BRPI0712248A2 - estrutura de fuselagem de avião e método para sua produção - Google Patents

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Abstract

ESTRUTURA DE FUSELAGEM DE AVIãO E MéTODO PARA SUA PRODUçãO. A presente invenção refere-se a uma estrutura de fuselagem de avião é descrita, que é construída de uma pluralidade de revestimentos (11, 12) que são unidos, cada forma parte da fuselagem do avião (10) e compreende uma estrutura de suporte (13, 13a, 14, 14a) e uma camada externa (15, 16) que é disposta no último e veda exteriormente a fuselagem do avião (10) em uma maneira à prova de compressão. De acordo com a invenção, a estrutura de fuselagem do avião compreende um revestimento superior e lateral (11) e um revestimento inferior (12), dos quais o revestimento inferior (12) tem um raio (R2) que é maior de modo essencialmente significativo do que o raio (R1) do revestimento superior e lateral (11), o revestimento superior e lateral (11) e o revestimento inferior (12) sendo unidos em regiões de transição (18, 19) estendidas na direção longitudinal do avião, e a estrutura de suporte (13, 13a) do revestimento inferior (12) sendo projetada em termos da sua resistência em uma tal maneira que ela é capaz de absorver o carregamento da pressão interna do revestimento inferior (12) sem o uso de um travessão principal.

Description

Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "ESTRUTURA DE FUSELAGEM DE AVIÃO E MÉTODO PARA SUA PRODUÇÃO"
A presente invenção refere-se a uma estrutura de fuselagem de avião de acordo com o preâmbulo da reivindicação 1, e a um método para a produção de uma estrutura de fuselagem de avião desse tipo de acordo com o preâmbulo da reivindicação 26.
Estruturas de fuselagem de avião comercial atuais são tipica- mente produzidas a partir de uma pluralidade de revestimentos de materiais de camada externa uniformes em seções transversais aproximadamente circulares e geralmente tem um recurso de reforço transversal na forma de um travessão (travessão principal) na proximidade do centro vertical da fuse- lagem. O número geral de travessões age ao mesmo tempo como um siste- ma de grade de sustentação para a cabine de passageiros. A seção trans- versal aproximadamente circular ou oval serve para estabilizar a fuselagem contra a pressão interna da cabine. Os tipos mais modernos de camadas externas de fuselagem são produzidos usando materiais compósitos de fibra de carbono e, portanto, um material uniforme é usado sobre a circunferência da fuselagem. O reforço transversal por meio dos travessões mencionados tipicamente divide a fuselagem, que é essencialmente circular na seção transversal, em duas seções, dessa maneira produzindo um convés superior e um convés inferior.
É um objetivo de a invenção fornecer uma estrutura de fusela- gem de avião e um método para a produção de uma estrutura desse tipo, com a qual uma fuselagem do avião pode ser fornecida que conduz sem as limitações espaciais causadas pelo tipo convencional de travessão e ao mesmo tempo tem um alto grau de estabilidade.
Esse objetivo é atingido em primeiro lugar por uma estrutura de fuselagem de avião com os aspectos da reivindicação 1. O objetivo é atingi- do em segundo lugar por um método para a produção de uma estrutura de fuselagem de avião com os aspectos da reivindicação 26.
Modalidades exemplares da invenção são explicadas abaixo com referência aos desenhos, nos quais: A figura 1 mostra uma vista da seção transversal altamente es- quematizada de uma estrutura de fuselagem de avião como pode ser ilus- trado por uma modalidade exemplar da invenção e como pode ser produzido de acordo com uma modalidade exemplar do método de acordo com a in- venção,
A figura 2 mostra uma vista secional através da camada externa de uma estrutura de fuselagem do avião de acordo com uma modalidade exemplar da invenção, a dita vista ilustrando a conexão da camada externa de um revestimento superior e lateral e de um revestimento inferior da estru- tura da fuselagem do avião de acordo com a invenção,
A figura 3 e as figuras 4a) e b) mostram, cada uma, ilustrações da seção transversal a fim de explicar a construção das projeções de cone- xão que servem, de acordo com modalidades exemplares da invenção, para conectar a camada externa de um revestimento superior e lateral e de um revestimento inferior de acordo com modalidades exemplares da invenção.
A figura 1 mostra, em forma altamente esquematizada, uma ilus- tração da seção transversal de uma fuselagem de avião 10 que é formada por um revestimento superior e lateral 11 e um revestimento inferior 12. O reves- timento superior e lateral 11 tem uma estrutura de suporte que é formada por armações respectivas 13 e vigas 13a, das quais somente umas poucas são ilustradas parcialmente e em forma esquematizada na figura 1, e o revesti- mento inferior 12 tem uma estrutura de suporte que é formada por armações 14 e vigas 14a que são da mesma forma ilustradas somente em forma es- quematizada. Uma camada externa respectiva 15 e 16 vedando exteriormente a fuselagem do avião 10 em uma maneira à prova de compressão é disposta nas estruturas de suporte 13, 13a e 14, 14a do revestimento superior e lateral 11 e do revestimento inferior 12.
Como mostrado na figura 1, o revestimento inferior 12 tem um raio R2 que é maior de modo essencialmente significativo do que o raio R1 do revestimento superior e lateral 11. O revestimento superior e lateral 11 e o revestimento inferior 12 são unidos em ambos os lados da fuselagem 10 nas regiões de transição 18, 19 que se estendem na direção longitudinal do avião. A estrutura de suporte 14, 14a do revestimento inferior 12 é projetada em termos da sua resistência em uma tal maneira que ela é capaz de absor- ver o carregamento da pressão interna do revestimento inferior 12 sem a fuselagem do avião precisar ser reforçada na direção transversal na maneira de um travessão convencional (travessão principal).
O raio R2, rateado sobre a circunferência do revestimento inferi- or 2 pode ser mais do que 1,2 vezes, mais do que 1,5 vezes ou mais do que duas vezes o raio R1, rateado sobre a circunferência, do revestimento supe- rior e lateral 11 sem que os valores acima mencionados sejam planejados para serem entendidos como compreendendo uma limitação.
O revestimento superior e lateral 11 pode ter um raio R1 essen- cialmente constante.
O revestimento inferior 12 pode ter uma região central 12a que se estende do centro do avião para ambos os lados e tem um raio R2 es- sencialmente constante e ter um raio menor nos lados 12b, 12c na proximi- dade das regiões de transição 18, 19, nas quais o revestimento superior e lateral 11 junta-se ao revestimento inferior 12 e, portanto, o revestimento inferior 12 junta-se suavemente no revestimento superior e lateral 11. Nesse caso, o revestimento inferior 12 pode ter, na região central 12a, um raio R2 que é mais do que 1,3 vezes, mais do que duas vezes ou mais do que 2,5 vezes o raio R1 do revestimento superior e lateral 11 sem que os valores acima mencionados sejam planejados para serem entendidos como com- preendendo uma limitação.
O revestimento inferior 12 pode ser produzido em uma peça com relação à direção circunferencial. Entretanto, ele pode, se apropriado, tam- bém ser produzido em uma pluralidade de peças com relação à direção aci- ma mencionada.
O revestimento superior e lateral 11 pode ser produzido em uma pluralidade de revestimentos parciais com relação à direção circunferencial. Entretanto, se apropriado, ele poderia também ser produzido em um único revestimento na direção acima mencionada.
A expressão "revestimento superior e lateral" para a parte supe- rior 11 da estrutura da fuselagem do avião é para ser entendida aqui em uma tal maneira que essa parte superior 11 também compreenda regiões laterais da fuselagem além das suas regiões superiores, enquanto a parte inferior 12 da fuselagem do avião, cuja parte é chamada como o revestimen- to inferior, predominantemente somente compreende regiões inferiores da estrutura da fuselagem. Desde que, como a figura 1 revela, ambas a parte superior 11 e a parte inferior 12, entretanto, cada uma também compreende regiões laterais da fuselagem do avião, essa maneira de indicação não é para ser entendida dentro de um contexto relativamente estreito e como sendo limitador, e é planejado que a parte 11 primariamente compreenda a região superior da fuselagem e seus lados, e a parte 12 primariamente com- preenda a região inferior da fuselagem.
O revestimento inferior 12 pode ser produzido de componentes de metal leve. Em princípio, ambos o revestimento superior e lateral 11 e o revestimento inferior 12 podem ser produzidos de componentes de metal leve em uma construção convencional ou de componentes reforçados com fibra em uma construção moderna.
Na modalidade exemplar ilustrada, a estrutura da fuselagem do avião é produzida em uma construção híbrida, na qual o revestimento inferi- or 12 é produzido de componentes de metal leve e o revestimento superior e lateral 11 é produzido de componentes reforçados com fibra. A estrutura de suporte do revestimento inferior 12 contém armações 14 (armações transver- sais), que seguem na direção circunferencial e, como é evidente a partir da figura 1, tem uma altura substancialmente maior do que as armações corres- pondentes do revestimento superior e lateral 11. Em particular, as armações 14 do revestimento inferior 12, que seguem na direção circunferencial, têm uma altura que aumenta do lado para o centro, em uma maneira correspon- dendo com o perfil de carga no revestimento inferior 12. A maior altura das armações 14 do revestimento inferior 12 é necessária a fim de absorver o car- regamento da pressão interna que ocorre por causa do maior raio R2. Entre- tanto, a maior altura da armação é também vantajosa à medida que ela pode ser usada ao mesmo tempo como uma medida protetora para o revestimento inferior 12 quando ele é submetido a um estresse duro e como uma estrutura de sustentação para a cabine. Um convés 30 pode ser disposto nas armações 14 do revestimento inferior 12, o convés 30 somente sendo indicado por li- nhas tracejadas na figura 1 e não sendo a matéria exposta desse pedido.
As armações 14 do revestimento inferior 12 podem ter cordas internas reforçadas 17a e nervuras de reforço 17, que seguem radialmente e cada uma serve para produzir a resistência necessária das armações 14.
Na modalidade exemplar descrita aqui, o revestimento superior e lateral 11 compreende uma estrutura de suporte com armações 13 e vigas 13a produzidas de material reforçado com fibra e uma camada externa 15 produzida de material reforçado com fibra. A camada externa 15 do revesti- mento superior e lateral 11 pode ser produzida de material plástico reforçado com fibra de carbono ou senão de um material compósito de alumínio e fi- bra, em particular um material compósito de alumínio e fibra de vidro.
Como a figura 2 mostra, o revestimento superior e lateral 11 e o revestimento inferior 12 são conectados na região de transição 18, 19 por meio de uma "projeção compósita de alumínio e fibra de vidro" 20 ("GLARE") que compreende um laminado no qual as camadas 21 de um material de fibra têxtil, em particular material de fibra de vidro, e camadas de metal leve 22, em particular camadas de uma liga de alumínio, são dispostas em uma maneira alternada. Uma laminação 23 é fornecida nesse lado da camada externa dos revestimentos 11, 12, que é oposto à projeção compósita de alumínio e fibra de vidro 20. As projeções compósitas desse tipo servem pa- ra compensar os coeficientes térmicos diferentes de expansão das ligas de metal leve e dos plásticos reforçados com fibra. Sua estrutura compósita possibilita que eles garantam adaptação dos coeficientes diferentes de ex- pansão dos materiais envolvidos.
A conexão entre o revestimento superior e lateral 11, por um la- do, e o revestimento inferior 12, por outro lado, é produzida por uma cone- xão de rebite de múltiplas fileiras 24, 25, em particular uma conexão de rebi- te de três fileiras em cada caso. A conexão de rebite 24, 25 pode conter rebi- tes de titânio ou parafusos de titânio. A construção da conexão entre o revestimento superior e lateral 11, por um lado, e o revestimento inferior 12, por outro lado, é ilustrada de acordo com uma modalidade exemplar adicional na figura 3. Uma projeção compósita de alumínio e fibra de vidro 20 é novamente disposta em um lado da conexão e uma laminação 23 no outro lado.
As figuras 4a) e b) mostram, em uma ilustração de seção trans- versal esquematizada e, respectivamente, em uma ilustração aberta parci- almente interrompida esquematizada em perspectiva, a construção da proje- ção compósita de alumínio e fibra de vidro acima mencionada 20 com as camadas de fibra de vidro 21 e camadas de metal leve 22 dispostas em uma maneira alternada.
De acordo com uma modalidade exemplar da invenção, a pro- dução de uma estrutura de fuselagem do avião de acordo com a invenção, como foi descrito acima, acontece pela produção de um revestimento supe- rior e lateral 11 a partir de um material compósito de fibra, incluindo a estru- tura de suporte 13, 13a do dito revestimento, que pode ser formada por vi- gas 13a e armações 13, por meio de um processo de ligação por adesivo, produção de um revestimento inferior 12 a partir de material de metal leve ou alumínio, incluindo sua estrutura de suporte 14, 14a, que pode ser formada por sua vez por vigas 14a e armações 14, conexão do revestimento superior e lateral 11 em uma projeção compósita de alumínio e fibra de vidro 20 (isso em primeiro lugar, a fim de ser capaz de compensar melhor as tolerâncias do compósito da fibra), a inserção do revestimento superior e lateral 11 so- bre o revestimento inferior 12 na projeção compósita de alumínio e fibra de vidro conectada no revestimento superior e lateral 11. A rebitagem da proje- ção compósita de fibra de vidro 20 no revestimento inferior 12 pode aconte- cer por meio de rebites, em particular por meio de parafusos de titânio. To- dos os segmentos da fuselagem são unidos na maneira descrita e a seguir os segmentos da fuselagem são unidos para formar a fuselagem geral tra- vando as juntas transversais sucessivamente por meio de rebites, em parti- cular rebites de titânio ou parafusos de titânio.
A construção híbrida descrita é vantajosa à medida que materi- ais compósitos de fibra de peso econômico são usados para o revestimento superior e lateral 11 onde o carregamento devido à pressão interna é menor por conta da forma da fuselagem com o raio menor R1 e o risco devido aos efeitos externos é inferior, enquanto o uso de metal leve ou material de alu- mínio para o revestimento inferior 12 é vantajoso com relação a uma maior capacidade de resistência aos efeitos externos, é relativamente simples para verificar e consertar e é vantajoso com relação às propriedades de eletrogal- vanização e blindagem elétrica como uma medida de descarga com relação ao carregamento elétrico do revestimento superior 11 e como blindagem de linhas e dispositivos eletrônicos contra o ambiente.
Lista dos números de referência
10 fuselagem do avião 11 revestimento superior e lateral 12 revestimento inferior 12a região central 13 armação 13a viga 14 armação 14a viga 15 camada externa 16 camada externa 17 nervuras de reforço 17a corda interna 18 região de transição 19 região de transição 20 projeção compósita de alumínio e fibra de vidro 21 camadas de fibra de vidro 22 camadas de metal leve 23 laminação 24 conexão do rebite 25 conexão do rebite 30 convés

Claims (32)

1. Estrutura de fuselagem de avião que é construída de uma plu- ralidade de revestimentos (11, 12) que são unidos, cada forma parte da fuse- lagem do avião (10) e compreende uma estrutura de suporte (13, 13a, 14, -14a) e uma camada externa (15, 16) que é disposta na estrutura de suporte e veda exteriormente a fuselagem do avião (10) em uma maneira à prova de compressão, caracterizada em que a estrutura da fuselagem do avião com- preende um revestimento superior e lateral (11) e um revestimento inferior (12), dos quais o revestimento inferior (12) tem um raio (R2) que é maior de modo essencialmente significativo do que o raio (R1) do revestimento supe- rior e lateral (11), o revestimento superior e lateral (11) e o revestimento infe- rior (12) sendo unidos em regiões de transição (18, 19) estendidas na dire- ção longitudinal do avião, e em que a estrutura de suporte (13, 13a) do re- vestimento inferior (12) é projetada em termos da sua resistência em uma tal maneira que ela é capaz de absorver o carregamento da pressão interna do revestimento inferior (12) sem o uso de um travessão principal.
2. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindica- ção 1, caracterizada em que o raio (R2), rateado sobre a circunferência, do revestimento inferior (12) é mais do que 1,2 vezes o raio (R1), rateado sobre a circunferência, do revestimento superior e lateral (11).
3. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindica- ção 1, caracterizada em que o raio (R2), rateado sobre a circunferência, do revestimento inferior (12) é mais do que 1,5 vezes o raio (R1), rateado sobre a circunferência, do revestimento superior e lateral (11).
4. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindica- ção 1, caracterizada em que o raio (R2), rateado sobre a circunferência, do revestimento inferior (12) é mais do que duas vezes o raio (R1), rateado so- bre a circunferência, do revestimento superior e lateral (11).
5. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com uma das rei- vindicações 1 a 4, caracterizada em que o revestimento superior e lateral (11) tem um raio essencialmente constante (R1).
6. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com uma das rei- vindicações 1 a 5, caracterizada em que o revestimento inferior (12) tem uma região central (12a) que se estende do centro do avião para ambos os lados e tem um raio essencialmente constante (R2) e tem um raio menor nos lados (12b, 12c) na proximidade das regiões de transição (18, 19), de modo que o revestimento inferior (12) junta-se suavemente no revestimento supe- rior e lateral (11).
7. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindica- ção 6, caracterizada em que o revestimento inferior (12) tem, na região cen- tral (12a), um raio (R2) que é mais do que 1,3 vezes o raio (R1) do revesti- mento superior e lateral (11).
8. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindica- ção 6, caracterizada em que o revestimento inferior (12) tem, na região cen- tral (12a), um raio (R2) que é mais do que duas vezes o raio (R1) do reves- timento superior e lateral (11).
9. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindica- ção 6, caracterizada em que o revestimento inferior (12) tem, na região cen- tral (12a), um raio (R2) que é mais do que 2,5 vezes o raio (R1) do revesti- mento superior e lateral (11).
10. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com uma das reivindicações 1 a 9, caracterizada em que o revestimento inferior (12) é produzido em uma peça com relação à direção circunferencial.
11. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com uma das reivindicações 1 a 10, caracterizada em que o revestimento superior e lateral (11) é produzido em uma pluralidade de revestimentos parciais com relação à direção circunferencial.
12. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com uma das reivindicações 1 a 11, caracterizada em que o revestimento inferior (12) é produzido de componentes de metal leve.
13. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com uma das reivindicações 1 a 12, caracterizada em que o revestimento superior e lateral (11) é produzido de componentes reforçados com fibra.
14. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com as reivindi- cações 12 e 13, caracterizada em que a estrutura de fuselagem do avião é produzida em uma construção híbrida com um revestimento inferior (12) de componentes de metal leve e um revestimento superior e lateral (11) de componentes reforçados com fibra.
15. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindi- cação 12 ou 14, caracterizada em que a estrutura de suporte do revestimen- to inferior (12) contém armações (14), que seguem na direção circunferencial e têm uma altura substancialmente maior do que as armações correspon- dentes do revestimento superior e lateral (11).
16. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindi- cação 15, caracterizada em que as armações (14) do revestimento inferior (12), que seguem na direção circunferencial, têm uma altura que aumenta para o centro.
17. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindi- cação 15 ou 16, caracterizada em que as armações (14) do revestimento inferior (12) têm cordas internas reforçadas (17a).
18. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindi- cação 15, 16 ou 17, caracterizada em que as armações (14) do revestimento inferior (12) têm nervuras de reforço (17), que seguem radialmente.
19. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindi- cação 13 ou 14, caracterizada em que o revestimento superior e lateral (11) compreende uma estrutura de suporte com armações (13) e vigas (13a) pro- duzidas de material reforçado com fibra e uma camada externa (15) produzi- da de material reforçado com fibra.
20. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindica- ção 19, caracterizada em que a camada externa (15) do revestimento superior e lateral (11) é produzida de material plástico reforçado com fibra de carbono.
21. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindica- ção 19, caracterizada em que a camada externa (15) do revestimento superior e lateral (11) é produzida de material compósito de fibra de vidro e alumínio.
22. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com uma das reivindicações 14 a 21, caracterizada em que o revestimento superior e late- ral (11) e o revestimento inferior (12) são conectados na região de transição (18, 19) por meio de uma projeção compósita de alumínio e fibra de vidro (20) com camadas de fibra de vidro (21) e camadas de metal leve (22) dis- postas em uma maneira alternada em um laminado.
23. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindi- cação 22, caracterizada em que uma laminação (23) é produzida na proje- ção compósita de alumínio e fibra de vidro (20).
24. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindi- cação 22 ou 23, caracterizada em que a conexão entre o revestimento supe- rior e lateral (11), por um lado, e o revestimento inferior (12), por outro lado, é produzida por uma conexão de rebite de múltiplas fileiras (24, 25).
25. Estrutura de fuselagem de avião, de acordo com a reivindi- cação 24, caracterizada em que a conexão de rebite (24, 25) contém rebites de titânio.
26. Método para a produção de uma estrutura de fuselagem de a- vião que é construída de uma pluralidade de revestimentos (11, 12) que são unidos, cada forma parte da fuselagem do avião (10) e compreende uma estru- tura de suporte (13,13a, 14, 14a) e uma camada externa (15, 16) que é dispos- ta na estrutura de suporte e veda exteriormente a fuselagem do avião (10) em uma maneira à prova de compressão, a estrutura da fuselagem do avião com- preendendo um revestimento superior e lateral (11) e um revestimento inferior (12), dos quais o revestimento inferior (12) tem um raio (R2) que é maior de modo essencialmente significativo do que o raio (R1) do revestimento superior e lateral (11), o revestimento superior e lateral (11) e o revestimento inferior (12) sendo unidos em regiões de transição (18, 19) estendidas na direção longitudi- nal do avião, e a estrutura de suporte (14, 14a) do revestimento inferior (12) sendo projetada em termos de sua resistência em uma tal maneira que ela é capaz de absorver o carregamento da pressão interna do revestimento inferior (12) sem o uso de um travessão principal, caracterizado pela produção do re- vestimento superior e lateral (11) a partir de um material compósito de fibra, incluindo a estrutura de suporte (13, 13a); pela produção do revestimento inferi- or (12) a partir de material de alumínio, incluindo a estrutura de suporte (14, -14a); pela conexão do revestimento superior e lateral (11) em uma projeção compósita de alumínio e fibra de vidro que contém camadas de fibra de vidro (21) e camadas de metal leve (22) dispostas em uma maneira alternada em um laminado; pelo encaixe do revestimento superior e lateral (11) no revestimento inferior (12), incluindo a projeção compósita de alumínio e fibra de vidro (20) que se projeta no revestimento superior e lateral (11); pela conexão da projeção compósita de alumínio e fibra de vidro no revestimento inferior (12).
27. Método, de acordo com a reivindicação 26, caracterizado em que a produção do revestimento superior e lateral (11) a partir do material compósito de fibra inclui um processo de unir com adesivo as vigas (13a) e as armações (13) contidas na estrutura de suporte e na camada externa (15).
28. Método, de acordo com a reivindicação 26 ou 27, caracteri- zado em que a produção do revestimento inferior (12) a partir de material de alumínio compreende a produção de vigas (14a) e armações (14) e camada externa (16).
29. Método, de acordo com a reivindicação 26, 27 ou 28, carac- terizado em que a conexão da projeção compósita de alumínio e fibra de vidro (20) no revestimento superior e lateral (11) e no revestimento inferior (12) compreende a rebitagem por meio de parafusos de titânio (24, 25).
30. Método, de acordo com uma das reivindicações 26 a 29, ca- racterizado em que a conexão do revestimento superior e lateral (11) e do revestimento inferior (12),compreende a preparação de uma laminação (23) na projeção compósita de alumínio e fibra de vidro (20).
31. Método, de acordo com uma das reivindicações 26 a 30, ca- racterizado em que o método compreende a produção de todos os segmen- tos de fuselagem essenciais e a união e conexão dos segmentos de fusela- gem para formar a fuselagem completa.
32. Método, de acordo com uma das reivindicações 26 a 31, ca- racterizado em que o método compreende o travamento das juntas transver- sais entre as seções de fuselagem por meio de parafusos de titânio.
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