ES2386136A1 - Estructura para el acoplamiento de la carena de una aeronave - Google Patents

Estructura para el acoplamiento de la carena de una aeronave Download PDF

Info

Publication number
ES2386136A1
ES2386136A1 ES200900851A ES200900851A ES2386136A1 ES 2386136 A1 ES2386136 A1 ES 2386136A1 ES 200900851 A ES200900851 A ES 200900851A ES 200900851 A ES200900851 A ES 200900851A ES 2386136 A1 ES2386136 A1 ES 2386136A1
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
fairing
hardware
coupling
aircraft
horizontal
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.)
Granted
Application number
ES200900851A
Other languages
English (en)
Other versions
ES2386136B1 (es
Inventor
Abel Lobo Barros
José Luis LOZANO GARCÍA
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 SL
Original Assignee
Airbus Espana SL
Airbus Operations SL
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 Espana SL, Airbus Operations SL filed Critical Airbus Espana SL
Priority to ES200900851A priority Critical patent/ES2386136B1/es
Priority to US12/478,311 priority patent/US8177169B2/en
Priority to EP10713348.0A priority patent/EP2415668B1/en
Priority to PCT/ES2010/070160 priority patent/WO2010112648A1/es
Priority to CN2010800150846A priority patent/CN102378718A/zh
Publication of ES2386136A1 publication Critical patent/ES2386136A1/es
Application granted granted Critical
Publication of ES2386136B1 publication Critical patent/ES2386136B1/es
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • 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
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
    • F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
    • F16B5/02—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening members using screw-thread
    • F16B5/025—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening members using screw-thread specially designed to compensate for misalignement or to eliminate unwanted play

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)

Abstract

Estructura para el acoplamiento de la carena (7) de una aeronave, estando dicha carena (7) situada entre el estabilizador horizontal y el estabilizador vertical o sección de fuselaje (6) de dicha aeronave, comprendiendo dicha estructura unos herrajes (2) en forma de angulares, comprendiendo a su vez dichos herrajes una superficie vertical y una superficie horizontal, uniéndose los herrajes (2) a través de su superficie vertical a la carena (7) mediante unos elementos de fijación (12) desmontables, comprendiendo además dicha estructura entre la carena (7) y la superficie vertical del herraje (2) un elemento elástico (13) deformable, tal que dicho elemento elástico (13) es capaz de absorber el juego de deformaciones necesario y las tolerancias de fabricación y montaje de los herrajes (2), de la carena (7), del estabilizador horizontal y del estabilizador vertical o sección de fuselaje (6) mediante diferentes pares de apriete de los elementos anteriores.

Description

INTEGRACIÓN DE CARENA DE AERONAVE
CAMPO DE LA INVENCION
5
La presente invención se refiere a una estructura para el acoplamiento de la carena de una aeronave, en particular para el acoplamiento de la carena de aeronave que va situada entre el estabilizador horizontal y el estabilizador vertical o sección de fuselaje.
1 o
ANTECEDENTES DE LA INVENCION
15 2o 25 3 o
Los elementos estructurales principales de una aeronave son: el fuselaje central, los motores, que proporcionan el empuje necesario a la aeronave, el ala, que proporciona sustentación, y el estabilizador horizontal y el estabilizador vertical, que se emplean para el gobierno de la aeronave. Para minimizar el impacto aerodinámico de las superficies exteriores de los principales elementos estructurales anteriores, se emplean superficies auxiliares que tapan los elementos de unión con la aeronave de las citadas estructuras principales, al tiempo que estas superficies exteriores suavizan las secciones, reduciendo así la resistencia aerodinámica de dichas superficies en las diferentes posiciones de vuelo. Se ha de tener en cuenta además que, para el caso particular del estabilizador horizontal, este estabilizador ha de poder girar con respecto a los ejes del avión, en la mayoría de las aeronaves. Las citadas superficies exteriores se conocen comúnmente con el nombre de carenas, debiendo dichas carenas, al ser superficies auxiliares, adaptarse a los elementos estructurales primarios de la aeronave, incluyendo las posibles variaciones que dichos elementos puedan tener en sus dimensiones finales, originadas por tolerancias. Así pues, además de los requerimientos de cargas dinámicas y estáticas, el sistema de unión entre la carena y la estructura primaria debe ser regulable. Otro de los requerimientos de las carenas es el de intercambiabilidad: al tratarse de superficies auxiliares que camuflan uniones de responsabilidad,
estas carenas han de ser desmontables en las labores típicas de mantenimiento
de la aeronave, siendo éste un requerimiento crítico, pues la manipulación de
las carenas influye repetidamente en el tiempo necesario para el
mantenimiento.
5
Habitualmente, la unión de la carena entre el estabilizador vertical o
sección de fuselaje y el estabilizador horizontal se realiza mediante un sistema
de herrajes metálicos discretos unidos al revestimiento del estabilizador
horizontal. Esta unión comprende una placa serrada fija al revestimiento del
estabilizador horizontal mediante unos espárragos especiales roscados por
10
ambos lados (denominados stud pins) y mediante unos herrajes desmontables
en forma de angular serrados en la misma dirección de la placa y que copian la
superficie geométrica de la carena. A su vez, la carena se sujeta a los herrajes
en angular mediante tornillos que se unen a tuercas auto-instaladas fijadas al
herraje que permiten el montaje de la carena por un único lado de acceso.
15
La unión convencional empleada presenta varios problemas. Por un lado,
el peso que añaden los diferentes elementos mecánicos de unión y reglaje de
las carenas es importante; por otro lado, existe un elevado coste de estos
elementos tan específicos (serrados específicos, por ejemplo); además, el
montaje y mantenimiento del sistema anterior de fijación de carenas es muy
2 o
complejo. Más aún, los sistemas convencionales empleados no permiten la
regulación de la parte superior e inferior de cada propia carena lo que impide
corregir favorablemente las tolerancias producidas en su fabricación (las
carenas comprenden partes superior e inferior, respectivamente, en sus uniones
a las partes superior e inferior del fuselaje).
25
La presente invención ofrece una solución a los problemas anteriormente
mencionados.
SUMARIO DE LA INVENCION
3o
Así, la presente invención se refiere a una estructura para el
acoplamiento de la carena de una aeronave, en particular para el acoplamiento
de la carena de aeronave que va situada entre el estabilizador horizontal y el
estabilizador vertical o sección de fuselaje, tal que dicha estructura permite el
ensamblaje de la carena reduciendo el número de elementos mecánicos para
su reglaje y reduciendo considerablemente el peso de la citada estructura de
integración. Así, en la estructura para el acoplamiento de la carena según la
5
invención, la citada carena está unida rígidamente al estabilizador horizontal,
estando a su vez apoyada sobre el estabilizador vertical o sección de fuselaje,
siendo su función principal la de minimizar el impacto aerodinámico entre la
unión de ambas citadas superficies.
Según la invención, la estructura para el acoplamiento de la carena que
1o
va situada entre el estabilizador horizontal y el estabilizador vertical o sección de
fuselaje comprende unos herrajes metálicos en forma de angulares,
comprendiendo dichos herrajes una superficie vertical y una superficie
horizontal, con respecto a los ejes de la aeronave, tal que los citados herrajes
se unen, a través de la superficie horizontal, mediante elementos de unión fijos
15
no desmontables, al revestimiento del estabilizador horizontal, comprendiendo
además dicha estructura unos elementos elásticos deformables a través de los
cuales, y mediante el uso de elementos de fijación, las carenas se unen a la
superficie vertical de los herrajes metálicos anteriores.
La nueva estructura de integración de carenas de la invención resuelve el
2 o
problema del reglaje de la carena sin necesidad de utilizar placas serradas y sin
necesidad de serrar los herrajes en angular, manteniendo la eficiencia
estructural del conjunto y simplificando el diseño, la fabricación y el montaje de
los componentes anteriores, con el consiguiente ahorro final de recursos
económicos.
2 5
Otras características y ventajas de la presente invención se
desprenderán de la descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa
de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
DESCRIPCION DE LAS FIGURAS
30

La Figura 1 muestra en esquema la localización típicas de las carenas superior e inferior de una aeronave.
La Figura 2 muestra en esquema una sección de la estructura de unión
de las carenas de aeronave al estabilizador horizontal, según la técnica anterior
conocida.
La Figura 3 muestra en esquema una sección de la estructura de unión
5
de las carenas de aeronave al estabilizador horizontal, según la invención, para
una situación nominal de montaje de dicha estructura.
Las Figuras 4a y 4b muestran la capacidad de regulación entre la partes
superior e inferior de la carena con la estructura de acoplamiento de carenas
según la invención, en situaciones particulares de montaje de dicha estructura.
10
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION
Según se muestra en la Figura 1, las carenas superior e inferior, 3 y 4, se
unen por un lado al revestimiento de la superficie sustentadora horizontal 5 en
15
cuestión y, por otro lado, al fuselaje o superficie sustentadora vertical 6 de la
aeronave.
Según la técnica conocida, como se describe en la Figura 2, la unión de
la carena 7 (ya sea la carena superior 3 o la inferior 4) al revestimiento 1 del
estabilizador horizontal de una aeronave se realiza mediante un sistema de
2 o
herrajes metálicos 2 discretos unidos al citado revestimiento 1 del estabilizador
horizontal. En concreto, la citada unión comprende una placa serrada 8
(normalmente en dirección transversal del avión) fijada al revestimiento 1 del
estabilizador horizontal a través de espárragos roscados 9 (stud pins) y a través
de herrajes 2 en forma de angular serrados en la misma dirección de la placa 8
2 5
y que copian la superficie geométrica de la carena 7. La carena 7 se sujeta al
herraje 2 mediante uniones atornilladas (no mostradas) que se unen a tuercas
auto-instaladas fijadas a los herrajes 2, y que permiten el montaje de la carena 7
por un único lado de acceso.
Como también se muestra en la Figura 2, los herrajes 2 se unen
3o
solidariamente al revestimiento 1 del estabilizador horizontal mediante una
tuerca 1 O y uno de los lados del espárrago roscado 9. Por la propia geometría
de estos espárragos roscados 9, tanto el herraje 2 como la placa serrada 8
deben comprender unos cajeados para permitir su instalación. Dichos cajeados
son críticos desde el punto de vista del dimensionamiento del herraje 2.
La necesidad del serrado en la placa 8 . se debe a la necesidad de
regulación de la carena 7 en su acoplamiento en la dirección normal al serrado.
5
Para permitir el desplazamiento del herraje 2, los agujeros de unión de dicho
herraje 2 al revestimiento 1 del estabilizador horizontal son rasgados en forma
de hipódromo en la dirección normal al serrado. El resto de tolerancias de
posicionamiento en los dos ejes perpendiculares al desplazamiento o reglaje 11
de la Figura 2 son absorbidas agrandando el diámetro de los agujeros en el
1o
herraje con el fin de permitir un pequeño juego.
Según la invención, como se puede observar en la Figura 3, la carena 7
'
está unida al herraje 2 mediante unos elementos de fijación 12, preferiblemente
tornillos, al igual que en el sistema convencional, estando comprendida entre la
carena 7 y el herraje 2 un elemento elástico 13 deformable, particularmente un
15
elastómero. El elemento elástico 13 puede mantenerse elástico durante toda su
vida operativa o cristalizar tras un proceso de maduración apropiado tras
realizar el ensamblaje del mismo entre la carena 7 y el herraje 2,
minimizándose, en este último caso, los ajustes necesarios después del
desmontaje de la carena 7 cuando se retiran para operaciones de
2o
mantenimiento. A su vez, el herraje 2 en angular se une al revestimiento 1 del
estabilizador horizontal mediante uniones mecánicas 14 no desmontables,
preferiblemente uniones remachadas.
Así pues, el nuevo concepto resuelve el problema del reglaje de la carena
7 sin necesidad de utilizar placas 8 serradas y sin necesidad de serrar los
25
herrajes 2, manteniendo la eficiencia estructural del conjunto y simplificando el
diseño, fabricación y montaje de los componentes con el consiguiente ahorro
final de recursos económicos.
Según otro aspecto de la invención, es relevante indicar que la estructura
de la invención proporciona una nueva capacidad de regulación entre la parte
30
superior e inferior de la carena 7 (carena superior 3 e inferior 4) con el
estabilizador vertical o sección de fuselaje 6 a través del perfil de sellado 15.
Las pequeñas diferencias de deformaciones del elemento elástico 13 en su
amarre con los herrajes 2 se amplifican en la zona de sellado, tal que,
aproximadamente, 1 mm de cuña en la zona de soporte, amplifican 4mm a
200mm, y 1Omm a 500mm, según se muestra en las Figuras 4a y 4b. Esto
implica una disminución del espesor del elemento elástico 13 de sellado
5
necesaria para el acoplamiento entre la carena 7 y la superficie del estabilizador
vertical o sección de fuselaje 6.
En resumen, el sistema de reglaje del acoplamiento de carena según la
invención aparece reflejado en la Figura 3, en la cual se representa una
situación nominal, y en las Figuras 4a y 4b, donde se representan situaciones
1o
particulares de montaje como fruto de diferentes pares de apriete de los
elementos de fijación 12 que unen la carena 7 con los herrajes 2.
Además, al sustituir la placa 8 serrada por un elemento elástico 13
situado entre el herraje 2 y la carena 7, la unión entre el herraje 2 y el
revestimiento 1 se realiza según la invención por medio de remaches ciegos 14
15
sin necesidad de elementos intermedios (placas 8 serradas) para la transmisión
de cargas de cortadura al revestimiento 1. Los espárragos roscados 9 son
elementos de unión mecánica especiales y bastante mas caros y más difíciles
de aprovisionar que los remaches ciegos 14. No obstante, puede ser
conveniente emplear estos espárragos roscados 9 (stud pins), cuando la
2 o
accesibilidad interior es buena, por ejemplo en un tanque de combustible.
Otra de las importantes ventajas de la invención reside en que la
simplificación de los elementos de unión utilizados, así como la sustitución de la
placa 8 serrada por un elemento elástico 13 entre el herraje 2 y la carena 7
conllevan una importante reducción de peso.
25
En contraposición, será necesario un estudio de los diferentes pares de
apriete entre carena 7 y herrajes 2 que permitan el juego de deformaciones
necesario para absorber las tolerancias de fabricación y montaje de ambos
elementos, herrajes 2 y carena 7.
En resumen, coste, tiempo de montaje, mantenimiento y peso son
30
reducidos con la nueva estructura de la invención.

En las realizaciones preferentes que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.

Claims (5)

  1. REIVINDICACIONES
    1.
    Estructura para el acoplamiento de la carena (7) de una aeronave,
    estando dicha carena (7) situada entre la superficie sustentadora
    5
    horizontal (5) y el estabilizador vertical o sección de fuselaje (6) de dicha
    aeronave, comprendiendo dicha estructura unos herrajes (2) en forma de
    angulares, comprendiendo a su vez dichos herrajes una superficie vertical
    y una superficie horizontal, caracterizada porque los herrajes (2) se unen
    a través de su superficie vertical a la carena (7) mediante unos elementos
    1 o
    de fijación (12) desmontables, comprendiendo además dicha estructura
    entre la carena (7) y la superficie vertical del herraje (2) un elemento
    elástico (13) deformable, tal que dicho elemento elástico (13) es capaz de
    absorber el juego de deformaciones necesario y las tolerancias de
    fabricación y montaje de los herrajes (2), de la carena (7), de la superficie
    15
    sustentadora horizontal (5) y del estabilizador vertical o sección de
    fuselaje (6) mediante diferentes pares de apriete de los elementos
    anteriores.
  2. 2.
    Estructura para el acoplamiento de la carena (7) de una aeronave según
    2 o
    la reivindicación 1, caracterizada porque la estructura es capaz de ser
    regulada entre la parte superior e inferior de la carena (7), amplificándose
    las diferencias de deformaciones del elemento elástico (13) en su amarre
    con los herrajes (2) en la zona de sellado, disminuyéndose así el diámetro
    del elemento elástico (13) necesario y facilitando considerablemente su
    2 5
    acoplamiento.
  3. 3.
    Estructura para el acoplamiento de la carena (7) de una aeronave según
    cualquiera de las reivindicaciones 1-2, caracterizada porque el elemento
    elástico (13) es cristalizado tras un proceso de maduración apropiado,
    3 o
    una vez que se realiza el ensamblaje de dicho elemento (13) entre la
    carena (7) y el herraje (2).
  4. 4.
    Estructura para el acoplamiento de la carena (7) de una aeronave según
    cualquiera de
    las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque la
    unión
    entre el herraje (2) y el revestimiento (1) de la superficie
    sustentadora horizontal (5) se realiza por medio de remaches ciegos (14),
    5
    que realizan la transmisión de cargas de cortadura provenientes de la
    carena (7) al citado revestimiento (1 ).
  5. 5.
    Estructura para el acoplamiento de la carena (7) de una aeronave según
    cualquiera de
    las reivindicaciones 1-3, caracterizada porque la unión
    1 o
    entre el herraje (2) y el revestimiento (1) de la superficie sustentadora
    horizontal (5) se realiza por medio de espárragos roscados (9), en el caso
    de
    que la accesibilidad interior al revestimiento (1) de la superficie
    sustentadora horizontal (5) sea adecuada, como en el caso de un tanque
    de combustible.
    15
ES200900851A 2009-03-30 2009-03-30 Estructura para el acoplamiento de la carena de una aeronave Expired - Fee Related ES2386136B1 (es)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ES200900851A ES2386136B1 (es) 2009-03-30 2009-03-30 Estructura para el acoplamiento de la carena de una aeronave
US12/478,311 US8177169B2 (en) 2009-03-30 2009-06-04 Integrative structure for aircraft fairing
EP10713348.0A EP2415668B1 (en) 2009-03-30 2010-03-18 Method of producing a joining structure for an aircraft fairing
PCT/ES2010/070160 WO2010112648A1 (es) 2009-03-30 2010-03-18 Integración de carena de aeronave
CN2010800150846A CN102378718A (zh) 2009-03-30 2010-03-18 用于飞机整流罩的一体结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ES200900851A ES2386136B1 (es) 2009-03-30 2009-03-30 Estructura para el acoplamiento de la carena de una aeronave

Publications (2)

Publication Number Publication Date
ES2386136A1 true ES2386136A1 (es) 2012-08-09
ES2386136B1 ES2386136B1 (es) 2013-07-25

Family

ID=42224016

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES200900851A Expired - Fee Related ES2386136B1 (es) 2009-03-30 2009-03-30 Estructura para el acoplamiento de la carena de una aeronave

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8177169B2 (es)
EP (1) EP2415668B1 (es)
CN (1) CN102378718A (es)
ES (1) ES2386136B1 (es)
WO (1) WO2010112648A1 (es)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0609166D0 (en) * 2006-05-09 2006-06-21 Airbus Uk Ltd Apparatus for and method of inhibiting delamination
US8714488B2 (en) * 2009-01-08 2014-05-06 The Boeing Company Elastic aircraft joint fairing
ATE537059T1 (de) * 2009-12-21 2011-12-15 Eurocopter Deutschland Abdichtung des luftstroms zwischen einer tragfläche und einem rumpf
FR2966425B1 (fr) * 2010-10-26 2013-08-16 Eurocopter France Aeronef muni d'un empennage comprenant un moyen de lutte contre le flottement aeroelastique.
ES2399262B1 (es) * 2010-12-31 2014-04-29 Airbus Operations, S.L. Herraje regulable para la instalación y ajuste de carenas en aeronaves.
RU2470833C1 (ru) * 2011-05-13 2012-12-27 Открытое акционерное общество "Туполев" (ОАО "Туполев") Приспособление и способ установки передней шторки стабилизатора самолета
US9574587B2 (en) 2011-11-04 2017-02-21 The Boeing Company Preloading a fastener of a mechanical fitting
US20130114994A1 (en) * 2011-11-04 2013-05-09 Robert Erik Grip Truss end pad fitting
GB201205079D0 (en) * 2012-03-22 2012-05-09 Airbus Operations Ltd Seal assembly for an aircraft wing
CN102642609B (zh) * 2012-05-11 2014-08-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种翼盒整流口盖连接装置
FR2993240B1 (fr) * 2012-07-12 2014-08-29 Dassault Aviat Structure d'aeronef, et procede de montage associe
EP2920068B1 (en) * 2012-11-15 2017-11-29 United Technologies Corporation Stabilizer with structural box and sacrificial surfaces
CN103204235B (zh) * 2013-04-24 2015-07-01 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种用于整流罩的锁闭机构
US10275565B2 (en) 2015-11-06 2019-04-30 The Boeing Company Advanced automated process for the wing-to-body join of an aircraft with predictive surface scanning
EP3318783A1 (en) * 2016-11-02 2018-05-09 Airbus Operations GmbH Fairing for an aircraft
US10773788B2 (en) * 2017-08-15 2020-09-15 The Boeing Company Fairing assembly and method therefor
US10712730B2 (en) * 2018-10-04 2020-07-14 The Boeing Company Methods of synchronizing manufacturing of a shimless assembly
GB2579048A (en) * 2018-11-16 2020-06-10 Airbus Operations Ltd Fittings for connecting structures
FR3106569B1 (fr) 2020-01-23 2022-02-11 Airbus Operations Sas Assemblage pour aéronef comprenant un système d’étanchéité à l’air amélioré entre un carénage ventral et une aile
JP7312711B2 (ja) * 2020-02-05 2023-07-21 三菱重工業株式会社 ブラケット
CN113879509A (zh) * 2021-10-25 2022-01-04 中航通飞华南飞机工业有限公司 一种针对窄空间连接的密封橡胶条及气动密封结构

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE29702360U1 (de) * 1997-02-11 1997-03-27 Herrmann, Ottmar, 97258 Hemmersheim Abstandshalter, dessen Länge variabel ist
US20080283666A1 (en) * 2007-04-04 2008-11-20 Grieve James C Method and apparatus for attaching a wing to a body

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2932667C2 (de) * 1979-08-11 1982-07-29 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Hauptanschluß für den Tragflügel eines Luftfahrzeuges
US4556591A (en) * 1981-09-25 1985-12-03 The Boeing Company Conductive bonded/bolted joint seals for composite aircraft
DE4337467C2 (de) * 1992-11-12 1997-04-10 Volkswagen Ag Verbindung zweier unter Bildung seitlicher Spalte ineinander greifender Bauteile
US6092764A (en) * 1997-07-21 2000-07-25 Mcdonnell Douglas Corporation Interface seal for an aircraft
DE60203078T2 (de) * 2001-10-05 2006-05-04 Airbus France Flugzeug mit Flügel-Rumpf-Verkleidungsdichtung
US6830218B2 (en) * 2002-12-31 2004-12-14 The Boeing Company Structural attach method for thin fairings
US7393488B2 (en) * 2005-05-25 2008-07-01 The Boeing Company Methods of joining structures and joints formed thereby
ES2315108B1 (es) * 2006-06-30 2010-01-12 Aibus España, S.L. Sistema de fijacion de un borde de ataque a la estructura de un plano sustentador de un avion.
FR2909974B1 (fr) * 2006-12-13 2009-02-06 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur double flux
FR2913665B1 (fr) * 2007-03-16 2009-06-05 Airbus France Sa Carenage aerodynamique arriere inferieur pour dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE29702360U1 (de) * 1997-02-11 1997-03-27 Herrmann, Ottmar, 97258 Hemmersheim Abstandshalter, dessen Länge variabel ist
US20080283666A1 (en) * 2007-04-04 2008-11-20 Grieve James C Method and apparatus for attaching a wing to a body

Also Published As

Publication number Publication date
CN102378718A (zh) 2012-03-14
WO2010112648A1 (es) 2010-10-07
ES2386136B1 (es) 2013-07-25
US8177169B2 (en) 2012-05-15
EP2415668A1 (en) 2012-02-08
US20100243810A1 (en) 2010-09-30
EP2415668B1 (en) 2014-01-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2386136B1 (es) Estructura para el acoplamiento de la carena de una aeronave
ES2669493T3 (es) Estructura trasera de aeronave
RU2438922C2 (ru) Силовой набор пола для фюзеляжа воздушного судна
ES2822900T3 (es) Una conexión de momento completo entre una columna y una viga
JP6129810B2 (ja) 外壁パネルの地組架台および施工方法
ES2341514A1 (es) Configuracion estructural para el montaje de un motor sobre el fuselaje de una aeronave.
JP2014141343A (ja) 仮設手摺取付治具
RU2725824C1 (ru) Устройство для группового запуска спутников и усиленный шпангоут
ES2672528T3 (es) Sección de fuselaje de aeronave
WO2019019506A1 (zh) 一种船舶桥翼结构
ES2394581A1 (es) Cono de cola del fuselaje trasero de un avion con una unidad de potencia auxiliar
ES2315108A1 (es) Sistema de fijacion de un borde de ataque a la estructura de un plano sustentador de un avion.
ES2662853T3 (es) Cono de cola de una aeronave
RU2509680C1 (ru) Узел взаимодействия нагрузок, в частности узел взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата
US20170320503A1 (en) Carbody of railcar
ES2701829T3 (es) Fuselaje de la parte final trasera de una aeronave
RU2570981C2 (ru) Хвостовая часть фюзеляжа летательного аппарата, способ ее сборки и содержащий ее летательный аппарат
EP2316724A2 (en) Floating joint system for panels on a support structure
KR20130106174A (ko) 선박블록의 노갭실링용 스프링클러 장착유닛
JP2015195701A (ja) 太陽電池パネル架台
JP6410553B2 (ja) 橋梁用防護柵の設置構造、橋梁用防護柵用のベース部材、橋梁用防護柵の設置工法
CN207596276U (zh) 电梯井分段式框架
JP5832561B2 (ja) 鉄骨構造物、及び、耐震改修工法
JP2022190768A (ja) 免震装置用ベースプレート
TW201831766A (zh) 地板鑲板以及具有該鑲板的入口地板系統

Legal Events

Date Code Title Description
PC2A Transfer of patent

Owner name: AIRBUS OPERATIONS, S.L.

Effective date: 20110804

FG2A Definitive protection

Ref document number: 2386136

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: B1

Effective date: 20130725

FD2A Announcement of lapse in spain

Effective date: 20210915