CN111392028A - 用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法 - Google Patents

用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111392028A
CN111392028A CN202010284346.4A CN202010284346A CN111392028A CN 111392028 A CN111392028 A CN 111392028A CN 202010284346 A CN202010284346 A CN 202010284346A CN 111392028 A CN111392028 A CN 111392028A
Authority
CN
China
Prior art keywords
repair
stringer
section
component
lap
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.)
Pending
Application number
CN202010284346.4A
Other languages
English (en)
Inventor
方尚庆
王爱军
龚德志
吕军
彭国辉
刘婷
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.)
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Shanghai Aircraft Design and Research Institute Commercial Aircraft Corporation of China Ltd
Original Assignee
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Shanghai Aircraft Design and Research Institute Commercial Aircraft Corporation of China Ltd
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 Commercial Aircraft Corp of China Ltd, Shanghai Aircraft Design and Research Institute Commercial Aircraft Corporation of China Ltd filed Critical Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority to CN202010284346.4A priority Critical patent/CN111392028A/zh
Publication of CN111392028A publication Critical patent/CN111392028A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/182—Stringers, longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/40—Maintaining or repairing aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Bridges Or Land Bridges (AREA)

Abstract

本发明提供用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法。长桁修理件的一部分形成长桁端部段以替换机翼长桁的长桁端部，长桁修理件的另一部分形成修理件搭接段，修理件搭接段在修理件上缘条、修理件下缘条以及修理件腹板的至少修理件上缘条上形成修理件上凹陷部，从而获得修理件搭接段上缘条。机翼长桁的被截去长桁端部之后的一端形成与修理件搭接段上下搭接的构件搭接段，使得修理件搭接段与构件搭接段之间的对应部分彼此搭接。修理件搭接段上缘条构造成：当长桁修理件的修理件搭接段与机翼长桁的构件搭接段搭接时，修理件搭接段上缘条和构件搭接段上缘条搭接后形成组合上缘条，使得组合上缘条的上表面与修理件上缘条的上表面共面。

Description

用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法
技术领域
本发明涉及一种用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法，尤其涉及用于民用飞机机翼金属壁板Z型长桁端部损伤修理的结构件。
背景技术
Z型长桁是大型民用飞机机翼金属壁板常见的长桁形式，长桁端部通常通过接头等结构件与周边结构连接。在实际飞机运营中，长桁可能因各种原因发生结构损伤，需进行加强修理。而长桁端部的损伤修理不仅涉及长桁自身的损伤修理，还须考虑对于周边结构的影响，应尽量避免修理中次生损伤的发生。因此，寻找可避免此问题的修理方案具有实际的意义和需求。
目前，波音公司采用的金属Z型长桁端部损伤修理方法是(如B737SRM中提供的修理方案)：将长桁损伤段切除后，将与切除段相匹配的新长桁段填补在切除位置，再利用若干个L型角材、加强条等结构修理件通过紧固件与原长桁、新长桁段进行机械连接，从而恢复长桁的传载功能。此方法特点是：结构连接形式为对接连接,所需的L型角材等结构件及连接用的紧固件数量多，修理结构较复杂。加之机翼长桁位于油箱内，修理施工空间通常狭小，因此，目前通用的修理方法存在修理结构重量较大、修理耗时长、工艺性不佳、修理中易发生次生损伤等问题。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提供一种既可以修理飞机Z型长桁端部损伤，又可以提高结构效率并减少次生损伤的新型长桁修理件。为此，本发明提供一种用于机翼长桁的长桁修理件，其中，机翼长桁包括构件上缘条、构件下缘条、以及连接在构件上缘条与构件下缘条之间的构件腹板；长桁修理件包括修理件上缘条、修理件下缘条、以及连接在修理件上缘条与修理件下缘条之间的修理件腹板。长桁修理件的一部分形成长桁端部段以替换机翼长桁的长桁端部，长桁修理件的另一部分形成修理件搭接段，修理件搭接段在修理件上缘条、修理件下缘条以及修理件腹板的至少修理件上缘条上形成修理件上凹陷部，从而获得修理件搭接段上缘条。机翼长桁的被截去长桁端部之后的一端形成与修理件搭接段上下搭接的构件搭接段，使得修理件搭接段与构件搭接段之间的对应部分彼此搭接。构件搭接段至少包括由构件上缘条的一部分形成的、对应于并容纳于修理件上凹陷部的构件搭接段上缘条。其中，修理件搭接段上缘条构造成：当长桁修理件的修理件搭接段与机翼长桁的构件搭接段搭接时，修理件搭接段上缘条和构件搭接段上缘条搭接后形成组合上缘条，使得组合上缘条的上表面与修理件上缘条的上表面共面。
在上述技术方案的基础上，进一步地，长桁修理件的长桁端部段的结构和材料与机翼长桁的长桁端部的结构和材料基本相同，从而长桁端部段替换机翼长桁中被截去的长桁端部。
较佳地，在上述技术方案的基础上，修理件搭接段的长度等于构件搭接段的长度。
在上述技术方案的基础上，进一步地，修理件搭接段在修理件下缘条以及修理件腹板上分别形成对应的修理件下凹陷部和修理件腹板凹陷部，从而获得对应的修理件搭接段下缘条和修理件搭接段腹板。构件搭接段还包括：由构件下缘条的一部分形成的、对应于并容纳于修理件下凹陷部的构件搭接段下缘条；和由构件腹板的一部分形成的、对应于并容纳于修理件腹板凹陷部的构件搭接段腹板。其中，修理件搭接段下缘条与构件搭接段下缘条搭接后形成组合下缘条，修理件搭接段腹板和构件搭接段腹板搭接后形成组合腹板。
较佳地，在上述技术方案的基础上，修理件搭接段下缘条构造成使得组合下缘条的上表面与修理件下缘条的上表面共面，修理件搭接段腹板构造成使得组合腹板的外侧表面与修理件腹板的外侧表面共面。
较佳地，在上述技术方案的基础上，长桁修理件的修理件搭接段构造成使得机翼长桁的构件搭接段的构件搭接段上缘条和构件搭接段下缘条分别支承在修理件搭接段的修理件搭接段上缘条和修理件搭接段下缘条上。
较佳地，机翼长桁的材料是铝合金材料，机翼长桁的至少构件搭接段为Z型长桁，长桁修理件的材料是铝合金材料，长桁修理件的至少修理件搭接段为Z型结构。
较佳地，在上述技术方案的基础上，长桁修理件还包括设置在修理件搭接段下缘条与构件搭接段下缘条之间的垫片，以消除搭接时形成的间隙。
较佳地，在上述技术方案的基础上，长桁修理件还包括个紧固件，紧固件用于将述长桁修理件的修理件搭接段固定到机翼长桁的构件搭接段。
本发明还提供一种采用如上的长桁修理件修理机翼长桁的方法，方法包括：
1)定位步骤，定位机翼长桁的损伤的长桁端部，切除长桁端部；
2)准备步骤，根据长桁端部准备长桁修理件；
3)搭接步骤，将长桁修理件定位在机翼长桁的一端，使长桁修理件的修理件搭接段搭接在机翼长桁的构件搭接段上面，使两者之间贴合；
4)固定步骤，用多个紧固件将长桁修理件的修理件搭接段固定到机翼长桁的构件搭接段。
在上述的方法中，进一步地，在搭接步骤中，采用如上的长桁修理件，使得修理件搭接段上缘条与构件搭接段上缘条搭接、修理件搭接段下缘条与构件搭接段下缘条搭接、修理件搭接段腹板与构件搭接段腹板搭接，搭接之后如果在修理件搭接段下缘条与构件搭接段下缘条之间具有间隙，在间隙中放置垫片以消除间隙。
进一步地，在固定步骤中，在搭接后的组合上缘条、组合下缘条和组合腹板上形成多个通孔，紧固件通过通孔将修理件搭接段固定到机翼长桁的构件搭接段。
此外，在紧固件通过通孔将修理件搭接段固定到机翼长桁的构件搭接段时，通过紧固件将蒙皮固定到组合上缘条上。
与现有方法相比，本发明采用搭接连接方式和整体结构设计，使修理结构大大精简，不需要多个L型角材和加强条等结构修理件进行叠层加强，同时缩短了修理结构连接段长度，可以使修理结构传力更直接，重量更轻、结构效率更高，同时也带来了由连接结构简化带来的工艺性改善、减少次生损伤的优点。
附图说明
图1是根据本发明的长桁修理件的示意性的立体示意图；
图2是根据本发明的长桁修理件损伤修理的一个实施例的仰视示意图；
图3是图2中A-A截面的剖面图，其示出长桁修理件在修理位置中的蒙皮、机翼长桁和长桁修理件的结构和连接关系。
上述附图仅仅是示意性的，未严格按照比例绘制。
图中的附图标记在附图和实施例中的列表：
1－长桁修理件，包括；
1a－修理件上缘条；
1b－修理件下缘条；
1c－修理件腹板；
11－长桁端部段；
13－修理件搭接段，包括；
13a－修理件搭接段上缘条；
13b－修理件搭接段下缘条；
13c－修理件搭接段腹板；
130a－修理件上凹陷部；
130b－修理件下凹陷部；
130c－修理件腹板凹陷部；
2－长桁构件，包括；
－构件上缘条；
－构件下缘条；
－构件腹板；
－长桁端部；
23－构件搭接段，包括；
23a－构件搭接段上缘条；
23b－构件搭接段下缘条；
23c－构件搭接段腹板；
12a－组合上缘条；
12b－组合下缘条；
12c－组合腹板；
3－蒙皮；
4－紧固件；
5－垫片。
具体实施方式
为描述本发明实施例方便起见而在本文中使用的术语说明如下。
上：靠近机翼蒙皮；
下：远离机翼蒙皮；
长度：本文中所述的长度沿机翼长桁的纵向；
厚度：本文中所述的厚度沿垂直于机翼蒙皮的方向。
下面结合附图和实施例来进一步描述本发明，从而更清楚地了解本发明的发明原理和有益的技术效果。
本发明所涉及的如图3所示的机翼长桁2包括构件上缘条、构件下缘条、以及连接在构件上缘条与构件下缘条之间的构件腹板，这样结构的机翼长桁2较佳的是Z型长桁。根据本发明，为了修理损伤的机翼长桁2，提供一种用于机翼长桁2的长桁修理件1，长桁修理件1包括修理件上缘条1a、修理件下缘条1b、以及连接在修理件上缘条1a与修理件下缘条1b之间的修理件腹板1c,长桁修理件1分成两部分，一部分形成长桁端部段11以替换机翼长桁2的被切割的长桁端部，另一部分形成修理件搭接段13，修理件搭接段13在修理件上缘条1a、修理件下缘条1b以及修理件腹板1c的至少修理件上缘条1a上形成修理件上凹陷部130a，从而获得修理件搭接段上缘条13a。
图1示出了根据本发明的长桁修理件1的一个较佳实施例，修理件搭接段13包括修理件上凹陷部130a和相应的修理件搭接段上缘条13a，修理件搭接段13还在修理件下缘条1b以及修理件腹板1c上分别形成对应的修理件下凹陷部130b和修理件腹板凹陷部130c，从而获得对应的修理件搭接段下缘条13b和修理件搭接段腹板13c。
如图3所示，为了使长桁修理件1能够搭接到机翼长桁2上，机翼长桁2的被修理的一端形成与修理件搭接段13上下搭接的构件搭接段23，搭接时构件搭接段23在上，修理件搭接段13在下，使得修理件搭接段13与构件搭接段23之间的对应部分彼此搭接。构件搭接段23至少包括由构件上缘条的一部分形成的、对应于并容纳于修理件上凹陷部130a的构件搭接段上缘条23a，较佳地，构件搭接段23还包括构件搭接段下缘条23b和构件搭接段腹板23c，构件搭接段下缘条23b由构件下缘条的一部分形成的、对应于并容纳于修理件下凹陷部130b，构件搭接段腹板23c由构件腹板的一部分形成的、对应于并容纳于修理件腹板凹陷部130c。如此，当长桁修理件1的修理件搭接段13与机翼长桁2的构件搭接段搭接23时，修理件搭接段上缘条13a和构件搭接段上缘条23a搭接后形成组合上缘条12a，修理件搭接段下缘条13b与构件搭接段下缘条23b搭接后形成组合下缘条12b，修理件搭接段腹板13c和构件搭接段腹板23c搭接后形成组合腹板12c。其中，为了能够在机翼长桁2上铺设蒙皮3，修理件上凹陷部130a的深度设置成等于构件搭接段上缘条23a的厚度，使得组合上缘条12a的上表面、即构件搭接段上缘条23a的上表面与修理件上缘条1a的上表面齐平或共面。较佳地，修理件下凹陷部130b的深度设置成等于构件搭接段下缘条23b的厚度，修理件腹板凹陷部130c的深度设置成等于构件搭接段腹板23c的厚度，使得组合下缘条12b的上表面、即构件搭接段下缘条23b的上表面与修理件下缘条1b的上表面齐平或共面，组合腹板12c的外侧表面、即构件搭接段腹板23c的外侧表面与修理件腹板1c的外侧表面齐平或共面。
损伤的长桁端部被从机翼长桁2截去之后，在机翼长桁2形成机翼长桁2的一端，长桁修理件1的长桁端部段11的结构和材料与机翼长桁2的被截去的长桁端部的结构和材料分别基本相同，从而长桁修理件1的长桁端部段11替换机翼长桁2中被截去的长桁端部。为保证搭接贴合，使修理件搭接段13的长度等于构件搭接段23的长度。
如图3所示，长桁修理件1的修理件搭接段13构造成使得机翼长桁2的构件搭接段23支承在修理件搭接段13上，使构件搭接段上缘条23a、构件搭接段下缘条23b、构件搭接段腹板23c与修理件搭接段上缘条13a、修理件搭接段下缘条13b、修理件搭接段腹板13c两两分别贴合在一起。如果在修理件搭接段下缘条13b与构件搭接段下缘条23b之间出现间隙，则插入垫片5，以消除搭接时形成的间隙。
如图3所示，其示出了多个紧固件4，紧固件4用于将述长桁修理件1的修理件搭接段13固定到机翼长桁2的构件搭接段23。在本实施例中，机翼长桁2的材料是铝合金材料，机翼长桁2为Z型长桁，两端为工型结构，长桁修理件1的材料是铝合金材料，长桁修理件1的修理件搭接段13为Z型结构，而对应于机翼长桁2的工型结构的端部也为工型结构，如图1所示。图2用仰视图示出了根据本发明的长桁修理件损伤修理的一个实施例。
机翼长桁2的损伤部分的修理如下进行：
1)定位步骤，定位机翼长桁2的损伤的长桁端部，切除长桁端部；
2)准备步骤，根据长桁端部准备长桁修理件1；
3)搭接步骤，将长桁修理件1定位在机翼长桁2的一端，使长桁修理件1的修理件搭接段13搭接在机翼长桁2的构件搭接段23上，使两者之间贴合，较佳地,使得修理件搭接段上缘条13a与构件搭接段上缘条23a搭接、修理件搭接段下缘条13b与构件搭接段下缘条23b搭接、修理件搭接段腹板13c与构件搭接段腹板23c搭接，搭接之后如果在修理件搭接段下缘条13b与构件搭接段下缘条23b之间具有间隙，在间隙中放置垫片5以消除间隙；
4)固定步骤，用多个紧固件4将长桁修理件1的修理件搭接段13固定到机翼长桁2的构件搭接段23，较佳地，在搭接后的组合上缘条12a、组合下缘条12b和组合腹板12c上形成多个通孔，紧固件4较佳地可选择多个螺栓，螺栓通过通孔将修理件搭接段13固定到机翼长桁2的构件搭接段23。
进一步地，在紧固件4通过通孔将修理件搭接段13固定到机翼长桁2的构件搭接段23时，通过紧固件4将蒙皮固定到组合上缘条12a上。
一个较佳实施例：
首先定位机翼长桁的端部损伤，将长桁损伤段切除；
其次，将根据本发明的长桁修理件修理定位于长桁切除段位置，将其与长桁切割剩余段进行装配定位，即，安装时使下陷的修理件搭接段的上、下缘条和腹板均与长桁剩余段的上、下缘条及腹板贴合，按需根据下陷的修理件搭接段的下缘条与长桁剩余段下缘条装配间隙大小进行加垫，最终使长桁修理件与长桁剩余段在上、下缘条及腹板等3个面实现贴合；
尔后，在长桁修理件和长桁剩余段上的腹板及下缘条2个面制造紧固件孔，而下陷的修理件搭接段上缘条的孔位置则借用长桁剩余段的孔位，紧固件的数量根据强度校核确定，但不得小于3排紧固件，制孔后重新装配，最后在搭接段的上、下缘条和腹板3个面安装紧固件实现机械连接，构成一个完整、直接的修理/传力结构。修理后，本长桁修理件的长桁端部段与周边结构的连接方式仍不变；
在飞机有防腐要求的环境中，还需对连接区域使用密封胶进行填角密封。
以上根据附图描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (13)

1.一种用于机翼长桁(2)的长桁修理件(1)，其中，
所述机翼长桁(2)包括构件上缘条、构件下缘条、以及连接在所述构件上缘条与所述构件下缘条之间的构件腹板；
所述长桁修理件(1)包括修理件上缘条(1a)、修理件下缘条(1b)、以及连接在所述修理件上缘条(1a)与所述修理件下缘条(1b)之间的修理件腹板(1c),所述长桁修理件(1)的一部分形成长桁端部段(11)以替换所述机翼长桁(2)的长桁端部，其特征在于，
所述长桁修理件(1)的另一部分形成修理件搭接段(13)，所述修理件搭接段(13)在所述修理件上缘条(1a)、所述修理件下缘条(1b)以及所述修理件腹板(1c)的至少所述修理件上缘条(1a)上形成修理件上凹陷部(130a)，从而获得修理件搭接段上缘条(13a)：
所述机翼长桁(2)的被截去所述长桁端部之后的一端形成与所述修理件搭接段(13)上下搭接的构件搭接段(23)，使得所述修理件搭接段(13)与所述构件搭接段(23)之间的对应部分彼此搭接；
所述构件搭接段(23)至少包括由所述构件上缘条的一部分形成的、对应于并容纳于所述修理件上凹陷部(130a)的构件搭接段上缘条(23a)；
其中，所述修理件搭接段上缘条(13a)构造成：当所述长桁修理件(1)的所述修理件搭接段(13)与所述机翼长桁(2)的所述构件搭接段(23)搭接时，所述修理件搭接段上缘条(13a)和所述构件搭接段上缘条(23a)搭接后形成组合上缘条(12a)，使得所述组合上缘条(12a)的上表面与所述修理件上缘条(1a)的上表面共面。
2.如权利要求1所述的长桁修理件(1)，其特征在于，
所述长桁修理件(1)的所述长桁端部段(11)的结构和材料与所述机翼长桁(2)的所述长桁端部的结构和材料基本相同，从而所述长桁端部段(11)替换所述机翼长桁(2)中被截去的所述长桁端部。
3.如权利要求2所述的长桁修理件(1)，其特征在于，
所述修理件搭接段(13)的长度等于所述构件搭接段(23)的长度。
4.如权利要求3所述的长桁修理件(1)，其特征在于，
所述修理件搭接段(13)在所述修理件下缘条(1b)以及所述修理件腹板(1c)上分别形成对应的修理件下凹陷部(130b)和修理件腹板凹陷部(130c)，从而获得对应的修理件搭接段下缘条(13b)和修理件搭接段腹板(13c)：
所述构件搭接段(23)还包括：
由所述构件下缘条的一部分形成的、对应于并容纳于所述修理件下凹陷部(130b)的构件搭接段下缘条(23b)；和
由所述构件腹板的一部分形成的、对应于并容纳于所述修理件腹板凹陷部(130c)的构件搭接段腹板(23c)；
其中，所述修理件搭接段下缘条(13b)与所述构件搭接段下缘条(23b)搭接后形成组合下缘条(12b)，所述修理件搭接段腹板(13c)和所述构件搭接段腹板(23c)搭接后形成组合腹板(12c)。
5.如权利要求4所述的长桁修理件(1)，其特征在于，
所述修理件搭接段下缘条(13b)构造成使得所述组合下缘条(12b)的上表面与所述修理件下缘条(1b)的上表面共面；
所述修理件搭接段腹板(13c)构造成使得所述组合腹板(12c)的外侧表面与所述修理件腹板(1c)的外侧表面共面。
6.如权利要求5所述的长桁修理件(1)，其特征在于，
所述长桁修理件(1)的所述修理件搭接段构造成使得所述机翼长桁(2)的所述构件搭接段(23)的所述构件搭接段上缘条(23a)和所述构件搭接段下缘条(23b)分别支承在所述修理件搭接段(13)的所述修理件搭接段上缘条(13a)和所述修理件搭接段下缘条(13b)上。
7.如权利要求6所述的长桁修理件(1)，其特征在于，
所述机翼长桁(2)的材料是铝合金材料，所述机翼长桁(2)的至少所述构件搭接段(23)为Z型长桁；
所述长桁修理件(1)的材料是铝合金材料，所述长桁修理件(1)的至少所述修理件搭接段(13)为Z型结构。
8.如权利要求7所述的长桁修理件(1)，其特征在于，所述长桁修理件(1)还包括：
设置在所述修理件搭接段下缘条(13b)与所述构件搭接段下缘条(23b)之间的垫片(5)，以消除搭接时形成的间隙。
9.如权利要求8所述的长桁修理件(1)，其特征在于，所述长桁修理件(1)还包括：
多个紧固件(4)，所述紧固件(4)用于将述长桁修理件(1)的所述修理件搭接段(13)固定到所述机翼长桁(2)的所述构件搭接段(23)。
10.一种采用如权利要求1－9中的任何一项所述的长桁修理件(1)修理机翼长桁(2)的方法，其特征在于，所述方法包括：
1)定位步骤，定位所述机翼长桁(2)的损伤的长桁端部，切除所述长桁端部；
2)准备步骤，根据所述长桁端部准备所述长桁修理件(1)；
3)搭接步骤，将所述长桁修理件(1)定位在所述机翼长桁(2)的一端，使所述长桁修理件(1)的修理件搭接段(13)搭接在所述机翼长桁(2)的构件搭接段(23)上面，使两者之间贴合；
4)固定步骤，用多个紧固件(4)将所述长桁修理件(1)的所述修理件搭接段(13)固定到所述机翼长桁(2)的所述构件搭接段(23)。
11.如权利要求10所述的修理机翼长桁(2)的方法，其特征在于，
在所述搭接步骤中，采用如权利要求4－9中的任何一项所述的长桁修理件(1)，使得修理件搭接段上缘条(13a)与所述构件搭接段上缘条(23a)搭接、修理件搭接段下缘条(13b)与所述构件搭接段下缘条(23b)搭接、修理件搭接段腹板(13c)与所述构件搭接段腹板(23c)搭接，搭接之后如果在所述修理件搭接段下缘条(13b)与所述构件搭接段下缘条(23b)之间具有间隙，在所述间隙中放置垫片(5)以消除所述间隙。
12.如权利要求11所述的修理机翼长桁(2)的方法，其特征在于，
在所述固定步骤中，在搭接后的组合上缘条(12a)、组合下缘条(12b)和组合腹板(12c)上形成多个通孔，所述紧固件(4)通过所述通孔将所述修理件搭接段(13)固定到所述机翼长桁(2)的所述构件搭接段(23)。
13.如权利要求12所述的修理机翼长桁(2)的方法，其特征在于，
在所述紧固件(4)通过所述通孔将所述修理件搭接段(13)固定到所述机翼长桁(2)的所述构件搭接段(23)时，通过所述紧固件(4)将所述蒙皮固定到所述组合上缘条(12a)上。
CN202010284346.4A 2020-04-13 2020-04-13 用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法 Pending CN111392028A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010284346.4A CN111392028A (zh) 2020-04-13 2020-04-13 用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010284346.4A CN111392028A (zh) 2020-04-13 2020-04-13 用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111392028A true CN111392028A (zh) 2020-07-10

Family

ID=71426030

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010284346.4A Pending CN111392028A (zh) 2020-04-13 2020-04-13 用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111392028A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113665783A (zh) * 2021-10-09 2021-11-19 中国商用飞机有限责任公司 飞机长桁的修理件及修理飞机长桁的方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4507011A (en) * 1982-05-03 1985-03-26 The Boeing Company Reinforced elastomer attachment joint
CN102514708A (zh) * 2011-10-26 2012-06-27 中国商用飞机有限责任公司 一种整体式复合材料中央翼盒
CN102686386A (zh) * 2009-12-08 2012-09-19 波音公司 用于复合修复过程的代用补片
EP2537745A1 (en) * 2011-06-21 2012-12-26 The Boeing Company Clip attachment system connecting aircraft structures to each other
ES2395604B1 (es) * 2010-10-29 2013-12-26 Airbus Operations, S.L. Reparación interior doblada.
ES2524651A1 (es) * 2013-06-07 2014-12-10 Eads Construcciones Aeronáuticas, S.A. Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave
EP2749491B1 (en) * 2012-12-28 2015-12-23 Airbus Operations, S.L. Aircraft structure with integrated reinforcing elements
EP2730498B1 (en) * 2012-11-13 2019-05-01 The Boeing Company Joint for composite wings

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4507011A (en) * 1982-05-03 1985-03-26 The Boeing Company Reinforced elastomer attachment joint
CN102686386A (zh) * 2009-12-08 2012-09-19 波音公司 用于复合修复过程的代用补片
ES2395604B1 (es) * 2010-10-29 2013-12-26 Airbus Operations, S.L. Reparación interior doblada.
EP2537745A1 (en) * 2011-06-21 2012-12-26 The Boeing Company Clip attachment system connecting aircraft structures to each other
CN102514708A (zh) * 2011-10-26 2012-06-27 中国商用飞机有限责任公司 一种整体式复合材料中央翼盒
EP2730498B1 (en) * 2012-11-13 2019-05-01 The Boeing Company Joint for composite wings
EP2749491B1 (en) * 2012-12-28 2015-12-23 Airbus Operations, S.L. Aircraft structure with integrated reinforcing elements
ES2524651A1 (es) * 2013-06-07 2014-12-10 Eads Construcciones Aeronáuticas, S.A. Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FAA: "Chapter 4 Aircraft Metal Structural Repair", 《THE AVIATION MAINTENANCE TECHNICIAN HANDBOOK—AIRFRAME》 *
R.C. ALDERLIESTEN: "introduction to aerospace structures and materials", 《INTRODUCTION TO AEROSPACE STRUCTURES AND MATERIALS》 *
王宝忠等: "《飞机结构设计》", 31 December 2000 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113665783A (zh) * 2021-10-09 2021-11-19 中国商用飞机有限责任公司 飞机长桁的修理件及修理飞机长桁的方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2682340B1 (en) Joining composite fuselage sections along window belts
JP4712280B2 (ja) 改良された構造用サンドイッチ板部材
RU2658211C2 (ru) Стыковое соединение по окружности для конструкций обшивки
US20090065644A1 (en) Device and method for non-symmetrical mixed carbon-metal assembly
US8110054B2 (en) Method for connection at least two pieces of sheet material, particularly at least two metal sheets for a lightweight structure as well a joining and lightweight structure
US7857258B2 (en) Assembly of panels of an airplane fuselage
US8302909B2 (en) Splicing of omega-shaped stiffeners at a circumferential joint in an aircraft fuselage
JP6714363B2 (ja) 構造を製造するための装置又は方法
CN104053596B (zh) 结构组件以及用于将第一部件紧固至第二部件的方法
CN102639317A (zh) 具有阻止特征的夹层结构及其制造方法
JP2011500417A5 (zh)
US20130181092A1 (en) Device and method for assembling two sections of aircraft fuselage
US9102106B2 (en) Method of making a sealed junction between aircraft parts
US20130136888A1 (en) Composite honeycomb sandwich panel equipped with composite-rail aluminum i-shape side insert
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
US20150360764A1 (en) Structual Assembly Joint
CN111392028A (zh) 用于机翼长桁的长桁修理件以及修理机翼长桁的方法
EP1573141B1 (en) Large composite structures and a process for fabricating large composite structures
CN107054689B (zh) 利用可变形板片修理飞行器结构的修理方法
US20160325820A1 (en) Structural component
CN110406657B (zh) 民用飞机机翼上壁板根部连接角盒、连接结构及机翼
KR102141798B1 (ko) 형강 내력벽체 및 형강 내력벽체 보강공법
EP4306407A1 (en) Pressure bulkhead attachment
US20190276136A1 (en) Torsion box for aircraft formed by pair-welded elements and method for producing same
CN113291454A (zh) 机身结构拼接件

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20200710