專利名稱：由復(fù)合材料制成的飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種由復(fù)合材料制成的飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)，特別是用于航空結(jié)構(gòu)的機身或用于類似的飛行器結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
航空結(jié)構(gòu)的設(shè)計目標(biāo)是優(yōu)化它們的最小重量，同時滿足強度和剛度標(biāo)準(zhǔn)。由于這種需求，因此在飛行器的內(nèi)部結(jié)構(gòu)中(尤其是在構(gòu)成飛行器機身的主結(jié)構(gòu)中)越來越廣泛地使用復(fù)合材料，因此，與金屬制造的相同結(jié)構(gòu)的傳統(tǒng)設(shè)計相比，通過合宜地應(yīng)用所述復(fù)合材料，除了別的之外，可以實現(xiàn)重量的顯著減輕。由復(fù)合材料制成的形成飛行器機身的主結(jié)構(gòu)包括蒙皮(skin)、桁梁(stringer)和框架構(gòu)件。蒙皮利用桁梁縱向地加固，由復(fù)合材料制成，以便實現(xiàn)所述蒙皮的重量優(yōu)化。 進而，相對于上述桁梁橫向布置的復(fù)合材料的框架結(jié)構(gòu)防止機身總體失穩(wěn)并且同時幫助實現(xiàn)蒙皮的優(yōu)化，且具有將局部傳入負(fù)載轉(zhuǎn)移到飛行器的整個主結(jié)構(gòu)的功能。復(fù)合材料制成的飛行器機身主結(jié)構(gòu)的蒙皮可制造成單個360度的構(gòu)件(所謂的“一次性成型(one-shot)蒙皮”)，這種蒙皮為圓錐形或圓柱形，或者可以多個鑲板(panel)的形式單獨制造，在隨后的階段中，這些鑲板機械地連接在一起(所謂的“鑲板式蒙皮”)。在這兩種情況中，即一次性成型蒙皮和鑲板式蒙皮，由復(fù)合材料制成的縱向桁梁都可以與復(fù)合的涂覆蒙皮共同粘合(co-bonded)并且共同固化(co_cured)。此外，由復(fù)合材料制成的框架構(gòu)件也可以與所述涂覆蒙皮共同粘合或共同固化，從而在不需鉚接接頭的情況下，獲得具有由蒙皮、桁梁和框架構(gòu)件構(gòu)成的一體化復(fù)合材料的主結(jié)構(gòu)的最終裝配。術(shù)語“一體化結(jié)構(gòu)”用于表示這樣一種結(jié)構(gòu)，其中，不同的組成部件同時在單個工藝中制成，且無需使用任何類型的接頭或鉚釘。因此，獲得一體化類型的結(jié)構(gòu)是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的另一優(yōu)點，因為所述金屬結(jié)構(gòu)顯然不可能在單個的一體化工藝中制成。與需要組裝大量的單獨部件的類似非一體化金屬結(jié)構(gòu)相比，復(fù)合材料的一體化結(jié)構(gòu)實現(xiàn)了重量的減輕以及因此成本的降低。在構(gòu)成飛行器機身的結(jié)構(gòu)中，在多數(shù)情況下需要在蒙皮中設(shè)置大尺寸的開口，其目的是允許進入飛行器結(jié)構(gòu)的內(nèi)部，或者允許飛行器的其它結(jié)構(gòu)部件穿過。這些開口減弱了飛行器機身結(jié)構(gòu)的強度，因此需要通過附加的結(jié)構(gòu)元件來加固所述開口。在金屬型結(jié)構(gòu)中，這些開口必須由鉚接至所討論的結(jié)構(gòu)的不同部件和輔助金屬元件加固。當(dāng)所有的組裝操作積累在一起時，單獨制造這些部件中的每一個以及通過鉚接接頭和輔助部件來組裝這些部件在一些情況下會造成重量的增加，特別是造成成本的增加。在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)行業(yè)中，通常的做法是利用由橫梁和框架構(gòu)件組成的類似框架的結(jié)構(gòu)對所述開口進行加固，橫梁和框架構(gòu)件由金屬或復(fù)合材料制成，這些元件進而通過不同的連接部件連接在一起，所述連接部件利用鉚釘將這些元件連接至結(jié)構(gòu)的其余部分。此外，在這種類型的結(jié)構(gòu)中，必須增加蒙皮在靠近所設(shè)置的開口的區(qū)域中的厚度，以使所述區(qū)域得到更強的加固。這種類型的加固件造成的問題是，其增加了基本結(jié)構(gòu)的額外部件的數(shù)量并且還增加了重量，直到在開口區(qū)域中達到所需的蒙皮厚度，所有這些都明顯地導(dǎo)致更高的成本。此外，如前所述，在大多數(shù)情況下，制造和組裝這些結(jié)構(gòu)費力且高度人工化，因為這些結(jié)構(gòu)的大規(guī)模生產(chǎn)是不可能的。因此期望的是，在形成飛行器機身的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的開口區(qū)域中具有用于加固所述開口的結(jié)構(gòu)，其中，去除了由橫梁和框架構(gòu)件構(gòu)成的框架以及用于執(zhí)行上述連接的所有部件。還期望的是，將所述開口的加固件整合在制造工藝中，并且因此減少組裝操作的次數(shù)。本發(fā)明的目的是解決這些問題。

發(fā)明內(nèi)容
因此，本發(fā)明的一個目的是提供一種用于在復(fù)合材料的飛行器主結(jié)構(gòu)中形成的開口的加固結(jié)構(gòu)，使得所述主結(jié)構(gòu)包括蒙皮、相對于飛行器的飛行方向成橫向的框架構(gòu)件、以 及相對于飛行器的飛行方向成縱向的桁梁。優(yōu)選地，這些開口形成在所述主框架的蒙皮內(nèi)。根據(jù)本發(fā)明，用于加固這些開口的結(jié)構(gòu)包括-沿著開口的邊緣的周緣加固元件；-布置在所討論的開口的兩個橫向側(cè)上的至少一對橫向加固元件；-布置在所討論的開口的兩個縱向側(cè)上的至少一對縱向加固元件。根據(jù)本發(fā)明，在用于制造蒙皮的相關(guān)過程中，通過共同粘合或共同固化而一體地形成并作為一個構(gòu)件形成沿飛行器主框架的開口的邊緣的周緣加固元件。根據(jù)本發(fā)明的加固結(jié)構(gòu)的橫向加固元件重現(xiàn)主結(jié)構(gòu)的在其上布置有橫向加固元件的那些元件的幾何構(gòu)形，使得它們通過共同粘合或共同固化工藝而位于所述元件上方。此外，根據(jù)本發(fā)明，縱向加固元件設(shè)計成在構(gòu)成所述開口的邊界的區(qū)域中具有較大厚度，使得所述設(shè)計從制造主結(jié)構(gòu)的相關(guān)過程直接獲得，因此共同粘合或共同固化在所述結(jié)構(gòu)中。這樣，獲得了已去除附加元件和部件的最終的飛行器結(jié)構(gòu)，其中形成了已提高結(jié)構(gòu)效率且已優(yōu)化成本效率的一體化結(jié)構(gòu)。參照附圖，本發(fā)明的其它特征性特性和優(yōu)點將通過以下本發(fā)明主題的實施例的非限制性實例的詳細描述而體現(xiàn)。


圖Ia和圖Ib示出了根據(jù)已知現(xiàn)有技術(shù)的飛行器機身內(nèi)部主結(jié)構(gòu)的主要部件以及形成在所述機身中的開口的加固區(qū)域。圖2以示意性形式示出了用于形成在根據(jù)本發(fā)明的飛行器主結(jié)構(gòu)中的開口的加固結(jié)構(gòu)，所述飛行器主結(jié)構(gòu)由復(fù)合材料制成。圖3a、圖3b、圖3c和圖3d示出了用于形成在根據(jù)本發(fā)明的飛行器主結(jié)構(gòu)中的開口的加固結(jié)構(gòu)及其各個橫截面細節(jié)，所述飛行器主結(jié)構(gòu)由復(fù)合材料制成。圖2和圖3示出了無需其它附加部件而整合在蒙皮中的加固結(jié)構(gòu)的概念。所述圖示出了整合在孔邊緣中的加固件及其對周圍結(jié)構(gòu)的依賴性的概念。圖4a至圖4j示出了沿著形成在根據(jù)本發(fā)明的飛行器主結(jié)構(gòu)中的開口的邊緣的周緣加固元件的各種可行實施例，所述飛行器主結(jié)構(gòu)由復(fù)合材料制成。
圖5a和圖5b示出了形成在根據(jù)本發(fā)明的飛行器主結(jié)構(gòu)中的開口的不同實施例，所述飛行器主結(jié)構(gòu)由復(fù)合材料制成。圖6示出了用于形成在根據(jù)本發(fā)明的飛行器主結(jié)構(gòu)中的開口的加固結(jié)構(gòu)的另一實施例，所述飛行器主結(jié)構(gòu)由復(fù)合材料制成。圖7a、圖7b和圖7c示出了用于形成在根據(jù)本發(fā)明的飛行器主結(jié)構(gòu)中的開口的加固結(jié)構(gòu)，所述飛行器主結(jié)構(gòu)由復(fù)合材料制成。圖8a、圖Sb和圖Sc示出了加固結(jié)構(gòu)在根據(jù)本發(fā)明的由復(fù)合材料制成的飛行器主結(jié)構(gòu)中所形成的開口中的應(yīng)用，所述主結(jié)構(gòu)包括“一次性成型” 360度蒙皮或由鑲板制成的蒙皮。
具體實施例方式因此，根據(jù)本發(fā)明的一個優(yōu)選實施例，提供了一種用于形成在飛行器主結(jié)構(gòu)內(nèi)的·開口 10的加固結(jié)構(gòu)1，所述主結(jié)構(gòu)優(yōu)選地由復(fù)合材料制成。這些主結(jié)構(gòu)包括蒙皮2、相對于飛行器的飛行方向成橫向的框架構(gòu)件3、以及相對于飛行器的飛行方向成縱向的桁梁4。開口 10形成在所述主結(jié)構(gòu)的蒙皮2內(nèi)。根據(jù)圖Ia和圖Ib所示，開口 10形成在飛行器機身內(nèi)，當(dāng)此開口 10的尺寸較大時，根據(jù)已知的現(xiàn)有技術(shù)，該開口包括加固結(jié)構(gòu)20，該加固結(jié)構(gòu)形成圍繞上述開口 10的框架，且具有橫梁40形式的附加部件。橫梁40通過角型構(gòu)件和平面板條形式的附加部件50鉚接至蒙皮2并且連接至或鉚接至主結(jié)構(gòu)的框架構(gòu)件3。這些橫梁40還可以連接至形成蒙皮的所述內(nèi)部結(jié)構(gòu)的一部分的桁梁4。此外，在已知的現(xiàn)有技術(shù)中，由于沿著所述開口 10的邊緣需要最大變形，慣例的做法是顯著增加蒙皮2在靠近開口 10的區(qū)域中的厚度，這也就相應(yīng)地增加了與之相關(guān)的重量。根據(jù)本發(fā)明，從圖2以及圖3a、圖3b、圖3c和圖3d中可看出，用于根據(jù)本發(fā)明的飛行器主結(jié)構(gòu)的蒙皮2內(nèi)的開口 10的加固結(jié)構(gòu)I包括-沿著開口10的邊緣的周緣加固元件5 ；-布置在所討論的開口10的兩個橫向側(cè)上的至少一對橫向加固元件6 ；-布置在所討論的開口10的兩個縱向側(cè)上的至少一對縱向加固元件7。 根據(jù)本發(fā)明，在用于制造蒙皮2的相關(guān)過程中，通過共同粘合或共同固化而獲得、整合并作為一個構(gòu)件形成沿著飛行器主結(jié)構(gòu)的開口 10的邊緣的周緣加固元件5。根據(jù)本發(fā)明的加固結(jié)構(gòu)I的橫向加固元件6 (圖3d)重現(xiàn)主結(jié)構(gòu)的在其上形成有所述橫向加固元件的那些部件的幾何構(gòu)形，以便通過共同粘合或共同固化工藝布置在所述部件的頂部上。因此，從圖3d可看出，在橫截面方面，所示橫向加固元件6重現(xiàn)蒙皮2、桁梁4和縱向加固元件7的幾何構(gòu)形，所述元件6待布置在這些元件上。此外，根據(jù)本發(fā)明，縱向加固元件7設(shè)計成桁梁，這些桁梁相對于飛行器的飛行方向成縱向且在構(gòu)成所述開口 10的邊界的區(qū)域中具有較大厚度70，使得較大厚度70的所述區(qū)域通過在所述結(jié)構(gòu)中共同粘合或共同固化而從制造主結(jié)構(gòu)的相關(guān)過程中直接獲得。這樣，根據(jù)本發(fā)明的飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)是一體化結(jié)構(gòu)，其中已去除了現(xiàn)有技術(shù)中所使用的橫梁40和附加部件50。本發(fā)明的更深層(underlying)觀念是通過提供更綜合的方案以及增加結(jié)構(gòu)效率和降低成本來優(yōu)化碳纖維蒙皮的設(shè)計。不使用如現(xiàn)有技術(shù)中那樣的附加部件或元件的事實還具有這樣的優(yōu)點，即，在制造過程中，避免所述元件或部件的公差，這些元件或部件顯然會使制造過程以及隨后的組裝過程的成本變得復(fù)雜和增加。此外，根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)，所實現(xiàn)的結(jié)構(gòu)具有大量的聚集張力(accumulatedtension)，而根據(jù)本發(fā)明，避免了這些聚集張力和負(fù)載。因此，對于大的開口 10而言，本發(fā)明提出了一種基于重量優(yōu)化和降低加工以及組裝成本的新穎的加固理念。出于此目的，定義了圖2和圖3a至圖3d中所示的加固結(jié)構(gòu)1，其中具有這樣的思想，即，整合一系列的方案，使得所有這些方案的組合允許在重量和成本方面對該結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化。出于此目的，定義了沿著開口 10的邊緣的周緣加固元件5，所述加固元件是整合在相關(guān)蒙皮2中的輪廓的形式，并且遵循或重現(xiàn)開口 10的幾何構(gòu)形。不使用附加部件對該結(jié)構(gòu)的其余部分進行修改，因為無需將框架構(gòu)件3連接至與蒙皮2連接的現(xiàn)有接頭上方或之上的附加元件。通過優(yōu)化重量，可能有必要在開口 10附近利用較大的橫截面來增加橫向加固元件6、縱向加固元件7和蒙皮2的剛度。因此，根據(jù)以上描述，在構(gòu)成上述開口 10的邊界的區(qū)域中具有較大厚度70的縱向加固元件7構(gòu)成本發(fā)明的另一個實施例。
本發(fā)明提出的方案不對飛行器機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)內(nèi)的蒙皮2攻絲(taping)的制造工藝進行修改。根據(jù)本發(fā)明的沿著開口 10的邊緣的周緣加固元件5為開口 10提供足夠的結(jié)構(gòu)強度和必要的抗彎曲性(buckling resistance)。如上所述,周緣加固件5仍然存在于根據(jù)本發(fā)明的加固結(jié)構(gòu)I中，而通過開口 10的第二形式的加固件，本發(fā)明在必要時可為桁梁4和框架構(gòu)件3并且在一些情況下還為蒙皮2提供圍繞以上開口 10的較大厚度。在這些情況中都不對制造蒙皮的工藝進行修改，但與已知的現(xiàn)有技術(shù)不同，大規(guī)模生產(chǎn)加固結(jié)構(gòu)I是可行的。根據(jù)以上描述，根據(jù)本發(fā)明，用于大的開口 10的新穎加固方案依照結(jié)構(gòu)性要求而將以下一套方案進行組合，從而避免與橫梁40和框架構(gòu)件3之間的結(jié)構(gòu)接頭交叉(intersection)的需要-定義加固結(jié)構(gòu)1，其包括布置在開口10的兩個橫向側(cè)上的至少一對橫向加固元件6，所述一對橫向加固件是沿著開口 10的整個周邊重現(xiàn)所述開口的幾何構(gòu)形的輪廓形式；所述輪廓可以整合在相關(guān)的蒙皮2中或者鉚接至所述蒙皮，這種方案對于通常使用的不同形式的開口 10有效；-定義與所述開口10相鄰的結(jié)構(gòu)性加固件，所述結(jié)構(gòu)加固件是框架構(gòu)件3和由內(nèi)部結(jié)構(gòu)的桁梁形成的具有較大厚度70的縱向加固元件7的形式，其中無需附加部件。飛行器的內(nèi)部結(jié)構(gòu)優(yōu)選地由復(fù)合材料制成，所述復(fù)合材料可以是具有熱穩(wěn)性的碳纖維和玻璃纖維或者是熱塑性樹脂，但是該內(nèi)部結(jié)構(gòu)也可以由金屬制成。根據(jù)本發(fā)明的加固結(jié)構(gòu)I的主要應(yīng)用領(lǐng)域是航空結(jié)構(gòu)的機身，但是本發(fā)明也可以應(yīng)用于具有類似特征的其它結(jié)構(gòu)，諸如飛行器的抗扭箱(torsion box)。同樣地，所述材料可以是預(yù)浸潰的或干纖維化的(dry-f ibre)材料，并且在后一種情況中，可利用樹脂滲透過程來制造所述材料。根據(jù)本發(fā)明的加固結(jié)構(gòu)I可應(yīng)用于形成飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)的任何類型或形式的桁梁4以及任何類型或形式的框架構(gòu)件3。此外，本發(fā)明可應(yīng)用于任何類型的機身蒙皮2。從圖4a至圖4j可看出，沿著開口 10的邊緣的周緣加固元件5可以以不同的方式制成。在任一上述選擇中，需要為開口 10提供沿著開口的周邊以及與定義所述開口 10的表面垂直的加固件，因此，周緣加固件5通常將與蒙皮2限定的表面垂直。在所述蒙皮2在“一次性成型”工序中(利用組合式工具而成360度)制造的情況下、以及在單獨使用所述蒙皮2的各種鑲板(隨后將這些鑲板連接在一起從而形成最終的360度蒙皮)進行蒙皮2的制造的情況下，所述周緣加固件5都可通過整合在制造蒙皮2的相關(guān)工藝中而獲得。圖8a以示意性形式示出了工具的構(gòu)造，該工具用于攻絲，使得周緣加固件5以適當(dāng)?shù)牧?movement)定位在該工具上，在定位所述加固件5之后繼續(xù)攻絲，隨后使整個組件固化。圖Sb以示意性形式示出了由不同鑲板形成的蒙皮2上的加固結(jié)構(gòu)I的設(shè)計。圖Sc以橫截面示出了根據(jù)圖4g的周緣加固件5如何整合在加固結(jié)構(gòu)I的蒙皮2中，根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實施例周緣加固件5嵌入蒙皮2，以便在該結(jié)構(gòu)的后續(xù)固化過程中，獲得一體化的一個構(gòu)件。如圖5a和5b所示，本發(fā)明可應(yīng)用于任何形式的開口 10 :圓形開口、橢圓形開口或具有圓形邊緣的矩形開口、具有圓形邊緣的方形開口等。如圖6所示，在就負(fù)載和幾何構(gòu)形要求而給出的情況下，僅在開口 10的特定區(qū)域需要本發(fā)明的加固結(jié)構(gòu)1，從而僅在開口 10的邊緣的特定區(qū)域中形成周緣加固元件5。 本發(fā)明提供用于加固大開口的方案，其通過設(shè)置雙加固帶而能夠更容易地承受損傷，在第一示例中，該加雙固帶由周緣加固件5形成，且在第二示例中，該加雙固帶由圍繞周緣加固件5的一組結(jié)構(gòu)元件形成，例如橫向加固元件6，在一些情況下，與橫向框架構(gòu)件3的橫截面相比，橫向加固元件具有更大的橫截面；縱向加固元件7，其在構(gòu)成開口 10的邊界的區(qū)域中具有較大厚度70;以及蒙皮2的加固件，其在一些實施例中也具有較大的橫截面。本發(fā)明既可應(yīng)用于飛行器機身的蒙皮2的高應(yīng)力區(qū)域(例如飛行器的尾端)，又可應(yīng)用于機身的其它部件。盡管已結(jié)合優(yōu)選實施例整體描述了整個發(fā)明，但顯然，可以對本發(fā)明做出在其范圍內(nèi)的修改，本發(fā)明的范圍不應(yīng)被認(rèn)為由以上實施方式限制，而是由所附權(quán)利要求的內(nèi)容限制。
權(quán)利要求
1.一種用于飛行器主結(jié)構(gòu)中的開口( 10)的加固結(jié)構(gòu)(1)，該主結(jié)構(gòu)包括蒙皮(2)、相對于所述飛行器的飛行方向成橫向的框架構(gòu)件(3)、以及相對于所述飛行器的飛行方向成縱向的桁梁(4)，其特征在于，所述加固結(jié)構(gòu)(I)包括 周緣加固元件(5)，所述周緣加固元件沿著所述開口(10)的邊緣定位并且重現(xiàn)所述邊緣的幾何構(gòu)形； 至少一對橫向加固兀件(6),所述至少一對橫向加固兀件布置在所述開口(10)的兩個橫向側(cè)上； 至少一對縱向加固元件(7)，所述至少一對縱向加固元件布置在所述開口(10)的兩個縱向側(cè)上。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的加固結(jié)構(gòu)(1)，其特征在于，所述周緣加固元件(5)在制造所述蒙皮(2)的相關(guān)過程中以一體方式且作為一個構(gòu)件形成。
3.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的加固結(jié)構(gòu)(1)，其特征在于，所述橫向加固元件(6)重現(xiàn)所述主結(jié)構(gòu)的在其上布置有所述橫向加固元件的元件的幾何構(gòu)形，在橫截面方面重現(xiàn)所述蒙皮(2 )、所述桁梁(4 )和所述縱向加固元件(7 )的幾何構(gòu)形。
4.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的加固結(jié)構(gòu)(1)，其特征在于，所述縱向加固元件(7)以如下方式設(shè)計，使得它們是與所述飛行器的飛行方向成縱向的桁梁，在構(gòu)成所述開口(10)的邊界的區(qū)域中具有較大厚度(70)。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的加固結(jié)構(gòu)(1)，其特征在于，所述橫向加固元件(6)和所述蒙皮(2)在圍繞所述開口(10)的區(qū)域中具有較大橫截面。
6.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的加固結(jié)構(gòu)(1)，其特征在于，所述周緣加固元件(5)沿著所述開口(10)的整個邊緣布置。
7.根據(jù)權(quán)利要求I至5中任一項所述的加固結(jié)構(gòu)(I)，其特征在于，所述周緣加固元件(5)布置在沿著所述開口(10)的邊緣的任一區(qū)域中。
8.根據(jù)前述權(quán)利要求中任一項所述的加固結(jié)構(gòu)(I)，其特征在于，所述飛行器的主結(jié)構(gòu)由復(fù)合材料制成。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的加固結(jié)構(gòu)(I)，其特征在于，所述主結(jié)構(gòu)由具有熱穩(wěn)性的碳纖維或玻璃纖維或者熱塑性樹脂制成。
10.一種飛行器，所述飛行器包括根據(jù)權(quán)利要求I至9中任一項所述的加固結(jié)構(gòu)(I)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于飛行器主結(jié)構(gòu)中的開口(10)的加固結(jié)構(gòu)(1)，所述結(jié)構(gòu)包括蒙皮(2)、相對于飛行器的飛行方向成橫向的框架構(gòu)件(3)、以及相對于飛行器的飛行方向成縱向的桁梁(4)，所述加固結(jié)構(gòu)(1)包括周緣加固元件(5)，其沿著開口(10)的邊緣定位，并且重現(xiàn)該邊緣的幾何構(gòu)形；至少一對橫向加固元件(6)，它們布置在開口(10)的兩個橫向側(cè)上；至少一對縱向加固元件(7)，它們布置在所述開口(10)的兩個縱向側(cè)上。
文檔編號B64C1/14GK102971212SQ201180032971
公開日2013年3月13日 申請日期2011年6月30日 優(yōu)先權(quán)日2010年6月30日
發(fā)明者埃琳娜·阿萊瓦洛·羅德里格斯, 弗朗西斯科·喬斯·克魯斯·多明戈斯 申請人:空中客車西班牙運營有限責(zé)任公司