ES2351823B1 - Estructura sustentadora para aeronaves. - Google Patents
Estructura sustentadora para aeronaves. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2351823B1 ES2351823B1 ES200703393A ES200703393A ES2351823B1 ES 2351823 B1 ES2351823 B1 ES 2351823B1 ES 200703393 A ES200703393 A ES 200703393A ES 200703393 A ES200703393 A ES 200703393A ES 2351823 B1 ES2351823 B1 ES 2351823B1
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- document
- application
- drawers
- art
- state
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 12
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims abstract description 5
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims abstract description 5
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 6
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 5
- 238000010348 incorporation Methods 0.000 claims description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims 2
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 claims 1
- 210000001503 joint Anatomy 0.000 claims 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract 1
- 101100334009 Caenorhabditis elegans rib-2 gene Proteins 0.000 description 8
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 4
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 3
- 238000005553 drilling Methods 0.000 description 2
- OLEWMKVPSUCNLG-UHFFFAOYSA-N 4-methylthioamphetamine Chemical class CSC1=CC=C(CC(C)N)C=C1 OLEWMKVPSUCNLG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 150000001768 cations Chemical class 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 239000000565 sealant Substances 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 1
- 230000001502 supplementing effect Effects 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/02—Tailplanes
-
- 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
- B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
Estructura sustentadora para aeronaves.#Es aplicable esencialmente a un estabilizador horizontal que incluye dos cajones laterales que confluyen por uno de sus extremos en una zona central común para unirse solidariamente en esa zona central.#Se caracteriza porque ambos cajones se unen mediante una única pieza enteriza que constituye una costilla central con un perfil en forma de doble ?T? solapándose, porciones extremas de confluencia de los cajones laterales sobre las caras interiores de las alas de la costilla central, asegurándose la unión mediante remaches.#Los medios de unión citados permiten fabricar las tres piezas esenciales del estabilizador mediante fibra de carbono lo cual aligerará bastante la estructura de la invención.
Description
Estructura sustentadora para aeronaves.
Objeto de la invención
La presente invención, según se expresa en el enunciado de esta memoria descriptiva, se refiere a una estructura sustentadora para aeronaves que es aplicable esencialmente a un estabilizador horizontal situado en la zona posterior de la aeronave, estabilizador que comprende en principio dos cajones laterales simétricos que se solidarizan mediante unos característicos medios de unión que nos permiten utilizar un único material más ligero, tal como fibra de carbono.
Además, la estructura de la invención presenta un característico diseño que nos permite obtener un mayor rendimiento y efectividad. Antecedentes de la invención
En la actualidad la unión de cajones laterales para estructuras sustentadoras de aeronaves, comprende un cajón central metálico que proporciona unas alas para insertar y remachar los cajones laterales que presentan en todos los casos una estructura plana, normalmente con una inclinación ascendente hacia sus extremos libres.
Otra solución conocida es una unión que incorpora formeros, superiores e inferiores, en material de titanio con un alma de costilla central fabricada en fibra de carbono.
Una tercera solución se refiere a una unión a doble cortadura.
Para ello comprende formeros superiores e inferiores parciales instalados por el interior del cajón con placas exteriores y costilla central en material compuesto, dando lugar a una unión a doble cortadura.
Otra solución conocida es una unión que incluye un formero con varios tramos.
En este caso comprende formeros superiores e inferiores parciales instalados por el exterior del cajón con alma de costilla en material compuesto.
Otra solución es la incorporación de formeros en varias partes con costilla de celosía. En este caso se trata de formeros superiores e inferiores parciales instalados por el exterior del cajón con costilla formada por barras en celosía de material compuesto. Descripción de la invención
La estructura sustentadora para aeronaves que constituye el objeto de la invención se caracteriza porque comprende una única pieza integral central como nexo de unión de unos cajones laterales simétricos para conformar un estabilizador horizontal.
La unión de la pieza integral y cajones laterales se complementa con unos resistentes remaches que se insertan desde el interior, en orificios enfrentados realizados previamente en porciones laminares superpuestas pertenecientes a los tres cuerpos citados.
La pieza central integral comprende una configuración en forma de doble “T” cuyos extremos incorporan unas faldillas, anterior y posterior, ubicadas perpendicularmente en los extremos del alma de esa pieza central, que permiten su unión a los largueros frontal y posterior.
Por otro lado, el conjunto de la estructura sustentadora presenta una característica configuración curvada según una vista frontal, de manera que los cajones laterales poseen en las zonas de confluencia con la pieza central integral partes extremas que contactan complementariamente con las caras internas de las alas del perfil en forma de doble “T” incorporándose los remaches precisamente en estas zonas de contacto.
Así pues, la incorporación de la única pieza enteriza para unir los dos cajones laterales nos permite lo siguiente:
- -
- Unificación de los materiales que inter
vienen (fibra de carbono), llevando el por
centaje de material compuesto al máximo.
- -
- Mejora en los procesos de taladrado y remachado al eliminar los materiales distintos, consiguiendo mejoras en las tolerancias y en ahorro de tiempo en la realización de los orificios, así como una reducción de las no conformidades.
- -
- Mejora importante para el cliente ante
inspecciones y mantenimiento al no in
corporar materiales metálicos.
También se consigue una mejora sustancial en la unión, simplificando el proceso de montaje.
Por último cabe señalar que se elimina prácticamente el taladrado y el remachado interno del cajón, quedando solo la inserción de unos remaches desde el interior, en orificios previamente realizados, y la rotura de los collares por el exterior.
A continuación para facilitar una mejor comprensión de esta memoria descriptiva y formando parte integrante de la misma se acompañan unas figuras en las que con carácter ilustrativo y no limitativo se ha representado el objeto de la invención. Breve descripción de los dibujos
Figura 1.-Muestra una vista frontal de la estructura para aeronaves, objeto de la invención. Es aplicable esencialmente a un estabilizador horizontal.
Figura 2.-Muestra una vista en perspectiva de una parte de la estructura sustentadora de la invención. En esta vista se destacan unos medios para unir dos cajones laterales del estabilizador mediante una característica pieza central unitaria a modo de costilla integral.
Figura 3.-Muestra una vista en proceso de montaje de la costilla integral con respecto a los cajones laterales. Descripción de un ejemplo de realización preferida
Considerando la numeración adoptada en las figuras, la estructura para aeronaves es aplicable esencialmente a un estabilizador horizontal y comprende dos cajones laterales simétricos 1 que se unen mediante una única pieza central 2 constitutiva de una costilla en forma de doble “T”, de manera que unas porciones extremas 3 de los cajones 1 se solapan contra las caras internas de la alas 4 de la costilla 2 aproximándose al alma 5 de dicha pieza central 2.
Estando en esta situación, se asegura la unión de las tres piezas1y2 mediante cuatro zonas de remachado 6 que se insertan en pares de orificios enfrentados realizados previamente en las alas 4 de la costilla central 2 y porciones extremas 3 de los cajones 1.
La costilla central 2 incorpora unas faldillas 7 para la unión a unos largueros, anterior y posterior (no representados en los dibujos), faldillas situadas perpendicularmente en los extremos del alma 5 de la costilla central 2 formando parte integrante de la misma.
Por otro lado, la costilla central 2 aumenta progresivamente su altura desde el extremo posterior hacia el extremo anterior, complementándose esta variación
de altura con las porciones extremas 3 de los cajones laterales 1.
Esencialmente el estabilizador horizontal comprende dos cajones simétricos 1 que presentan un característico arqueamiento ascendente hacia fuera, de manera que en este caso, las porciones extremas 3 que se solapan con las alas 4 de la costilla central 2 se preparan previamente para adaptarse a las alas 4 de la costilla central 2, preparación que consiste sencillamente en aplanar esas porciones extremas 3 para que asienten perfectamente sobre las alas planas 4 de la citada costilla central 2, con lo cual la transición será plana.
Esta transición entre los dos cajones 1 se hace en superficie no mojada no afectando a la aerodinámica.
Así pues, cuando se trata de la aplicación de la invención a un estabilizador horizontal con los cajones arqueados 1 como los descritos, se genera una transición de la superficie de los revestimientos de curvo a plano dentro de los dominios del fuselaje, de tal manera que no impactamos en la aerodinámica de la aeronave. De esta forma conseguimos una superficie preparada para una unión plana en la zona central.
El ángulo de la zona de interface con las alas de la costilla debe asegurar la aproximación de la costilla y de las labores de sellado y suplementado, sin arrastrar el sellante que se incorpora. En la zona delantera este ángulo nos debe asegurar la instalación de la parte frontal delantera de forma adecuada. Los espesores de la costilla central y sus variaciones irán hacia el exterior teniendo en cuenta las filas de remaches con el revestimiento.
Otro detalle a señalar es que la embocadura delantera debe ser suficiente para permitir el acceso y que se inserten los remaches en los respectivos orificios enfrentados, haciéndose la rotura de los collares desde el exterior.
Otro detalle a destacar es que la costilla puede incorporar los rigidizadores y angulares de la parte posterior y de la parte delantera.
Por último debemos indicar también que el montaje debe ser compatible con un sistema de montaje de cajones “contra tolerancia aerodinámica” que localmente (zona de la unión) asegura unas tolerancias exteriores compatibles con las de la costilla. Esto se puede conseguir, o bien mediante suplementado al montaje, habiendo diseñado las piezas para ser compatible con ello, o aplicando a los elementos de apoyo de los revestimientos material de sacrificio a retirar en caso de hacer falta.
Claims (6)
- REIVINDICACIONES
- 1.
- Estructura sustentadora para aeronaves, que siendo aplicable a un estabilizador horizontal que incluye dos cajones laterales que confluyen por uno de sus extremos en una zona central común para unirse solidariamente en esta zona central, se caracteriza porque los dos cajones (1) se unen mediante una única pieza enteriza que constituye una costilla central con un perfil en forma de doble “T”, solapándose porciones extremas de confluencia (3) de los cajones laterales (1) sobre las caras interiores de las alas (4) de la costilla central (2), asegurándose la unión mediante remaches (6).
-
- 2.
- Estructura sustentadora para aeronaves, según la reivindicación anterior, caracterizada porque la costilla central (2) incorpora unas faldillas (7) para la unión a unos largueros, anterior y posterior, faldillas situadas perpendicularmente en los extremos del alma
(5) de la costilla central (2) formando parte integrante de la misma. -
- 3.
- Estructura sustentadora para aeronaves, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque los cajones laterales (1) presentan un perfil arqueado, cuyas porciones extremas de confluencia (3) poseen una configuración plana adaptada a la superficie plana de contacto de las alas (4) de la costilla central (2).
-
- 4.
- Estructura sustentadora para aeronaves, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque la costilla central (2) y al menos las porciones de confluencia (3) de los cajones laterales (1) presentan una configuración en la que aumenta progresivamente su altura desde la zona posterior hacia la zona anterior.
-
- 5.
- Estructura sustentadora para aeronaves, según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque la costilla central (2) y cajones laterales (1) están fabricadas en un mismo material de fibra de carbono.
OFICINA ESPAÑOLA DE PATENTES Y MARCASN.º solicitud: 200703393ESPAÑAFecha de presentación de la solicitud: 21.12.2007Fecha de prioridad:INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TECNICA51 Int. Cl. : B64C1/26 (01.01.2006)DOCUMENTOS RELEVANTES- Categoría
- Documentos citados Reivindicaciones afectadas
- X
- NIU, MICHAEL C. Y: "Airframe Structural Design"; febrero 2002 (02-2002), HONG-KONG CONMILIT PRESS, ltd. HONG-KONG, segunda edición, ISBN 962-7128-09-0; páginas 282-283; figuras 8.6.3 (a)-(b). 1,3
- E
- WO 2008152248 A2 (AIRBUS FRANCE) 18.12.2008, página 6, línea 6 – página 7, línea 6; página 8, líneas 1-10; página 9, líneas 3-13; página 10, líneas 3-13; figuras 2-5. 1-3
- A
- FR 966757 A (CLAVEAU) 18.10.1950, página 2, columna derecha, línea 49 – página 3, columna izquierda, línea 5; figuras 13-14. 1-3
- A
- US 2838260 A (CHRISTENSEN) 10.06.1958, figuras 3-4. 1,3
- Categoría de los documentos citados X: de particular relevancia Y: de particular relevancia combinado con otro/s de la misma categoría A: refleja el estado de la técnica O: referido a divulgación no escrita P: publicado entre la fecha de prioridad y la de presentación de la solicitud E: documento anterior, pero publicado después de la fecha de presentación de la solicitud
- El presente informe ha sido realizado • para todas las reivindicaciones • para las reivindicaciones nº:
- Fecha de realización del informe 21.01.2011
- Examinador L. Dueñas Campo Página 1/4
INFORME DEL ESTADO DE LA TÉCNICANº de solicitud: 200703393Documentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación) B64C Bases de datos electrónicas consultadas durante la búsqueda (nombre de la base de datos y, si es posible, términos debúsqueda utilizados) INVENES, EPODOCInforme del Estado de la Técnica Página 2/4OPINIÓN ESCRITANº de solicitud: 200703393Fecha de Realización de la Opinión Escrita: 21.01.2011Declaración- Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)
- Reivindicaciones Reivindicaciones 4-5 1-3 SI NO
- Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)
- Reivindicaciones Reivindicaciones 4-5 1-3 SI NO
Se considera que la solicitud cumple con el requisito de aplicación industrial. Este requisito fue evaluado durante la fase de examen formal y técnico de la solicitud (Artículo 31.2 Ley 11/1986).Base de la Opinión.-La presente opinión se ha realizado sobre la base de la solicitud de patente tal y como se publica.Informe del Estado de la Técnica Página 3/4OPINIÓN ESCRITANº de solicitud: 2007033931. Documentos considerados.-A continuación se relacionan los documentos pertenecientes al estado de la técnica tomados en consideración para la realización de esta opinión.- Documento
- Número Publicación o Identificación Fecha Publicación
- D01
- NIU, MICHAEL C. Y: "Airframe Structural Design"; febrero 2002 (02-2002), HONG-KONG CONMILIT PRESS, ltd. HONG-KONG, segunda edición, ISBN 962-7128-09-0; páginas 282-283; figuras 8.6.3 (a)-(b).
- D02
- WO 2008152248 A2 (AIRBUS FRANCE) 18.12.2008
- D03
- FR 966757 A (CLAVEAU) 18.10.1950
- D04
- US 2838260 A (CHRISTENSEN) 10.06.1958
- 2. Declaración motivada según los artículos 29.6 y 29.7 del Reglamento de ejecución de la Ley 11/1986, de 20 de marzo, de Patentes sobre la novedad y la actividad inventiva; citas y explicaciones en apoyo de esta declaraciónLa solicitud de invención presentada contiene una reivindicación principal o independiente de aparato y cuatro reivindicaciones más dependientes de la anterior. Dicha invención define como objeto técnico de la misma, según se expresa en las primeras líneas de la reivindicación principal, una estructura sustentadora para aeronaves; dicho objeto técnico se centra funcionalmente o como aplicación, según se continúa en el preámbulo de dicha reivindicación principal, en el campo de los estabilizadores horizontales para aeronaves. Igualmente, y como establece el solicitante en el preámbulo de dicha reivindicación principal, la invención incluye como parte del estado de la técnica de dicho campo tecnológico la incorporación de sendos cajones laterales que confluyen por sus extremos en una zona central común, por la que se unen solidariamente. La parte esencial de la invención que destaca el solicitante como novedosa frente al estado de la técnica de cara a resolver el problema técnico planteado y, por tanto, las características técnicas substanciales del aparato que de manera necesaria o suficiente afrontan dicho problema técnico, establecidas según el solicitante en la parte caracterizadora de la reivindicación independiente, comprende el que los dos cajones se unen mediante una única pieza enteriza constituida por una costilla central con perfil en forma de doble T, en la que se solapan las porciones extremas de confluencia de los cajones sobre las alas. El documento D01 se considera el estado de la técnica más próximo. Este documento es una literatura no patente sobre el diseño estructural del fuselaje y forma parte del mismo sector técnico; presenta en las páginas 282 y 283 un modo de unión del ala al cajón central del fuselaje mediante una costilla raíz en sección de doble T, a cuyas alas se fijan los cajones del ala. El documento D01 es, por tanto, relevante en lo que concierne a esta reivindicación 1. El documento D02 está también bastante relacionado con la solicitud de invención presentada y también forma parte del mismo sector tecnológico. Se trata de un documento de solicitud de patente internacional con prioridad francesa y que designa a España; muestra, especialmente en las figuras 2 y 3, un elemento estructural en forma de costilla con sección en doble T y alas frontales y posteriores para la sujeción de los cajones de la estructura del ala al cajón central. El documento D02 es, por tanto, relevante en lo que concierne a esta reivindicación 1. En cuanto a las reivindicaciones dependientes 2-5 podrían encontrarse descritas en alguno de los documentos citados, al menos en sus características técnicas esenciales, o bien, no tomando en consideración aquellas características técnicas estimadas como ampliamente conocidas en el estado de la técnica o que pueden ser meras yuxtaposiciones de otras características de diseño propias del desarrollo o trabajo técnico normal y no inventivo de un experto en la materia, dichas reivindicaciones dependientes 2-5 podrían presentar un reducido contenido de salto inventivo que fuera susceptible de ampliar o complementar el correspondiente de la reivindicación principal. El documento D03 está también bastante relacionado con la solicitud de invención presentada y también forma parte del mismo sector tecnológico. Se trata de un documento francés y muestra, especialmente en las figuras 13-14, una unión a tope de las hileras de tubos que soportan estructuralmente las alas, unidas por la parte central del fuselaje mediante una hilera rigidizada y continua de manguitos metálicos que hacen tope con cada tubo a modo de costilla. Por tanto, el documento D03 refleja el estado de la técnica de dicha reivindicación independiente. El documento D04 está también bastante relacionado con la solicitud de invención presentada y también forma parte del mismo sector tecnológico. Se trata de un documento estadounidense y muestra, especialmente en las figuras 3-4, una pieza de unión de la raíz del ala al fuselaje en forma de C. Por tanto, el documento D04 refleja también el estado de la técnica de dicha reivindicación independiente.Informe del Estado de la Técnica Página 4/4
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES200703393A ES2351823B1 (es) | 2007-12-21 | 2007-12-21 | Estructura sustentadora para aeronaves. |
| US12/073,770 US8091829B2 (en) | 2007-12-21 | 2008-03-10 | Lifting structure for aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES200703393A ES2351823B1 (es) | 2007-12-21 | 2007-12-21 | Estructura sustentadora para aeronaves. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2351823A1 ES2351823A1 (es) | 2011-02-11 |
| ES2351823B1 true ES2351823B1 (es) | 2011-12-05 |
Family
ID=40787442
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES200703393A Expired - Fee Related ES2351823B1 (es) | 2007-12-21 | 2007-12-21 | Estructura sustentadora para aeronaves. |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8091829B2 (es) |
| ES (1) | ES2351823B1 (es) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11414173B2 (en) * | 2018-12-26 | 2022-08-16 | Airbus Operations (S.A.S.) | Aircraft wing unit comprising two wings attached to one another |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2391102B1 (es) * | 2010-01-14 | 2013-10-09 | Airbus Operations, S.L. | Disposicion de union de dos cajones de material compuesto con una pieza intermedia y procedimiento de fabricacion de dicha pieza intermedia |
| ES2392617B1 (es) * | 2010-01-15 | 2013-11-21 | Airbus Operations S.L. | Disposición de unión de los cajones laterales de un estabilizador horizontal de cola con un cajón central tubular y procedimiento de fabricación de dicho cajón. |
| ES2372849B1 (es) | 2010-03-25 | 2012-12-13 | Airbus Operations, S.L. | Estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave mediante un herraje triforme de materiales compuestos no metálicos. |
| US9434466B2 (en) | 2011-11-30 | 2016-09-06 | Airbus Sas | Component having a box structure for an airplane airfoil |
| RU2481243C1 (ru) * | 2012-01-31 | 2013-05-10 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Крыло самолета и узел стыка его консолей |
| GB201217801D0 (en) * | 2012-10-05 | 2012-11-14 | Airbus Operations Ltd | An aircraft structure |
| CN103434636B (zh) * | 2013-09-03 | 2016-08-17 | 中国商用飞机有限责任公司 | 连接飞机垂尾的机身对接结构及包括机身对接结构的飞机 |
| CN104494808B (zh) * | 2014-12-23 | 2017-01-04 | 无锡透平叶片有限公司 | 一种易于钛合金锻件高筋成形的结构 |
| EP3040268A1 (en) * | 2014-12-30 | 2016-07-06 | Airbus Operations, S.L. | Stringer stiffened aircraft composite structures |
| EP4089009A1 (en) * | 2021-05-14 | 2022-11-16 | Airbus Operations, S.L.U. | A method for assembling an aircraft lifting surface |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR966757A (fr) * | 1939-11-29 | 1950-10-18 | Perfectionnements dans la propulsion et la construction des avions | |
| US2567124A (en) * | 1946-05-10 | 1951-09-04 | Curtiss Wright Corp | Airfoil construction |
| US2838260A (en) * | 1953-08-06 | 1958-06-10 | Northrop Aircraft Inc | Wing mount with floating center section |
| US4481703A (en) * | 1980-02-25 | 1984-11-13 | Rockwell International Corporation | Method of making rib structures for an airfoil |
| US4662587A (en) * | 1981-09-30 | 1987-05-05 | The Boeing Company | Composite for aircraft wing and method of making |
| US5098037A (en) * | 1989-11-06 | 1992-03-24 | The B. F. Goodrich Company | Structural airfoil having integral expulsive system |
| US6386481B1 (en) * | 2001-01-08 | 2002-05-14 | Patria Finavicomp Oy | Arrangement for fastening stringers to aircraft wing ribs |
| JP2004025946A (ja) * | 2002-06-24 | 2004-01-29 | Honda Motor Co Ltd | 航空機の翼構造 |
| US6945727B2 (en) * | 2002-07-19 | 2005-09-20 | The Boeing Company | Apparatuses and methods for joining structural members, such as composite structural members |
| FR2916417B1 (fr) * | 2007-05-23 | 2009-07-24 | Airbus France Sas | Element structural d'aeronef situe a l'interface entre une aile et le fuselage |
-
2007
- 2007-12-21 ES ES200703393A patent/ES2351823B1/es not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-03-10 US US12/073,770 patent/US8091829B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11414173B2 (en) * | 2018-12-26 | 2022-08-16 | Airbus Operations (S.A.S.) | Aircraft wing unit comprising two wings attached to one another |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US8091829B2 (en) | 2012-01-10 |
| ES2351823A1 (es) | 2011-02-11 |
| US20090159742A1 (en) | 2009-06-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2351823B1 (es) | Estructura sustentadora para aeronaves. | |
| ES2210059T3 (es) | Elemento estructural para un avion. | |
| ES2382765B1 (es) | Diseño de cuadernas de aeronave | |
| ES2274502T3 (es) | Estructura de entrada de aire para motor de aeronave. | |
| ES2364109B1 (es) | Un herraje delantero de trimado y su ensamblaje a la unión a tracción de los dos cajones laterales del estabilizador horizontal de un avión | |
| ES2346834B1 (es) | Estructura de costilla para cajones de torsion de un ala o de un estabilizador de una aeronave. | |
| ES2682220T3 (es) | Grupo constructivo de soporte modular para un vehículo de motor | |
| ES2316257A1 (es) | Cono de cola para aeronave con carena movil y estructura de soporte de unidad auxiliar de energia y de sus elementos anexos. | |
| ES2376098B1 (es) | Procedimiento de ensamblaje de secciones de fuselaje de una aeronave. | |
| JP5009283B2 (ja) | 航空機のエンジン取り付け構造体 | |
| ES2376089T3 (es) | Borde de ataque para empenajes y alas de aeronave. | |
| EP2027012B1 (en) | Tail structure for an aircraft or spacecraft | |
| JP4954283B2 (ja) | 航空機胴体の組立構造 | |
| ES2399173T3 (es) | Mamparo de presión para avión | |
| ES2475491B1 (es) | Pala de turbina eólica | |
| US20060288856A1 (en) | Modular armor assembly and method for using the modular armor assembly | |
| ES2796230T3 (es) | Estructura de carrocería delantera de un vehículo | |
| ES2317762A1 (es) | Carena ventral para un avion. | |
| AR027697A1 (es) | Miembro estructural de canal cerrado que presenta refuerzo interno para montaje de carroceria y chasis del vehiculo | |
| ES2300184A1 (es) | Disposicion para acoplar un pivote de acoplamiento para un estabilizador horizontal trimable al fuselaje de cola de una aeronave. | |
| JP2008509319A (ja) | 航空機用エンジンアセンブリ | |
| BRPI0712309A2 (pt) | estrutura de fuselagem e método para a produção de uma estrutura de fuselagem | |
| WO2013128054A2 (es) | Estructura de refuerzo integrada en estructura interna de aeronave en material compuesto | |
| ES2672528T3 (es) | Sección de fuselaje de aeronave | |
| ES2308518T3 (es) | Aleta de aumento de sustentacion movil, de borde de ataque, de un ala principal del grupo sustentador de una aeronave. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| FG2A | Definitive protection |
Ref document number: 2351823 Country of ref document: ES Kind code of ref document: B1 Effective date: 20111205 |
|
| FD2A | Announcement of lapse in spain |
Effective date: 20210915 |