegende Problematik in Bezug auf die Innenseite eines Flugzeugrumpfes näher erläutert.
- Üblicherweise werden Rumpfschalen für Flugzeuge in sogenannter Leichtbauweise aus einer Außenhaut hergestellt, die an der Innenseite durch eine Struktur aus in Längsrichtung des Flugzeugs verlaufenden Stringern bzw. Längsversteifungen und quer zur Längsrichtung des Flugzeugs verlaufenden Spanten als Versteifungselemente verstärkt ist. Im Inneren des Flugzeugrumpfes sind Bauteile und Strukturen, die mit der Nutzung des Flugzeugs zusammenhängen, wie z. B. Frachtraum- oder Passagierraumfußböden an den Spanten befestigt.
- Ferner wird der Rumpfdurchmesser durch aerodynamische Anforderungen auf der einen Seite und ein gefordertes Platzangebot für Passagiere auf der anderen Seite bestimmt. Ein zur Verfügung stehender Platz für Struktur-, System- und Kabinenelemente ist stark limitiert. Dieses Volumen kann nur geringfügig genutzt werden, da ein Hauptanteil von Routen bzw. Leitungen in Flugrichtung angeordnet sind und Hinterschneidungen zwischen den Spanten kaum genutzt werden.
- Durch Segregationsvorschriften und dem geringen zur Verfügung stehenden Raum wird die Systemarchitektur erschwert. Darüber hinaus müssen Minimalabstände zur Struktur eingehalten werden. Die Aufnahme der Routen erfolgt punktuell durch Halter. Bei optionalen bzw. kundenspezifischen Systemen müssen Primärhalterpositionen geändert werden. Diese Halter müssen eingemessen und manuell positioniert werden. Kabinenelemente werden nach einer Systeminstallation eingebracht.
- Diese Faktoren führen zu einer Architektur, die einem Zwiebelschichtmodell ähnelt, wobei die Strukturelemente, Systemausrüstung und Kabinenintegration die einzelnen Schichten darstellen.
- Die Installation muss vorwiegend Teil für Teil erfolgen. Dies führt zu einer schlechten Raumausnutzung. Ferner ist die kundenspezifische Anpassung der Primärstruktur fehleranfällig, was zu gesteigerten Fertigungskosten führt.
- Vor diesem Hintergrund ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein verbessertes Strukturbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug bereitzustellen, welches eine bessere Raumausnutzung sowie eine einfachere Anpassung der Primärstruktur ermöglicht.
- Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein Strukturbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
- Die Erfindung schafft ein Strukturbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einer Außenhaut mit zumindest einem Spantelement zur Versteifung der Außenhaut, welches entsprechend einer inneren Kontur der Außenhaut bogenförmig gekrümmt ist. Das Spantelement weist eine Mehrzahl von ersten Ausschnitten zur Aufnahme von Längsversteifungen und zumindest einen zweiten Ausschnitt auf, welcher zwischen benachbarten ersten Ausschnitten eines oder mehrerer Spantelemente ausgebildet ist.
- Das Vorsehen des zumindest einen zweiten Ausschnitts zwischen benachbarten ersten Ausschnitten des Spantelements ermöglicht eine verbesserte Raumausnutzung, da der zumindest eine zweite Ausschnitt zur Durchführung bzw. Halterung von Routen genutzt werden kann.
- Des Weiteren resultiert das Vorsehen von zweiten Ausschnitten in einer Reduzierung des Gewichts des Flugzeugs. Zusätzlich kann eine verbesserte Zugänglichkeit der Spantelemente erreicht werden. Hierdurch können beispielsweise bei Vorsehen einer Mehrzahl von Spantelementen notwendige Spantkupplungen an den jeweiligen zweiten Ausschnitten befestigt und somit eine einfache Montage erreicht werden. Ebenfalls kann durch die verbesserte Zugänglichkeit der Spantelemente die Systeminstallation erleichtert werden. Die Mehrzahl der zweiten Ausschnitte können beispielsweise für die Installation von Haltern ohne das Vorsehen zusätzlicher Bohrungen des Spantelements verwendet werden. Zudem ergibt sich die Möglichkeit für die Verwendung von Click- o. ä. Prinzipien von Haltern. Darüber hinaus kann eine Verringerung von nicht wertschöpfenden Tätigkeiten bei der Montage wie beispielsweise einem Wegfall von Messungen für Bohrungen von Haltern zur Halterung von Routen erreicht werden. Des Weiteren ergibt sich die Möglichkeit einer visuellen Kontrolle von installierten Nieten.
- Vorzugsweise ist vorgesehen, dass der zweite Ausschnitt jeweils als Öffnung in gegenüberliegenden Seitenwänden des Spantelements ausgebildet ist. Dies ermöglicht eine erleichterte Zugänglichkeit des Spantelements.
- In vorteilhafter Weise ist vorgesehen, dass die Öffnung in den gegenüberliegenden Seitenwänden jeweils an gleicher Position angeordnet ist. Der zweite Ausschnitt eignet sich somit ebenfalls zur Halterung der Kabel- bzw. Hydraulikleitungen, so dass gesonderte Halterungen nicht vorgesehen werden müssen. Ferner wird ein einfaches Durchführen von Kabel- bzw. Hydraulikleitungen durch die in gegenüberliegenden Seitenwänden des Spantelements ausgebildeten zweiten Ausschnitte ermöglicht.
- Mit Vorteil ist vorgesehen, dass die Öffnung in den gegenüberliegenden Seitenwänden jeweils an unterschiedlichen Positionen angeordnet ist. Damit kann eine leichtere Zugänglichkeit der Innenwand der der Öffnung gegenüberliegenden Seitenwand ermöglicht werden.
- Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Öffnung in den gegenüberliegenden Seitenwänden entlang einer Querachse des Spantelements ausgebildet ist. Aufgrund der Verlegung der Spantelemente quer zur Flugrichtung können die in Flugrichtung angeordneten Routen geradlinig geführt und durch den zweiten Ausschnitt des Spantelements durchgeführt werden.
- Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Spantelement (
12 ) ein Omega-förmiges, kreisförmiges, elliptisches, rundeckiges oder vieleckiges Profil aufweist. Dies ermöglicht eine Anpassung an jeweilige räumliche oder strukturelle Anforderungen. - Gemäß einem weiteren bevorzugten Ausführungsbeispiel ist vorgesehen, dass der zweite Ausschnitt ausgebildet ist, ein Kupplungselement zur Kupplung benachbarter Spantelemente aufzunehmen. Somit kann eine einfache Befestigung des Kupplungselements an dem Spantelement sowie eine sichere Verbindung benachbarter Spantelemente durch Vorsehen des Kupplungselements erreicht werden. Das Vorsehen eines Flansches bzw. sonstiger Verbindungselemente an den jeweiligen Spantelementen zur Verbindung benachbarter Spantelemente kann somit entfallen.
- Vorzugsweise ist vorgesehen, dass der zweite Ausschnitt ausgebildet ist, Kabel- oder Hydraulikleitungen entlang einer Längsachse des Luft- oder Raumfahrzeugs durch das Spantelement zu führen. Dadurch kann eine optimale Raumausnutzung erreicht werden. Darüber hinaus können die Kabel- oder Hydraulikleitungen geradlinig geführt werden, so dass Verzweigungen bzw. Biegungen der Leitungsführung vermieden werden können.
- Das Strukturbauteil dient so als Halter für die Kabel- oder Hydraulikleitungen, so dass zusätzliche Halter nicht vorgesehen werden müssen.
- Vorzugsweise ist vorgesehen,
dass der zweite Ausschnitt ausgebildet ist, Halter, Beschläge oder sonstige Strukturverbindungselemente zur Befestigung von Komponenten wie insbesondere Gepäckablagefächer oder Seitenwandpaneele aufzunehmen. Aufgrund der verbesserten Zugänglichkeit des Spantelements kann dieses für die Installation der vorstehend genannten Komponenten verwendet werden. - Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Spantelement aus einem kohlenstofffaserverstärkten Kunststoff, einem Metall, einer Metalllegierung oder einem Hybridwerkstoff ausgebildet ist. Dies ermöglicht eine hohe Materialfestigkeit sowie ein geringes Gewicht des Spantelements.
- In vorteilhafter Weise ist des Weiteren ein Luft- oder Raumfahrzeug mit dem erfindungsgemäßen Strukturbauteil vorgesehen.
- Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in den Zeichnungen dargestellt und in der nachfolgenden Beschreibung näher erläutert.
- Von den Figuren zeigen:
-
1 eine schematische Ansicht eines Abschnitts eines Flugzeugrumpfs mit dem erfindungsgemäßen Strukturbauteil gemäß einem bevorzugten Ausführungsbeispiel; -
2 eine schematische Ansicht des erfindungsgemäßen Strukturbauteils gemäß dem bevorzugten Ausführungsbeispiel; -
3 eine schematische Ansicht des erfindungsgemäßen Strukturbauteils gemäß dem bevorzugten Ausführungsbeispiel; und -
4 eine schematische Ansicht einer Mehrzahl von erfindungsgemäßen Strukturbauteilen gemäß einem weiteren bevorzugten Ausführungsbeispiel. - In den Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten.
-
1 zeigt eine schematische Ansicht eines Abschnitts eines Flugzeugrumpfs mit dem erfindungsgemäßen Strukturbauteil. Der Flugzeugrumpf weist eine Außenhaut10 , ein Spantelement12 sowie eine Mehrzahl von Längsversteifungen16 auf. - Die Außenhaut
10 des Flugzeugrumpfs ist bogenförmig gekrümmt. Das Spantelement12 ist quer zur Flugrichtung verbaut und entsprechend einer inneren Kontur der Außenhaut10 ebenfalls bogenförmig gekrümmt. Das Spantelement12 weist gemäß der bevorzugten Ausführungsform in einem Querschnitt des Spantelements12 eine Omega-Form auf. Das Spantelement12 kann jedoch ebenfalls eine beliebige andere Form wie beispielsweise eine viereckige Form, eine viereckige Form mit abgerundeten Kanten, eine Trapezform, eine Trapezform mit abgerundeten Kanten, eine dreieckige Form sowie eine dreieckige Form mit abgerundeten Kanten aufweisen. - Das Spantelement
12 weist ferner eine erste Seitenwand22 und eine zweite Seitenwand23 auf, welche an ihren oberen Enden durch einen waagerechten Abschnitt verbunden sind. Die Seitenwand22 weist überdies an einem der Außenhaut10 benachbarten Abschnitt eine waagerechte Fortsetzung bzw. einen waagerechten Abschnitt auf, welcher durch eine Mehrzahl von beispielsweise Nieten an der Außenhaut10 befestigbar ist. Die zweite Seitenwand23 weist ebenfalls an einem der Außenhaut10 benachbarten Abschnitt eine waagerechte Fortführung bzw. einen waagerechten Abschnitt auf, welcher durch eine Mehrzahl von Nieten an der Außenhaut befestigbar ist. - Das Spantelement
12 weist eine Mehrzahl von ersten Ausschnitten15 und eine Mehrzahl von zweiten Ausschnitten20 auf. Die Mehrzahl von ersten Ausschnitten15 dient der Aufnahme von Längsversteifungen16 . Zwischen benachbarten ersten Ausschnitten15 des Spantelements12 ist jeweils der zweite Ausschnitt20 angeordnet. Die Mehrzahl der ersten Ausschnitte15 ist an die Kontur bzw. Form der jeweiligen Längsversteifungen16 angepasst. - Der zweite Ausschnitt
20 weist gemäß der bevorzugten Ausführungsform eine dreieckige Form auf. Alternativ kann der zweite Ausschnitt20 ebenfalls eine beliebige andere Form wie beispielsweise eine Rundform, eine Ovalform, eine viereckige Form, eine Trapezform o. ä. aufweisen. Der zweite Ausschnitt20 ist hierbei jeweils in den Seitenwänden22 ,23 des Spantelements12 ausgebildet. Der zweite Ausschnitt20 ist insbesondere in einem mittigen Bereich der Seitenwände22 ,23 sowie jeweils in den gegenüberliegenden Seitenwänden22 ,23 an gleicher Position angeordnet. Gemäß1 ist ein einzelnes Spantelement12 dargestellt. Das Spantelement12 weist ein Omega-förmiges Profil auf. Alternativ kann das Strukturbauteil ein kreisförmiges, elliptisches, rundeckiges oder vieleckiges Profil aufweisen. Darüber hinaus kann das Strukturbauteil eine Mehrzahl von Spantelementen12 aufweisen, welche benachbart zueinander angeordnet sind und durch geeignete Spantkupplungen verbunden sind. Ein Längs- und/oder Querprofil des Strukturbauteils kann offen oder geschlossen sein. - Das in
1 dargestellte Strukturbauteil ist entlang einer Längsachse des Flugzeugs in regelmäßigen Abständen angeordnet. Im vorliegenden Fall ist jedoch nur ein Strukturbauteil gezeigt. Durch Vorsehen einer Mehrzahl von Strukturbauteilen in regelmäßigen Abständen entlang der Längsachse des Flugzeugs können die jeweiligen Strukturbauteile durch die in den Strukturbauteilen ausgebildeten zweiten Ausschnitte20 als Halterungen für nicht gezeigte Kabel- oder Hydraulikleitungen verwendet werden. -
2 zeigt eine schematische Ansicht des erfindungsgemäßen Strukturbauteils in einer perspektivischen Seitenansicht gemäß dem bevorzugten Ausführungsbeispiel. In dem vorliegenden Ausführungsbeispiel sind eine Mehrzahl zweiter Ausschnitte20 zwischen benachbarten ersten Ausschnitten15 des Spantelements12 ausgebildet. Ein jeweiliger Ausschnitt der Mehrzahl von zweiten Ausschnitten20 weist eine dreieckige Form auf. Die Orientierung der Dreiecke unterscheidet sich derart voneinander, dass jeweils benachbart zueinander angeordnete Ausschnitte20 in ihrer Orientierung jeweils um 180° gedreht sind. Durch Vorsehen der Mehrzahl von zweiten Ausschnitten20 zwischen jeweils benachbarten ersten Ausschnitten15 des Spantelements12 können dementsprechend eine Mehrzahl von nicht dargestellten Kabel- oder Hydraulikleitungen geführt werden. Die jeweiligen Ausschnitte20 können jedoch ebenfalls eine beliebige andere Form aufweisen. -
3 zeigt eine schematische Ansicht des erfindungsgemäßen Strukturbauteils gemäß dem bevorzugten Ausführungsbeispiel. Gemäß dem Ausführungsbeispiel ist ein einzelnes Spantelement12 des Strukturbauteils dargestellt. Das Spantelement12 weist eine Omega-Form mit zwei gegenüberliegenden Seitenwänden22 ,23 auf. Die Seitenwände22 ,23 sind in dem der Außenhaut10 benachbarten Abschnitt jeweils mit einer Fortführung bzw. einem waagerechten Abschnitt versehen. Die Seitenwänden22 ,23 sind des Weiteren an einem jeweiligen distalen Abschnitt durch einen waagerechten Abschnitt miteinander verbunden. Das Spantelement12 kann jedoch ebenfalls eine beliebige andere Form aufweisen. Mögliche andere Spantformen sind beispielsweise eine viereckige Form, eine viereckige mit abgerundeten Kanten, eine Trapezform, eine Trapezform mit abgerundeten Kanten, und eine dreieckige Form sowie eine dreieckige Form mit abgerundeten Kanten. -
4 zeigt eine schematische Ansicht einer Mehrzahl von Spantelementen12 des Strukturbauteils. Die Mehrzahl von Spantelementen12 ist durch ein Kupplungselement25 zur Kupplung der benachbarten Spantelemente12 verbunden. Das Kupplungselement25 ist derart ausgebildet, dass dieses mit einem jeweiligen zweiten Ausschnitt20 jeweils benachbarter Spantelemente12 verbunden ist. Der Kupplungsmechanismus des Kupplungselements25 ist hier nicht näher dargestellt. Es kann sich beispielsweise um einen Doppel-L-Winkel handeln, welcher beidseitig an den jeweiligen Spantelementen12 , d. h. an jeweiligen Seitenwänden22 ,23 der Spantelemente12 angeordnet ist. Alternativ kann ebenfalls ein anderer geeigneter Kupplungsmechanismus vorgesehen sein. - Das Strukturbauteil bzw. das Spantelement
12 ist aus einem kohlenstofffaserverstärkten Kunststoff ausgebildet. Dies kann beispielsweise sogennannte Pre-Pregg-Werkstoffe, textile Werkstoffe, thermoplastische Werkstoffe, Titanwerkstoffe, Al/Al-Li/Al-Mg-Sc-Werkstoffe umfassen. - Die Spantelemente
12 können an der Außenhaut10 auf verschiedene Weisen befestigt werden. Beispielsweise können die Spanten12 angenietet, angeklebt, angeschweißt oder mit anderen geeigneten nietlosen Verfahren verbunden sein. - Neben der Verwendung der vorliegenden Erfindung in Luft- und Raumfahrzeugen ist ebenfalls eine Anwendung bei Raumstationen, Satelliten, Masten bzw. Türme von Windkraftanlagen sowie im Automobil- und Schiffsbau denkbar.
- Bezugszeichenliste
-
- 10
- Außenhaut
- 12
- Spantelement
- 15
- erster Ausschnitt
- 16
- Längsversteifung
- 20
- zweiter Ausschnitt
- 22
- erste Seitenwand
- 23
- zweite Seitenwand
- 25
- Kupplungselement
Claims (11)
- Strukturbauteil für ein eine Außenhaut (
10 ) aufweisendes Luft- oder Raumfahrzeug mit: zumindest einem Spantelement (12 ) zur Versteifung der Außenhaut (10 ), welches entsprechend einer inneren Kontur der Außenhaut (10 ) bogenförmig gekrümmt ist, wobei das Spantelement (12 ) eine Mehrzahl von ersten Ausschnitten (15 ) zur Aufnahme von Längsversteifungen (16 ) und zumindest einen zweiten Ausschnitt (20 ) aufweist, welcher zwischen benachbarten ersten Ausschnitten (15 ) eines oder mehrerer Spantelemente (12 ) ausgebildet ist. - Strukturbauteil nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Ausschnitt (
20 ) jeweils als Öffnung in gegenüberliegenden Seitenwänden des Spantelements (12 ) ausgebildet ist. - Strukturbauteil nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Öffnung in den gegenüberliegenden Seitenwänden jeweils an gleicher Position angeordnet sind.
- Strukturbauteil nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Öffnung in den gegenüberliegenden Seitenwänden jeweils an unterschiedlichen Positionen angeordnet ist.
- Strukturbauteil nach einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Öffnung in den gegenüberliegenden Seitenwänden entlang einer Querachse des Spantelements (
12 ) ausgebildet ist. - Strukturbauteil nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Spantelement (
12 ) ein Omega-förmiges, kreisförmiges, elliptisches, rundeckiges oder vieleckiges Profil aufweist. - Strukturbauteil nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Ausschnitt (
20 ) ausgebildet ist, ein Kupplungselement (25 ) zur Kupplung benachbarter Spantelemente (12 ) aufzunehmen. - Strukturbauteil nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Ausschnitt (
20 ) ausgebildet ist, Kabel- oder Hydraulikleitungen entlang einer Längsachse des Luft- oder Raumfahrzeugs durch das Spantelement (12 ) zu führen. - Strukturbauteil nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Ausschnitt (
20 ) ausgebildet ist, Halter, Beschläge oder sonstige Strukturverbindungselemente zur Befestigung von Komponenten wie insbesondere Gepäckablagefächer oder Seitenwandpaneele aufzunehmen. - Strukturbauteil nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Spantelement (
12 ) aus einem kohlenstofffaserverstärkten Kunststoff, einem Metall, einer Metalllegierung oder einem Hybridwerkstoff ausgebildet ist. - Luft- oder Raumfahrzeug mit einem Strukturbauteil nach zumindest einem der Ansprüche 1 bis 10.
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US13/770,080 US20130216850A1 (en) | 2012-02-17 | 2013-02-19 | Structural component for an aircraft or spacecraft |
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102019111836A1 (de) * | 2019-05-07 | 2020-11-12 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Profilbauteil zur Verstärkung von Bauteilstrukturen, Bauteilstruktur sowie Herstellungsverfahren hierzu |
Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2015094059A1 (en) * | 2013-12-20 | 2015-06-25 | Saab Ab | Stiffening element and reinforced structure |
US10093406B2 (en) * | 2014-12-10 | 2018-10-09 | The Boeing Company | Aircraft frame for tailstrike angle enhancement |
FR3059302B1 (fr) * | 2016-11-30 | 2019-05-17 | Airbus Operations | Ensemble pour aeronef comprenant un panneau auto-raidi assemble a un element structurel au moyen d'une alternance de nervures terminales et de languettes terminales |
EP3939849A1 (de) * | 2020-07-14 | 2022-01-19 | Photon AG | Versteifungsstruktur und verfahren für die versteifung eines flächenelementes |
US20220016865A1 (en) | 2020-07-14 | 2022-01-20 | Photon AG | Reinforcement structure and process for reinforcement of a panel element |
CN112001032B (zh) * | 2020-08-26 | 2024-04-12 | 北京卫星环境工程研究所 | 基于航天器表面凸出产品的热控多层精细化设计方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3531028A1 (de) * | 1985-08-30 | 1987-03-05 | Velden Alexander Jacobus Maria | Versteifte struktur |
US20080067289A1 (en) * | 2006-09-15 | 2008-03-20 | Airbus France | Splice plate for stringers and orbital joining device |
US20100127128A1 (en) * | 2007-02-21 | 2010-05-27 | Sogeclair | Device for mounting non-dimensioning equipment on the structural frame of a vehicle, vehicle fitted with such device and mounting method |
US20110233336A1 (en) * | 2008-09-23 | 2011-09-29 | AIRBUS OPERATIONS (inc. as a Soc. par ACT. Simpl.) | Fuselage structure for combined fixing of insulation blankets and items of equipment, aircraft incorporating such a structure |
DE102011007235A1 (de) * | 2011-04-12 | 2012-10-18 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines Faserverbundbauteils und Faserverbundbauteil |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1803494A (en) * | 1928-12-20 | 1931-05-05 | Emboutissage Et De Const Mecan | Hollow-frame assembly |
US2389767A (en) * | 1943-09-01 | 1945-11-27 | Budd Edward G Mfg Co | Structural frame |
US2840200A (en) * | 1955-06-30 | 1958-06-24 | Cepco Inc | Structural connector |
US3189138A (en) * | 1961-10-24 | 1965-06-15 | Eastern Prod Corp | Ceiling construction |
US3457688A (en) * | 1965-05-03 | 1969-07-29 | Eastern Prod Corp | Suspended ceiling |
US3390503A (en) * | 1965-09-10 | 1968-07-02 | Armstrong Cork Co | Thermally responsive beam joint |
US3778947A (en) * | 1971-11-03 | 1973-12-18 | Flangeklamp Corp | Fire-rated grid member with controlled expansion means |
US3782055A (en) * | 1972-01-27 | 1974-01-01 | Trend Ceilings Syst Co | Expansion joint assembly for ceiling grid system |
US4019300A (en) * | 1975-08-04 | 1977-04-26 | Roblin Industries, Inc. | Suspended ceiling structure |
US4850172A (en) * | 1986-04-25 | 1989-07-25 | Alcan Aluminum Corporation | Ceiling or like structural system and splice member therefor |
US5149221A (en) * | 1991-12-04 | 1992-09-22 | Cgc Inc. | Angled connection of suspended ceiling tees |
US6648273B2 (en) * | 2001-10-30 | 2003-11-18 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
US6957517B2 (en) * | 2003-08-01 | 2005-10-25 | Worthington Armstrong Venture | Splice plate for faceted radius grid |
US8715560B2 (en) * | 2005-11-10 | 2014-05-06 | The Boeing Company | Method to control thickness in composite parts cured on closed angle tool |
DE102006002248B4 (de) * | 2006-01-17 | 2008-01-03 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturgebende Konstruktion für einen Flugzeugrumpf |
DE102007030026A1 (de) * | 2007-06-29 | 2009-01-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturbauteil mit Spant- und Querträgerelement |
JP4579284B2 (ja) * | 2007-12-07 | 2010-11-10 | 株式会社ブレスト工業研究所 | 継ぎ金具 |
GB0813584D0 (en) * | 2008-07-25 | 2008-09-03 | Airbus Uk Ltd | Method of stiffening a rib |
ES2383424B1 (es) * | 2009-09-29 | 2013-05-03 | Airbus Operations S.L. | Cuaderna de aeronave y metodo de obtencion de la misma |
DE102011102364A1 (de) * | 2011-05-24 | 2012-11-29 | Airbus Operations Gmbh | Freitragendes Kabinenstruktursegment |
-
2012
- 2012-02-17 DE DE102012202504A patent/DE102012202504A1/de not_active Withdrawn
-
2013
- 2013-02-06 EP EP13154124.5A patent/EP2628677B1/de not_active Not-in-force
- 2013-02-19 US US13/770,080 patent/US20130216850A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3531028A1 (de) * | 1985-08-30 | 1987-03-05 | Velden Alexander Jacobus Maria | Versteifte struktur |
US20080067289A1 (en) * | 2006-09-15 | 2008-03-20 | Airbus France | Splice plate for stringers and orbital joining device |
US20100127128A1 (en) * | 2007-02-21 | 2010-05-27 | Sogeclair | Device for mounting non-dimensioning equipment on the structural frame of a vehicle, vehicle fitted with such device and mounting method |
US20110233336A1 (en) * | 2008-09-23 | 2011-09-29 | AIRBUS OPERATIONS (inc. as a Soc. par ACT. Simpl.) | Fuselage structure for combined fixing of insulation blankets and items of equipment, aircraft incorporating such a structure |
DE102011007235A1 (de) * | 2011-04-12 | 2012-10-18 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines Faserverbundbauteils und Faserverbundbauteil |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102019111836A1 (de) * | 2019-05-07 | 2020-11-12 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Profilbauteil zur Verstärkung von Bauteilstrukturen, Bauteilstruktur sowie Herstellungsverfahren hierzu |
FR3095775A1 (fr) * | 2019-05-07 | 2020-11-13 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Elément structurel profilé pour le renforcement de structures composées d’éléments, structure ainsi que procédés de fabrication s’y rapportant |
DE102019111836B4 (de) | 2019-05-07 | 2023-06-29 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Profilbauteil zur Verstärkung von Bauteilstrukturen, Bauteilstruktur sowie Herstellungsverfahren hierzu |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
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EP2628677B1 (de) | 2018-05-16 |
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