CN101896399B - 包括加劲件边缘接合部的飞行器及制造这种飞行器的方法 - Google Patents

包括加劲件边缘接合部的飞行器及制造这种飞行器的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN101896399B
CN101896399B CN2008801199674A CN200880119967A CN101896399B CN 101896399 B CN101896399 B CN 101896399B CN 2008801199674 A CN2008801199674 A CN 2008801199674A CN 200880119967 A CN200880119967 A CN 200880119967A CN 101896399 B CN101896399 B CN 101896399B
Authority
CN
China
Prior art keywords
stiffener
press strip
aircraft
fuselage
reinforced frame
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.)
Active
Application number
CN2008801199674A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101896399A (zh
Inventor
洛朗·戈蒂耶
菲利普·贝尔纳代
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of CN101896399A publication Critical patent/CN101896399A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101896399B publication Critical patent/CN101896399B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • 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
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/069—Joining arrangements therefor
    • 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
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49826—Assembling or joining

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Road Paving Structures (AREA)
  • Ceramic Products (AREA)
  • Inorganic Insulating Materials (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Escalators And Moving Walkways (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于传递机身中的加强框架和加劲件之间的相交处的应力的系统，以及一种用于制造所述系统的方法。飞行器机身包括由加强框架(5)截断的加劲件(4)。在所述截断处，尽管存在加强框架(5)，但必须传递加劲件(4)所受到的应力。已知的解决方案难以制造和安装，并且当仅由复合材料制成时不能提供简单的应力传递路径。为了解决该问题，本发明包括形成压条(15)，该压条覆盖加劲件(4)的相邻部段(6)的端部和机身(1)的蒙皮(7)，在加强框架(5)下方延伸以连接所述两个相邻部段(6)。

Description

包括加劲件边缘接合部的飞行器及制造这种飞行器的方法
技术领域
本发明涉及一种包括加劲件边缘接合部的飞行器及制造这种飞行器的方法。更具体地，本发明涉及一种用于传递机身中的加强框架和加劲件之间的相交处的应力的系统，以及一种用于制造这种系统的方法。本发明的目的是在飞行器的加劲件的两个相邻部段之间有效地传递应力。所述加劲件通常穿过飞行器的机身中的加强框架。本发明还旨在能够简单地制造和安装用于安排带有Ω形剖面的加劲件的装置。
背景技术
飞行器的机身包括多个机身板，这些机身板安装在一起以形成机身。机身板具有多个加劲件。加劲件以相对于所述板呈凸起肋的形式布置。加劲件在机身中沿着机身的纵向轴线在板上延伸。此外，这种机身特别是在机身板的接合部处包括加强框架。这些加强框架垂直于机身的纵向轴线定位。因此，在机身中存在多个加强框架与加劲件相交的区域。
在加劲件与加强框架的相交处，加劲件被截断以优先加强框架。因此，这种加劲件以多个加劲件部段的形式布置。所述部段彼此对齐并且因存在加强框架而被分隔开。然而，为了在设备的机身中正确发挥作用，尽管存在截断部，但是仍然必须将加劲件承受的应力从一个加劲件部段传递到另一个部段。
已知在现有技术中，尽管存在加强框架，但是在金属领域中可以向加劲件部段的端部增加支架以允许应力连续传递。这种支架支撑在加强框架的每一侧并且经由加强框架将应力从一个加劲件部段传递到下一个部段，从而确保沿着简单路径的应力连续性。
然而，难以制造用于带有Ω形横截面的加劲件的这种支架。Ω形横截面意味着加劲件具有平行于机身板延伸的两个底板，具有与两个底板的最邻近端相连续的、将这两个底板连接在一起的加劲件头部。这种头部以截面为梯形或弯曲形的翼板的形式布置。在横截面中，与头部相联接的两个底板使加劲件呈大写的Ω形形状。
此外，支架不能完全由复合材料制成。制造支架需要用到金属元件。然而，金属元件的存在在机身中引起腐蚀问题、重量问题、以及热问题。
现有技术中还已知，在金属和复合领域中，在板的蒙皮中形成两个折层。这两个折层有助于提高板的刚度。这些折层的目的是在尽管存在加强框架的情况下，将应力从一个加劲件部段传递到另一个部段。蒙皮覆盖机身板的内壁。这种折层通过在加劲件的截断部之前在蒙皮下设立附加层而形成。在加劲件被截断前该附加层从加劲件部段卸掉应力并将应力从加劲件部段传递到加劲件的下一个部段。为此，折翼经过加强框架下方并且在随后的加劲件部段的端部下方继续延伸以有效地传递应力。
然而，加劲件下存在这种折翼意味着加劲件所附接的蒙皮的厚度发生变化。难以制造带有Ω形横截面的、适应于这种蒙皮厚度变化的加劲件。此外，从一个加劲件部段到另一个加劲件部段的应力路径安排比较复杂，这导致与支架相比，应力传递质量较低。
发明内容
因此，本发明的目的在于提供一种装置，其能够有效地安排加劲件的两个部段之间的应力路径，而没有过大的应力损失，并且能够由复合材料制成同时易于制造和安装。
为了在尽管存在加强框架的情况下，在所有加劲件部段中实现应力连续性，本发明提供了连接加劲件相邻部段的端部的附加零件。更具体地，本发明提供了覆盖蒙皮和加劲件部段端部的压条。这种压条避免了在蒙皮中形成折层，从而避免了加劲件下方的蒙皮出现厚度变化。
此外，本发明提供了这样的压条，其通过在加强框架下方延伸而连接两个相邻的加劲件部段。该连接与覆盖加劲件一起确保了有效地安排应力路径而没有过大的应力损失。另外，这种压条能够由复合材料容易地形成，从而避免了与存在金属元件时相关的问题。
最后，这种压条布置简单，这便于其制造和在机身中的安装。
因此，本发明涉及一种飞行器，包括：机身板；具有Ω形横截面的加劲件，所述加劲件沿着所述机身的纵向轴线在机身板上或者在蒙皮上延伸；加强框架，所述加强框架位于垂直于所述机身的纵向轴线的平面上，所述加劲件在所述板与所述加强框架的相交处被截断，所述加劲件的截断部将所述加劲件分成两个部段；至少一个压条，所述压条覆盖所述加劲件的所述部段的端部，所述压条连接加劲件的两个相邻的部段，其特征在于，所述压条定位在板与所述加强框架之间，所述框架抵靠所述压条。
附图说明
通过阅读以下描述并参阅附图能够更好地理解本发明。这些描述和附图仅出于阐释的目的而并不限制本发明。附图中示出了：
图1：机身的一部分的示意性立体图；
图2：根据本发明第一实施方式的机身的一部分的示意性立体图；
图3：根据本发明的加强框架与加劲件之间的相交处的剖视图；
图4：根据本发明第二实施方式的机身的一部分的示意性立体图；
图5：根据本发明第三实施方式的加劲件和压条的剖视图。
具体实施方式
图1示出了机身的一部分的示意性立体图。该机身1具有安装在一起的多个区段2。这些区段2大致呈圆筒形形状。该区段2具有多个机身板3，所述机身板3安装在一起以形成圆筒形区段2。
为了确保结构有一定的稳固性，机身1具有至少一个、或通常为多个加劲件4。这些加劲件4沿机身1的纵向轴线100平行延伸。这些加劲件依循机身1的内壁延伸。
此外，该机身1具有至少一个、或通常为多个加强框架5。这些加强框架5以横梁的形式布置，所述横梁具有足够的高度以确保刚度并防止机身承受较大变形。
这些加强框架5依循机身1的内壁延伸。该加强框架5沿着垂直于机身1的轴线100的平面定位。因此，加劲件4沿着垂直于加强框架5所延伸的平面的轴线延伸。
为了优先加强框架5，加劲件4在与加强框架5的每个相交处被截断。因此，加劲件4被分成多个部段6。因此，加劲件4的部段6或者是位于加劲件4的始端或末端、始于加劲件4的始端或末端以及刚好止于加强框架5之前的部段6，或者是位于两个加强框架5之间的加劲件4部段6。
机身1可具有蒙皮7，该蒙皮7覆盖机身1的全部或部分内壁，即板3的内壁。在这种情况下，加劲件4可附接于蒙皮7而不是直接附接于板3。
图2示出了根据本发明第一实施方式的机身1的一部分的示意性立体图。在横剖视图中，加劲件4呈Ω形。更具体地，加劲件4具有头部支撑8和头部9。头部支撑8从加劲件4的头部9的每一侧侧向延伸。头部支撑8具有从头部9的一侧延伸的第一底板10和从头部9的与第一底板10相对的一侧延伸的第二底板11。第一底板10和第二底板11平行于覆盖机身1内壁的蒙皮7的表面延伸。
头部9具有两个侧部和一个顶部。第一侧部12形成相对于第一底板10的倾斜平面。该第一侧部12将第一底板10连接于头部9的顶部13。头部9的顶部13形成位于第一底板10和第二底板11之间、平行于蒙皮7的表面。根据图2所示的本发明的变型，顶部13的宽度小于隔开两个底板10和11的距离。根据本发明的另一个变型，该宽度可大于或等于该距离。
第二侧部14形成相对于第二底板11的倾斜平面。该第二侧部14将第二底板11连接于头部9的顶部13。第一底板10、第一侧部12、头部9的顶部13、第二侧部14、以及第二底板11使加劲件4具有Ω形横截面。然而，如果头部9仅具有连接第一底板10与第二底板11的一个弯曲板，也能实现该形状。
根据本发明，机身1具有压条15。在加强框架5与加劲件4之间的每个相交处定位有压条15。所述压条15定位在蒙皮7与加强框架5之间。更具体地，该压条在加强框架5与加劲件4之间的相交处覆盖蒙皮7。该压条15形成加劲件4的两个相邻部段6之间的接合部，加强框架5支撑在该压条15上。
压条15覆盖加劲件4的两个相邻部段6的端部16。更具体地，该压条15具有延伸覆盖底板10的叶片17和延伸覆盖加劲件头部的侧部12的壁18。
所述压条15避免了在蒙皮7中形成折层。没有折层有利于加劲件4在加劲件4与加强框架5之间的相交处的安装。另外，该压条15提供了两个相邻部段6之间的有效的应力路径。
此外，该压条15可以完全由复合材料制成而不存在金属零件。所述压条15防止了与存在金属零件时相关的热问题和腐蚀。
根据本发明，在加劲件4的截断部之后，压条15侧向延伸从而一起形成平坦连续的表面19，该表面19在其整个表面上支撑加强框架5。压条15在加强框架5下方不具有厚度变化。不具有厚度变化使得能够将加强框架5简单地安装在机身1中，同时确保了其稳固支撑。
对于压条15，本发明具有多种可能的实施方式。
第一实施方式提供了自第一压条20起的叶片17，以覆盖加劲件4的第一部段22的第一端部21上的第一底板10。自第一压条20起的壁18还从该第一端部21覆盖头部9的第一侧部12。
在加劲件4的第一部段22的截断部处，第一压条20相对于机身的轴线100侧向或垂向延伸，以便在从加劲件4的纵向轴线101至条带中部延伸的宽度35上覆盖蒙皮7，两个并排的加劲件4间隔开宽度23。此外，与机身1的轴线100平行地，第一压条20在加强框架5下方延伸以到达加劲件4的与第一部段22相邻的第二部段24。该第一压条22形成第一部段22的第一端部21与第二部段24的第二端部25之间的接合部。
在加劲件4的第二部段24的始端处，第一压条20的宽度减小。因此，第一压条20以与其覆盖第一部段22的端部21的方式相同的方式覆盖第二部段24的端部25，这意味着自第一压条20起的叶片17覆盖第一底板10且自第一压条20起的壁18覆盖端部25的第一侧部12。
在本发明的该实施方式中，第一压条20和第二压条26位于一个加劲件4的两侧。第二底板11和头部9的第二侧部14分别由自第二压条26起的叶片和壁18覆盖。该第二压条26相对于自加劲件4对称的平面与第一压条20对称地延伸。
图3示出了根据本发明的加强框架与加劲件之间的相交处的剖视图。在加强框架5处，加劲件4被截断，其因此被分成部段(22、24)。所述部段的端部21和25装配有压条15。于是，所有压条15在加强框架5的全部支撑表面上覆盖加劲件4的两个部段22和24之间的全部蒙皮7或机身板3。
图4示出了根据本发明第二实施方式的机身的一部分的示意性立体图。该第二实施方式将图2中所示的两个压条20和26合在一起成为单个压条27。该压条27以与压条20和26一起覆盖的方式相同的方式覆盖加劲件4的端部21和25。此外，该压条27覆盖蒙皮7或板3的与压条20和26一起覆盖的表面相同的表面。
图5示出了根据本发明第三实施方式的加劲件和压条的剖视图。根据该实施方式，压条28覆盖第一加劲件29的第一底板10和第一侧部12。同一压条28还覆盖第二加劲件30的第二底板11和第二侧部14。第一加劲件29和第二加劲件30在机身1中并排且彼此平行地布置。所述压条28覆盖蒙皮7的特定表面，该特定表面与根据上述本发明第一实施方式的第一加劲件29的压条20结合第二加劲件30的第二压条26所覆盖的表面相同。
所述压条15可位于加劲件4的端部16处，未因加强框架5的存在而被截断，或者位于加劲件4的始端或末端。这些压条装配在加劲件4的端部。位于加劲件的始端和末端处的这些压条覆盖加劲件4的部段6的端部16，所述端部16对应于加劲件4的始端或末端，并终止在蒙皮7或机身板3上，而不与另一个部段6的另一个端部16形成接合部。这些始端和末端压条用于在加劲件4的始端处排出加劲件4中的应力，或者用于分摊来自加劲件4的应力。
本发明还提供了应力路径的两种变型。
在第一变型中，见图2，加劲件4的底板10和11被截断为比加劲件头部9更远离加强框架5。底板10和11中的这种比加劲件4头部9的端部更远离加强框架5的截断允许将应力从加劲件4卸载到压条15中，所述卸载首先通过底板10和11、然后通过加劲件4头部9的侧部12和14、并最终通过加劲件4头部9的顶部13来实现。
根据该第一变型，压条15的截断部、或压条15覆盖加劲件4的端部16所至的位置在头部9的侧部12和14上比在底板10和11上更靠近加强框架5。于是，压条15的壁18的覆盖在加劲件头部9的侧部上的、比叶片17的截断部更靠近加强框架5的覆盖表面受到显著减小。因此，该壁18在该减小后以压在加劲件4侧部下表面上的减小壁31的形式延伸到压条15的完全截断部。叶片17和减小壁31在相同的位置被截断。
在第二变型中，见图4，加劲件4的头部9被截断为比加劲件4的底板10和11更远离加强框架5。在该变型中，加劲件4头部9的截断部沿着相对于顶部13的倾斜平面形成。根据本发明的该变型，压条15除了覆盖加劲件4的底板10和11以及加劲件4头部9的侧部12和14以外，还覆盖加劲件4头部9的截断部中的倾斜表面的一部分32。因此，加劲件15具有止挡部33，该止挡部33以靠置在头部9上的方式沿着加劲件4头部9的截断部倾斜平面延伸而覆盖加劲件4的头部9。
根据本发明的该变型，应力从加劲件4中首先通过加劲件4头部9的顶部13、然后通过头部9的侧部12和14、并最后通过加劲件4的底板10和11而卸载到压条15中。
在该第二变型中，加劲件4的部段6的一个端部16上的压条15的截断部在底板10和11上比在头部9的侧部12和14上更靠近加强框架5。于是，壁18比叶片17延伸得更远离加强框架5。
此外，本发明能够提供这样的压条15，其具有用于保持被加强框架5截断的两个相邻加劲件部段对齐的装置。
在该第二变型中，即加劲件4的底板10和11被截断为比加劲件4的头部9更靠近加强框架5的变型，本发明使得壁18的区域34在头部9的端部处具有较小的厚度。这样的弱化区域34允许壁18略为折弯以保持加劲件4的多个部段9对齐。当安装加劲件4的多个部段6时，经常难以保持部段6的完美对齐。
根据本发明，所述压条15的优点还来自于制造压条15的方式。可使用许多制造和安装方法来生产根据本发明的压条15。
因此，可将根据本发明的由复合材料制成的压条15与蒙皮7同时制作在一起。类似地，可将根据本发明的由复合材料制成的压条15与加劲件4同时制作在一起。另一个方案包括分别制作压条15和加劲件4，之后将压条15附接于加劲件4和蒙皮7。压条15例如可胶粘于聚合体蒙皮7或者甚至螺栓连接于加劲件4和蒙皮7。
根据本发明，能够结合上述实施方式和压条的变型。因此，加劲件例如可在一侧上由根据第一实施方式的压条20覆盖，而其另一侧由根据第三实施方式的加劲件28覆盖。也可以将变型进行结合。例如，加劲件的第一底板10可截断为比头部9更靠近加强框架5，而头部9本身被截断为比第二底板11更靠近加强框架5。

Claims (10)

1.一种飞行器，包括：
-机身(1)板(3)，
-具有Ω形横截面的加劲件(4)，所述加劲件(4)沿着所述机身(1)的纵向轴线(100)在机身板(3)上或者在覆盖所述机身的内壁的蒙皮(7)上延伸，
-加强框架(5)，所述加强框架(5)垂直于所述机身的纵向轴线定位；
-所述加劲件(4)在所述板(3)与所述加强框架(5)的相交处被截断，
所述加劲件(4)的截断部将所述加劲件(4)分成两个部段(6)，
-至少一个压条(15)，所述压条(15)覆盖所述加劲件(4)的所述部段(6)的端部(16)，所述压条(15)连接加劲件(4)的两个相邻的部段(6)，
其特征在于，所述压条(15)定位在板(3)与所述加强框架(5)之间，所述框架(5)抵靠所述压条(15)。
2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，抵靠加强框架(5)的所有压条(15)形成用于所述加强框架(5)的支撑表面。
3.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，压条(15)具有支撑在加劲件(4)的底板(10)上的至少一个叶片(17)和支撑在所述加劲件(4)的头部(9)的侧部(12)上的至少一个壁(18)。
4.如权利要求3所述的飞行器，其特征在于，压条具有支撑在两个底板(10、11)上的至少两个叶片(17)和支撑在两个侧部(12、14)上的至少两个壁(18)，所述底板(10、11)/侧部(12、14)设定成属于同一加劲件(4)或者分别属于彼此平行且并排布置的两个加劲件(29、30)。
5.如权利要求1至4中任一项所述的飞行器，其特征在于，压条(15)定位在加劲件(4)的一个端部(16)处，没有因加强框架(5)的存在而被截断。
6.如权利要求3或4所述的飞行器，其特征在于，所述压条(15)具有止挡部(33)，所述止挡部(33)以靠置在所述头部(9)上的方式沿着所述加劲件(4)的头部(9)的截断部倾斜平面延伸。
7.如权利要求1至4中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述压条(15)具有较小厚度区(34)，所述较小厚度区(34)定位在所述压条(15)的壁(18)上并且位于所述加劲件(4)头部(9)的截断部处。
8.一种用于制造如权利要求1至4中任一项所述飞行器的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：将复合材料压条(15)和蒙皮(7)同时制作在一起。
9.一种用于制造如权利要求1至4中任一项所述飞行器的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：将复合材料压条(15)和复合材料加劲件(4)同时制作在一起。
10.一种用于制造如权利要求1至4中任一项所述飞行器的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：分别制造所述压条(15)和所述加劲件(4)；以及将所述压条(15)附接于所述加劲件(4)和所述蒙皮(7)、或附接于所述加劲件(4)和所述板(3)。
CN2008801199674A 2007-10-18 2008-09-12 包括加劲件边缘接合部的飞行器及制造这种飞行器的方法 Active CN101896399B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0758418A FR2922517B1 (fr) 2007-10-18 2007-10-18 Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion
FR0758418 2007-10-18
PCT/FR2008/051630 WO2009050357A2 (fr) 2007-10-18 2008-09-12 Avion comportant des jonctions d'arrêts de raidisseurs et procédé de fabrication d'un tel avion

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101896399A CN101896399A (zh) 2010-11-24
CN101896399B true CN101896399B (zh) 2013-09-25

Family

ID=39473773

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2008801199674A Active CN101896399B (zh) 2007-10-18 2008-09-12 包括加劲件边缘接合部的飞行器及制造这种飞行器的方法

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8480031B2 (zh)
EP (1) EP2209712B1 (zh)
JP (1) JP5061244B2 (zh)
CN (1) CN101896399B (zh)
AT (1) ATE508043T1 (zh)
BR (1) BRPI0818583A2 (zh)
CA (1) CA2702889C (zh)
DE (1) DE602008006762D1 (zh)
FR (1) FR2922517B1 (zh)
RU (1) RU2435701C1 (zh)
WO (1) WO2009050357A2 (zh)

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
DE102007029500B4 (de) * 2007-06-25 2013-02-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil
FR2922516B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-16 Airbus France Eclissage de raidisseurs en omega au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion
FR2922518B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Structure d'avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs
FR2922517B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion
FR2940785B1 (fr) * 2009-01-08 2012-10-26 Airbus France Jonction longitudinale pour panneaux de fuselage d'aeronef en materiaux composites
FR2947522B1 (fr) * 2009-07-03 2011-07-01 Airbus Operations Sas Element de fuselage comportant un troncon de fuselage et des moyens de jonction, portion de fuselage, fuselage et aeronef
DE102009060695A1 (de) * 2009-12-29 2011-07-07 Airbus Operations GmbH, 21129 Flugzeugrumpf und Hautfeld
ES2392236B1 (es) * 2010-01-15 2013-10-09 Airbus Operations, S.L. Componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos.
GB201016279D0 (en) * 2010-09-28 2010-11-10 Airbus Operations Ltd Stiffener run-out
FR2970942B1 (fr) * 2011-01-28 2013-02-22 Airbus Operations Sas Raccordement des cadres de raidissage entre un fuselage d'aeronef et un caisson de voilure
ES2398985B1 (es) * 2011-03-14 2014-02-14 Airbus Operations S.L. Dispositivos de transferencia de carga en la terminación de un larguerillo.
FR2976916B1 (fr) * 2011-06-27 2013-07-26 Airbus Operations Sas Dispositif et procede d'assemblage de deux troncons de fuselage d'aeronef
US8993097B2 (en) * 2011-10-10 2015-03-31 The Boeing Company Tapered height curved composite stringers and corresponding panels
US8684311B2 (en) 2012-03-07 2014-04-01 The Boeing Company Bonded splice joint
US8960606B2 (en) * 2012-10-31 2015-02-24 The Boeing Company Circumference splice for joining shell structures
FR3000018B1 (fr) * 2012-12-21 2016-12-09 Airbus Operations Sas Raidisseur de fuselage d'aeronef, son procede de fabrication, et fuselage d'aeronef equipe d'un tel raidisseur
JP6093192B2 (ja) * 2013-01-25 2017-03-08 三菱航空機株式会社 航空機の機体用パネル、航空機の翼
EP2781450B1 (en) * 2013-03-19 2018-05-02 Airbus Operations GmbH System and method for interconnecting composite structures
FR3006297B1 (fr) * 2013-05-29 2016-07-15 Airbus Operations Sas Procede d'assemblage de deux panneaux comportant des raidisseurs a l'aide d'eclisses et aeronef comprenant une zone de jonction amelioree entre une poutre ventrale et une barque avant
US9399510B2 (en) * 2014-08-20 2016-07-26 The Boeing Company Hat stringer closeout fitting and method of making same
DE102015208024A1 (de) * 2015-04-30 2016-11-03 Airbus Operations Gmbh Rumpfsektion und Querstoßverbindung zweier Rumpfsektionen eines Luft- oder Raumfahrzeugs
EP3109152B1 (en) * 2015-06-24 2019-08-07 Airbus Operations GmbH Stiffened fuselage component as well as method and apparatus for manufacturing a stiffened fuselage component
US10059054B2 (en) * 2015-06-29 2018-08-28 The Boeing Company Welding thermoplastic structures
CN105416560B (zh) * 2015-11-24 2018-06-05 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机结构中后缘条连接不分离的框梁安装方法
GB2581835A (en) * 2019-03-01 2020-09-02 Airbus Operations Ltd Composite stiffener
NL2023459B1 (en) * 2019-07-08 2021-02-02 Kok & Van Engelen Composite Structures B V Fuselage structure of an aircraft and method for manufacturing the same
US11420718B2 (en) * 2020-03-27 2022-08-23 The Boeing Company Aircraft tail assembly

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2397450A (en) * 1944-02-25 1946-03-26 Budd Edward G Mfg Co Fabricated structure
US5518208A (en) * 1993-12-28 1996-05-21 The Boeing Company Optimum aircraft body frame to body skin shear tie installation pattern for body skin/stringer circumferential splices
CN1177561A (zh) * 1996-10-07 1998-04-01 王新云 飞行器的预应力结构及制造方法
EP1719698A1 (en) * 2005-05-05 2006-11-08 Northrop Grumman Corporation Thermally insulated structure-tapered joint

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US128643A (en) * 1872-07-02 Improvement in refrigerators
GB457369A (en) * 1935-06-29 1936-11-26 Dornier Metallbauten Gmbh Improvements in or relating to sheet metal walls and/or partitions for aircraft
US3827661A (en) * 1972-07-26 1974-08-06 Ryson Aviat Corp Aircraft wing structure and method of assembly
US7134629B2 (en) * 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
FR2922517B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2397450A (en) * 1944-02-25 1946-03-26 Budd Edward G Mfg Co Fabricated structure
US5518208A (en) * 1993-12-28 1996-05-21 The Boeing Company Optimum aircraft body frame to body skin shear tie installation pattern for body skin/stringer circumferential splices
CN1177561A (zh) * 1996-10-07 1998-04-01 王新云 飞行器的预应力结构及制造方法
EP1719698A1 (en) * 2005-05-05 2006-11-08 Northrop Grumman Corporation Thermally insulated structure-tapered joint

Also Published As

Publication number Publication date
JP2011500415A (ja) 2011-01-06
ATE508043T1 (de) 2011-05-15
EP2209712A2 (fr) 2010-07-28
WO2009050357A3 (fr) 2009-06-11
JP5061244B2 (ja) 2012-10-31
CA2702889C (fr) 2012-05-29
FR2922517A1 (fr) 2009-04-24
RU2435701C1 (ru) 2011-12-10
WO2009050357A2 (fr) 2009-04-23
CN101896399A (zh) 2010-11-24
US8480031B2 (en) 2013-07-09
WO2009050357A9 (fr) 2010-07-29
CA2702889A1 (fr) 2009-04-23
US20100258676A1 (en) 2010-10-14
BRPI0818583A2 (pt) 2015-07-21
FR2922517B1 (fr) 2010-04-23
EP2209712B1 (fr) 2011-05-04
DE602008006762D1 (de) 2011-06-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101896399B (zh) 包括加劲件边缘接合部的飞行器及制造这种飞行器的方法
CN101903238B (zh) 包括加劲件边缘接合部的飞行器结构
WO2020107532A1 (zh) 一种飞机复合材料机翼翼梁及翼根区连接结构
CN101868405B (zh) 用于接合机身部分的耦联装置、由耦联装置和至少一个机身部分构成的组合以及用于制造该耦联装置的方法
JP5184523B2 (ja) 複合翼胴継手
US8042770B2 (en) Structural element, method for producing such a structural element, and aircraft having such a structural element
EP2766258B1 (en) Tapered height curved composite stringers and corresponding panels
US20120286090A1 (en) Connection of a fuselage to an aircraft wing
JP4968537B2 (ja) 航空機の翼
CN102975847A (zh) 组装飞行器机身的两个区段的装置和方法
CN103899083A (zh) 一种建筑框架模板
CN101516723A (zh) 基于纵向壁板实现的飞行器机身和实现该机身的方法
CN103987960A (zh) 后箱、具有后箱的转子叶片和具有这样的转子叶片的风能设备
CN103964090A (zh) 集装箱底板单元、底架及集装箱与底架的生产方法
KR20050088396A (ko) 대규모 복합재료 구조물 및 대규모 복합재료 구조물의 제조방법
EP2626291B1 (en) Structural joint having continuous skin with inside and outside stringers
CN105073577B (zh) 用于飞行器机身的加强件、用于制造飞行器机身的加强件的方法以及装有这种加强件的飞行器机身
MX2012012311A (es) Panel de multiples usos de baja densidad y alta resistencia.
CN211974315U (zh) 一种用于爬模变截面墙体施工的模板系统
CN106114818A (zh) 结构部件
CN105064141A (zh) 一种异形钢轨及钢轨胶接绝缘接头
EP1555237B1 (en) A telescopic arm for a lift truck
CN112406131B (zh) 一种u型共固化长桁、加筋壁板及其成型方法
KR101091261B1 (ko) 일체형 사다리형 케이블 트레이 및 그 제조방법
CN204849490U (zh) 一种异形钢轨及钢轨胶接绝缘接头

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant