ES2268003T3 - Disposicion para fijar larguerillos a costillas de alas de avion. - Google Patents
Disposicion para fijar larguerillos a costillas de alas de avion. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2268003T3 ES2268003T3 ES02716105T ES02716105T ES2268003T3 ES 2268003 T3 ES2268003 T3 ES 2268003T3 ES 02716105 T ES02716105 T ES 02716105T ES 02716105 T ES02716105 T ES 02716105T ES 2268003 T3 ES2268003 T3 ES 2268003T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- wing
- stringers
- fixing
- rib
- fixing element
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Reinforcement Elements For Buildings (AREA)
- Buffer Packaging (AREA)
Abstract
Un elemento de fijación de larguerillos destinado a fijar entre sí los componentes en el armazón del ala del avión, por lo que el armazón del ala comprende al menos una costilla de ala alargada transversal (3) y al menos un larguerillo longitudinal (6) por encima de la costilla de ala (3) y, correspondientemente, al menos un larguerillo (6) por debajo de la costilla de ala (3), y en el que el elemento de fijación (9) de larguerillos es una parte alargada que puede disponerse sobre la superficie lateral vertical (10) de la costilla de ala (3), caracterizado porque el elemento de fijación (9) de larguerillos comprende una porción flexible sustancialmente similar a una placa (15) con un primer borde longitudinal y un segundo borde longitudinal, por lo que el primer borde longitudinal de la porción flexible (15) puede disponerse sobre la superficie lateral vertical (10) de la costilla de ala (3), el segundo borde longitudinal de la porción flexible (15) en el elemento de fijación (9) de larguerillos comprende una porción de rigidización (16) y, en el primer extremo de la porción de rigidización (16) está formada una primera porción de fijación (17) y, correspondientemente, en el segundo extremo de la porción de rigidización (16), está formada una segunda porción de fijación (18), por lo que el larguerillo (6) de superficie superior y, correspondientemente, el larguerillo (6) de superficie inferior del ala pueden fijarse a las porciones de fijación (17, 18), la estructura de la porción de rigidización (16) en el elemento de fijación (9) de larguerillos es rígida, por lo que la porción de rigidización (16) es capaz de aguantar cargas verticales, y la porción flexible (15) en el elemento de fijación (9) de larguerillos está formada de modo que pueda flexionarse en la dirección transversal del elemento de fijación (9) de larguerillos, permitiendo que la porción de rigidización (16) se mueva en la dirección longitudinal (B) de la costilla de ala (3) por la flexión de la porción flexible (15).
Description
Disposición para fijar larguerillos a costillas
de alas de avión.
La invención se refiere a una estructura de ala
en un avión y un elemento de fijación así como una costilla de ala
para fijar larguerillos a un armazón del ala del avión.
La Figura 1 muestra una estructura típica de un
ala de avión en sección transversal. El ala comprende un
revestimiento metálico superior 1 que forma la superficie superior
del ala y un revestimiento metálico inferior 2 que forma la
superficie inferior del ala. Situada entre las chapas de
revestimiento metálico está una estructura de apoyo del ala, que
comprende costillas de ala transversales 3 en relación con la
dirección longitudinal E del ala. Las costillas de ala están
dispuestas a una distancia predeterminada entre sí. La costilla de
ala está hecha típicamente de un material de chapa y el corte
transversal de la misma se asemeja sustancialmente a la letra C y
comprende una chapa vertical y chapas horizontales en los extremos
superior e inferior de la chapa vertical. El borde anterior del ala
también incluye un larguero delantero 4 y, correspondientemente, el
borde posterior incluye un larguero trasero 5. Varios larguerillos
paralelos 6, fijados a la costilla de ala, están situados
longitudinalmente al ala tanto sobre la superficie superior como
sobre la superficie inferior del ala. Generalmente, el corte
transversal del larguerillo se asemeja sustancialmente a la letra L
o T. La porción vertical del larguerillo está dispuesta dentro de
rebajes 3a formados en las porciones superior e inferior de la
costilla de ala. Los revestimientos metálicos del ala están fijados
además a la superficie horizontal externa de los larguerillos, como
muestra la Figura 2. A medida que se sitúan cargas verticales
pesadas sobre la costilla de ala, la estructura de la costilla se
rigidiza en general disponiendo apoyos verticales 7 en el lado de la
costilla de ala.
Actualmente, el armazón de ala sigue haciéndose
principalmente de aleaciones de aluminio aplicables a la
construcción aeronáutica o de otras aleaciones ligeras. Asimismo,
los diferentes componentes del armazón del ala se acoplan entre sí
usando porciones de fijación separadas hechas de metal. La Figura 3
muestra un ejemplo de tal porción de fijación 8. Las porciones de
fijación se remachan a la costilla de ala y, después de ello, se
remacha el larguerillo a la porción de fijación. Si, por alguna
razón, la porción de fijación no está exactamente en el sitio
correcto, se dispone una cantidad requerida de chapas de ajuste
entre la porción de fijación y el larguerillo a fin de compensar las
desviaciones dimensionales. Ya que cada junta comprende típicamente
dos o más porciones de fijación, de las que cada una está remachada
por separado a la costilla de ala y, correspondientemente, al
larguerillo, el ensamblaje del armazón del ala se vuelve laborioso.
El número de componentes requeridos también es elevado, lo que
aumenta, como consecuencia natural, el peso de la estructura. La
fabricación de las actuales estructuras alares es lenta y
costosa.
costosa.
La industria aeronáutica pretende desarrollar
continuamente estructuras más ligeras y, al mismo tiempo, más
duraderas. Como consecuencia, las estructuras compuestas están
sustituyendo paulatinamente al uso de aluminio y metales
correspondientes como material destinado a la producción de
armazones de alas. Se han llevado a cabo pruebas para producir
costillas de ala de material plástico reforzado con fibra de
carbono. El problema que se ha presentado es que, en la producción
con compuestos, no siempre se logra una precisión dimensional que
iguale a la que se logra al fabricar en forma convencional usando
metal. El ciclo de curado del compuesto provoca deformaciones
difíciles de manipular para los componentes que han de fabricarse,
mientras que los componentes metálicos pueden mecanizarse en
dimensiones precisas. Las desviaciones dimensionales provocadas por
las deformaciones del compuesto conducen a toda clase de problemas
al ensamblar los armazones del ala. Los componentes deben fijarse
usando porciones de fijación, que no pueden disponerse en posición
debido a la desviación dimensional hasta que el ala esté en una
etapa de ensamblaje, haciendo así muy difícil y lento el
ensamblaje.
La presente invención tiene por objeto el
proporcionar un sistema nuevo y mejorado para fijar larguerillos en
un armazón del ala a una costilla de ala.
La invención se refiere a una estructura de ala
de avión que comprende un revestimiento metálico superior que forma
la superficie superior del ala y un revestimiento metálico inferior
que forma la superficie inferior del ala, y un armazón del ala entre
dichos revestimientos metálicos,
por lo que el armazón del ala comprende al menos
una costilla de ala transversal y al menos un larguerillo superior
longitudinal, al que queda fijado el revestimiento metálico superior
y, correspondientemente, al menos un larguerillo inferior, al que
queda fijado el revestimiento metálico inferior, y también un
larguero delantero que forma el borde anterior del armazón del ala
fijado a la costilla de ala y, correspondientemente, un larguero
trasero que forma el borde posterior del armazón de ala,
en el que la costilla de ala es una porción
alargada que comprende una primera superficie lateral vertical y,
correspondientemente, una segunda superficie lateral vertical, por
lo que al menos un elemento de fijación alargado que se extiende
desde la parte superior de la superficie lateral hasta la parte
inferior de la superficie lateral está dispuesto hacia al menos una
superficie lateral de la costilla de ala,
elemento de fijación que comprende una porción
flexible sustancialmente similar a una placa, cuyo primer borde
longitudinal está fijado para quedar inamovible a la superficie
lateral de la costilla de ala, y el segundo borde longitudinal de la
porción flexible comprende una porción de rigidización,
la porción flexible en el elemento de fijación
está formada de modo que pueda flexionarse en la dirección
longitudinal de la costilla de ala, por lo que la porción flexible
permite mover la porción de rigidización por una distancia
predeterminada en la dirección longitudinal de la costilla de
ala,
el primer y segundo extremos de la porción de
rigidización en el elemento de fijación comprenden porciones de
fijación, desde las que el elemento de fijación está fijado al
larguerillo sobre el lado de superficie superior del ala y,
correspondientemente, al larguerillo sobre el lado de superficie
inferior del ala, y
cuya porción de rigidización en el elemento de
fijación está dispuesta de forma que aguante cargas verticales entre
dichos larguerillos.
La invención también se refiere a un elemento de
fijación destinado a fijar entre sí los componentes en el armazón
del ala del avión, y comprendiendo el armazón del ala al menos una
costilla de ala alargada transversal y al menos un larguerillo
longitudinal por encima de la costilla de ala y,
correspondientemente, al menos un larguerillo por debajo de la
costilla de ala, y
siendo el elemento de fijación una parte
alargada que puede disponerse sobre la superficie lateral vertical
de la costilla de ala,
comprendiendo el elemento de fijación una
porción flexible sustancialmente similar a una placa, con un primer
borde longitudinal y un segundo borde longitudinal, por lo que el
primer borde longitudinal de la porción flexible puede disponerse
sobre la superficie lateral vertical de la costilla de ala,
el segundo borde longitudinal de la porción
flexible en el elemento de fijación comprende un rigidizador y, en
el primer extremo del rigidizador está formada una primera porción
de fijación y, correspondientemente, en el segundo extremo del
rigidizador está formada una segunda porción de fijación para fijar
el larguerillo de superficie superior y, correspondientemente, el
larguerillo de superficie inferior del ala,
la estructura del rigidizador en el elemento de
fijación es rígida y capaz de aguantar cargas verticales, y
la porción flexible en el elemento de fijación
está formada de modo que pueda flexionarse en la dirección
transversal del elemento de fijación, permitiendo que la porción de
rigidización se mueva en la dirección longitudinal de la costilla de
ala por la flexión de la porción flexible.
La invención se refiere además a una costilla de
ala, que forma parte del armazón del ala del avión, siendo la
costilla de ala una parte alargada hecha de material plástico
reforzado con fibra destinada a estar dispuesta en la dirección
transversal del ala y a la que están destinadas a quedar fijados los
larguerillos longitudinales sobre los lados de superficie superior e
inferior del ala,
la costilla de ala comprende una primera
superficie lateral vertical y una segunda superficie lateral
vertical, por lo que al menos una superficie lateral de la costilla
de ala comprende al menos un elemento de fijación alargado, que es
transversal en relación con el eje longitudinal de la costilla de
ala y sobresale de la superficie lateral, destinado a conectar el
larguerillo sobre la superficie superior del ala y el larguerillo
sobre la superficie inferior del ala a la costilla de ala,
el elemento de fijación comprende una porción de
rigidización, cuyo primer extremo incluye una primera porción de
fijación y el segundo extremo, una segunda porción de fijación para
fijar los larguerillos del ala, y el rigidizador en el elemento de
fijación está formado de manera que aguante las cargas verticales
entre los larguerillos,
una porción flexible sustancialmente similar a
una placa formada para flexionarse en la dirección transversal del
elemento de fijación está situada entre la porción de rigidización y
la costilla de ala, permitiendo así que la porción de rigidización
se mueva en la dirección longitudinal de la costilla de ala por la
flexión de la porción flexible,
el elemento de fijación está hecho de material
plástico reforzado con fibra y el elemento de fijación está
integrado en la estructura de la costilla de ala de modo que al
menos una parte de las fibras de refuerzo y la matriz de plástico en
el elemento de fijación y la costilla de ala sea común, formando así
el elemento de fijación una parte estructural fija de la costilla de
ala.
La idea esencial de la invención es que uno o
más elementos de fijación alargados que sobresalen de la superficie
lateral de la costilla de ala y que se extienden desde la parte
superior de la costilla de ala hasta la parte inferior de la
costilla de ala estén dispuestos al menos en una superficie lateral
de la costilla de ala. En los extremos externos de los elementos de
fijación están formadas porciones de fijación destinadas a fijar los
larguerillos del ala, funcionando así el elemento de fijación al
mismo tiempo que el elemento de fijación del larguerillo tanto sobre
la superficie superior como la superficie inferior del ala.
El elemento de fijación comprende una porción
flexible sustancialmente similar a una placa, que es transversal en
relación con el lado vertical de la costilla de ala. El primer borde
longitudinal de la porción flexible está fijado de modo que sea
inamovible sobre la superficie lateral de la costilla de ala. La
porción flexible también está dimensionada y conformada de modo que
pueda flexionarse, si fuera necesario, en relación con la superficie
plana de la misma en la dirección transversal, es decir, en la
dirección longitudinal de la costilla de ala. El segundo borde
longitudinal de la porción flexible comprende a su vez una porción
rigidizada que soporta presión y flexión, permitiendo así que la
porción de rigidización aguante las cargas en la dirección vertical
del ala. Las porciones de fijación están formadas en ambos extremos
longitudinales de la porción rigidizada con el fin de fijar los
larguerillos del ala.
La invención proporciona una ventaja tal que
pueden fijarse dos larguerillos, uno sobre el lado superior del ala
y el otro sobre el lado inferior del ala, usando un único elemento
de fijación. El ensamblaje del armazón del ala es más rápido
comparado con las soluciones de la técnica anterior, ya que el
número de componentes que hay que unir y el número de juntas que hay
que realizar son más pequeños. La estructura también es menos
complicada y más ligera. Asimismo, ya que la porción flexible en el
elemento de fijación compensa las desviaciones dimensionales
posiblemente creadas durante la fabricación y ensamblaje de los
componentes, los elementos de fijación pueden fijarse a la costilla
de ala antes del ensamblaje efectivo. En tal caso, el ensamblaje del
armazón del ala es más fácil y más rápido que antes. Durante el
ensamblaje, ya no se necesitan chapas de ajuste separadas. Otro
factor que simplifica y aligera la estructura es que ya no es
necesario fijar rigidizadores verticales a las costillas de ala, ya
que la porción de rigidización en el elemento de fijación aguanta
cargas verticales. La porción flexible fijada al lateral de la
costilla de ala rigidiza la costilla de ala en la dirección
vertical.
vertical.
La idea esencial de una forma de realización
preferida es que las porciones de fijación formadas en los extremos
del rigidizador están hechas para flexionarse en la dirección
transversal del elemento de fijación. Ambas porciones de fijación
son capaces de flexionarse por separado, por lo que la posible
desviación mutua de la posición de los larguerillos situados por
encima y por debajo de la costilla de ala en la dirección
longitudinal de la costilla de ala puede compensarse sin que se cree
un par de torsión perjudicial en la estructura del elemento de
fijación.
La idea esencial de una segunda forma de
realización preferida de la invención es que la porción rigidizada
es similar a una placa, y que está dispuesta transversalmente al
borde longitudinal libre de la porción flexible. Entonces, el corte
transversal del elemento de fijación se asemeja sustancialmente a la
letra T o L. Un elemento de fijación tal es fácil de fabricar y muy
ligero.
La idea esencial de una tercera forma de
realización preferida de la invención es que la porción flexible
comprende al menos una abertura perforada. Tales aberturas pueden
influir de manera sencilla en la rigidez de la porción flexible. Las
aberturas también reducen el peso de la estructura. De acuerdo con
una aplicación, la porción flexible incluye una abertura
alargada.
Una cuarta forma de realización preferida de la
invención proporciona la idea esencial de que la costilla de ala
está hecha de material plástico reforzado con fibra, y que los
elementos de fijación están integrados en la estructura de la
costilla de ala. La costilla de ala y los elementos de fijación
forman una unidad de una pieza, en la que el número de partes
separadas pertenecientes a la estructura del ala es más pequeño y
se reduce el número de juntas que hay que hacer durante el
ensamblaje. Asimismo, la estructura en una pieza soporta mejor las
cargas y puede hacerse más ligera la estructura de la misma. De
acuerdo con una implementación, el elemento de fijación es una parte
preproducida, que es conocida como pieza insertada, que puede
disponerse en la estructura de la superficie lateral de la costilla
de ala al fabricar la costilla de ala. Por ejemplo, la pieza
insertada puede estratificarse o unirse con cola al lateral de la
costilla de ala. Todavía según una implementación, el elemento de
fijación también está hecho de material plástico reforzado con fibra
y está formado en el mismo molde y durante la misma etapa de
fabricación que el resto de la estructura de la costilla de ala.
Luego la costilla de ala y los elementos de fijación se componen al
menos parcialmente de fibras de refuerzo y material plástico de
matriz comunes. Además, se reduce el número de etapas de
fabricación, y la fabricación es rápida. En una estructura
integrada, el elemento de fijación está acoplado a la costilla de
ala sin una sección de interrupción, lo que es preferible respecto
de la resistencia de la estructura. Algunas de las ventajas de una
estructura compuesta en comparación con aluminio son, por ejemplo,
una mejor rigidez y relación en peso y el hecho de que las
propiedades del compuesto pueden controlarse de muchas maneras
seleccionando apropiadamente las fibras de refuerzo y el material
plástico de matriz, así como orientando las fibras de refuerzo.
En esta solicitud, un avión hace referencia a
diferentes aeroplanos, aeronaves, satélites y posiblemente otro
equipo que se mueva en el aire.
En esta invención, un ala se refiere, además de
a alas que proporcionan la sustentación de un avión, igualmente a
superficies de mando usadas para controlar y dirigir aviones, tales
como timones de altura y timones de dirección de aeroplanos, en
cuyas estructuras de armazón puede utilizarse la invención de esta
solicitud.
La invención se explicará con mayor detalle en
los dibujos que se adjuntan, en los que
la Figura 1 muestra, en perspectiva y
parcialmente en corte transversal, una estructura típica de un ala
de aeroplano,
la Figura 2 muestra la estructura del ala
según la Figura 1 vista desde la dirección longitudinal E,
la Figura 3 muestra una disposición de la
técnica anterior, en la que un larguerillo del ala está fijado a una
costilla de ala usando una porción de fijación separada,
la Figura 4 es una vista esquemática y en
perspectiva que muestra una estructura de la invención,
la Figura 5 es una vista esquemática y en
corte transversal que muestra un segundo elemento de fijación de la
invención visto desde la dirección longitudinal C del mismo,
la Figura 6 es una vista esquemática y en
corte transversal que muestra un tercer elemento de fijación de la
invención visto desde la dirección longitudinal C del mismo,
la Figura 7 muestra esquemáticamente una parte
de la estructura del ala vista desde la dirección longitudinal B de
la costilla de ala,
la Figura 8 es una vista esquemática y en
corte transversal que muestra un cuarto elemento de fijación de la
invención visto desde la dirección longitudinal C del mismo, y
la Figura 9 muestra esquemáticamente una parte
del ala de la invención vista desde la dirección longitudinal E del
ala.
Los números de referencia en las Figuras son
idénticos y, por razones de claridad, se han simplificado
considerablemente las Figuras.
En cuanto a las Figuras 1 a 3, se hace
referencia a la parte que describe la técnica anterior de esta
solicitud en la que se explican las estructuras de ala mostradas en
las Figuras.
La Figura 4 muestra una implementación de un
elemento de fijación según la invención. El elemento de fijación 9
es una parte alargada, cuya longitud se corresponde, al menos
prácticamente, con la altura de un lado vertical 10 de una costilla
de ala 3 de modo que el elemento de fijación se extienda hacia
rebajes 3a formados en una chapa superior 11 y,
correspondientemente, en una chapa inferior 12 de la costilla de ala
sustancialmente en forma de C. Debe mencionarse que el corte
transversal de la costilla de ala también puede tener una forma
diferente de la letra C. El elemento de fijación 9 mostrado en la
Figura 4 es una parte producida en una etapa distinta y puede estar
hecho, por ejemplo, de chapa de aluminio o material plástico
reforzado con fibra. La estructura del elemento de fijación 9
comprende una parte de reborde 14 paralela a la superficie lateral
10 de la costilla de ala, estando fijado el elemento de fijación a
la costilla de ala 3 a partir de la parte de reborde. Para la
fijación pueden usarse elementos de fijación 13 apropiados, tales
como remaches, tornillos o cola. La parte de reborde puede
dimensionarse y conformarse según sea necesario para su fijación.
Situada transversalmente en relación con la parte de reborde, está
una porción flexible 15. La porción flexible es una estructura
sustancialmente similar a una placa que se extiende por una
distancia predeterminada hacia fuera desde la superficie lateral 10
de la costilla de ala. La porción flexible también comprende una
porción de rigidización 16 en el borde longitudinal libre. En este
caso, el rigidizador 16 es similar a una placa, una porción
transversal en relación con la porción flexible, que forma, junto
con la porción flexible 15, una estructura cuyo corte transversal se
asemeja a la letra L vuelta del revés. Los extremos de la porción
de rigidización 16 comprenden porciones de fijación 17 y 18, a los
que están fijados apoyos longitudinales usando elementos de fijación
apropiados, tales como remaches, tornillos o cola. Las porciones de
fijación transfieren a los elementos de fijación las cargas situadas
sobre las chapas del revestimiento metálico y más hacia los
larguerillos. La forma de la porción de rigidización y el grosor de
la chapa están dimensionados de modo que el elemento de fijación sea
lo bastante firme para aguantar las cargas verticales situadas sobre
el mismo. El grosor de la chapa, el material y la estructura de la
porción flexible están seleccionados a su vez de modo que se logre
la flexión transversal deseada en la dirección B. La flexión del
elemento de fijación permite así compensar las posibles
desviaciones dimensionales de los componentes y simplificar el
ensamblaje de la estructura. Aunque la rigidez transversal respecto
de la superficie plana de la porción flexible esté dimensionada para
ser pequeña, la porción flexible, independientemente de ello, es
capaz de transferir la fuerza de cizallamiento entre la porción
rígida y la costilla de ala, en cuyo caso una parte de las cargas
verticales sobre el ala es transportada a la costilla de ala por
medio de la porción flexible. La porción flexible 15 puede
comprender una abertura longitudinal 19 que se extienda a través de
la porción flexible desde el primer al segundo lado de la misma. El
número de aberturas, al igual que el dimensionamiento y la forma de
la porción flexible, se planean según sea necesario. La abertura 19
permite ajustar de manera sencilla la rigidez de la sección
flexible, según se desee. Ésta también permite hacer el elemento de
fijación de un único material de chapa, cuyas propiedades de grosor
y rigidez se dimensionan de acuerdo con la porción de rigidización.
Por tanto, la rigidez de la porción flexible se reduce por medio de
las aberturas 19. Por ejemplo, un elemento de fijación de aluminio
puede producirse en forma rápida y económica en las máquinas
automáticas modernas. Asimismo, pueden formarse varias aberturas en
la porción flexible de acuerdo con un patrón preplaneado de modo que
la porción flexible se flexione cuando reciba cargas según se desee.
En algunos casos, la porción flexible puede comprender un número de
aberturas tal que actúe como una rejilla.
La Figura 5 muestra un corte transversal del
elemento de fijación 9 que se asemeja sustancialmente a la letra T
en corte transversal visto desde la dirección A. La porción de
reborde 14 en el elemento de fijación está fijada con un agente de
encolado 20 a la superficie lateral 10 de la costilla de ala 3. En
esta solicitud, la porción flexible 15 está combada en corte
transversal, por lo que es mucho más fácil el ensamblaje del
elemento de fijación en una posición correcta en la costilla de ala,
por ejemplo dentro de los rebajes 3a formados en las chapas superior
e inferior. La junta entre el elemento de fijación y la costilla de
ala está en un punto diferente en la dirección longitudinal B de la
costilla de ala que la junta entre el elemento de fijación y el
larguerillo.
El corte transversal del elemento de fijación 9
mostrado en la Figura 6 comprende una porción de rigidización
tubular 16. La porción de rigidización puede dimensionarse y
conformarse de varias maneras. La porción flexible entre la porción
de rigidización y la porción de reborde 14 es, en este caso, una
chapa recta. El elemento de fijación puede estar hecho, por ejemplo,
de metal o material plástico mediante colada. Después de ello, el
elemento de fijación preproducido puede fijarse desde la porción de
reborde a la superficie lateral 10 de la costilla de ala, como se
muestra en las Figuras 4 y 5. Como variante, el elemento de fijación
es una pieza insertada dispuesta en la estructura de la costilla de
ala, al fabricar una costilla de ala compuesta 3, por ejemplo
estratificada con las capas superficiales del lado 10 de la costilla
de ala, como se muestra en la Figura 6. La costilla de ala y el
elemento de fijación quedan entonces integrados en una única
entidad.
La Figura 7 muestra un elemento de fijación
según la Figura 6 vista desde el lado longitudinal de la costilla de
ala 3. Apartándose de la Figura 4, ahora el elemento de fijación
está dispuesto sobre la superficie lateral opuesta de la costilla de
ala sustancialmente en forma de C, en este caso entre las partes de
chapa horizontales de la costilla de ala 3. Los extremos de la
porción de rigidización tubular 16 incluyen porciones de fijación 17
y 18, a las que quedan fijados los larguerillos 6. La estructura de
las porciones de fijación 17 y 18 es similar a una placa y está
dimensionada preferentemente de modo que ambas porciones de fijación
sean capaces de flexionarse por separado en la dirección
longitudinal de la costilla de ala, en direcciones diferentes si
fuera necesario, si la instalación de los larguerillos así lo
requiere. Toda la porción de rigidización 16 puede moverse, por su
parte, en la dirección longitudinal de la costilla de ala 3 a causa
de la flexibilidad de la porción flexible 15.
La Figura 8 muestra una parte integrada formada
de la costilla de ala 3 y el elemento de fijación 9 hecha de
material plástico reforzado con fibra. Tal estructura puede
fabricarse en una única etapa y en un único molde. Por ejemplo, como
fibras de refuerzo puede usarse fibra de carbono, fibra de aramida o
similares, y el material plástico de matriz puede ser, por ejemplo,
resina epoxi u otro material plástico conocido de por sí y adecuado
al propósito. En esta estructura, la costilla de ala y el elemento
de fijación tienen fibras de refuerzo y material plástico de matriz
comunes. La línea discontinua en la Figura ilustra el modo en que se
vuelven hacia arriba las fibras de refuerzo 21 situadas sobre la
superficie de la costilla de ala, extendiéndose así hasta la
estructura del elemento de fijación. Correspondientemente, las
fibras de refuerzo del elemento de fijación pueden extenderse hasta
la estructura de la costilla de ala. El grosor de la chapa de la
porción de rigidización 16 sobrepasa claramente al de la porción
flexible 15. Las fibras de refuerzo de la porción flexible 15 están
orientadas de tal manera que se logra la flexibilidad deseada en la
dirección B. Correspondientemente, las fibras de refuerzo en la
porción de rigidización están orientadas de modo que las cargas
verticales puedan ser recibidas sin el peligro de que se aplaste la
porción de rigidización.
La Figura 9 muestra la estructura según la
Figura 8 desde la dirección D. El extremo superior de la porción de
rigidización 16 en el elemento de fijación comprende una porción de
fijación 17 y el extremo inferior comprende una porción de fijación
18, estando ambas fijadas al larguerillo 6. El grosor de la chapa de
las porciones de fijación 17 y 18 es, preferentemente, más pequeño
que el de la porción de rigidización 16, en cuyo caso ambas
porciones de fijación pueden flexionarse por separado en la
dirección longitudinal B' de la costilla de ala 3, si por alguna
razón el larguerillo sobre el lado superior o inferior del ala no
está en la misma línea G. Una línea discontinua 22 ilustra la
flexión de la porción de fijación superior. La porción flexible
también permite que el elemento de fijación se mueva en la dirección
B, si fuera preciso. La porción de rigidización y las porciones de
fijación transfieren la parte principal de las cargas verticales F
del ala entre los larguerillos 6.
Como está ilustrado, el larguerillo inferior 6
está integrado en la estructura de la chapa de revestimiento
metálico inferior 2. Esta estructura es particularmente ventajosa
cuando la chapa de revestimiento metálico está hecha de material
compuesto.
Los dibujos y la memoria descriptiva asociada a
los mismos están destinados simplemente a ilustrar la idea
inventiva. En lo que a los detalles se refiere, la invención puede
variar dentro del alcance de las reivindicaciones.
Claims (13)
1. Un elemento de fijación de larguerillos
destinado a fijar entre sí los componentes en el armazón del ala del
avión, por lo que el armazón del ala comprende al menos una costilla
de ala alargada transversal (3) y al menos un larguerillo
longitudinal (6) por encima de la costilla de ala (3) y,
correspondientemente, al menos un larguerillo (6) por debajo de la
costilla de ala (3), y en el que
el elemento de fijación (9) de larguerillos es
una parte alargada que puede disponerse sobre la superficie lateral
vertical (10) de la costilla de ala (3),
caracterizado porque
el elemento de fijación (9) de larguerillos
comprende una porción flexible sustancialmente similar a una placa
(15) con un primer borde longitudinal y un segundo borde
longitudinal, por lo que el primer borde longitudinal de la porción
flexible (15) puede disponerse sobre la superficie lateral vertical
(10) de la costilla de ala (3),
el segundo borde longitudinal de la porción
flexible (15) en el elemento de fijación (9) de larguerillos
comprende una porción de rigidización (16) y, en el primer extremo
de la porción de rigidización (16) está formada una primera porción
de fijación (17) y, correspondientemente, en el segundo extremo de
la porción de rigidización (16), está formada una segunda porción
de fijación (18), por lo que el larguerillo (6) de superficie
superior y, correspondientemente, el larguerillo (6) de superficie
inferior del ala pueden fijarse a las porciones de fijación (17,
18),
la estructura de la porción de rigidización (16)
en el elemento de fijación (9) de larguerillos es rígida, por lo que
la porción de rigidización (16) es capaz de aguantar cargas
verticales, y
la porción flexible (15) en el elemento de
fijación (9) de larguerillos está formada de modo que pueda
flexionarse en la dirección transversal del elemento de fijación (9)
de larguerillos, permitiendo que la porción de rigidización (16) se
mueva en la dirección longitudinal (B) de la costilla de ala (3) por
la flexión de la porción flexible (15).
2. Un elemento de fijación según la
reivindicación 1, caracterizado porque el primer borde
longitudinal de la porción flexible (15) comprende una porción de
reborde transversal (14), destinada a la fijación del elemento de
fijación (9) de larguerillos a la superficie lateral vertical (10)
de la costilla de ala (3).
3. Un elemento de fijación según la
reivindicación 1 ó 2, caracterizado porque una primera y una
segunda porción de fijación (17, 18) formadas en los extremos de la
porción de rigidización (16) son flexibles en la dirección
transversal del elemento de fijación (9) de larguerillos,
permitiendo que las porciones de fijación (17, 18) se flexionen
independientemente entre sí en la dirección transversal del elemento
de fijación (9) de larguerillos.
4. Un elemento de fijación según una
cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado
porque la porción de rigidización (16) en el elemento de fijación
(9) de larguerillos comprende una estructura transversal similar a
una placa en relación con la porción flexible (15).
5. Un elemento de fijación según una
cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado
porque la porción de rigidización (16) en el elemento de fijación
(9) de larguerillos comprende una porción paralela en relación con
la porción flexible (15), sobrepasando el grosor de chapa de la
porción paralela al de la porción flexible (15).
6. Un elemento de fijación según una
cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado
porque el corte transversal de la porción de rigidización (16) en el
elemento de fijación (9) de larguerillos es tubular.
7. Un elemento de fijación según una
cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado
porque la porción flexible (15) comprende al menos una abertura (19)
que se extiende desde el primer lado al segundo lado de la porción
flexible (15).
8. Una costilla de ala, que es conectable a un
armazón del ala de un avión, siendo la costilla de ala (3) una parte
alargada hecha de material plástico reforzado con fibra destinada a
estar dispuesta en la dirección transversal del ala y a la que están
destinados a quedar fijados los larguerillos longitudinales (6)
sobre los lados de superficie superior e inferior del ala, y en la
que
la costilla de ala (3) comprende una primera
superficie lateral vertical (10) y una segunda superficie lateral
vertical,
caracterizada porque al menos una
superficie lateral (10) de la costilla de ala (3) comprende al menos
un elemento de fijación (9) de larguerillos alargado, que es
transversal en relación con el eje longitudinal de la costilla de
ala (3) y sobresale de la superficie lateral (10), destinado a
conectar el larguerillo (6) sobre la superficie superior del ala y
el larguerillo (6) sobre la superficie inferior del ala a la
costilla de ala (3),
comprendiendo el elemento de fijación (9) de
larguerillos una porción flexible sustancialmente similar a una
placa (15),
el segundo borde longitudinal de la porción
flexible (15) en el elemento de fijación (9) de larguerillos
comprende una porción de rigidización (16) y, en el primer extremo
de la porción de rigidización (16) está formada una primera porción
de fijación (17) y, correspondientemente, en el segundo extremo de
la porción de rigidización (16), está formada una segunda porción
de fijación (18), por lo que el larguerillo (6) de superficie
superior y, correspondientemente, el larguerillo (6) de superficie
inferior del ala pueden fijarse a las porciones de fijación (17,
18),
la estructura de la porción de rigidización (16)
en el elemento de fijación (9) de larguerillos es rígida, por lo que
la porción de rigidización (16) es capaz de aguantar cargas
verticales, y
la porción flexible (15) en el elemento de
fijación (9) de larguerillos está formada de modo que pueda
flexionarse en la dirección transversal del elemento de fijación (9)
de larguerillos, permitiendo que la porción de rigidización (16) se
mueva en la dirección longitudinal (B) de la costilla de ala (3) por
la flexión de la porción flexible (15), y
el elemento de fijación (9) de larguerillos está
hecho de material plástico reforzado con fibra y el elemento de
fijación (9) de larguerillos está integrado en la estructura de la
costilla de ala (3) de modo que al menos una parte de las fibras de
refuerzo (21) y la matriz de plástico en el elemento de fijación (9)
de larguerillos y la costilla de ala (3) sea común, formando así el
elemento de fijación (9) de larguerillos una parte estructural fija
de la costilla de ala (3).
9. Una costilla de ala según la reivindicación
8, caracterizada porque la primera y la segunda porción de
fijación (17, 18) están formadas para ser flexibles en la dirección
longitudinal (B) de la costilla de ala (3), permitiendo que la
primera y la segunda porción de fijación (17, 18) se flexionen
independientemente entre sí en la dirección longitudinal (B) de la
costilla de ala (3).
10. Una estructura de ala de avión que
comprende un revestimiento metálico superior (1) que forma la
superficie superior del ala y un revestimiento metálico inferior (2)
que forma la superficie inferior del ala, y un armazón del ala entre
dichos revestimientos metálicos (1, 2),
por lo que el armazón del ala comprende al menos
una costilla de ala transversal (3) y al menos un larguerillo
superior longitudinal (6), al que queda fijado el revestimiento
metálico superior (1) y, correspondientemente, al menos un
larguerillo inferior (6), al que queda fijado el revestimiento
metálico inferior (2), y también un larguero delantero (4) que
forma el borde anterior del armazón del ala fijado a la costilla de
ala (3) y, correspondientemente, un larguero trasero (5) que forma
el borde posterior del armazón del ala,
en la que la costilla de ala (3) es una porción
alargada que comprende una primera superficie lateral vertical (10)
y, correspondientemente, una segunda superficie lateral
vertical,
caracterizada porque
al menos un elemento de fijación (9) de
larguerillos alargado que se extiende desde la parte superior de la
superficie lateral (10) a la parte inferior de la superficie lateral
(10) está dispuesto al menos en una superficie lateral (10) de la
costilla de ala (3),
comprendiendo el elemento de fijación (9) de
larguerillos una porción flexible sustancialmente similar a una
placa (15) con un primer borde longitudinal y un segundo borde
longitudinal, por lo que el primer borde longitudinal de la porción
flexible (15) está dispuesto sobre la superficie lateral vertical
(10) de la costilla de ala (3),
el segundo borde longitudinal de la porción
flexible (15) en el elemento de fijación (9) de larguerillos
comprende una porción de rigidización (16) y, en el primer extremo
de la porción de rigidización (16) está formada una primera porción
de fijación (17) y, correspondientemente, en el segundo extremo de
la porción de rigidización (16), está formada una segunda porción
de fijación (18), por lo que el larguerillo (6) de superficie
superior y, correspondientemente, el larguerillo (6) de superficie
inferior del ala quedan fijados a las porciones de fijación (17,
18),
la estructura de la porción de rigidización (16)
en el elemento de fijación (9) de larguerillos es rígida, por lo que
la porción de rigidización (16) es capaz de aguantar cargas
verticales entre dichos larguerillos (6), y
la porción flexible (15) en el elemento de
fijación (9) de larguerillos está formada de modo que pueda
flexionarse en la dirección transversal del elemento de fijación (9)
de larguerillos, permitiendo que la porción de rigidización (16) se
mueva en la dirección longitudinal (B) de la costilla de ala (3) por
la flexión de la porción flexible (15).
11. Una estructura de ala según la
reivindicación 10, caracterizada porque las porciones de
fijación (17, 18) en el elemento de fijación (9) de larguerillos
están formadas para flexionarse en relación con la dirección
longitudinal (B) de la costilla de ala (3).
12. Una estructura de ala según la
reivindicación 10, caracterizada porque la costilla de ala
(3) está hecha de material plástico reforzado con fibra, y porque el
elemento de fijación (9) de larguerillos es una pieza insertada
preproducida dispuesta en la estructura de la superficie lateral
(10) de la costilla de ala (3) al fabricar la costilla de ala (3), y
formando así la costilla de ala (3) y el elemento de fijación (9) de
larguerillos una única entidad.
13. Una estructura de ala según la
reivindicación 10, caracterizada porque la costilla de ala
(3) y el elemento de fijación (9) de larguerillos están hechos de
material plástico reforzado con fibra, y porque el elemento de
fijación (9) de larguerillos se forma sobre la superficie lateral
(10) de la costilla de ala (3) durante la fabricación usando al
menos parcialmente las mismas fibras de refuerzo (21) y matriz de
plástico, y formando así la costilla de ala (3) y el elemento de
fijación (9) de larguerillos una única entidad estructural.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/757,268 US6386481B1 (en) | 2001-01-08 | 2001-01-08 | Arrangement for fastening stringers to aircraft wing ribs |
| US757268 | 2001-01-08 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2268003T3 true ES2268003T3 (es) | 2007-03-16 |
Family
ID=25047133
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES02716105T Expired - Lifetime ES2268003T3 (es) | 2001-01-08 | 2002-01-08 | Disposicion para fijar larguerillos a costillas de alas de avion. |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6386481B1 (es) |
| EP (1) | EP1358104B1 (es) |
| AT (1) | ATE339347T1 (es) |
| DE (1) | DE60214669T2 (es) |
| ES (1) | ES2268003T3 (es) |
| WO (1) | WO2002053453A1 (es) |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE04714198T8 (de) * | 2003-02-24 | 2007-06-06 | Bell Helicopter Textron, Inc., Fort Worth | Kontaktversteifer für konstruktionshaut |
| GB2417228A (en) * | 2004-08-18 | 2006-02-22 | Airbus Uk Ltd | Aircraft wing |
| US7635106B2 (en) * | 2006-11-30 | 2009-12-22 | The Boeing Company | Composite shear tie |
| US7721995B2 (en) * | 2006-12-13 | 2010-05-25 | The Boeing Company | Rib support for wing panels |
| US7686251B2 (en) * | 2006-12-13 | 2010-03-30 | The Boeing Company | Rib support for wing panels |
| ES2611033T3 (es) * | 2007-04-30 | 2017-05-04 | Airbus Operations S.L. | Cajón de torsión multilargero integrado de material compuesto |
| ES2346834B1 (es) | 2007-04-30 | 2011-08-17 | Airbus Operations, S.L. | Estructura de costilla para cajones de torsion de un ala o de un estabilizador de una aeronave. |
| ES2351823B1 (es) * | 2007-12-21 | 2011-12-05 | Airbus Operations, S.L. | Estructura sustentadora para aeronaves. |
| GB0813584D0 (en) * | 2008-07-25 | 2008-09-03 | Airbus Uk Ltd | Method of stiffening a rib |
| DE102010018898A1 (de) * | 2010-04-30 | 2011-11-03 | Volkswagen Ag | Karosseriestruktur eines Kraftfahrzeuges, Verfahren zur Herstellung der Karosseriestruktur und Karosserie oder Karosserieanbauteil |
| WO2012020411A1 (en) * | 2010-08-12 | 2012-02-16 | D.R. Bike Ltd. | Suspending device |
| US8985516B2 (en) * | 2011-11-08 | 2015-03-24 | The Boeing Company | Reducing risk of disbonding in areas of differing strain |
| GB201120707D0 (en) * | 2011-12-01 | 2012-01-11 | Airbus Operations Ltd | Leading edge structure |
| GB201220937D0 (en) * | 2012-11-21 | 2013-01-02 | Airbus Uk Ltd | Modular structural assembly |
| US9341207B2 (en) * | 2013-07-30 | 2016-05-17 | Gulfstream Aerospace Corporation | Web component and method of making a web component |
| GB2516830A (en) * | 2013-07-31 | 2015-02-11 | Airbus Operations Ltd | Aircraft Structure |
| GB2528076B (en) | 2014-07-08 | 2020-07-29 | Airbus Operations Ltd | Rib foot |
| GB2528080A (en) * | 2014-07-08 | 2016-01-13 | Airbus Operations Ltd | Structure |
| GB2528078B (en) | 2014-07-08 | 2020-07-29 | Airbus Operations Ltd | Structure |
| US9656738B2 (en) * | 2015-07-06 | 2017-05-23 | Embraer S.A. | Airframe wing spar structures with contiguous unitary and integrally fastened upper and lower chord sections |
| US10052670B2 (en) | 2015-09-11 | 2018-08-21 | Triumph Aerostructures, Llc | Stringer forming device and methods of using the same |
| US11142297B2 (en) * | 2016-02-08 | 2021-10-12 | Bell Helicopter Textron Inc. | Heating tool |
| US10814956B2 (en) | 2016-05-05 | 2020-10-27 | The Boeing Company | Mechanical fastening system and associated structural assembly and method |
| US10286998B2 (en) | 2016-05-05 | 2019-05-14 | The Boeing Company | Mechanical fastening system and associated structural assembly and method |
| DE102016210077A1 (de) | 2016-06-08 | 2017-12-14 | Ford Global Technologies, Llc | Fahrzeugkomponente mit einem Anbindungsbereich zur elastischen Anbindung einer anderen Komponente |
| DE102016210076B3 (de) * | 2016-06-08 | 2017-08-10 | Ford Global Technologies, Llc | Fahrzeugkomponente mit einem Anbindungsbereich zur elastischen Anbindung einer anderen Komponente |
| DE202016103195U1 (de) | 2016-06-08 | 2016-07-08 | Ford Global Technologies, Llc | Fahrzeugkomponente mit einem Anbindungsbereich zur elastischen Anbindung einer anderen Komponente |
| US10479474B2 (en) * | 2016-07-14 | 2019-11-19 | The Boeing Company | Friction stir welded wingtip torque box |
| US11273899B2 (en) * | 2018-01-25 | 2022-03-15 | The Boeing Company | Wing rib, wing having wing rib, and method for manufacturing the same |
| US20190276157A1 (en) * | 2018-03-08 | 2019-09-12 | Bell Helicopter Textron Inc. | Flexible radial inlet plenum |
| US11180238B2 (en) * | 2018-11-19 | 2021-11-23 | The Boeing Company | Shear ties for aircraft wing |
| US11772774B2 (en) * | 2020-02-04 | 2023-10-03 | Aerovironment, Inc. | Rib mounting flanges for an unmanned aerial vehicle |
| CN113844672B (zh) * | 2020-06-28 | 2023-04-11 | 航天特种材料及工艺技术研究所 | 一种复合材料无人机垂尾的装配型架及其装配方法 |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2413654C2 (de) | 1974-03-21 | 1983-08-18 | Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen | Kunststoffteil für Luftfahrzeuge mit einem Schutzelement gegen Blitzeinschläge |
| US3920206A (en) | 1974-08-05 | 1975-11-18 | Us Air Force | Non-penetrating rib-to-surface structural clip connector assembly |
| DE3003552C2 (de) | 1980-01-31 | 1982-06-24 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Flächenbauteil, insbesondere für ein Luftfahrzeug |
| EP0157778B1 (en) | 1983-09-29 | 1989-05-31 | The Boeing Company | High strength to weight horizontal and vertical aircraft stabilizer |
| US4813202A (en) | 1987-05-22 | 1989-03-21 | Grumman Aerospace Corporation | Structural members connected by interdigitating portions |
| US5251849A (en) * | 1989-12-26 | 1993-10-12 | Florida International University For Board Of Regents | Strain reduced airplane skin |
| DE4315600C2 (de) | 1993-05-11 | 1996-07-25 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Tragstruktur für eine aerodynamische Fläche |
| EP0888202B1 (en) * | 1996-03-22 | 2005-08-10 | The Boeing Company | Determinant wing assembly |
| US6027074A (en) * | 1997-02-27 | 2000-02-22 | Mcdonnell Douglas | Reinforced elastomer panel |
| GB9802597D0 (en) | 1998-02-07 | 1998-04-01 | Hurel Dubois Uk Ltd | Panels and structures |
| US6173925B1 (en) * | 1998-04-16 | 2001-01-16 | Daimlerchrysler Ag | Skin-rib structure |
| US6045096A (en) * | 1998-06-30 | 2000-04-04 | Rinn; Aaron | Variable camber airfoil |
| JP2000043796A (ja) | 1998-07-30 | 2000-02-15 | Japan Aircraft Development Corp | 複合材の翼形構造およびその成形方法 |
| US6173924B1 (en) * | 1999-06-15 | 2001-01-16 | Northrop Grumman Corporation | Low density flexible edge transition |
-
2001
- 2001-01-08 US US09/757,268 patent/US6386481B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-01-08 EP EP02716105A patent/EP1358104B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-01-08 ES ES02716105T patent/ES2268003T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2002-01-08 AT AT02716105T patent/ATE339347T1/de not_active IP Right Cessation
- 2002-01-08 WO PCT/FI2002/000013 patent/WO2002053453A1/en active IP Right Grant
- 2002-01-08 DE DE60214669T patent/DE60214669T2/de not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE60214669D1 (de) | 2006-10-26 |
| EP1358104B1 (en) | 2006-09-13 |
| DE60214669T2 (de) | 2007-01-11 |
| WO2002053453A1 (en) | 2002-07-11 |
| ATE339347T1 (de) | 2006-10-15 |
| US6386481B1 (en) | 2002-05-14 |
| EP1358104A1 (en) | 2003-11-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2268003T3 (es) | Disposicion para fijar larguerillos a costillas de alas de avion. | |
| ES2281057T3 (es) | Plataforma para aeronave. | |
| ES2654855T3 (es) | Largueros compuestos curvos con punta cónica y paneles correspondientes | |
| AU2013251284B2 (en) | Vertically integrated stringers | |
| RU2408497C2 (ru) | Опорная конструкция для крыла | |
| ES2418858T5 (es) | Soporte costal para paneles de alas | |
| ES2833900T3 (es) | Alas de aeronave y aeronave que incluye tales alas de aeronave | |
| US8567720B2 (en) | Section of aircraft fuselage and aircraft including one such section | |
| ES2770757T3 (es) | Cuerpo de perfil aerodinámico con cubierta del larguero curvada integral | |
| US20050247818A1 (en) | Stiffened structures and associated methods | |
| US20080093503A1 (en) | Structural frame for an aircraft fuselage | |
| ES2301360B1 (es) | Sistema de sellado del hueco existente entre el fuselaje y el timon de altura del estabilizador horizontal orientable de un avion, extendido con una carena aerodinamica de sellado de la abertura existente entre el fuselaje y el estabilizador horizontal orientable. | |
| ES2881952T3 (es) | Conjunto de fuselaje de composite y procedimientos y dispositivos para su fabricación | |
| ES2609598T3 (es) | Larguero permanentemente curvado y método de fabricación | |
| US20150122951A1 (en) | Morphing aerofoil | |
| US9102106B2 (en) | Method of making a sealed junction between aircraft parts | |
| ES2352941A1 (es) | Estructura integrada de aeronave en material compuesto. | |
| WO2011000987A1 (es) | Cuaderna de refuerzo del fuselaje de una aeronave | |
| WO2008065214A1 (es) | Mamparo de presión de material compuesto para aeronave | |
| ES2784499T3 (es) | Procedimiento de ensamblaje de superficies de control de aeronaves | |
| ES2932841T3 (es) | Hipersustentador para un ala de aeronave, método para fabricar dicho hipersustentador | |
| ES2755832T3 (es) | Rigidizador en forma de sombrero compuesto | |
| ES2315109A1 (es) | Herraje con cajon de torsion, de material plastico reforzado con fibras de carbono, para acoplar un conjunto motor de accionamiento / husillo para el trimado de un estabilizador horizontal de una aeronave. | |
| EP3666504B1 (en) | Joint structure | |
| US11319052B2 (en) | Leading-edge arrangement for a flow body of a vehicle |