Nothing Special   »   [go: up one dir, main page]

WO2010012913A1 - Panneau de protection et train d ' atterrissage le comportant - Google Patents

Panneau de protection et train d ' atterrissage le comportant Download PDF

Info

Publication number
WO2010012913A1
WO2010012913A1 PCT/FR2009/000966 FR2009000966W WO2010012913A1 WO 2010012913 A1 WO2010012913 A1 WO 2010012913A1 FR 2009000966 W FR2009000966 W FR 2009000966W WO 2010012913 A1 WO2010012913 A1 WO 2010012913A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
deformable parts
panel
protection panel
landing gear
deformable
Prior art date
Application number
PCT/FR2009/000966
Other languages
English (en)
Inventor
Franck Dervault
Original Assignee
Airbus Operations S.A.S.
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations S.A.S. filed Critical Airbus Operations S.A.S.
Priority to EP09802561.2A priority Critical patent/EP2307270B1/fr
Priority to US13/056,423 priority patent/US9090338B2/en
Priority to RU2011107296/11A priority patent/RU2517026C2/ru
Priority to CA2732551A priority patent/CA2732551C/fr
Priority to CN200980130619.1A priority patent/CN102112370B/zh
Publication of WO2010012913A1 publication Critical patent/WO2010012913A1/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
    • B64C25/16—Fairings movable in conjunction with undercarriage elements

Definitions

  • the present invention relates to a protection panel and a landing gear module comprising it. It aims to reduce the weight of a protective panel and improve the impact resistance, including tire impacts on a boat panel. It applies thus, in particular, to the aeronautical field.
  • the boat panel positioned at the rear of a landing gear and protecting the fuselage from debris and pebbles raised by the rolling of the tires during takeoff or landing, is made of aluminum and therefore has a coefficient of elongation at break, that is to say the rate of the maximum elongation before rupture, of 9%.
  • the present invention aims to remedy these disadvantages.
  • the present invention aims at a protective panel for a vehicle, characterized in that its external surface comprises at least one composite material and in that said protective panel is mounted, by means of deformable parts, on a support related to the structure of the vehicle, the deformation rate of said deformable parts being adapted to the coefficient of elongation of the outer surface so that said deformable pieces deform before the outer surface is broken. Thanks to these provisions, we benefit from the lightness of the composite material.
  • the deformation of the deformable parts makes it possible, with respect to the rigid supports of the aluminum panels of the prior art, to extension of the deformation of the outer surface over a large area, which, despite the low coefficient of elongation at break (typically less than 2%), improves the impact resistance.
  • the low coefficient of elongation at break is thus compensated by the incorporation of deformable parts.
  • the deformable parts thus form "fusible" parts during the impact.
  • said deformable pieces take the form of clips.
  • said composite material is CFRP (acronym for "carbon fiber reinforced plastic” for carbon fiber reinforced plastic).
  • said support is rigid.
  • the deformable parts are taken up on several stiffening parts of the support. These stiffening pieces are called “smooth” or “frames”.
  • the deformable parts are perpendicular to the outer surface of the panel and adapted to flambe under the effect of impacts.
  • the present invention relates to a landing gear module characterized in that it comprises a landing gear and a protective panel object of the present invention, as briefly described above.
  • the present invention relates to an aircraft, characterized in that it comprises at least one landing gear module as briefly described above.
  • the advantages, aims and special features of this module being similar to those of the panel object of the present invention, as succinctly described above, they are not recalled here.
  • FIG. 1 shows, schematically, a particular embodiment of the landing gear module object of the present invention
  • FIG. 2 shows schematically and in section, a panel deformation obtained by the implementation of the present invention
  • FIG. 3 shows schematically and in section, a particular embodiment of the protection panel object of the present invention
  • FIG. 4 represents, schematically and partially, in perspective, a particular embodiment of the protection panel which is the subject of the present invention.
  • FIG. 1 shows a landing gear module 105 comprising a landing gear 110 and a protection panel 115, also called a "barge board".
  • the front of the aircraft being on the left of Figure 1, it is understood that during the roll, takeoff or landing, the tires 120 of the train 110 can lift debris or pebbles and project them, to the back to the fuselage of the aircraft.
  • the protection panel 115 is intended to protect the fuselage from these impacts.
  • the outer surface 140 of the protection panel 115 is essentially made of a composite material, for example a CFRP obtained by an automatic fiber placement machine in which the layer-to-layer folds are placed using a machine that puts them in a strip.
  • this panel has deformable parts 125 between the outer surface 130, or "skin" of the panel 115 and a rigid support 135 forming a structure of the panel and connected to the structure of the aircraft.
  • the rigid support 135 has rigid internal frames 145.
  • the deformable parts 125 are perpendicular to the outer surface 140 of the protection panel 115 and are adapted to flame under the effect of impacts.
  • the deformable parts have a rate of deformation (in deformation length per unit of applied force) adapted to the coefficient of elongation of rupture of the outer surface so that several deformable parts deform before the outer surface is broken.
  • the breaking force of the outer surface corresponds to a multiple of the force which is sufficient for the deformation of a deformable part, the multiple considered being all the higher as the coefficient of elongation of rupture of the outer surface is weak. For example, when the coefficient of elongation of rupture is halved, this multiple is doubled.
  • the deformable parts 125 thus allow an extension of the panel area which is deformed in case of impact, compared to the rigid structures of the metal bar panels of known type. So that these deformable parts 125 can be deformed in the thickness of the protective panel 115, it is thicker than traditional aluminum panels panels.
  • the low elongation at break of the composite material of the skin less than 2% in the case of the CFRP, is compensated by a significant thickening of the protective panel 115 allowing the deformation of the deformable parts 125.
  • FIG. 2 represents deformation curves of the outer surface of the protective panel, for an aluminum skin, curve 205, and for a panel object of the present invention, curve 210.
  • the curve 205 represents an extension of the deformation limited substantially to the length of a gap between two frames 215, whereas
  • curve 210 represents an extension of the deformation over three intervals between frames 215.
  • FIG. 4 illustrates a respective type of arrangement of the external surface 140, the deformable parts 125 and the frames 145.
  • the parts deformable 125 here take the form of clips perpendicular to the outer surface 140.
  • the frames 145 are adapted to support smooth (not shown).
  • the clips 125 taking up several stiffening pieces (frames 145 or smooth) of the panel 115, form fuse pieces during impact.
  • the clips 125 are weakly resistant to compressive loads perpendicular to the outer surface 140 and so blaze under impact. As exposed with reference to FIG. 2, this makes it possible to stress the skin in out-of-plane flexion over three inter-frames or inter-smooth and thus to greatly reduce the rate of elongation of the skin and, consequently, its risk of rupture. .

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)

Abstract

Le panneau de protection (115) pour véhicule a une surface externe (140) comportant au moins un matériau composite et est monté, par l'intermédiaire de pièces déformables (125), sur un support (135) lié à la structure du véhicule. Les pièces déformables se reprennent sur plusieurs pièces de rigidification (145) du support. Dans des modes de réalisation, les pièces déformables sont perpendiculaires à la surface externe du panneau et adaptées à flamber sous l'effet des impacts. Dans des modes de réalisation, les pièces déformables prennent la forme de clips, le matériau composite est du CFRP et le support est rigide.

Description

PANNEAU DE PROTECTION ET TRAIN D ' ATTERRISSAGE LE COMPORTANT
La présente invention concerne un panneau de protection et un module de train d'atterrissage le comportant. Elle vise à réduire le poids d'un panneau de protection et à améliorer la tenue aux impacts, notamment aux impacts pneu sur un panneau barque. Elle s'applique ainsi, en particulier, au domaine aéronautique. Pour les avions de type connu, le panneau barque, positionné à l'arrière d'un train d'atterrissage et protégeant le fuselage des débris et cailloux soulevés par le roulement des pneus lors du décollage ou de l'atterrissage, est en aluminium et dispose donc d'un coefficient d'allongement à rupture, c'est-à- dire le taux de l'allongement maximum avant rupture, de 9 %. Du fait de la présence de cadres avec retour à la peau en aluminium, qui sont très rigides, lorsque l'on a un impact entre deux cadres, on ne sollicite que la peau sur une distance entre les cadres concernés et on maximise donc l'élongation sur le panneau puisque les cadres n'offrent pas de latitude en déformation radiale.
Cependant, ce panneau métallique est lourd et ne répond donc pas aux besoins actuels d'alléger les avions.
La présente invention vise à remédier à ces inconvénients. A cet effet, la présente invention vise un panneau de protection pour véhicule, caractérisé en ce que sa surface externe comporte au moins un matériau composite et en ce que ledit panneau de protection est monté, par l'intermédiaire de pièces déformables, sur un support lié à ia structure du véhicule, le taux de déformation des dites pièces déformables étant adapté au coefficient d'allongement de rupture de la surface externe afin que plusieurs dites pièces déformables se déforment avant que la surface externe ne se rompe. Grâce à ces dispositions, on bénéficie, de la légèreté du matériau composite. En cas d'impact, la déformation des pièces déformables permet, par rapport aux supports rigides des panneaux en aluminium de l'art antérieur, une extension de la déformation de la surface extérieure sur une grande étendue, ce qui, malgré le faible coefficient d'allongement à rupture (typiquement de moins de 2 %), améliore la tenue aux impacts. Le faible coefficient d'allongement à rupture est ainsi compensé par l'incorporation de pièce déformables. Les pièces déformables forment ainsi des pièces « fusibles » lors de l'impact.
Selon des caractéristiques particulières, lesdites pièces déformables prennent la forme de clips.
Selon des caractéristiques particulières, ledit matériau composite est du CFRP (acronyme de « carbon fibre reinforced plastic » pour plastique renforcé par fibres de carbone).
Selon des caractéristiques particulières, ledit support est rigide.
Selon des caractéristiques particulières, les pièces déformables se reprennent sur plusieurs pièces de rigidification du support. Ces pièces de rigidification sont appelées « lisses » ou « cadres ».
Selon des caractéristiques particulières, les pièces déformables sont perpendiculaires à la surface externe du panneau et adaptées à flamber sous l'effet des impacts.
En effet, l'augmentation de hauteur permet de rendre les pièces déformables nettement moins résistantes à des charges de compression perpendiculaires au fuselage et flambent donc sous l'impact. Cela permet alors de solliciter la surface externe du panneau, ou « peau » en flexion hors plan, par exemple sur trois intervalles entre les éléments de rigidification, au lieu d'un seul dans l'art antérieur. Selon un deuxième aspect, la présente invention vise un module de train d'atterrissage caractérisé en ce qu'il comporte un train d'atterrissage et un panneau de protection objet de la présente invention, tel que succinctement exposé ci-dessus.
Selon un troisième aspect, la présente invention vise un aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un module de train d'atterrissage tel que succinctement exposé ci-dessus. Les avantages, buts et caractéristiques particulières de ce module étant similaires à ceux du panneau objet de la présente invention, tel que succinctement exposé ci-dessus, ils ne sont pas rappelés ici.
D'autres avantages, buts et caractéristiques particulières de la présente invention ressortiront de la description qui va suivre faite, dans un but explicatif et nullement limitatif, en regard des dessins annexés, dans lesquels :
- la figure 1 représente, schématiquement, un mode de réalisation particulier du module de train d'atterrissage objet de la présente invention ;
- la figure 2 représente, schématiquement et en coupe, une déformation de panneau obtenue par la mise en œuvre de la présente invention ;
- la figure 3 représente, schématiquement et en coupe, un mode de réalisation particulier du panneau de protection objet de la présente invention ; et - la figure 4 représente, schématiquement et partiellement, en perspective, un mode de réalisation particulier du panneau de protection objet de la présente invention.
On observe, en figure 1 , un module 105 de train d'atterrissage comportant un train d'atterrissage 110 et un panneau de protection 115, aussi appelé « panneau barque ». L'avant de l'avion étant sur la gauche de la figure 1 , on comprend que lors du roulement, au décollage ou à l'atterrissage, les pneus 120 du train 110 peuvent soulever des débris ou des cailloux et les projeter, à l'arrière, vers le fuselage de l'avion. Le panneau de protection 115 est destiné à protéger le fuselage de ces impacts. Conformément à la présente invention et comme illustré en figure 3, la surface externe 140 du panneau de protection 115 est essentiellement en matériau composite, par exemple en CFRP obtenu par machine à placement automatique de fibres dans lequel on place les plis couche à couche en utilisant une machine qui les place par bandelette. De plus, ce panneau possède des pièces déformables 125 entre la surface externe 130, ou « peau » du panneau 115 et un support rigide 135 formant structure du panneau et lié à la structure de l'avion. Le support rigide 135 comporte des cadres internes 145 rigides. Les pièces déformables 125 sont perpendiculaires à la surface externe 140 du panneau de protection 115 et sont adaptées à flamber sous l'effet des impacts.
Les pièces déformables présentent un taux de déformation (en longueur de déformation par unité de force appliquée) adapté au coefficient d'allongement de rupture de la surface externe afin que plusieurs pièces déformables se déforment avant que la surface externe ne se rompe. En d'autres termes, la force de rupture de la surface externe correspond à un multiple de la force qui suffit à la déformation d'une pièce déformable, le multiple considéré étant d'autant plus élevé que le coefficient d'allongement de rupture de la surface externe est faible. Par exemple, lorsque le coefficient d'allongement de rupture est divisé par deux, ce multiple est doublé.
Les pièces déformables 125 permettent ainsi une extension de la zone du panneau qui est déformée en cas d'impact, par rapport aux structures rigides des panneaux barques métalliques de type connu. Pour que ces pièces déformables 125 puissent se déformer dans l'épaisseur du panneau de protection 115, celui-ci est plus épais que les panneaux barques traditionnels en aluminium.
Ainsi, le faible allongement à rupture du matériau composite de la peau, inférieur à 2% dans le cas du CFRP, est compensé par un épaississement important du panneau de protection 115 permettant la déformation des pièces déformables 125.
La figure 2 représente des courbes de déformation de la surface externe du panneau de protection, pour une peau en aluminium, courbe 205, et pour un panneau objet de la présente invention, courbe 210.
On observe que, pour le même enfoncement de Ia peau :
- la courbe 205 représente une extension de la déformation limitée sensiblement à la longueur d'un intervalle entre deux cadres 215, alors que
- la courbe 210 représente une extension de la déformation sur trois intervalles entre les cadres 215.
La figure 4 illustre un type d'arrangement respectif de la surface externe 140, des pièces déformables 125 et des cadres 145. Les pièces déformables 125 prennent ici la forme de clips perpendiculaires à la surface externe 140. Dans le cas représenté en figure 4, les cadres 145 sont adaptés à supporter des lisses (non représentées).
Les clips 125, se reprenant sur plusieurs pièces de rigidification (cadres 145 ou lisses) du panneau 115, forment des pièces fusibles lors de l'impact. Les clips 125 sont faiblement résistants à des charges de compression perpendiculaires à la surface externe 140 et flambent donc sous l'impact. Comme exposé en regard de la figure 2, cela permet de solliciter la peau en flexion hors plan sur trois inter-cadres ou inter-lisses et donc de réduire fortement le taux d'élongation de la peau et, par conséquent, son risque de rupture.
On observe, en figures 3 et 4, que les cadres flottants 145 passent largement au dessus de la surface externe 140. Par rapport aux panneaux métalliques de l'art antérieur, on passe ainsi de cinq millimètres de jeu à 25, voire 35 millimètres de distance entre la peau et les cadres.

Claims

REVENDICATIONS
1. Panneau de protection (115) pour véhicule, caractérisé en ce que sa surface externe (140) comporte au moins un matériau composite et en ce que ledit panneau de protection est monté, par l'intermédiaire de pièces déformables (125), sur un support (135) lié à la structure du véhicule, les pièces déformables (125) se reprennant sur plusieurs pièces de rigidification (145) dudit support, le taux de déformation des dites pièces déformables étant adapté au coefficient d'allongement de rupture de la surface externe afin que plusieurs dites pièces déformables se déforment avant que la surface externe ne se rompe.
2. Panneau de protection (115) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que lesdites pièces déformables (125) prennent la forme de clips.
3. Panneau de protection (115) selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que lesdites pièces déformables (125) se reprennent sur plusieurs cadres.
4. Panneau de protection (115) selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que lesdites pièces déformables (125) se reprennent sur plusieurs lisses supportées par des cadres.
5. Panneau de protection (115) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les pièces déformables (125) sont montées perpendiculairement à la surface externe (140).
6. Panneau de protection (115) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit matériau composite est du CFRP (acronyme de "carbon fibre reinforced plastic" pour plastique renforcé par fibres de carbone).
7. Panneau de protection (115) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ledit support (135) est rigide.
8. Panneau de protection (115) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que les pièces déformables (125) sont perpendiculaires à la surface externe (140) du panneau et adaptées à flamber sous l'effet des impacts.
9. Module (105) de train d'atterrissage caractérisé en ce qu'il comporte un train d'atterrissage (110) et un panneau de protection (115) selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
10. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un module (105) de train d'atterrissage selon la revendication 9.
PCT/FR2009/000966 2008-07-31 2009-07-31 Panneau de protection et train d ' atterrissage le comportant WO2010012913A1 (fr)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP09802561.2A EP2307270B1 (fr) 2008-07-31 2009-07-31 Panneau de protection et train d'atterrissage le comportant
US13/056,423 US9090338B2 (en) 2008-07-31 2009-07-31 Protection panel and landing gear module comprising it
RU2011107296/11A RU2517026C2 (ru) 2008-07-31 2009-07-31 Защитная панель и содержащее ее шасси
CA2732551A CA2732551C (fr) 2008-07-31 2009-07-31 Panneau de protection et train d'atterrissage le comportant
CN200980130619.1A CN102112370B (zh) 2008-07-31 2009-07-31 保护板和包括该保护板的起落架

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0855310A FR2934562B1 (fr) 2008-07-31 2008-07-31 Panneau de protection et module de train d'atterissage le comportant.
FR0855310 2008-07-31

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2010012913A1 true WO2010012913A1 (fr) 2010-02-04

Family

ID=40404222

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2009/000966 WO2010012913A1 (fr) 2008-07-31 2009-07-31 Panneau de protection et train d ' atterrissage le comportant

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9090338B2 (fr)
EP (1) EP2307270B1 (fr)
CN (1) CN102112370B (fr)
CA (1) CA2732551C (fr)
FR (1) FR2934562B1 (fr)
RU (1) RU2517026C2 (fr)
WO (1) WO2010012913A1 (fr)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2551188A1 (fr) * 2011-07-27 2013-01-30 Airbus Operations S.A.S. Panneau raidi pour aéronef, comprenant des raidisseurs à ames entaillées
WO2013092581A1 (fr) 2011-12-20 2013-06-27 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Sommet pour pneumatique d'avion
WO2013092578A1 (fr) 2011-12-20 2013-06-27 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Sommet pour pneumatique d'avion
WO2013092585A1 (fr) 2011-12-20 2013-06-27 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Sommet pour pneumatique d'avion
WO2016055504A1 (fr) 2014-10-09 2016-04-14 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Bande de roulement pour pneumatique d'avion

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102010018932B4 (de) * 2010-04-30 2013-06-13 Airbus Operations Gmbh Umfangsversteifung für einen Luftfahrzeugrumpf
CN105584628B (zh) * 2015-10-27 2021-03-30 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种护板起落架联动收放装置

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2022212A (en) 1978-05-16 1979-12-12 Renault Bumper device for a motor vehicle
US4460205A (en) 1981-12-21 1984-07-17 Concept Anaylsis Corporation Energy absorbing vehicle bumper assembly
EP0354403A2 (fr) * 1988-08-11 1990-02-14 Deutsche Aerospace Airbus Gesellschaft mit beschränkter Haftung Dispositif pour arrêter une charge
GB2346117A (en) 1999-02-01 2000-08-02 Ford Motor Co Energy absorbing pocket member
EP1464915A1 (fr) * 2003-04-01 2004-10-06 GEKE Technologie GmbH Dispositif de protection contre les mines
WO2005100152A1 (fr) * 2004-04-16 2005-10-27 Airbus Deutschland Gmbh Revetement pour structure d'avion
EP1607272A1 (fr) 2004-06-16 2005-12-21 Jacob Composite GmbH Pièce de construction pour absorbtion d'énergie en cas de collision
FR2871725A1 (fr) * 2004-06-18 2005-12-23 Eads Deutschland Gmbh Composant structurel absorbant les impulsions
WO2008015360A1 (fr) * 2006-08-01 2008-02-07 Airbus France Encadrement de porte pour aeronef

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1894582A (en) * 1931-10-22 1933-01-17 Aviat Patent And Res Corp Retractable landing gear
US3670996A (en) * 1969-10-20 1972-06-20 Boeing Co Landing gear gravel and water deflector
US4408736A (en) * 1981-03-23 1983-10-11 Grumman Aerospace Corporation Landing gear door mud guard
DE3141869C2 (de) * 1981-10-22 1984-02-02 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Fußbodenkonstruktion für den oberen Laderaum eines Luftfahrzeuges
EP0329434B1 (fr) * 1988-02-19 1993-07-28 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Structure textile pour le renforcement d'éléments de construction tels que poutres, en matériau composite, et procédé pour sa production
US5058827A (en) * 1989-12-07 1991-10-22 Mcdonnell Douglas Corporation Super debris deflector
SU1761594A1 (ru) * 1990-12-18 1992-09-15 Ростовское высшее военное командно-инженерное училище ракетных войск Многослойна амортизирующа панель
DE4313592C2 (de) * 1993-04-26 2000-02-17 Daimler Chrysler Aerospace Großraumflugzeug
CN2220970Y (zh) * 1994-09-28 1996-02-28 唐玉林 机动车船飞机弹力保险杠
DE69529453T2 (de) * 1994-12-26 2003-10-02 Honda Giken Kogyo K.K., Tokio/Tokyo Mehrschichtige Platte aus faserverstärktem Kunststoff, und stossdämpfende Struktur
GB0002016D0 (en) * 2000-01-29 2000-03-22 Gkn Westland Helicopters Ltd Method of improving the crashworthiness of an aircraft
JP4380909B2 (ja) * 2000-12-06 2009-12-09 本田技研工業株式会社 繊維強化複合材からなる中空構造物及びその補強物の接合方法
JP4526698B2 (ja) * 2000-12-22 2010-08-18 富士重工業株式会社 複合材成形品及びその製造方法
US6845943B2 (en) * 2002-10-22 2005-01-25 The Boeing Company Apparatuses and methods for preventing foreign object damage to aircraft engines
US7080805B2 (en) * 2004-05-05 2006-07-25 The Boeing Company Stiffened structures and associated methods
US7997529B2 (en) * 2006-01-19 2011-08-16 The Boeing Company Compliant panel for aircraft
DE102006026170B4 (de) * 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
US7997534B2 (en) * 2006-10-13 2011-08-16 Airbus Operations Gmbh Connecting structure for an aircraft or spacecraft and method for producing the same
CN101032947A (zh) * 2007-04-18 2007-09-12 游丽鹏 对碰撞具有缓冲作用的汽车防撞装置
US7946531B2 (en) * 2008-02-14 2011-05-24 The Boeing Company Debris deflecting device, system, and method

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2022212A (en) 1978-05-16 1979-12-12 Renault Bumper device for a motor vehicle
US4460205A (en) 1981-12-21 1984-07-17 Concept Anaylsis Corporation Energy absorbing vehicle bumper assembly
EP0354403A2 (fr) * 1988-08-11 1990-02-14 Deutsche Aerospace Airbus Gesellschaft mit beschränkter Haftung Dispositif pour arrêter une charge
GB2346117A (en) 1999-02-01 2000-08-02 Ford Motor Co Energy absorbing pocket member
EP1464915A1 (fr) * 2003-04-01 2004-10-06 GEKE Technologie GmbH Dispositif de protection contre les mines
WO2005100152A1 (fr) * 2004-04-16 2005-10-27 Airbus Deutschland Gmbh Revetement pour structure d'avion
EP1607272A1 (fr) 2004-06-16 2005-12-21 Jacob Composite GmbH Pièce de construction pour absorbtion d'énergie en cas de collision
FR2871725A1 (fr) * 2004-06-18 2005-12-23 Eads Deutschland Gmbh Composant structurel absorbant les impulsions
WO2008015360A1 (fr) * 2006-08-01 2008-02-07 Airbus France Encadrement de porte pour aeronef

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2551188A1 (fr) * 2011-07-27 2013-01-30 Airbus Operations S.A.S. Panneau raidi pour aéronef, comprenant des raidisseurs à ames entaillées
FR2978372A1 (fr) * 2011-07-27 2013-02-01 Airbus Operations Sas Panneau raidi pour aeronef, comprenant des raidisseurs a ames entaillees
US9126671B2 (en) 2011-07-27 2015-09-08 Airbus Operations S.A.S. Stiff panel for aircraft, comprising stiffeners with notched cores
WO2013092581A1 (fr) 2011-12-20 2013-06-27 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Sommet pour pneumatique d'avion
WO2013092578A1 (fr) 2011-12-20 2013-06-27 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Sommet pour pneumatique d'avion
WO2013092585A1 (fr) 2011-12-20 2013-06-27 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Sommet pour pneumatique d'avion
WO2016055504A1 (fr) 2014-10-09 2016-04-14 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Bande de roulement pour pneumatique d'avion
US10449806B2 (en) 2014-10-09 2019-10-22 Compagnie Generale Des Etablissements Michelin Tread layer for an aircraft tire

Also Published As

Publication number Publication date
FR2934562B1 (fr) 2011-04-22
CA2732551A1 (fr) 2010-02-04
CA2732551C (fr) 2016-12-13
US9090338B2 (en) 2015-07-28
RU2517026C2 (ru) 2014-05-27
CN102112370B (zh) 2015-05-13
FR2934562A1 (fr) 2010-02-05
EP2307270B1 (fr) 2013-05-15
RU2011107296A (ru) 2012-09-10
CN102112370A (zh) 2011-06-29
EP2307270A1 (fr) 2011-04-13
US20110174923A1 (en) 2011-07-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2307270B1 (fr) Panneau de protection et train d'atterrissage le comportant
EP2219941A2 (fr) Dispositif de liaison entre une pièce de structure interne d'un aéronef et le fuselage de celui-ci
EP2304381B1 (fr) Cabine blindee pour vehicule
FR2867554A1 (fr) Dispositif de protection de vehicule militaire ou civil face aux mines a effets de souffle.
FR3075759A1 (fr) Partie anterieure de nacelle d'un ensemble propulsif d'aeronef comportant un element amortisseur
FR3041684A1 (fr) Aube comprenant un bouclier de bord d'attaque et procede de fabrication de l'aube
WO2015097410A1 (fr) Augmentation de la compressibilite d'une poutre de pare-choc
WO2019043313A1 (fr) Ensemble pare-chocs pour vehicule automobile
EP3501991A1 (fr) Partie antérieure de nacelle d'un ensemble propulsif comportant un cadre de rigidification incliné
FR3023250A1 (fr) Traverse transversale de renfort amelioree a rupture programmee
FR3074750A1 (fr) Systeme d'absorption de choc pour vehicule automobile
EP3670221B1 (fr) Sous-ensemble de véhicule automobile comprenent une doublure de hayon et un élément d'inferfaçage d'une zone serrure du hayon
EP2911931B1 (fr) Agencement pour la fixation d'un bac de roue de secours de vehicule automobile
FR2869871A1 (fr) Dispositif de protection et revelation de choc pour chant de structure composite a plis superposes
EP1972527A1 (fr) Carénage de protection moteur renforcé pour véhicule
EP3077761B1 (fr) Vehicule blinde lie a un chassis
EP3774502B1 (fr) Véhicule comprenant un dispositif de protection de batterie destiné à coopérer avec la jante d'une roue
FR3041580A1 (fr) Structure de vehicule comportant un dispositif de renfort et vehicule comportant une telle structure
EP2105375A1 (fr) Traverse inférieure de baie perfectionnée pour protéger les occupants du véhicule en cas de choc frontal
FR3111615A1 (fr) Renfort de liaison entre un pied avant de véhicule automobile et une ligne de brancard dudit véhicule automobile
FR3029851A1 (fr) Traverse de porte allegee
EP3427981B1 (fr) Train arrière de véhicule automobile comprenant des moyens d'absorption de l'énergie d'un choc arrière
EP1874592B1 (fr) Structure de l'avant d'un vehicule automobile
FR3039109B1 (fr) Vehicule comportant un element de blocage d’une roue directionnelle
EP4238834A1 (fr) Ensemble de garniture pour habitacle intérieur de véhicule

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200980130619.1

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 09802561

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009802561

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2732551

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 13056423

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011107296

Country of ref document: RU