DE19509340A1 - Strukturelement - Google Patents
StrukturelementInfo
- Publication number
- DE19509340A1 DE19509340A1 DE19509340A DE19509340A DE19509340A1 DE 19509340 A1 DE19509340 A1 DE 19509340A1 DE 19509340 A DE19509340 A DE 19509340A DE 19509340 A DE19509340 A DE 19509340A DE 19509340 A1 DE19509340 A1 DE 19509340A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- structural element
- element according
- fiber composite
- metallic
- composite material
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/20—Integral or sandwich constructions
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Description
Die Erfindung betrifft ein Strukturelement in Leicht
bauweise, insbesondere für den Einsatz in der Verkehrs
technik.
Derartige Strukturelemente stellen beispielsweise die
Tragflächen und Leitwerke von Flugzeugen dar. Mit Hilfe
dieser Bauelemente werden die zum Fliegen erforder
lichen Auf- und Abtriebskräfte erzeugt. Der Querschnitt
dieser Bauelemente wird dazu benutzt, die Auftriebs
kräfte und Abtriebskräfte zum Rumpf des Flugzeuges zu
übertragen, wobei sowohl eine Kraftübertragung als auch
eine Übertragung von Momenten erfolgt. Bekannt ist es,
die betreffenden Bauelemente, die in der Regel eine in
lotrechter Richtung oben angeordnete Oberschale und
eine in lotrechter Richtung unten angeordnete Unter
schale aufweisen, entweder aus metallischen Werkstoffen
oder aus Faserverbundwerkstoffen aufzubauen. Beide
Materialarten haben spezielle Eigenschaften, die bei
einem Einsatz im Flugzeug sowohl Vorteile als auch
Nachteile bedingen.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Struk
turelement der einleitend genannten Art derart zu kon
struieren, daß eine gewichtssparende und kostengünstige
Konstruktion durch optimale Ausnutzung der jeweiligen
Werkstoffeigenschaften ermöglicht wird.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß
Teilbereiche dieses Strukturelementes aus mindestens
einem metallischen Werkstoff und andere Teilbereiche
aus mindestens einem Faserverbundwerkstoff bestehen.
Durch diese Materialkombination wird ausgenutzt, daß
sich die üblicherweise in der Leichtbautechnik, insbe
sondere im Bereich von Flugzeugkonstruktionen verwende
ten Werkstoffe bezüglich ihrer Eigenschaften bei der
Übertragung von Zug- und Druckkräften nachhaltig unter
scheiden. Bei einem Flugzeugflügel werden die im Be
reich der Unterseite angeordneten Werkstoffe aufgrund
der Flügelbelastungen im Flug überwiegend auf Zug bean
sprucht, die im Bereich der Flügeloberseite einge
setzten Werkstoffe werden im Flug hingegen überwiegend
druckbeaufschlagt. Bei dem Strukturelement nach der
Erfindung ist es nunmehr möglich, für jeden dieser
unterschiedlich beanspruchten Teilbereiche einen an die
herrschenden Belastungen optimal angepaßten Werkstoff
vorzusehen. Es wird somit die konventionelle Konstruk
tionsweise verlassen, bei der für ein gesamtes Struk
turelement, beispielsweise das gesamte Flugzeugtrag
element, sowohl im Bereich der Oberschale als auch im
Bereich der Unterschale Metall oder Faserverbundwerk
stoffe verwendet werden.
Zur optimalen Ausnutzung der Materialeigenschaften
metallischer Werkstoffe insbesondere wegen ihrer weit
gehenden Ermüdungsfreiheit bei wiederkehrender Druck
beaufschlagung ist gemäß der bevorzugten Ausführungs
form der Erfindung vorgesehen, daß der metallische
Werkstoff im überwiegend druckbeaufschlagten Teil
bereich des Strukturelementes nach der Erfindung ein
gesetzt wird.
Eine Nutzung günstiger Materialeigenschaften von Faser
verbundwerkstoffen, insbesondere wegen ihrer hohen Un
empfindlichkeit gegenüber häufig wiederkehrenden Zugbe
anspruchungen, erfolgt dadurch, daß in vorteilhafter
Weiterbildung der Erfindung das Faserverbundmaterial im
überwiegend zugkraftbeaufschlagten Teilbereich dieses
Strukturelementes eingesetzt wird.
Eine konstruktiv leichte Ausführungsform wird dadurch
erreicht, daß der metallische Werkstoff aus einer Alu
miniumlegierung besteht. Andererseits können besonders
hohe Festigkeitsanforderungen dadurch erfüllt werden,
daß der metallische Werkstoff aus einer Titanlegierung
besteht.
Für spezielle Anwendungsfälle ist es im Rahmen der Er
findung weiterhin möglich, als metallischen Werkstoff
eine Stahllegierung vorzusehen.
Eine besonders gewichtsgünstige Konstruktion für die
Erfüllung der geforderten Lebensdauer der zugbean
spruchten Teilbereiche des erfindungsgemäßen Struktur
elementes wird dadurch erreicht, daß der
Faserverbundwerkstoff z. B. aus kohlenstoffaserver
stärktem Kunststoff besteht.
Ein Hauptanwendungsgebiet des Strukturelementes nach
der Erfindung wird dadurch erschlossen, daß dieses den
Tragflügel eines Flugzeuges bildet. In gleicher Weise
ist es möglich, daß ein derartiges Strukturelement als
Höhenleitwerk eines Flugzeuges Verwendung findet.
In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfin
dung schematisch dargestellt. Es zeigen
Fig. 1 eine Vorderansicht eines Flugzeuges mit einge
zeichneten Kraftbelastungen im Bereich einer
der Tragflächen und im Bereich des Höhenleit
werkes und
Fig. 2 einen schematischen Querschnitt durch einen
Teil eines Strukturelementes eines solchen
Flugzeuges.
Gemäß Fig. 1 ist ein Flugzeug 1 mit einem aus Trag
flächen 2 bestehenden Tragflügel, einem Höhenleitwerk 3
sowie Triebwerken 4 ausgestattet. Das Höhenleitwerk 3
und die Tragflächen 2 sind jeweils über einen Rumpf 5
verbunden. In Fig. 2 ist am Beispiel einer der Trag
flächen 2 dargestellt, daß sowohl das Höhenleitwerk 3
als auch die Tragflächen 2 jeweils kraftübertragende
Strukturelemente bilden, die aus je einer Oberschale 6
und einer Unterschale 7 bestehen.
Im Bereich der Tragflächen 2 und des Höhenleitwerkes 3
in Fig. 1 sind jeweils Auftriebskräfte 8, 9 und Ab
triebskräfte 10, 11 eingezeichnet, die aus der jeweili
gen Strömungsbelastung dieser Bauelemente im Flug re
sultieren. Im Bereich der Tragflächen 2 ist erkennbar,
daß die Auftriebskräfte 8 größer als die Abtriebskräfte
10 sind. Im Bereich des Höhenleitwerkes 3 sind die Ab
triebskräfte 11 größer als die Auftriebskräfte 9. Im
Bereich der Tragflächen 2 hat dies zur Folge, daß deren
Oberschale 6 überwiegend mit Drucklasten beaufschlagt
wird, die Unterschale 7 jedoch überwiegend mit Zug
lasten. Im Bereich des Höhenleitwerkes 3 liegen umge
kehrte Verhältnisse vor.
Diejenige der Schalen 6, 7 der Tragflächen 2 sowie des
Höhenleitwerks 3, die überwiegend mit Zugkräften be
lastet wird, wird jeweils aus einem Werkstoff in Faser
verbundbauweise ausgebildet. Andererseits wird die
jenige Schale, die überwiegend druckbelastet wird, aus
einem metallischen Werkstoff gefertigt. Für den Bereich
der Tragflächen 2 bedeutet dies, daß die Oberschale 6
aus einer vorzugsweise hoch festen Metallegierung be
steht und die Unterschale 7 aus Faserverbundwerkstoff,
während im Fall des Höhenleitwerks 3 die Oberschale aus
Faserverbundwerkstoff und die Unterschale aus einem
Metall besteht. Als metallische Werkstoff können bei
spielsweise Aluminiumlegierungen, Titanlegierungen oder
auch Stahllegierungen verwendet werden. Als faserver
stärkte Werkstoffe kommen vorzugsweise kohlenstoffaser
verstärkte Kunststoffe (CFK) in Frage, aber auch Bor-,
Glas- oder Synthesefasern mit unterschiedlichen Träger
materialien.
Durch eine solchermaßen angepaßte Materialauswahl an
die jeweils überwiegend vorliegenden Belastungsarten
ist es möglich, derartige Strukturelemente optimal zu
dimensionieren und damit eine erhebliche Gewichts
reduzierung und Kostenersparnis zu erzielen. Darüber
hinaus läßt sich auf diese Weise eine verbesserte
Toleranz dieser Bauteile gegenüber der Existenz von
Kerben bei häufig wiederkehrenden Belastungen
erreichen, die sowohl herstellungsbedingt als auch be
triebsbedingt sein können.
In Abhängigkeit vom Einsatzzweck des jeweiligen Bau
teils ist dabei zu analysieren, ob überwiegend Druck
kräfte oder überwiegend Zugkräfte auftreten, und in
Abhängigkeit von diesem Ergebnis wird für das be
treffende Bauteil die geeignete Materialkombination aus
metallischen Werkstoffen und faserverstärkten Werk
stoffen festgelegt.
Claims (11)
1. Strukturelement in Leichtbauweise, insbesondere für
den Einsatz in der Verkehrstechnik, dadurch gekenn
zeichnet, daß Teilbereiche (6) des Strukturele
mentes aus wenigstens einem metallischen Werkstoff
und andere Teilbereiche (7) aus einem Faserverbund
werkstoff bestehen.
2. Strukturelement nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß der metallische Werkstoff in über
wiegend druckbeaufschlagten Teilbereichen (6) vor
gesehen ist.
3. Strukturelement nach Anspruch 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, daß der Faserverbundwerkstoff in
überwiegend zugbeanspruchten Teilbereichen (7) vor
gesehen ist.
4. Strukturelement nach einem der Ansprüche 1 bis 3 in
Form eines Flugzeugtragelementes mit einer in lot
rechter Richtung oben angeordneten Oberschale und
eine in lotrechter Richtung unten angeordnete
Unterschale, dadurch gekennzeichnet, daß eine der
Schalen (6, 7) aus metallischem Werkstoff und die
andere der Schalen (6, 7) aus Faserverbundwerkstoff
besteht.
5. Strukturelement nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
dadurch gekennzeichnet, daß der metallische Werk
stoff aus einer Aluminiumlegierung besteht.
6. Strukturelement nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet, daß der metallische Werk
stoff aus einer Titanlegierung besteht.
7. Strukturelement nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
dadurch gekennzeichnet, daß der metallische Werk
stoff aus einer Stahllegierung besteht.
8. Strukturelement nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
dadurch gekennzeichnet, daß der Faserverbundwerk
stoff aus kohlenstoffaserverstärktem Kunststoff
besteht.
9. Strukturelement nach einem der Ansprüche 1 bis 8,
dadurch gekennzeichnet, daß der Faserverbundwerk
stoff aus Bor-, Glas- oder Synthesefaser verstärktem
Kunststoff besteht.
10. Strukturelement nach einem der Ansprüche 1 bis 9,
dadurch gekennzeichnet, daß die Schalen (6, 7) einen
Tragflügel (2) eines Flugzeuges (1) bilden, wobei
die Oberschale (6) aus metallischem Werkstoff und
die Unterschale (7) aus Faserverbundwerkstoff be
steht.
11. Strukturelement nach einem der Ansprüche 1 bis 10,
dadurch gekennzeichnet, daß die Schalen ein Höhen
leitwerk (3) eines Flugzeuges (1) bilden, wobei die
Oberschale aus Faserverbundwerkstoff und die Unter
schale aus metallischem Werkstoff besteht.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19509340A DE19509340C2 (de) | 1995-03-15 | 1995-03-15 | Strukturelement |
DE59611147T DE59611147D1 (de) | 1995-03-15 | 1996-02-01 | Flugzeugtragelement |
EP96101397A EP0732262B1 (de) | 1995-03-15 | 1996-02-01 | Flugzeugtragelement |
ES96101397T ES2233950T3 (es) | 1995-03-15 | 1996-02-01 | Estructura de soporte de avion. |
US08/614,796 US5806798A (en) | 1995-03-15 | 1996-03-07 | Bending beam type structural component especially aircraft component |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19509340A DE19509340C2 (de) | 1995-03-15 | 1995-03-15 | Strukturelement |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE19509340A1 true DE19509340A1 (de) | 1996-09-19 |
DE19509340C2 DE19509340C2 (de) | 1998-12-03 |
Family
ID=7756717
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19509340A Expired - Fee Related DE19509340C2 (de) | 1995-03-15 | 1995-03-15 | Strukturelement |
DE59611147T Expired - Lifetime DE59611147D1 (de) | 1995-03-15 | 1996-02-01 | Flugzeugtragelement |
Family Applications After (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE59611147T Expired - Lifetime DE59611147D1 (de) | 1995-03-15 | 1996-02-01 | Flugzeugtragelement |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5806798A (de) |
EP (1) | EP0732262B1 (de) |
DE (2) | DE19509340C2 (de) |
ES (1) | ES2233950T3 (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102009033163A1 (de) * | 2009-04-22 | 2010-11-04 | Becker Marine Systems Gmbh & Co. Kg | Ruderflosse |
DE102010048365A1 (de) * | 2010-10-13 | 2012-04-19 | Airbus Operations Gmbh | Flächengebilde und Flugzeugrumpf mit einem derartigen Flächengebilde |
Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
ES2168027B1 (es) | 1998-12-18 | 2003-10-01 | Airbus Espana Sl | Un procedimiento de union a traccion-compresion de caracter desmontable y/o fijo para aplicar a materiales compuestos. |
US6116539A (en) * | 1999-03-19 | 2000-09-12 | Williams International Co. L.L.C. | Aeroelastically stable forward swept wing |
US7563497B2 (en) * | 2004-12-27 | 2009-07-21 | Mkp Structural Design Associates, Inc. | Lightweight, rigid composite structures |
US7387277B2 (en) | 2004-12-29 | 2008-06-17 | The Boeing Company | Aircraft wing composed of composite and metal panels |
US7490539B2 (en) | 2005-07-22 | 2009-02-17 | Mkp Structural Design Associates, Inc. | Lightweight composite armor |
US7694621B1 (en) | 2005-07-22 | 2010-04-13 | Mkp Structural Design Associates, Inc. | Lightweight composite armor |
JP5196658B2 (ja) * | 2006-01-11 | 2013-05-15 | ザ・ボーイング・カンパニー | 複合材料と金属とのパネルより構成された航空機の翼 |
FR2927606B1 (fr) * | 2008-02-15 | 2010-07-30 | Airbus France | Fuselage d'aeronef en materiau composite a tenue au crash amelioree |
DE102008047793B4 (de) | 2008-09-17 | 2017-03-30 | Airbus Defence and Space GmbH | Lasteinleitungselement |
GB201207525D0 (en) | 2012-04-30 | 2012-06-13 | Airbus Operations Ltd | Morphing aerofoil |
US10442520B1 (en) | 2018-03-23 | 2019-10-15 | Northrop Grumman Systems Corporation | Enhanced wing efficiency via differential thermal coefficient of expansion spar caps |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2657832A1 (de) * | 1976-12-21 | 1978-06-22 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Schaekel |
DE2721651A1 (de) * | 1977-05-13 | 1978-11-23 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Tragfluegelhauptanschluss fuer luft- und raumfahrzeuge |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE418854C (de) * | 1923-09-09 | 1925-02-04 | Claudius Dornier Dipl Ing | Tragflaeche fuer Flugzeuge |
US2652897A (en) * | 1950-03-31 | 1953-09-22 | Curtiss Wright Corp | Propeller blade construction |
US2728702A (en) * | 1951-07-13 | 1955-12-27 | Lockheed Aircraft Corp | Composite cellular plastic structure |
GB761132A (en) * | 1953-05-04 | 1956-11-14 | Tentest Fibre Board Co Ltd | Building board assemblies |
US3020986A (en) * | 1958-08-18 | 1962-02-13 | Gen Dynamics Corp | Composite structural panel |
US3910531A (en) * | 1972-10-17 | 1975-10-07 | Aerospatiale | Shell-type structure for light aircraft |
GB2041861B (en) * | 1979-02-09 | 1983-04-13 | Boeing Co | Composite honeycomb core structures and single stage hot bonding method of producing such structures |
US4411380A (en) * | 1981-06-30 | 1983-10-25 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Metal matrix composite structural panel construction |
US4741945A (en) * | 1986-07-30 | 1988-05-03 | Arco Chemical Company | Automotive trim panel |
-
1995
- 1995-03-15 DE DE19509340A patent/DE19509340C2/de not_active Expired - Fee Related
-
1996
- 1996-02-01 DE DE59611147T patent/DE59611147D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1996-02-01 EP EP96101397A patent/EP0732262B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1996-02-01 ES ES96101397T patent/ES2233950T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1996-03-07 US US08/614,796 patent/US5806798A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2657832A1 (de) * | 1976-12-21 | 1978-06-22 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Schaekel |
DE2721651A1 (de) * | 1977-05-13 | 1978-11-23 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Tragfluegelhauptanschluss fuer luft- und raumfahrzeuge |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102009033163A1 (de) * | 2009-04-22 | 2010-11-04 | Becker Marine Systems Gmbh & Co. Kg | Ruderflosse |
US8720359B2 (en) | 2009-04-22 | 2014-05-13 | Becker Marine Systems Gmbh & Co. Kg | Rudder fin |
DE102010048365A1 (de) * | 2010-10-13 | 2012-04-19 | Airbus Operations Gmbh | Flächengebilde und Flugzeugrumpf mit einem derartigen Flächengebilde |
DE102010048365B4 (de) * | 2010-10-13 | 2012-08-23 | Airbus Operations Gmbh | Flächengebilde und Flugzeugrumpf mit einem derartigen Flächengebilde |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0732262A2 (de) | 1996-09-18 |
EP0732262A3 (de) | 1998-01-07 |
US5806798A (en) | 1998-09-15 |
ES2233950T3 (es) | 2005-06-16 |
EP0732262B1 (de) | 2004-11-17 |
DE19509340C2 (de) | 1998-12-03 |
DE59611147D1 (de) | 2004-12-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE102007011618B4 (de) | Crashpaddel zur Verstärkung einer primären Rumpfstruktur eines Flugzeugs | |
EP2331318B1 (de) | Faserverbundbauteil zur energieabsorption im crash-fall für ein luft- oder raumfahrzeug, rumpfstrukturabschnitt eines luft- oder raumfahrzeugs und luft- oder raumfahrzeug | |
DE102006051989B4 (de) | Versteifte Beplankung für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einem Laminat-Stringer hoher Steifigkeit | |
DE19509340C2 (de) | Strukturelement | |
DE102010014265B4 (de) | Türrahmenanordnung mit einer Tür für einen Rumpf insbesondere für Luft- oder Raumfahrzeuge | |
DE102011017460A1 (de) | Faserverbundbauteil, Flügelspitzenverlängerung und Flugzeug mit einem Faserverbundteil | |
DE102009026458A1 (de) | Strukturbauteil und Herstellungsverfahren für ein Strukturbauteil | |
EP1714866B1 (de) | Als Träger in Schalenbauweise ausgebildeter Tragflügel eines Flugzeugs | |
DE102012000564A1 (de) | Urformwerkzeug und Verfahren für die Fertigung eines aus faserverstärktem Kunststoff bestehenden aerodynamisch geformten Luftfahrzeugbauteils | |
DE102008012282A1 (de) | Rumpfstruktur für Flugzeug | |
DE102011121054A1 (de) | Riblet-Struktur auf einer Strömungsfläche, Verfahren zum Herstellen einer Riblet-Struktur auf einer Strömungsfläche und Verwendung von Verstärkungselementen in Riblets für eine Strömungsfläche | |
EP1666354B1 (de) | Strukturbauteil, Verfahren zum Herstellen eines Strukturbauteils und Verwendung eines Strukturbauteils für eine Flugzeugschale | |
DE2721651A1 (de) | Tragfluegelhauptanschluss fuer luft- und raumfahrzeuge | |
DE102018210119A1 (de) | Faserverbundkörper sowie Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundkörpers | |
DE102017102563A1 (de) | Oberer Längsträger als Teil einer Tragstruktur eines Wagenkastens für ein Schienenfahrzeug zur Personenbeförderung | |
DE102013208278A1 (de) | Faserverbundbauteil für ein Fahrzeug | |
AT410656B (de) | Trag- bzw. führungsvorrichtung für flugzeugkomponenten | |
DE102013107849A1 (de) | Faserverbundstruktur und Verfahren zur Herstellung | |
DE7911430U1 (de) | Elastisches Lager | |
WO2011066950A1 (de) | Flugzeugrumpfbauteil | |
DE3900167A1 (de) | Luftfahrzeugrumpf | |
DE102011084441A1 (de) | Verfahren zum Herstellen einer Komponente zur Verbindung von Strukturen, Komponente sowie Strukturanordnung | |
DE6916307U (de) | Druckzylinder | |
DE102011113742A1 (de) | Träger | |
DE3702936A1 (de) | Faserverbundwerkstoff |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLERCHRYSLER AEROSPACE AIRBUS GMBH, 21129 HAMBU |
|
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: EADS AIRBUS GMBH, 21129 HAMBURG, DE |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: AIRBUS DEUTSCHLAND GMBH, 21129 HAMBURG, DE |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS GMBH, 21129 HAMBURG, DE |
|
R119 | Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee | ||
R119 | Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee |
Effective date: 20141001 |