Un fuselaje de aeronave, que comprende: una sección de cuerpo cilíndrico (34) que tiene un revestimiento que está formado por material compuesto que tiene unas fibras de refuerzo (44) que están embebidas en una matriz; un primer corte (52a) y un segundo corte (52b) que se forman en la sección de cuerpo cilíndrico en una relación de yuxtaposición uno con respecto a otro; una trayectoria de cargas directa que se extiende de una forma sustancialmente continua desde una porción inferior (76) de la sección de cuerpo cilíndrico en general por debajo del primer corte hasta una porción superior (74) de la sección de cuerpo cilíndrico en general por encima del segundo corte, caracterizado por que: el primer y el segundo cortes tienen, cada uno, una forma general de rombo que incluye un segmento lateral que está orientado generalmente en paralelo con respecto a la trayectoria de cargas directa; al menos una porción de las fibras está orientada generalmente en paralelo con respecto al segmento lateral y se extiende desde una posición por debajo de un extremo inferior (60b) del primer corte hasta una posición por encima de un extremo superior (60a) del segundo corte.
A method of forming cutouts in an aircraft fuselage may include forming a first cutout and a second cutout in side-by-side relation to one another in a side region of the fuselage. The method may further include configuring the first cutout and the second cutout such that a direct load path extends along the side region substantially continuously from a lower portion of the side region generally under the first cutout to an upper portion of the side region generally over the second cutout.
Ventana en forma de rombo para un fuselaje metálico y/o de material compuesto
2017-10-13
Patent
Elektronische Ressource
Spanisch
IPC: | B64C AEROPLANES , Flugzeuge |
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