CN101222999B - 连接至少两个板材料特别是用于轻型结构的至少两个金属板的方法以及连接和轻型结构 - Google Patents

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Abstract

本发明首先涉及连接至少两个板材料、特别是用于飞行器的具有较薄材料厚度的至少两个金属板(1、2)的方法，该方法包括以下步骤：边缘对边缘地组装板材料，同时形成接合区域(5)；对板材料和/或接合区域(5)进行机械处理；对板材料和/或接合区域(5)进行机械和/或化学粘接预处理；和在接合区域(5)的上侧(6)和/或下侧(7)的区域中粘接至少一个增强元件(14、19)，其中所述至少一个增强元件(14、19)具有比接合区域(5)的宽度(16)更大的宽度(15、20)以形成第二负载路径。通过在板材料之间的接合区域(5)附近粘接至少一个增强元件(14、19)，取消通常在传统的金属板间接合的接缝区域中减少接缝负载所需的昂贵的接缝区域加厚。本发明还涉及根据前述方法制成的连接(17、21)。并且，本发明最后涉及具有至少一个本发明的连接的轻型结构。

Description

连接至少两个板材料特别是用于轻型结构的至少两个金属板的方法以及连接和轻型结构
技术领域
本发明涉及连接至少两个板状结构特别是用于轻型结构的至少两个金属板的方法。
此外，本发明涉及两个板状结构特别是用于轻型结构的两个金属板之间的连接，该连接是根据本发明的方法形成的。
并且，本发明涉及由几个接合的壳体和/或壳体的部分区域形成的轻型结构，特别是飞行器的机身单元、机翼、水平或垂直尾翼单元等。
背景技术
具体地，在飞行器工程中，主要通过铆钉连接使金属板互连。通常，这些常规铆接连接的接缝区域包含加厚的区域，以便减少否则可导致材料疲劳的接缝应力。例如利用化学腐蚀方法或机械铣削等例如通过在接缝区域外至少部分地进行材料去除来制造这些加厚区域。
在金属板的常规铆钉连接中，在接缝区域中产生所需要的加厚区域是非常耗时和昂贵的。
发明内容
本发明的目的是创造一种用于制造连接以及轻型结构的两个板之间的连接的方法，特别是用于形成飞行器尤其是机身、机翼、水平或垂直尾翼单元等的轻型结构的壳体和/或壳体的一部分，该连接不需要通过昂贵的接缝区域外的材料去除而得到的接缝区域中的任何加厚区域，并且该连接同时通过产生附加的负载路径而提高连接接缝的静态特性和损伤容限特性。
通过包括如下特征的连接至少两个用于轻型结构的金属板的方法实现本发明的目的：
a)通过形成接合区域将所述金属板接合成为对接连接；
b)对所述接合区域的上侧和/或下侧进行机械处理；
c)对所述金属板和/或所述接合区域进行机械和/或化学粘接预处理；和
d)在所述接合区域的上侧和/或下侧的区域中粘接产生附加的负载路径的至少一个增强元件，所述至少一个增强元件具有比所述接合区域的宽度更大的宽度并在整个区域上邻接。
根据本发明的用于连接至少两个板状结构，特别是用于轻型结构的至少两个金属板的方法包括以下步骤：
-通过形成接合区域在板状结构之间建立对接连接；
-对板状结构和/或接合区域进行机械处理；
-对板状结构和/或接合区域进行机械和/或化学粘接预处理；和
-在接合区域的上侧和/或下侧的区域中粘接至少一个增强元件，其中所述至少一个增强元件的宽度宽于接合区域的宽度。
这样，两个金属板互连而不需要在连接区域外进行材料去除，该材料去除另外特别是为了降低机械应力而在连接区域中产生局部加厚区域所必需的，其中现在通过粘接至少一个增强元件来降低机械应力(在接缝区域中)。因此，特别是发生材料疲劳的危险降低。此外，由于为了实现足够的交叠，增强元件的宽度优选宽于接合区域的宽度，因此作为两个板状结构的连接的结果产生附加的负载路径。
由于板状结构和/或接合区域的机械和/或化学粘接预处理，所述至少一个粘接的增强元件的粘接性获得改善。
本发明的有利的实施方案提供将至少在部分区域中被粘接到至少一个增强元件上的至少一个另外的增强元件。这样，可增加板状结构之间的连接的机械负载能力。
根据一个有利的实施方案，通过搅拌摩擦焊接、激光焊接、熔焊或钎焊等进行板状结构的接合。上述接合方法(焊接方法和钎焊)通常能够建立具有薄的材料厚度的特别是金属板形式的板状结构的对接连接。
该方法的另一有利的实施方案提供在机械处理之后接合区域的材料厚度小于或等于板状结构的材料厚度。这确保在接合区域和板状结构的区域中支撑增强元件的几乎整个区域。
此外，可通过根据本发明的方法形成的用于轻型结构的至少两个金属板之间的连接来实现根据本发明的目的，其中金属板通过接合区域对接连接，并且至少在所述接合区域的上侧和下侧的至少其中之一的区域中，粘接在整个面积上邻接的至少一个增强元件，其中所述至少一个增强元件的宽度宽于所述接合区域的宽度。根据上述特征，为了在两个板状结构之间特别是在用于轻型结构的两个金属板之间形成连接，将板状结构对接连接，并且至少在接合区域的上侧和/或下侧的区域中粘接至少一个增强元件。
根据本发明的连接使得能够在不需要通过例如利用化学或机械去除(铣削)等在接缝区域外进行材料去除得到加厚区域的情况下进行两个板状结构特别是两个金属板的损伤容许性连接。并且，粘接的至少一个增强元件产生附加的负载路径。
此外，通过由几个接合的壳体和/或壳体的部分形成的飞行器特别是机身单元、机翼、水平或垂直尾翼单元的轻型结构来实现根据本发明的目的。根据本发明，至少两个壳体和/或至少一个壳体的至少两个部分区域通过根据本发明的至少一个连接来接合以形成轻型结构。
在其它的权利要求中示出配置的其它有利的实施方案。
附图说明
附图描述如下：
图1是在第一方法相关步骤之前的两个金属板的剖面图；
图2是在第一方法相关步骤之后通过接合区域连接的两个金属板的剖面图；
图3是在另一处理相关步骤之后的具有粘接的增强元件的接合区域的剖面图；和
图4是根据本发明方法制造的连接，该连接包含两个粘接的增强元件。
具体实施方式
附图中的相同的结构元件具有相同的附图标记。为了解释根据本发明的方法和通过该方法建立的连接，全面参照图1～4。
为了实现该方法，如图1所示，在第一方法相关步骤中，例如，使作为板状结构的两个金属板1、2相互对准，使得它们邻接，即沿表面相对的纵向边缘3、4邻接。根据所选择的接合方法，对纵向边缘3、4的区域相应地进行预处理。例如，利用表面和/或纵向边缘3、4的化学或机械预处理，通过沿纵向边缘3、4的机械去除或通过类似的预处理方法进行预处理。
在第二方法相关步骤中，如图2所示，金属板1、2然后最终沿纵向边缘3、4接合(与图1相比)，由此形成接合区域5。在该过程中，将纵向边缘3、4引入接合区域5中，并且在图2～4中因此不再标注附图标记。例如可通过熔焊、特别是通过激光焊接等沿两个箭头的方向接合金属板1、2，其中然后发生接合区域5中的金属板1、2的至少部分熔化(melting-on)。或者，也可例如通过搅拌摩擦焊接或钎焊等在不熔化金属板1、2的情况下进行接合。由于接合而产生接合区域5。根据本发明的方法不应被解释为限于金属板1、2的连接。相反，也可通过任何希望的接合工艺来互连其它材料。
在第三方法相关步骤中，例如通过磨削、铣削、刨平或剥离等，使上侧6和/或下侧7至少在一些区域中经受机械和/或化学处理。由于该处理，使得接合区域5的材料厚度8减小。
在中间步骤中，如果需要的话，金属板1、2的上侧11和下侧12和/或接合区域5的上侧6和/或下侧7可另外提供有腐蚀保护。如果需要的话，在另一中间步骤中，所提及的区域可另外进行粘接预处理以改善粘接性。例如可通过应用粘合剂、底漆或蚀刻方法等实现改善的粘接性。
在第四方法相关步骤中，如图3所示，首先对接合区域5的上侧6和金属板1、2的邻接上侧11和/或刚性元件14的下侧施加粘合剂层13。在该配置中，粘合剂层13可以是粘合剂膜、粘合剂箔或液体粘合剂等。随后，将用于接合的增强元件14施加到粘合剂层13上。在所示示例性实施方案中，增强元件14是具有基本矩形断面几何形状的扁平剖面(flatprofile)(实心材料)或金属条。在与上述方式不同的方式中，使用的增强元件可以是用于增强接合区域5的具有几乎任意断面几何形状，特别是具有T形状、L形状、U形状、Z形状等断面几何形状的增强剖面。而且，可以通过完全或至少部分覆盖接缝路线的具有基本矩形断面几何形状的矩形中空剖面、扁平剖面(实心材料)、线形和曲线形状金属条等形成增强元件14。
也可利用例如具有纤维增强环氧树脂等的复合材料形成增强元件14。此外，可以用纤维增强的聚酯树脂、酚醛树脂或BMI树脂形成增强元件14。特别地，任何有机和/或无机纤维、人造纤维或晶须纤维适于用作增强纤维。例如，可以使用碳纤维、玻璃纤维或芳族聚酰胺(Aramide)纤维等作为增强纤维。
增强元件14例如通过可交联固化的热固性塑料材料，特别是作为粘合剂的环氧树脂、酚醛树脂、聚酯树脂或BMI树脂等与金属板1、2或接合区域5粘接在一起。如果需要的话，可以在粘合剂中嵌入纤维增强物，例如使用碳纤维、玻璃纤维或芳族聚酰胺纤维等。与作为粘合剂的热固性塑料材料不同的是，还可以使用具有热塑性材料或一些其它的基本成分(base)的粘合剂。
在该配置中，增强元件14的宽度15优选宽于接合区域5的宽度16，以实现用于金属板1、2与增强元件14连接的足够交叠。这样，金属板1、2一方面通过接合区域5互连。而且，另一方面，增强元件14形成第二负载路径。在该配置中，增强元件14的宽度15优选宽于接合区域5的宽度16，以实现用于金属板1、2与增强元件14连接的足够交叠。这样，金属板1、2一方面通过接合区域5互连。而且，另一方面，增强元件14形成第二负载路径，该第二负载路径沿横向与接合区域5对准，其中该第二负载路径可以减小尤其可导致疲劳断裂的接缝应力。此外，由于在接合区域5力学失效的情况下，没有出现通过根据本发明的方法形成的连接17的完全断裂(到目前为止)，因此增强元件14提供备用功能。
图4表示根据本发明的方法的变化方案，其中在相同或在相关附加方法步骤中，通过另一粘合剂层18，将具有宽度20的另一增强元件19粘接到增强元件14上。在该过程中，增强元件19设计为具有增强剖面，特别是设计为桁条(stringer)等。任何常用的桁条剖面形状适于用作增强元件19。通过附加的增强元件19，可以提高根据本发明方法的该变化方案形成的连接21的机械稳定性。
此外，参照图4，将更详细地说明在两个板状结构之间，特别是在金属板1、2之间通过本发明方法的手段形成的连接的基本设计。
金属板1、2通过接合区域5互连。连接金属板1、2或形成接合区域5，并且金属板1、2的上侧11和下侧12例如通过磨削、铣削、刨平或剥离等进行适当的后处理。此外，可能必须额外为上述区域提供腐蚀保护，并且如果需要的话，实施预处理以改善粘接性，特别是改善粘合剂层13的粘接性。通过粘合剂层13，具有基本矩形断面的扁平剖面的形式的增强元件14优选在整个区域上粘接到接合区域5和金属板1、2的上侧11的多个区域上，这些区域在两侧邻接。为了实现用于连接金属板1、2的充分交叠，增强元件14的一个宽度15明显宽于接合区域5的宽度16(与图2相比)。粘合剂层13的材料厚度22明显比接合区域5的材料厚度8薄(与图2相比)并且比金属板1、2的材料层9、10薄。通过具有材料厚度23的另一粘合剂层18，增强元件19优选在整个区域上与增强元件14粘接在一起。
应用另一增强元件19不是强制性的。通过沿表面相对的纵向边缘3、4的接合区域5足以对接连接金属板1、2，随后通过粘合剂层13将增强元件14粘接到金属板1、2上和接合区域5上(与图3相比)。除了图3所示的具有基本矩形断面几何形状的扁平剖面或金属条的形式的增强元件14，还可以将具有一些其它的断面几何形状的增强元件粘接到接合区域5上和邻接的金属板1、2上。原则上，可使用具有几乎任何希望的断面几何形状、特别是具有T形状、L形状、U形状或Z形状断面几何形状等的剖面来形成增强元件。
此外，可以将增强元件粘接到金属板1、2的上侧11和/或下侧12上和接合区域5的上侧6和/或下侧7上。
粘合剂层13、18由可固化的环氧树脂、酚醛树脂、聚酯树脂或BMI树脂等形成，如果需要的话，粘合剂层13、18可包含具有碳纤维、玻璃纤维或芳族聚酰胺纤维等的纤维增强物。或者，粘合剂层13、18也可由热塑性粘合剂材料形成。
金属板1、2可由铝或例如Al-Cu合金、Al-Zn合金、Al-Li合金或Al-Mg-Sc合金等的铝合金形成。此外，金属板可由镁、镁合金、钛、钛合金、钢或钢合金等形成。此外，金属板1、2可由上述金属或金属合金的任何希望的组合形成。可以用任意希望的材料厚度的金属板1、2、但优选材料厚度为0.2～10mm的的金属板1、2来应用该方法。
增强元件14、19也可由铝或例如Al-Cu合金、Al-Zn合金、Al-Li合金或Al-Mg-Sc合金等的铝合金形成。此外，增强元件14、19可由镁、镁合金、钛、钛合金、钢或钢合金等形成。此外，增强元件14、19可由上述金属或金属合金的任意希望的组合形成。
还可以利用复合材料、例如纤维增强的环氧树脂来形成增强元件14、19。此外，也可使用纤维增强的酚醛树脂、聚酯树脂或BMI树脂等。任何有机和无机纤维、人造纤维或晶须纤维可用作增强纤维。
还可以利用金属基复合材料，例如铝或镁基体形成增强元件14、19。此外，钛合金等也可被用作基体。同样，任何有机和无机纤维、人造纤维或晶须纤维可用作增强纤维。
如果需要的话，增强元件14、19可设计为夹层结构，例如在每一侧包含由铝合金或镁合金制成的覆盖层的具有合适塑料材料的芯结构(蜂窝或折叠板等)的形式。
所要接合的金属板1、2可例如是轻型结构的壳体和/或壳体的部分区域，特别是飞行器的机身单元、机翼、水平或垂直尾翼单元等，使得通过根据本发明的方法或者通过根据本发明的连接，可接合壳体和/或壳体的部分以形成特别是飞行器的上述轻型结构的其中之一。
附图标记列表
1    金属板
2    金属板
3    纵向边缘
4    纵向边缘
5    接合区域
6    上侧(接合区域)
7    下侧(接合区域)
8    材料厚度(接合区域)
9    材料厚度(金属板)
10   材料厚度(金属板)
11   上侧(金属板)
12   下侧(金属板)
13    粘合剂层
14    增强元件
15    宽度(增强元件)
16    宽度(接合区域)
17    连接
18    粘合剂层
19    增强元件
20    宽度(增强元件)
21    连接
22    材料厚度(粘合剂层)
23    材料厚度(粘合剂层)

Claims (32)

1.一种连接至少两个用于轻型结构的金属板(1、2)的方法，包括以下步骤：
a)通过形成接合区域(5)将所述金属板(1、2)接合成为对接连接；
b)对所述接合区域(5)的上侧和/或下侧进行机械处理；
c)对所述金属板(1、2)和/或所述接合区域(5)进行机械和/或化学粘接预处理；和
d)在所述接合区域(5)的上侧(6)和/或下侧(7)的区域中粘接产生附加的负载路径的至少一个增强元件(14、19)，所述至少一个增强元件(14、19)具有比所述接合区域(5)的宽度(16)更大的宽度(15、20)并在整个区域上邻接。
2.根据权利要求1的方法，其中至少在部分区域中，将至少一个另外的增强元件(14、19)粘接到至少一个增强元件(14、19)上。
3.根据权利要求1或2的方法，其中通过搅拌摩擦焊接、激光焊接、熔焊和钎焊的其中之一来接合所述金属板(1、2)。
4.根据权利要求1的方法，其中在机械处理之后，所述接合区域(5)的材料厚度(8)小于或等于所述金属板(1、2)的材料厚度。
5.根据权利要求1的方法，其中所述增强元件(14、19)通过热固性塑料材料来粘接。
6.根据权利要求1的方法，其中所述增强元件(14、19)通过环氧树脂、酚醛树脂、聚酯树脂和BMI树脂的其中之一来粘接。
7.根据权利要求1的方法，其中所述增强元件(14、19)设计为具有增强剖面。
8.根据权利要求1的方法，其中所述增强元件(14、19)设计为T剖面、L剖面、U剖面、Z剖面、矩形剖面、扁平剖面和金属条的其中之一。
9.根据权利要求1的方法，其中所述至少一个增强元件(14、19)由金属材料形成。
10.根据权利要求1的方法，其中所述至少一个增强元件(14、19)由铝、铝合金、钛、钛合金、钢和钢合金的其中之一形成。
11.根据权利要求1的方法，其中所述至少一个增强元件(14、19)由复合材料形成。
12.根据权利要求1的方法，其中所述至少一个增强元件(14、19)由纤维增强的塑料材料形成。
13.根据权利要求1的方法，其中所述金属板(1、2)形成有0.2～10mm的材料厚度。
14.根据权利要求1的方法，其中所述金属板(1、2)由铝、铝合金、钛、钛合金、钢和钢合金的其中之一形成。
15.一种根据权利要求1～14中的任一项的方法形成的用于轻型结构的至少两个金属板(1、2)之间的连接(17、21)，其中金属板(1、2)通过接合区域(5)对接连接，并且至少在所述接合区域(5)的上侧(6)和下侧(7)的至少其中之一的区域中，粘接在整个面积上邻接的至少一个增强元件(14、19)，其中所述至少一个增强元件(14、19)的宽度(15、20)宽于所述接合区域(5)的宽度(16)，以通过交叠产生附加的负载路径。
16.根据权利要求15的连接(17、21)，其中至少在部分区域中，将至少一个另外的增强元件(14、19)粘接到至少一个增强元件(14、19)上。
17.根据权利要求15或16的连接(17、21)，其中所述接合区域(5)的材料厚度(8)小于或等于所述金属板(1、2)的材料厚度。
18.根据权利要求15的连接(17、21)，其中所述至少一个增强元件(14、19)通过至少一个粘合剂层(13、18)来粘接，其中所述至少一个粘合剂层(13、18)的材料厚度(22、23)比所述金属板(1、2)的材料厚度和所述接合区域(5)的材料厚度(8)中的至少一个更薄。
19.根据权利要求15的连接(17、21)，其中所述至少一个增强元件(14、19)形成为具有增强剖面。
20.根据权利要求15的连接(17、21)，其中所述至少一个增强元件(14、19)形成为T剖面、L剖面、U剖面、Z剖面、矩形剖面、扁平剖面和金属条的其中之一。
21.根据权利要求15的连接(17、21)，其中所述至少一个增强元件(14、19)由金属材料形成。
22.根据权利要求15的连接(17、21)，其中所述至少一个增强元件(14、19)由铝、铝合金、钛、钛合金、钢和钢合金的其中之一形成。
23.根据权利要求15的连接(17、21)，其中所述至少一个增强元件(14、19)由复合材料形成。
24.根据权利要求15的连接(17、21)，其中所述至少一个增强元件(14、19)由纤维增强的塑料材料形成。
25.根据权利要求15的连接(17、21)，其中所述金属板(1、2)具有0.2～10mm的材料厚度。
26.根据权利要求15的连接(17、21)，其中所述金属板(1、2)由铝、铝合金、钛、钛合金、钢和钢合金的其中之一形成。
27.根据权利要求18的连接(17、21)，其中所述至少一个粘合剂层(13、18)由热固性塑料材料形成。
28.根据权利要求18的连接(17、21)，其中所述至少一个粘合剂层(13、18)由环氧树脂、聚酯树脂和BMI树脂的其中之一形成。
29.根据权利要求15的连接(17、21)，其中在每一种情况下，所述金属板(1、2)形成用于飞行器部件的壳体的至少部分区域。
30.根据权利要求15的连接(17、21)，其中在每一种情况下，所述金属板(1、2)形成飞行器的机身单元的至少部分区域。
31.一种轻型结构，其由几个接合的壳体和/或壳体的部分区域形成，其中至少两个壳体和/或至少一个壳体的至少两个部分区域通过权利要求15～30中的任一项所述的连接来接合以形成所述轻型结构。
32.根据权利要求31的轻型结构，其是飞行器的机身单元、机翼、水平或垂直尾翼单元的其中之一。
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Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006026167B3 (de) * 2006-06-06 2007-12-13 Airbus Deutschland Gmbh Leichtbau-Strukturpanel
US7507309B2 (en) * 2006-12-29 2009-03-24 General Electric Company Friction stir welding of metal matrix composites
DE102008013365B4 (de) 2008-03-10 2011-03-17 Airbus Operations Gmbh Querstoßverbindung zwischen zwei Rumpfsektionen
US8100316B2 (en) * 2008-05-29 2012-01-24 Airbus Operations Gmbh Method for joining aircraft fuselage elements by friction stir welding (fsw)
DE102011006032A1 (de) 2011-03-24 2012-09-27 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils sowie Strukturbauteil
JP5893955B2 (ja) * 2012-02-27 2016-03-23 株式会社神戸製鋼所 発泡樹脂芯材複合板の締結構造の製造方法
DE102012103332A1 (de) * 2012-04-17 2013-10-17 Thyssenkrupp Steel Europe Ag Verfahren zum Herstellen großer Leichtbleche
US8985514B2 (en) * 2012-06-20 2015-03-24 The Boeing Company Composite structural panels and aircraft fuselages
US9403350B2 (en) * 2013-12-16 2016-08-02 The Nordam Group, Inc. Flash control metal bonding
US9889633B2 (en) 2014-04-10 2018-02-13 Honda Motor Co., Ltd. Attachment method for laminate structures
US10815936B2 (en) * 2016-11-09 2020-10-27 Northrop Grumman Innovation Systems, Inc. Flexible bearing assemblies, rocket motors including such assemblies, and methods of forming flexible bearings
CN108097957B (zh) * 2018-02-09 2020-06-30 江苏烁石焊接科技有限公司 一种软网络分割和梯度成分的钛/钢过渡接头制备方法
DE102019107814A1 (de) * 2019-03-27 2020-10-01 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Verbinden von Bauteilen, die einen faserverstärkten thermoplastischen Kunststoff aufweisen
CN110181188B (zh) * 2019-06-05 2021-08-06 安徽安凯汽车股份有限公司 一种超长铝合金舱门对接工艺
US20220397141A1 (en) * 2019-10-31 2022-12-15 Her Majesty The Queen In Right Of Canada As Represented By The Minister Of Natural Resources Hybrid butt-lap joint, and method of production
CN111341949A (zh) * 2020-03-27 2020-06-26 湖北亿纬动力有限公司 一种电池壳体、电池、电池的制造方法及电池模组
CN111408833B (zh) * 2020-04-02 2021-10-01 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 一种基于石墨烯增强的搅拌摩擦胶焊方法
CN113400696B (zh) * 2021-06-26 2022-02-22 宜宾学院 大口径高压纤维增强柔性复合管连接方法
CN115415235A (zh) * 2022-07-26 2022-12-02 沪东中华造船(集团)有限公司 一种用于薄膜罐不锈钢封板预粘连的处理方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0604247A1 (fr) * 1992-12-24 1994-06-29 Sollac Procédé de soudage bord à bord d'au moins deux tôles
CN1098341A (zh) * 1993-06-25 1995-02-08 富士重工业株式会社 板件连接结构及板件连接方法
EP1291279A2 (de) * 2000-06-28 2003-03-12 Airbus Deutschland GmbH Strukturbauteil für ein Flugzeug
CN1464937A (zh) * 2001-08-09 2003-12-31 三菱重工业株式会社 板状零件连接方法、连接体、燃气轮机燃烧器的尾管，以及燃气轮机燃烧器
EP1439121A1 (de) * 2003-01-16 2004-07-21 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Leichtbau-Strukturbauteil insbesondere für Flugzeuge und Verfahren zu seiner Herstellung

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1876116U (de) * 1961-12-05 1963-07-25 Deutsche Bundesbahn Schweissunterlage zur herstellung einseitig geschweisster stumpfnaehte.
US4156054A (en) * 1978-03-09 1979-05-22 Swiss Aluminium Limited Bonded assembly and method for obtaining same
JPS56102393A (en) * 1980-01-16 1981-08-15 Tanaka Kikinzoku Kogyo Kk Reinforcement structure for container, pipe, or the like made of pt
JPS58188268U (ja) * 1982-06-07 1983-12-14 トヨタ自動車株式会社 溶接継手の補強部材
SU1290663A1 (ru) 1985-05-11 1996-12-27 Н.С. Кирпичев Крыло самолета
SU1680555A1 (ru) 1989-06-26 1991-09-30 Ленинградский механический институт им.Маршала Советского Союза Устинова Д.Ф. Способ стыкового соединени стеклопластиковых панелей
JP3184577B2 (ja) * 1991-10-28 2001-07-09 石川島播磨重工業株式会社 鋼板パネル自動溶接装置
JPH05212577A (ja) * 1992-01-31 1993-08-24 Tanaka Kikinzoku Kogyo Kk 酸化物分散型強化白金材料の溶接部補強方法
JPH10192994A (ja) * 1997-01-09 1998-07-28 Nippon Light Metal Co Ltd 曲げ加工用中子と部材に段差部を形成するための曲げ加工方法とこの曲げ加工方法により曲げ加工された中空構造部材による部材結合部構造
US6153847A (en) * 1997-06-06 2000-11-28 Mitsui Engineering & Shipbuilding Company Welding member and welding method
JPH11235963A (ja) * 1998-02-20 1999-08-31 Isuzu Motors Ltd キャブのサイドシル補強構造
JP2000288726A (ja) * 1999-04-02 2000-10-17 Topy Ind Ltd 鋼橋のソールプレートすみ肉溶接部からの亀裂の補修・補強構造
JP2000291138A (ja) * 1999-04-09 2000-10-17 Tanaka Seisakusho:Kk 鉄骨構造物の接合構造および接合方法
RU2155905C2 (ru) 1999-05-19 2000-09-10 Общество с ограниченной ответственностью "ВНИИСТ-СКТ" Способ ремонта металлических трубопроводов (варианты)
DE10007995C2 (de) * 2000-02-22 2002-03-07 Airbus Gmbh Strukturbauteil, insbesondere für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils
US7225966B2 (en) * 2002-08-07 2007-06-05 Eclipse Aviation Corporation Welded joints with polymer sealant
US7000303B2 (en) * 2002-10-24 2006-02-21 The Boeing Company Method of repairing a crack in a component utilizing friction stir welding
DE10332003B3 (de) * 2003-07-14 2004-12-16 Eads Deutschland Gmbh Geschweißtes Aluminium-Strukturbauteil mit Aluminium-Guss-Werkstoffelementen

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0604247A1 (fr) * 1992-12-24 1994-06-29 Sollac Procédé de soudage bord à bord d'au moins deux tôles
CN1098341A (zh) * 1993-06-25 1995-02-08 富士重工业株式会社 板件连接结构及板件连接方法
EP1291279A2 (de) * 2000-06-28 2003-03-12 Airbus Deutschland GmbH Strukturbauteil für ein Flugzeug
CN1464937A (zh) * 2001-08-09 2003-12-31 三菱重工业株式会社 板状零件连接方法、连接体、燃气轮机燃烧器的尾管，以及燃气轮机燃烧器
EP1439121A1 (de) * 2003-01-16 2004-07-21 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Leichtbau-Strukturbauteil insbesondere für Flugzeuge und Verfahren zu seiner Herstellung

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Publication number Publication date
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