ES2606242T3 - Juntas de empalme para fuselajes compuestos de aeronave y otras estructuras - Google Patents

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ES2606242T3 ES05858121.6T ES05858121T ES2606242T3 ES 2606242 T3 ES2606242 T3 ES 2606242T3 ES 05858121 T ES05858121 T ES 05858121T ES 2606242 T3 ES2606242 T3 ES 2606242T3
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Brian C. Clapp
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Abstract

Una estructura de cubierta que comprende: una primera parte de panel (210a), incluyendo la primera parte de panel: un primer revestimiento (112a); y un primer rigidizador (214a) fijado al primer revestimiento en el que el primer rigidizador incluye una primera parte de brida (226a) directamente fijada al primer revestimiento y una primera parte elevada (224) que se proyecta lejos del primer revestimiento; una segunda parte de panel (210b) situada adyacente a la primera parte de panel, incluyendo la segunda parte de panel: un segundo revestimiento (112b); y un segundo rigidizador (214f) fijado al segundo revestimiento en el que el segundo rigidizador incluye una segunda parte de brida fijada directamente al segundo revestimiento y a una segunda parte elevada que se proyecta lejos del segundo revestimiento; y un conector (230a) que se extiende a través de una primera zona de borde (213a) de la primera parte de panel y una segunda zona de borde (213b) de la segunda parte de panel, en el que una primera parte terminal (232a) del conector se superpone y está fijada a la primera parte de brida del primer rigidizador y el primer revestimiento y en el que la segunda parte terminal (232b) del conector se superpone y está fijada a la segunda parte de brida del segundo rigidizador y el segundo revestimiento para unir la primera parte de panel con la segunda parte de panel.

Description

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DESCRIPCION
Juntas de empalme para fuselajes compuestos de aeronave y otras estructuras Campo tecnico
La siguiente divulgacion se refiere en general a estructuras de cubierta y, mas particularmente, a juntas de empalme para unir secciones de fuselaje compuesto y otras estructuras de cubierta entre sr
Antecedentes
Los elementos estructurales primarios de reactores de pasajeros grandes y otras aeronaves grandes estan normalmente fabricados de metal. Las cubiertas de fuselaje para tales aeronaves, por ejemplo, estan normalmente fabricadas de aleaciones de aluminio de alta resistencia o metales similares. Sin embargo, en un esfuerzo por aumentar las prestaciones, muchos fabricantes de aeronaves estan pasando a utilizar materiales de resina con refuerzo de fibras (es decir, materiales "compuestos") que tienen relaciones de resistencia con respecto a peso relativamente altas. Los materiales compuestos convencionales normalmente incluyen vidrio, carbono o fibras poliaramidas en una matriz de epoxi u otro tipo de resina. El uso de tales materiales para estructuras primarias se ha limitado principalmente a aeronaves mas pequenas, tales como aeronaves de combate, aeronaves privadas de alto rendimiento, y reactores de negocios.
La empresa Raytheon Aircraft Company de Wichita, Kansas emplea un metodo conocido de fabricacion de aeroestructuras de reactores de negocios con materiales compuestos para fabricar los aviones de negocios Premier I y Hawker Horizon. Este metodo implica envolver fibras de carbono alrededor de un mandril rotatorio con un sistema de colocacion de fibras automatizado. El mandril proporciona la forma basica de una seccion de fuselaje longitudinal. Las fibras de carbono se preimpregnan con una resina epoxi termoestable y se aplican sobre el mandril rotatorio en multiples capas para formar un revestimiento interior de la seccion de fuselaje. El revestimiento interior se cubre despues con una capa de nucleo de panal. El sistema de colocacion de fibras aplica despues capas adicionales de fibras de carbono preimpregnadas sobre el nucleo de panal para formar un revestimiento exterior que resulta en una estructura intercalada compuesta.
El fuselaje del Premier I incluye dos secciones de 360 grados formadas de la manera anterior. El fuselaje del Hawker Horizon incluye tres de tales secciones formadas de esta manera. Las dos secciones de 1,78 m (70 pulgadas) de diametro del fuselaje del Premier I se remachan y despues se afianzan entre sf en una junta de empalme circunferencial para formar la estructura de fuselaje completa. El fuselaje mucho mayor del Hawker Horizon, con un diametro de 2,13 m (84 pulgadas) utiliza placas de empalme de aluminio en dos juntas circunferenciales para unir las tres secciones de fuselaje entre sf en una estructura completa.
Para instalar con precision las placas de empalme de aluminio en el fuselaje del Hawker Horizon, Raytheon creo una maquina especial de empalme automatizada. Esta maquina alinea las tres secciones de fuselaje utilizando un sistema de alineacion laser asistido por ordenador, y despues perfora orificios de fijacion a traves de las placas de empalme de aluminio y de la estructura intercalada subyacente. Despues, la maquina examina la calidad del tamano de cada orificio y registra los datos de control del proceso estadfstico de cada orificio. Los cabezales de broca tambien aplican sellante e instalan fijaciones de alta cizalladura en, aproximadamente, 1.800 lugares a lo largo de cada una de las juntas de empalme. (Vease el comunicado de prensa de Raytheon Aircraft en
http://www.beechcraft.de/presse/2000/100900b.htm titulado "RAYTHEON AIRCRAFT'S HAWKER HORIZON REACHES FUSELAGE MILESTONE," 9 de octubre, 2000).
El documento US 5 518 208 divulga una estructura de cubierta que comprende un primer y segundo revestimientos de aeronave, y larguerillos delanteros y traseros. Dichos larguerillos estan unidos a elementos de mamparo mediante conectorconectores de empalme de larguerillo para formar un armazon en el que se fijan las placas de empalme del revestimiento. Finalmente, el primer y segundo revestimientos de la aeronave fijaran despues las placas de empalme de revestimiento.
Sumario
La presente invencion se dirige en general a estructuras y metodos para unir secciones de fuselaje compuesto y otros conjuntos de paneles entre sf. En la reivindicacion 1 se describe una estructura de cubierta configurada de acuerdo con un aspecto de la invencion.
En la reivindicacion 32 se describe un metodo para fabricar una estructura de cubierta de acuerdo con otro aspecto de la invencion.
Breve descripcion de los dibujos
La figura 1 es una vista isometrica de una aeronave que tiene un fuselaje compuesto configurado de acuerdo con
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una realizacion de la invencion.
Las figuras 2A-2C ilustran de forma conjunta un metodo para unir una primera seccion de barril de fuselaje a una
segunda seccion de barril de fuselaje de acuerdo con una realizacion de la invencion.
Las figuras 3A-3C ilustran de forma conjunta un metodo para unir la primera seccion de barril de fuselaje con la
segunda seccion de barril de fuselaje en las proximidades de una escotadura de ventana, de acuerdo con otra
realizacion de la invencion
La figura 4 es una vista terminal en seccion transversal de la junta de empalme de la figura 2C tomada
sustancialmente a lo largo de la lmea 4-4 de la figura 2C.
Descripcion detallada
La siguiente divulgacion describe estructuras y metodos para unir secciones de fuselaje compuesto y otros conjuntos de paneles entre st Se exponen ciertos detalles en la siguiente descripcion y en las figuras 1-3C para proporcionar una comprension exhaustiva de varias realizaciones de la invencion. Otros detalles que describen estructuras y sistemas bien conocidos asociados con frecuencia con partes compuestas y con las tecnicas de montaje relacionadas no se exponen en la siguiente divulgacion para evitar el entorpecimiento innecesario de la descripcion de varias realizaciones de la invencion.
Muchos de los detalles, dimensiones, angulos y otras caractensticas mostradas en las figuras son meramente ilustrativos de realizaciones particulares de la invencion. En consecuencia, otras realizaciones pueden tener otros detalles, dimensiones, angulos, y caractensticas sin desviarse del alcance de la presente invencion. Asimismo, pueden emplearse realizaciones adicionales de la invencion sin muchos de los detalles descritos a continuacion.
En las figuras, los numeros de referencia identicos identifican elementos identicos o al menos generalmente similares. Para facilitar la descripcion de cualquier elemento particular, el dfgito o dfgitos mas significativos de cualquier numero de referencia se refieren a la figura en la que primero se presenta el elemento. Por ejemplo, el elemento_106 se presenta primero y se describe en relacion con la figura 1.
La figura 1 es una vista isometrica de una aeronave 100 que tiene un fuselaje 102 compuesto configurado de acuerdo con una realizacion de la invencion. En un aspecto de esta realizacion, el fuselaje 102 incluye una pluralidad de secciones de barril 104 compuesto (identificadas individualmente como secciones de barril 104a-e) unidas entre sf por una pluralidad de juntas de empalme 106 correspondientes (identificadas individualmente como juntas de empalme 106a-f). Cada una de las secciones de barril 104 incluye un revestimiento 112 compuesto (identificado individualmente como revestimientos 112a-112e compuestos) que se extienden 360 grados alrededor de un eje longitudinal 108. En la realizacion ilustrada, cada uno de los revestimientos 112 compuestos puede tener una anchura en seccion transversal de al menos aproximadamente 3,04 m (10 pies) tal como aproximadamente 4,57 m (15 pies) hasta aproximadamente 10,67 m (35 pies). En una realizacion, por ejemplo, los revestimientos 112 compuestos pueden tener una anchura en seccion transversal de aproximadamente 5,48 m (18 pies). A lo largo de toda esta divulgacion, el termino "seccion de barril" se utiliza por comodidad para referirse a cualquier estructura de cubierta que se extiende 360 grados alrededor de un eje. En consecuencia, el termino no esta limitado a estructuras cilmdricas o estructuras que tienen forma de barril, sino que puede incluir estructuras que tienen formas circulares, elfpticas, ovales, ovoides, rectilmeas, conicas u otras formas de seccion transversal. Ademas, en una realizacion, las secciones de barril 104 pueden ser secciones de barril "de una pieza" en las que los revestimientos 112 compuestos son revestimientos "de una pieza" que se extienden de manera continua 360 grados alrededor del eje. Sin embargo, en otras realizaciones, los revestimientos 112 pueden estar formados a partir de dos o mas segmentos de revestimiento empalmados o unidos entre sf de otra forma para formar la seccion de barril de 360 grados.
El fuselaje 102 puede incluir ademas una cabina de pasajeros 103 configurada para albergar una pluralidad de asientos de pasajero 105 que vana en numero desde aproximadamente 50 hasta aproximadamente 700 asientos. Por ejemplo, en la realizacion ilustrada, la cabina de pasajeros 103 puede albergar desde aproximadamente 150 hasta aproximadamente 600 asientos de pasajero 105. En otras realizaciones, la cabina de pasajeros 103 puede estar configurada para albergar mas o menos asientos de pasajero sin desviarse del espmtu o alcance de la presente divulgacion. Cada una de las secciones de barril 104 puede incluir una pluralidad de escotaduras de ventana 140 para proporcionar a los pasajeros sentados en la cabina de pasajeros 103 vistas fuera de la aeronave 100.
Las figuras 2A-2C ilustran de forma conjunta un metodo para unir la primera seccion de barril 104a con la segunda seccion de barril 104b de acuerdo con una realizacion de la invencion. Primero con relacion a la figura 2A, esta vista es una vista isometrica ampliada, parcialmente despiezada que esta orientada hacia fuera en una parte de la segunda junta de empalme 106b desde el interior del fuselaje 102 (figura 1). La parte de la primera seccion de barril 104a ilustrada en la figura 2A incluye una primera parte de panel 210a. La parte de la segunda seccion de barril 104b ilustrada en la figura 2A incluye una segunda parte de panel 210b situada en un alineacion en sentido del borde con la primera parte de panel 210a. En una realizacion, las partes de panel 210 pueden ser al menos generalmente similares en estructura y funcion con respecto a los conjuntos de paneles.
Por ejemplo, la primera parte de panel 210a puede incluir una pluralidad de rigidizadores 214 (identificados
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individualmente como rigidizadores 214a-214e) fijados al primer revestimiento 112a. Cada uno de los rigidizadores 214 puede incluir una parte elevada 224 que se proyecta lejos del primer revestimiento 112a y una pluralidad de partes de brida (identificadas individualmente como primeras partes de brida 226a y segundas partes de brida 226b) fijadas directamente al primer revestimiento 112a. En la realizacion ilustrada, los rigidizadores 214 tienen secciones transversales con forma de sombrero. Sin embargo, en otras realizaciones, los rigidizadores 214 pueden tener otras formas de seccion transversal, incluyendo formas en "L", formas en "T" invertida, formas en "I", etc. En otras realizaciones adicionales, las partes de panel 210 pueden incluir otras caractensticas.
Los rigidizadores 214 pueden situarse en el primer revestimiento 112a de manera que las primeras partes de brida 226a de un rigidizador 214 estan alineadas con las correspondientes segundas partes de brida 226b de un rigidizador 214 adyacente. Alineando las partes de brida 226 de la manera anterior, las partes de brida 226 pueden formar una pluralidad de superficies de soporte 228 al menos aproximadamente continuas (identificadas individualmente como superficies de soporte 228a y 228b) que se extienden entre las partes elevadas 224 de los rigidizadores 214.
La primera parte de panel 210a puede incluir ademas una parte de un elemento de soporte o bastidor 216a. En la realizacion ilustrada, el bastidor 216a es un bastidor de dos piezas que incluye una primera seccion de bastidor 218 y una segunda seccion de bastidor 219. La primera seccion de bastidor 218 puede estar fijada directamente a las superficies de soporte 228 como se describe con detalle en la solicitud de patente estadounidense n.° 10/851.381. En otras realizaciones, la primera seccion de bastidor 218 puede estar fijada a la primera parte de panel 210a utilizando otros metodos. En otras realizaciones adicionales, la primera parte de panel 210a puede incluir partes de otros bastidores compuestas de mas o menos secciones de bastidor. Alternativamente, el bastidor 216a puede omitirse.
La segunda parte de panel 210b puede ser al menos generalmente similar en estructura y funcion a la primera parte de panel 210a descrita anteriormente. En consecuencia, la segunda parte de panel 210b puede incluir una pluralidad de rigidizadores 214 (identificados individualmente como rigidizadores 214f-j) fijados al segundo revestimiento 112b. La segunda parte de panel 210b puede incluir ademas un segundo bastidor 216b que se fija a las partes de brida de los rigidizadores 214 de la manera descrita anteriormente para la primera parte de panel 210a.
A continuacion, con relacion a la figura 2B, una correa 220 alargada esta fijada a una primera zona de borde 213a del primer revestimiento 112a y una segunda zona de borde 213b adyacente del segundo revestimiento 112b. La correa 220 esta fijada al lado interno de los respectivos revestimientos 112 para mantener una superficie aerodinamica, uniforme en el exterior del fuselaje 102 (figura 1). En una realizacion, la correa 220 puede incluir materiales compuestos, tal como grafito-epoxi o un material similar. En otras realizaciones, la correa 220 puede incluir otros materiales, incluyendo materiales metalicos tal como aluminio, titanio, acero, etc. La correa 220 puede estar fijada a los revestimientos 112 con una pluralidad de fijaciones 221 que se extienden por la correa 220 y los revestimientos 112. En otras realizaciones, la correa 220 puede estar afianzada a los revestimientos 112, o afianzada y sujeta a los revestimientos 112. Asimismo, en la realizacion, la correa 220 puede extenderse de manera continua, o al menos aproximadamente de manera continua, alrededor de la junta de empalme 106b. En otras realizaciones, la correa 220 puede estar segmentada alrededor de la junta de empalme 106b. Por ejemplo, en una realizacion, la junta de empalme 106b puede incluir seis segmentos de la correa 220. En otra realizacion, pueden usarse mas (por ejemplo, ocho) o menos segmentos de la correa 220.
En la realizacion ilustrada, la correa 220 puede ser al menos aproximadamente tan gruesa como los revestimientos 112, pero mas gruesa que las partes de brida 226 adyacentes de los rigidizadores 214. Para evitar un escalon entre las superficies adyacentes, las almohadillas en cuna o piezas de relleno 222 (identificadas individualmente como primeras piezas de relleno 222a y segundas piezas de relleno 222b) se situan en las partes de brida 226 adyacentes a la correa 220. En una realizacion, las piezas de relleno 222 pueden incluir materiales compuestos, incluyendo grafito-epoxi o materiales similares. En otra realizacion, las piezas de relleno 222 pueden incluir aluminio y otros metales. En otras realizaciones adicionales, la correa 220, los revestimientos 112 y/o las partes de brida 226 pueden tener otros grosores relativos y/o las piezas de relleno 222 pueden omitirse.
A continuacion, en relacion con la figura 2C, se situan una pluralidad de conectores 230 en la correa 220 y se extienden a traves de la junta de empalme 106b entre los rigidizadores 214. Una primera parte terminal 232a de cada conector 230 se superpone a la primera pieza de relleno 222a correspondiente y a las partes de brida 226 de los rigidizadores 214 adyacentes. De forma similar, una segunda parte terminal 232b de cada conector 230 se superpone a la segunda pieza de relleno 222b correspondiente y a las partes de brida 226 de los rigidizadores 214 adyacentes. En la realizacion ilustrada, cada uno de los conectores 230 tiene un canal o seccion transversal "en forma de U" que incluye una parte de base 234, una primera parte de borde vertical 236a situada hacia un primer lado de la parte de base 234, y una segunda parte de borde vertical 236b situada hacia un segundo lado de la parte de base 234. En otras realizaciones, los conectores 230 pueden tener otras formas de seccion transversal, incluyendo formas en "C", formas en "L", formas de "Pi' invertido, y formas planas, por nombrar unas pocas. Una pluralidad de fijaciones 238 que se extienden a traves de los conectores 230 y las estructuras subyacentes (es decir, las piezas de relleno 222, las partes de brida 226, la correa 220 y los revestimientos 112) fijan los conectores 230 a las estructuras subyacentes para formar una trayectoria de carga estructural a traves de la junta de empalme 106b.
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Los conectorconectores 230, los rigidizadores 214, la correa 220 y los revestimientos 112 pueden incluir materiales compuestos, incluyendo epoxi-grafito y/u otros materiales compuestos adecuados. Por ejemplo, en una realizacion, los revestimientos 112 pueden fabricarse con resina epoxi endurecida y fibras de carbono, por ejemplo, fibras de carbono intermedias de Toray Composites America, Inc. en 19002 50th Avenue East, Tacoma, Washington 98446. En esta realizacion, los revestimientos 112 pueden incluir cinta de fibra preimpregnada con resina (es decir, "impregnada previamente") y capas externas de tejido impregnado previamente. En otra realizacion, la correa 220 y los conectorconectores 230 pueden fabricarse tambien a partir de resina epoxi y fibras de carbono. Los revestimientos 112, la correa 220, los conectorconectores 230 pueden tener laminados cuasi-isotropos, es decir, laminados que tienen un numero igual (o aproximadamente igual) de capas con orientaciones de 0, +45, -45, y 90 grados. Los rigidizadores 214 pueden tener orientaciones de fibras predominantemente axiales. En otras realizaciones, los revestimientos 112, la correa 220, los conectorconectores 230 y los rigidizadores 214 pueden tener otras orientaciones de fibras.
Una ventaja de utilizar materiales compuestos en lugar de metales es que los conectorconectores 230 y las estructuras subyacentes (por ejemplo, los revestimientos 112 y los rigidizadores 214) tendran al menos coeficientes generalmente similares de expansion termica. Como resultado, las fluctuaciones de temperatura experimentadas durante el funcionamiento de la aeronave 100 (figura 1) no haran que se dispare la expansion termica entre los conectorconectores 230 y las estructuras subyacentes, y por consiguiente no induciran una tension significativa en la junta de empalme 106b. Sin embargo, en otras realizaciones, los conectorconectores 230 pueden incluir materiales metalicos tal como aluminio, titanio, acero, etc. El uso de metales puede ser apropiado en aquellas situaciones en las que no se espera que la aeronave experimente grandes fluctuaciones de temperatura en funcionamiento.
Ademas de compuestos y materiales metalicos, en otras realizaciones adicionales, los revestimientos 112, la correa 220, los conectorconectores 230 y los rigidizadores 214, y, combinaciones de los mismos, pueden incluir otros materiales, incluyendo materiales tubridos tales como laminados de fibra/metal. Tales laminados incluyen laminados de fibra de vidrio/aluminio y laminados de grafito reforzados con titanio (Gr/Ti). Un laminado tubrido que incluye capas alternadas de aluminio y fibra de vidrio se denomina "GLARE™". Este laminado puede ofrecer mejores propiedades de fatiga que el aluminio convencional. Un laminado Gr/Ti puede ofrecer ventajas de peso con respecto al aluminio o epoxi-grafito convencional, pero este laminado puede ser tambien mas caro.
Una caractenstica de la junta de empalme 106b ilustrada en la figura 2C es que los conectorconectores 230 se solapan con la correa 220. Una ventaja de esta caractenstica es que proporciona una trayectoria de carga redundante y a prueba de error en el improbable caso de que una fisura u otro defecto estructural se propague a traves de una parte de la correa 220. En tal caso, los conectorconectores 230 pueden llevar solos la carga estructural a traves de la junta de empalme 106b. Ademas, los conectorconectores 230 tambien proporcionan una trayectoria de carga redundante a traves de la junta de empalme 106b desde donde terminan los rigidizadores 214. Asimismo, si se utiliza una correa 220 segmentada, entonces los conectorconectores 230 pueden utilizarse ademas como placas de empalme para segmentos de correa adyacentes. Otra caractenstica de la junta de empalme 106b es que los extremos de los rigidizadores 214 se dejan abiertos. Una ventaja de esta caractenstica es que permite que la humedad producida por la condensacion y otras fuentes escape de los rigidizadores para un drenaje suficiente.
Una caractenstica de los conectores 230 de la realizacion ilustrada son la primera y segunda partes de borde verticales 236a y 236b. Las partes de borde verticales 236 pueden anadir rigidez a los conectores 230, y pueden situarse proximas a las partes elevadas 224 de los rigidizadores 214. Una ventaja de esta configuracion es que puede aumentar la estabilidad de la junta de empalme 216b, especialmente cuando se somete a cargas de compresion.
Otra caractenstica adicional de la realizacion ilustrada es que las partes elevadas 224 de los rigidizadores 214 opuestos no estan empalmadas entre sf a traves de la junta de empalme 106b. Una ventaja de esta caractenstica es que hace que los conectores 230 sean relativamente faciles de instalar porque las partes elevadas 224 no tienen que estar perfectamente alineadas. Mientras que las partes elevadas 224 podnan estar empalmadas entre sf en otras realizaciones, lo mas probable es que hacer eso anadina mas tiempo y coste de fabricacion de la junta de empalme debido a las numerosas consideraciones de alineacion y colocacion de cunas implicadas. Asimismo, empalmar entre sf las partes elevadas 224 podna cerrar los extremos de los rigidizadores 214, impidiendo asf el drenaje de agua suficiente e impidiendo la comprobacion visual de cualquier fijacion situada bajo las partes elevadas 224.
A pesar de que la junta de empalme 106b de la realizacion ilustrada esta construida a partir de un numero de piezas separadas (por ejemplo, la correa 220 y los conectorconectores 230), en otras realizaciones, dos o mas de estas piezas pueden estar integradas en una unica pieza que realice la funcion y/o tenga las caractensticas de dos o mas piezas. Por ejemplo, en otra realizacion, la junta de empalme 106b puede estar al menos parcialmente formada por una unica parte que integra las caractensticas de la correa 220 y los conectorconectores 230. En otra realizacion, la junta de empalme 106b puede incluir una unica parte que integra las caractensticas de la correa 220 y las piezas de relleno 222 adyacentes. A pesar de que las piezas integradas pueden tener las caractensticas de reducir el numero de piezas y/o aumentar la resistencia, utilizar piezas separadas puede tener la ventaja de simplificar la construccion
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de las piezas y/o simplificar los procedimientos de instalacion.
Las figuras 3A-3C ilustran de forma conjunta un metodo para unir la primera seccion de barril 104a a la segunda seccion de barril 104b en las proximidades de una de las escotaduras de ventana 140, de acuerdo con una realizacion de la invencion. Primero con relacion a la figura 3A, esta vista es una vista isometrica ampliada, parcialmente despiezada, orientada hacia fuera en una parte de la segunda junta de empalme 106b alrededor de la escotadura de ventana 140. La parte de la primera parte de barril 104a ilustrada en la figura 3A incluye una tercera parte de panel 310a. La parte de la segunda seccion de barril 104b ilustrada en la figura 3A incluye una cuarta parte de panel 310b situada en alineacion en sentido del borde con la tercera parte de panel 310a. Las partes de panel 310 puede ser, al menos, similares generalmente en estructura y funcion a las partes de panel 210 descritas con detalle anteriormente en relacion con las figuras 2A-2C. Por ejemplo la tercera parte de panel 310a puede incluir una pluralidad de rigidizadores 214 (identificados individualmente como rigidizadores 214k-241m) fijados al primer revestimiento 112a. De forma similar, la cuarta parte de panel 310b puede incluir una pluralidad de rigidizadores 214 (identificados individualmente como rigidizadores 214n-214p) fijados al segundo revestimiento 112b. Sin embargo, en un aspecto de la realizacion ilustrada, la escotadura de ventana 140 esta formada en una tercera zona de borde 313a del primer revestimiento 112a y en una cuarta zona de borde 313b del segundo revestimiento 112b.
A continuacion, con relacion con la figura 3B, una correa 320 alargada esta fijada a la tercera zona de borde 313a del primer revestimiento 112a y a la cuarta zona de borde 313b adyacente del segundo revestimiento 112b. Exceptuando una abertura 324 que se extiende a traves de una parte acampanada de la correa 320, la correa 320 puede ser, al menos, generalmente similar en estructura y funcion a la correa 220 descrita anteriormente con relacion a las figuras 2A-2C. Para la instalacion, la abertura 324 esta alineada con la escotadura de ventana 140 y la correa 320 esta fijada a los revestimientos 122 con una pluralidad de fijaciones 221. En otras realizaciones, la correa 320 puede estar pegada a los revestimientos 112, o pegada y sujeta a los revestimientos 112.
Una caractenstica de la correa 320 es que la abertura 324 se extiende completamente alrededor de la escotadura de ventana 140. Una ventaja de esta caractenstica es que la correa 320 actua como un duplicador de una pieza, proporcionando de ese modo una trayectoria de carga eficiente alrededor de la escotadura de ventana 140. Una ventaja adicional de esta caractenstica es que reduce el numero de partes combinando la caractenstica del duplicador de ventana con la caractenstica de la junta de empalme en una unica pieza integrada.
En la realizacion ilustrada, la correa 320 es mas gruesa que las partes de brida 226 adyacentes de los rigidizadores 214. Para evitar un escalon entre las superficies adyacentes, las primeras piezas de relleno 222a y las segundas piezas de relleno 222b se situan en las partes de brida 226 adyacentes a la correa 320 en aquellas partes de la junta de empalme 106b situadas lejos de la escotadura de ventana 140. Las piezas de relleno 322 mas estrechas (identificadas individualmente como terceras piezas de relleno 322a y cuartas piezas de relleno 322b) se situan en las partes de brida 226 del rigidizador en aquellas areas proximas a la escotadura de ventana 140.
Con relacion a la figura 3C, una pluralidad de conectorconectores 230 se extienden a traves de la junta de empalme 106b en los huecos de los rigidizadores lejos de la escotadura de ventana 140 como se ha descrito anteriormente con relacion a las figuras 2A-2C. Los conectorconectores 330 mas estrechos estan fijados a traves de la junta de empalme 106b de manera similar en los extremos opuestos de la escotadura de ventana 140. Los conectorconectores 330 estrechos de la realizacion ilustrada tienen secciones transversales en forma de "L". Sin embargo, en otras realizaciones los conectorconectores 330 mas estrechos pueden tener otras formas en seccion transversal, incluyendo formas en "U", formas en "C" y formas planas. Un marco de ventana 350 puede sujetarse o fijarse de otra forma a la correa 320 y a cualquier estructura subyacente alrededor de la escotadura de ventana 140. En una realizacion, el marco de ventana 350 puede mecanizarse o formarse de otra forma a partir de un material metalico de alta resistencia, tal como el aluminio. En otras realizaciones, el marco de ventana 350 puede incluir compuestos y/o otros materiales adecuados.
Una caractenstica de las realizaciones descritas anteriormente e ilustradas en las figuras 3A-3C es que la junta de empalme 106b se extiende a traves del medio de la escotadura de ventana 140. Una ventaja de esta caractenstica es que proporciona flexibilidad de diseno. Por ejemplo, esta caractenstica permite seleccionar patrones de ventana y longitudes de la seccion de barril independientemente de la ubicacion del empalme. La figura 4 es una vista terminal en seccion transversal de la junta de empalme 106b tomada sustancialmente a lo largo de la lmea 4-4 de la figura 2C. Esta vista ilustra que, en esta realizacion, los conectorconectores 230 estan situados por encima de la correa 220, y las fijaciones 238 se extienden a traves de los conectorconectores 230, la correa 220, y el revestimiento 112b. Esta vista ilustra ademas que los conectorconectores 230 estan situados entre, pero proximos a, los respectivos rigidizadores 214.
De lo anteriormente mencionado, se apreciara que se han descrito realizaciones espedficas de la invencion en el presente documento con propositos ilustrativos, pero que pueden realizarse varias modificaciones, sin desviarse del alcance de la invencion. Por ejemplo, los aspectos descritos en el contexto de vehfculos particulares, tales como aeronaves, pueden aplicarse igualmente a otros vehfculos, tales como helicopteros, cohetes, embarcaciones, etc. Asimismo, los aspectos descritos en el contexto de realizaciones particulares pueden combinarse o eliminarse en otras realizaciones. En consecuencia, la invencion no esta limitada, excepto por las reivindicaciones adjuntas.

Claims (43)

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    REIVINDICACIONES
    1. Una estructura de cubierta que comprende:
    una primera parte de panel (210a), incluyendo la primera parte de panel: un primer revestimiento (112a); y
    un primer rigidizador (214a) fijado al primer revestimiento en el que el primer rigidizador incluye una primera parte de brida (226a) directamente fijada al primer revestimiento y una primera parte elevada (224) que se proyecta lejos del primer revestimiento;
    una segunda parte de panel (210b) situada adyacente a la primera parte de panel, incluyendo la segunda parte de panel:
    un segundo revestimiento (112b); y
    un segundo rigidizador (214f) fijado al segundo revestimiento en el que el segundo rigidizador incluye una segunda parte de brida fijada directamente al segundo revestimiento y a una segunda parte elevada que se proyecta lejos del segundo revestimiento; y
    un conector (230a) que se extiende a traves de una primera zona de borde (213a) de la primera parte de panel y una segunda zona de borde (213b) de la segunda parte de panel, en el que una primera parte terminal (232a) del conector se superpone y esta fijada a la primera parte de brida del primer rigidizador y el primer revestimiento y en el que la segunda parte terminal (232b) del conector se superpone y esta fijada a la segunda parte de brida del segundo rigidizador y el segundo revestimiento para unir la primera parte de panel con la segunda parte de panel.
  2. 2. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 1 en la que el primer rigidizador esta alineado longitudinalmente con el segundo rigidizador.
  3. 3. La estructura de cubierta de la reivindicacion 1 en la que el primer revestimiento esta situado en alineacion en sentido del borde con el segundo revestimiento.
  4. 4. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 1, que comprende ademas una correa fijada a una primera zona de borde del primer revestimiento y a una segunda zona de borde del segundo revestimiento para empalmar el primer revestimiento al segundo revestimiento.
  5. 5. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 1, que comprende ademas una correa fijada a una primera zona de borde del primer revestimiento y a una segunda zona de borde del segundo revestimiento para empalmar el primer revestimiento al segundo revestimiento, en la que al menos una parte de la correa esta intercalada entre el conector y la primera zona de borde del primer revestimiento y la segunda zona de borde del segundo revestimiento.
  6. 6. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 1 en la que el primer revestimiento es un primer revestimiento compuesto de un fuselaje de la aeronave, y en la que el segundo revestimiento es un segundo revestimiento compuesto del fuselaje de la aeronave.
  7. 7. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 1, en la que:
    la primera parte de panel incluye ademas:
    un tercer rigidizador que tiene una tercera parte de brida fijada al primer revestimiento y una tercera parte elevada que se proyecta lejos del primer revestimiento;
    la segunda parte de panel incluye ademas:
    un cuarto rigidizador que tiene una cuarta parte de brida fijada al segundo revestimiento y una cuarta parte elevada que se proyecta lejos del segundo revestimiento; y
    la primera parte terminal del conector se superpone y esta fijada a la primera parte de brida del primer rigidizador y la tercera parte de brida del tercer rigidizador, y en la que la segunda parte terminal del conector se superpone y esta fijada a la segunda parte de brida del segundo rigidizador y la cuarta parte de brida del cuarto rigidizador.
  8. 8. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 7 en la que al menos una de la primera parte de brida del primer rigidizador y la tercera parte de brida del tercer rigidizador se extiende hacia la otra para formar una superficie al menos aproximadamente continua que se extiende entre la primera parte elevada del primer rigidizador y la tercera parte elevada del tercer rigidizador, y en la que la superficie aproximadamente continua esta intercalada entre la primera parte terminal del conector y el primer revestimiento.
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  9. 9. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 7 que comprende ademas una correa fijada a una primera zona de borde del primer revestimiento y una segunda zona de borde del segundo revestimiento para empalmar el primer revestimiento al segundo revestimiento, en la que al menos una parte de la correa esta intercalada entre el conector y la primera zona de borde del primer revestimiento y la segunda zona de borde del segundo revestimiento.
  10. 10. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 7 en la que la primera y segunda partes de panel forman una parte exterior de un fuselaje y en la que la estructura de la aeronave comprende ademas:
    el fuselaje; y
    medios para generar una elevacion situada al menos proxima al fuselaje.
  11. 11. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 7 en la que el conector tiene una seccion transversal en forma de "U".
  12. 12. La estructura de cubierta de la reivindicacion 7 en la que el conector tiene una parte de base y al menos una zona de borde vertical, y en la que la parte de base esta fijada a la primera parte de brida del primer rigidizador, la segunda parte de brida del segundo rigidizador, la tercera parte de brida del tercer rigidizador y la cuarta parte de brida del cuarto rigidizador.
  13. 13. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 7 en la que el conector tiene una parte de base, una primera parte de borde vertical situada hacia un primer lado de la parte de base, y una segunda parte de borde vertical situada hacia un segundo lado de la parte de base, en la que la primera parte de borde vertical esta situada proxima a la primera parte elevada del primer rigidizador y a la segunda parte elevada del segundo rigidizador, y en la que la segunda parte de borde vertical esta situada proxima a la tercera parte elevada del tercer rigidizador y a la cuarta parte elevada del cuarto rigidizador.
  14. 14. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 7 en la que el primer y segundo revestimientos incluyen materiales compuestos.
  15. 15. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 7 en la que el primer y segundo revestimientos y el conector incluyen materiales compuestos.
  16. 16. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 7 en la que al menos el primer y tercer rigidizadores forman conductos cerrados con extremos abiertos.
  17. 17. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 7 en la que el primer revestimiento incluye una primera parte de una escotadura de ventana y el segundo revestimiento incluye una segunda parte de la escotadura de ventana.
  18. 18. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 6, en la que:
    el fuselaje de la aeronave esta alineado a lo largo de un eje longitudinal,
    el primer revestimiento compuesto se extiende 360 grados alrededor del eje longitudinal;
    el segundo revestimiento compuesto se situa adyacente al primer revestimiento compuesto y se extiende 360 grados alrededor del eje longitudinal; y
    la primera zona de borde de la primera parte de panel incluye una primera zona de borde del primer revestimiento compuesto y la segunda zona de borde de la segunda parte de panel incluye una segunda zona de borde del segundo revestimiento compuesto.
  19. 19. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 18 en la que el primer rigidizador esta alineado longitudinalmente con el segundo rigidizador.
  20. 20. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 18, que comprende ademas: una cabina de pasajeros.
  21. 21. La estructura de cubierta de la reivindicacion 18 en la que el primer revestimiento compuesto forma al menos parcialmente una seccion de barril que tiene una anchura en seccion transversal de al menos 3,04 m (10 pies) aproximadamente.
  22. 22. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 18 en la que la primera zona de borde del primer revestimiento compuesto incluye una primera parte de una escotadura de ventana, y en la que la segunda zona de borde del segundo revestimiento compuesto incluye una segunda parte de la escotadura de ventana.
  23. 23. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 18 en la que la primera zona de borde del primer revestimiento compuesto incluye una primera parte de una escotadura de ventana, en la que la segunda zona de borde del segundo revestimiento compuesto incluye una segunda parte de la escotadura de ventana, y en la que el fuselaje de
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    la aeronave comprende ademas una correa que tiene una abertura alineada con la escotadura de ventana, estando sujeta la correa a la primera zona de borde del primer revestimiento compuesto y a la segunda zona de borde del segundo revestimiento compuesto.
  24. 24. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 18, comprendiendo ademas la estructura de cubierta:
    medios de empalme separados de los conectores para fijar una primera zona de borde del primer revestimiento compuesto a una segunda zona de borde del segundo revestimiento compuesto.
  25. 25. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 24, que comprende ademas:
    terceros medios de rigidizacion situados adyacentes a los primeros medios de rigidizacion para rigidizar el primer revestimiento compuesto; y
    cuartos medios de rigidizacion situados adyacentes a los segundos medios de rigidizacion para rigidizar el segundo revestimiento compuesto, en la que el medio de adaptacion se extiende a traves de los medios de empalme y conecta estructuralmente el primer y tercer medios de rigidizacion al segundo y cuarto medios de rigidizacion.
  26. 26. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 24 en la que los medios de adaptacion estan fijados a la primera y segunda partes de brida pero no a la primera y segunda partes elevadas.
  27. 27. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 24 en la que el primer revestimiento compuesto forma al menos parcialmente una seccion de barril que tiene una anchura en seccion transversal de al menos 3,04 m (10 pies).
  28. 28. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 1, en la que
    el primer revestimiento tiene una primera parte de escotadura de borde; y
    el segundo revestimiento tiene una segunda parte de escotadura de borde, en la que el posicionamiento de la segunda parte de panel adyacente a la primera parte de panel es tal que la primera parte de escotadura de borde esta alineada con la segunda parte de escotadura de borde.
  29. 29. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 28, que comprende ademas una correa fijada a una primera zona de borde del primer revestimiento y una segunda zona de borde del segundo revestimiento para empalmar el primer revestimiento al segundo revestimiento, en la que la correa incluye una abertura alineada con la primera escotadura de la parte de borde y la segunda escotadura de la parte de borde.
  30. 30. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 28, que comprende ademas una correa fijada a una primera zona de borde del primer revestimiento y una segunda zona de borde del segundo revestimiento para empalmar el primer revestimiento al segundo revestimiento, en la que la correa incluye una abertura alineada con la primera escotadura de la parte de borde y la segunda escotadura de la parte de borde, y en la que al menos una parte de la correa esta intercalada entre el conector y la primera zona de borde del primer revestimiento y la segunda zona de borde del segundo revestimiento.
  31. 31. La estructura de cubierta segun la reivindicacion 28 en la que el primer revestimiento es un primer revestimiento compuesto del fuselaje de una aeronave, en la que el segundo revestimiento es un segundo revestimiento compuesto del fuselaje de la aeronave, y en la que la primera y segunda partes de escotadura de borde forman una escotadura de ventana en el fuselaje de la aeronave.
  32. 32. Un metodo para fabricar una estructura de cubierta, comprendiendo el metodo:
    situar un primer revestimiento (112a) compuesto en alineacion en sentido del borde con un segundo revestimiento (112b) compuesto;
    proporcionar un primer rigidizador (214a), en la que el primer rigidizador incluye una primera parte de brida (226a) y una primera parte elevada (224);
    proporcionar un segundo rigidizador (214f), en la que el segundo rigidizador incluye una segunda parte de brida y una segunda parte elevada;
    fijar el primer rigidizador al primer revestimiento compuesto fijando directamente la primera parte de brida al primer revestimiento compuesto, donde la parte elevada del primer rigidizador se proyecta lejos del primer revestimiento compuesto,
    fijar el segundo rigidizador al segundo revestimiento compuesto fijando directamente la segunda parte de brida al segundo revestimiento compuesto, donde la parte elevada del segundo rigidizador se proyecta lejos del segundo revestimiento compuesto, superponiendo y fijando una primera parte terminal (232a) de un conector (230a) a la primera parte de brida del primer rigidizador y al primer revestimiento compuesto; y
    superponer y fijar una segunda parte terminal (232b) del conector a la segunda parte de brida del segundo rigidizador y al segundo revestimiento compuesto, uniendo de este modo el primer revestimiento compuesto al
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    segundo revestimiento compuesto.
  33. 33. El metodo segun la reivindicacion 32, que comprende ademas la fijacion de una correa a una primera zona de borde del primer revestimiento compuesto y a una segunda zona de borde del segundo revestimiento compuesto para empalmar el primer y el segundo revestimientos compuestos entre sf antes de fijar el conector.
  34. 34. El metodo segun la reivindicacion 32, que comprende ademas la fijacion de una correa a una primera zona de borde del primer revestimiento compuesto y a una segunda zona de borde del segundo revestimiento compuesto para empalmar el primer y segundo revestimientos compuestos entre sf antes de fijar el conector, y en el que la fijacion del conector incluye intercalar una parte de la correa entre el conector y la primera zona de borde del primer revestimiento compuesto y la segunda zona de borde del segundo revestimiento compuesto.
  35. 35. El metodo segun la reivindicacion 32 en el que el primer revestimiento compuesto se extiende 360 grados alrededor de un primer eje, y en el que el segundo revestimiento compuesto se extiende 360 grados alrededor de un segundo eje.
  36. 36. El metodo segun la reivindicacion 32 en el que fijar un primer extremo de un conector al primer rigidizador y un segundo extremo del conector al segundo rigidizador incluye dejar abiertas partes terminales del primer y segundo rigidizadores para el drenaje del lfquido.
  37. 37. El metodo segun la reivindicacion 35 para fabricar un fuselaje de aeronave, comprendiendo ademas el metodo:
    situar el primer revestimiento compuesto adyacente al segundo revestimiento compuesto de manera que el primer y segundo ejes estan al menos aproximadamente alineados.
  38. 38. El metodo segun la reivindicacion 37, que comprende ademas:
    fijar al menos un tercer rigidizador al primer revestimiento compuesto; fijar al menos un cuarto rigidizador al segundo revestimiento compuesto; y
    fijar la primera parte terminal del conector al tercer rigidizador y la segunda parte terminal del conector al cuarto rigidizador.
  39. 39. El metodo segun la reivindicacion 37, que comprende ademas:
    fijar al menos un tercer rigidizador al primer revestimiento compuesto de manera que la primera parte de brida del primer rigidizador y una tercera parte de brida del tercer rigidizador forman una primera superficie de soporte al menos aproximadamente continua;
    fijar al menos un cuarto rigidizador al segundo revestimiento compuesto de manera que la segunda parte de brida del segundo rigidizador y una cuarta parte de brida del cuarto rigidizador forman una segunda superficie de soporte al menos aproximadamente continua, en el que fijar una primera parte terminal de un conector al primer rigidizador incluye fijar la primera parte terminal a la primera superficie de soporte, y en el que fijar una segunda parte terminal del conector al segundo rigidizador incluye fijar la segunda parte terminal a la segunda superficie de soporte.
  40. 40. El metodo segun la reivindicacion 37 en el que situar el primer revestimiento compuesto de forma adyacente al segundo revestimiento compuesto incluye situar una primera seccion de barril que tiene una primera anchura de aproximadamente 4,57 m (15 pies) o mas con una segunda seccion de barril que tiene una segunda anchura de aproximadamente 4,57 m (15 pies) o mas.
  41. 41. El metodo segun la reivindicacion 32 para fabricar una estructura de cubierta, en el que:
    el primer revestimiento tiene una primera parte de escotadura de borde, el segundo revestimiento tiene una segunda parte de escotadura de borde; y
    situar el primer revestimiento en alineacion en sentido del borde con el segundo revestimiento, la primera parte de escotadura de borde esta al menos aproximadamente alineada con la segunda parte de escotadura de borde.
  42. 42. El metodo segun la reivindicacion 41, que comprende ademas fijar una correa a una primera zona de borde del primer revestimiento y una segunda zona de borde del segundo revestimiento para empalmar el primer y segundo revestimientos entre sf, en el que la correa incluye una abertura al menos aproximadamente alineada con la primera y segunda partes de escotadura de borde del primer y segundo revestimientos.
  43. 43. El metodo segun la reivindicacion 41, que comprende ademas fijar una correa a una primera zona de borde del primer revestimiento y a una segunda zona de borde del segundo revestimiento para empalmar el primer y segundo revestimientos entre sf, en el que la correa incluye una abertura al menos aproximadamente alineada con la primera y segunda partes de escotadura de borde del primer y segundo revestimientos, y en el que fijar el conector incluye intercalar una parte de la correa entre el conector y la primera zona de borde del primer revestimiento y la segunda
    zona de borde del segundo revestimiento.
ES05858121.6T 2004-09-23 2005-09-14 Juntas de empalme para fuselajes compuestos de aeronave y otras estructuras Active ES2606242T3 (es)

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US10/949,848 US7325771B2 (en) 2004-09-23 2004-09-23 Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US949848 2004-09-23
PCT/US2005/032737 WO2007001365A2 (en) 2004-09-23 2005-09-14 Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures

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ES05858121.6T Active ES2606242T3 (es) 2004-09-23 2005-09-14 Juntas de empalme para fuselajes compuestos de aeronave y otras estructuras

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US (6) US7325771B2 (es)
EP (1) EP1794050B1 (es)
JP (2) JP5130045B2 (es)
CA (1) CA2583535C (es)
ES (1) ES2606242T3 (es)
WO (1) WO2007001365A2 (es)

Families Citing this family (140)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8336596B2 (en) 2002-11-22 2012-12-25 The Boeing Company Composite lamination using array of parallel material dispensing heads
US7289656B2 (en) * 2003-12-02 2007-10-30 The Boeing Company Systems and methods for determining inconsistency characteristics of a composite structure
US8934702B2 (en) 2003-12-02 2015-01-13 The Boeing Company System and method for determining cumulative tow gap width
RU2270135C2 (ru) * 2004-03-04 2006-02-20 Карклин Андрей Михайлович Фюзеляж летательного аппарата
US7134629B2 (en) * 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7527222B2 (en) 2004-04-06 2009-05-05 The Boeing Company Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections
US7325771B2 (en) 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US7424902B2 (en) 2004-11-24 2008-09-16 The Boeing Company In-process vision detection of flaw and FOD characteristics
US7503368B2 (en) * 2004-11-24 2009-03-17 The Boeing Company Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
US20060108048A1 (en) * 2004-11-24 2006-05-25 The Boeing Company In-process vision detection of flaws and fod by back field illumination
US7837147B2 (en) 2005-03-18 2010-11-23 The Boeing Company Systems and methods for reducing noise in aircraft fuselages and other structures
FR2883548B1 (fr) * 2005-03-23 2007-06-15 Airbus France Sas Dispositif et procede d'eclissage mixte carbone-metal dissymetrique
NL1030029C2 (nl) * 2005-09-26 2007-03-27 Gtm Consulting B V Werkwijze en inrichting voor het verlijmen van componenten tot een samengesteld vormdeel.
NL1030066C2 (nl) * 2005-09-29 2007-03-30 Gtm Consulting B V Werkwijze voor het vervaardigen van een vormdeel uit een samengesteld materiaal.
FR2896768B1 (fr) * 2006-01-27 2009-10-09 Eurocopter France Structure composite anti-crash a flambage controle pour aeronef.
DE102006044683A1 (de) * 2006-02-07 2007-08-23 Grob, Margret Flugzeugkörper und Verfahren zu seiner Herstellung
JP2009538250A (ja) * 2006-05-15 2009-11-05 アルコア インク． 強化ハイブリッドの構造とその製造方法
DE102006025930B4 (de) * 2006-06-02 2008-09-11 Airbus Deutschland Gmbh Rumpfstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Rumpfstruktur
DE102006026170B4 (de) * 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026168A1 (de) 2006-06-06 2008-01-31 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026167B3 (de) * 2006-06-06 2007-12-13 Airbus Deutschland Gmbh Leichtbau-Strukturpanel
DE102006026169B4 (de) * 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
NL2000100C2 (nl) * 2006-06-13 2007-12-14 Gtm Consulting B V Laminaat uit metaalplaten en kunststof.
US7740306B2 (en) * 2006-07-26 2010-06-22 Utilicorp L.C. Stiffeners for utility trailer structural panels
DE102006039290A1 (de) * 2006-08-22 2008-03-13 Airbus Deutschland Gmbh Rahmenelement, Flugzeugkomponentenmontagesystem sowie Verfahren zur Montage einer Komponente in einem Flugzeug
NL2000232C2 (nl) * 2006-09-12 2008-03-13 Gtm Consulting B V Huidpaneel voor een vliegtuigromp.
FR2906008B1 (fr) * 2006-09-15 2008-11-07 Airbus France Sa Eclisse de lisses et dispositif de jonction orbitale
US7628358B2 (en) * 2006-10-26 2009-12-08 The Boeing Company Wing panel structure
FR2910874B1 (fr) * 2007-01-02 2009-02-13 Airbus France Sas Lisses assemblees au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion.
FR2911112B1 (fr) * 2007-01-05 2009-02-13 Airbus France Sas Section de fuselage pour aeronef et aeronef comprenant une telle section
US9511571B2 (en) 2007-01-23 2016-12-06 The Boeing Company Composite laminate having a damping interlayer and method of making the same
US7787979B2 (en) * 2007-03-14 2010-08-31 The Boeing Company Splicing fuselage sections without shims
DE102007018753B4 (de) * 2007-04-20 2012-11-08 Airbus Operations Gmbh Brandschutzraum für Flugzeugpassagiere mit Hilfe von Rumpfbehäutung aus Faser-Metall-Laminaten
DE102007019821B4 (de) * 2007-04-26 2012-11-22 Airbus Operations Gmbh Strukturelement eines Flugzeugrumpfs
US20090211697A1 (en) * 2007-05-15 2009-08-27 Heinimann Markus B Reinforced hybrid structures and methods thereof
US8388795B2 (en) 2007-05-17 2013-03-05 The Boeing Company Nanotube-enhanced interlayers for composite structures
US20080296432A1 (en) * 2007-06-04 2008-12-04 Kernkamp Industries Corporation Method of extending length of aircraft to increase interior space
US8043458B2 (en) * 2007-06-21 2011-10-25 Sikorsky Aircraft Corporation Method of forming panels using an in-situ tape placement process and panels formed therefrom
DE102007028918A1 (de) * 2007-06-22 2009-01-02 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs sowie Vorrichtung
DE102007029500B4 (de) * 2007-06-25 2013-02-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil
US8042767B2 (en) * 2007-09-04 2011-10-25 The Boeing Company Composite fabric with rigid member structure
US7998392B2 (en) * 2007-09-25 2011-08-16 The Boeing Company Method for manufacturing and attachment of wing fairings
FR2922516B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-16 Airbus France Eclissage de raidisseurs en omega au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion
FR2922517B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion
FR2922518B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Structure d'avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs
DE102007052098A1 (de) * 2007-10-31 2009-05-14 Airbus Deutschland Gmbh Querstoßlasche zur Schaffung einer Rumpfzelle sowie Verfahren zum Verbinden von zwei insbesondere gewickelten CFK-Rumpfsektionen
DE102008006834A1 (de) * 2008-01-30 2009-10-15 Airbus Deutschland Gmbh Verbindungsanordnung zum Verbinden zweier Versteifungselemente unterschiedlichen Querschnittprofils für ein Luft- oder Raumfahrzeug, und ein Schalenbauteil
DE102008008386A1 (de) * 2008-02-09 2009-08-13 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines FVW-Bauteils
US8499631B2 (en) * 2008-02-15 2013-08-06 The Boeing Company Nondestructive inspection of aircraft stiffeners
DE102008010197B4 (de) * 2008-02-20 2012-03-22 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Verbinden von zwei Rumpfsektionen unter Schaffung eines Querstoßes sowie Querstoßverbindung
DE102008012282A1 (de) * 2008-03-03 2009-09-17 Airbus Deutschland Gmbh Rumpfstruktur für Flugzeug
DE102008012252B4 (de) * 2008-03-03 2014-07-31 Airbus Operations Gmbh Verbund sowie Luft- oder Raumfahrzeug mit einem derartigen Verbund
DE102008013365B4 (de) * 2008-03-10 2011-03-17 Airbus Operations Gmbh Querstoßverbindung zwischen zwei Rumpfsektionen
US8220745B2 (en) * 2008-04-14 2012-07-17 Airbus Deutschland Gmbh Connection arrangement for connecting a first and second reinforcing element for an aircraft or spacecraft, and a shell component
US7967250B2 (en) * 2008-05-12 2011-06-28 EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronáutica Hybrid aircraft fuselage structural components and methods of making same
ES2352941B1 (es) * 2008-05-16 2012-01-25 Airbus Operations, S.L. Estructura integrada de aeronave en material compuesto
FR2931720B1 (fr) * 2008-06-02 2010-12-17 Airbus France Procede d'assemblage orbital de troncons d'aeronef en materiau composite
JP4697279B2 (ja) 2008-09-12 2011-06-08 ソニー株式会社 画像表示装置および検出方法
FR2936495B1 (fr) * 2008-09-30 2011-06-03 Airbus France Assemblage de panneaux pour fuselage d'aeronef.
FR2936488B1 (fr) * 2008-09-30 2011-04-15 Airbus France Troncon de fuselage d'aeronef en materiau composite a profil interieur constant
DE102008044049A1 (de) * 2008-11-25 2010-06-02 Airbus Deutschland Gmbh Strukturbauteil eines Luft- oder Raumfahrzeugs und eine Rumpfkomponentenanordnung eines Luft- oder Raumfahrzeugs
US20100132880A1 (en) * 2008-12-01 2010-06-03 Kevin Patrick Kelleher Composite honeycomb sandwich panel splicing
NL2002289C2 (en) * 2008-12-04 2010-06-07 Gtm Holding B V Sandwich panel, support member for use in a sandwich panel and aircraft provided with such a sandwich panel.
FR2940785B1 (fr) * 2009-01-08 2012-10-26 Airbus France Jonction longitudinale pour panneaux de fuselage d'aeronef en materiaux composites
DE102009009491A1 (de) * 2009-02-18 2010-09-09 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Schalenkörpers
US8524356B1 (en) 2009-03-09 2013-09-03 The Boeing Company Bonded patch having multiple zones of fracture toughness
US9492975B2 (en) 2009-03-09 2016-11-15 The Boeing Company Structural bonded patch with tapered adhesive design
US8617694B1 (en) 2009-03-09 2013-12-31 The Boeing Company Discretely tailored multi-zone bondline for fail-safe structural repair
US8540909B2 (en) 2009-03-09 2013-09-24 The Boeing Company Method of reworking an area of a composite structure containing an inconsistency
US8449703B2 (en) * 2009-03-09 2013-05-28 The Boeing Company Predictable bonded rework of composite structures using tailored patches
US8409384B2 (en) * 2009-03-09 2013-04-02 The Boeing Company Predictable bonded rework of composite structures
ES2390318B1 (es) * 2009-03-10 2013-09-16 Airbus Operations, S.L. Estructura cerrada en material compuesto.
DE102009012429B4 (de) * 2009-03-10 2012-08-30 Telair International Gmbh Bodenmodul eines Frachtdecks im Rumpf eines Flugzeugs
US20100233424A1 (en) * 2009-03-10 2010-09-16 The Boeing Company Composite structures employing quasi-isotropic laminates
US8425710B2 (en) 2009-03-13 2013-04-23 The Boeing Company Automated placement of vibration damping materials
DE102009013585B4 (de) * 2009-03-17 2012-01-26 Airbus Operations Gmbh Rumpfzellenstruktur für ein Flugzeug in Hybridbauweise
DE102009014933A1 (de) 2009-03-25 2010-10-07 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Toleranzausgleich zwischen zwei Bauteilen und Werkzeug zur Durchführung des Verfahrens
ES2371951B1 (es) * 2009-03-25 2012-11-21 Airbus Operations, S.L. Disposición de junta de elementos estructurales de un material compuesto.
DE102009021369A1 (de) 2009-05-12 2010-11-18 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Flugzeugrumpfes und Flugzeugrumpf
ES2382765B1 (es) * 2009-06-29 2013-05-03 Airbus Operations, S.L. Diseño de cuadernas de aeronave
FR2947522B1 (fr) * 2009-07-03 2011-07-01 Airbus Operations Sas Element de fuselage comportant un troncon de fuselage et des moyens de jonction, portion de fuselage, fuselage et aeronef
ES2376098B1 (es) 2009-07-24 2013-02-04 Airbus Operations S.L. Procedimiento de ensamblaje de secciones de fuselaje de una aeronave.
US9079674B1 (en) * 2009-09-18 2015-07-14 Blue Origin, Llc Composite structures for aerospace vehicles, and associated systems and methods
DE102009056533B4 (de) * 2009-12-03 2015-02-26 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Flugzeugrumpfbauteil
DE102009056994B4 (de) 2009-12-04 2020-03-19 Airbus Defence and Space GmbH Stoßverbindung zwischen Rumpfsektionen und Verfahren
WO2011071939A2 (en) * 2009-12-07 2011-06-16 Global Aerosystems, Llc Wing spar splice joint
CA2788948C (en) 2010-02-05 2019-03-26 Learjet Inc. System and method for fabricating a composite material assembly
DE102010018932B4 (de) 2010-04-30 2013-06-13 Airbus Operations Gmbh Umfangsversteifung für einen Luftfahrzeugrumpf
ES2400768B1 (es) * 2010-06-30 2014-02-12 Airbus Operations, S.L. Estructura interna de aeronave en material compuesto.
US8567722B2 (en) * 2010-12-15 2013-10-29 The Boeing Company Splice and associated method for joining fuselage sections
FR2970942B1 (fr) * 2011-01-28 2013-02-22 Airbus Operations Sas Raccordement des cadres de raidissage entre un fuselage d'aeronef et un caisson de voilure
FR2973773B1 (fr) * 2011-04-05 2013-11-29 Airbus Operations Sas Procede de ralentissement de propagation de fissures dans une structure securisee et cadre fort securise, en particulier de fuselage
ES2401830B1 (es) * 2011-06-29 2014-04-10 Airbus Operations S.L. Paneles de relleno para los revestimientos de los tanques de combustible de las aeronaves.
FR2984274B1 (fr) * 2011-12-15 2014-06-27 Airbus Operations Sas Poutre securisee, en particulier cadre fort de fuselage, ainsi que fuselage d'aeronef equipe de tels cadres
JP5924934B2 (ja) * 2011-12-28 2016-05-25 三菱重工業株式会社 複合材の継手構造
US8740151B1 (en) * 2012-01-03 2014-06-03 The Boeing Company Adjustable splice fitting for shimless connection of structual members
EP2814732B1 (en) * 2012-02-17 2017-04-05 Saab Ab Method and mould system for net moulding of a co-cured, integrated structure
US8985514B2 (en) * 2012-06-20 2015-03-24 The Boeing Company Composite structural panels and aircraft fuselages
US8939406B2 (en) * 2012-07-02 2015-01-27 The Boeing Company Joining composite fuselage sections along window belts
US8985517B2 (en) * 2012-10-26 2015-03-24 Textron Innovations Inc. Passive cooling of transmission using mast mounted heat pipes
US8960606B2 (en) 2012-10-31 2015-02-24 The Boeing Company Circumference splice for joining shell structures
EP2730495B1 (en) * 2012-11-13 2016-04-27 Airbus Operations GmbH Shell structure of a fuselage
EP2738085A1 (en) 2012-11-30 2014-06-04 Airbus Operations GmbH Aircraft fuselage structure and method
DE102013202084A1 (de) * 2013-02-08 2014-08-14 Airbus Operations Gmbh Fahrzeug mit einer Beplankung
EP2767388A1 (en) * 2013-02-15 2014-08-20 Airbus Operations GmbH Fibre reinforced plastic profiles having sections with different fibre types
DE102013102812B4 (de) * 2013-03-19 2017-01-26 Airbus Operations Gmbh Rumpfstruktur für ein Verkehrsmittel, Verkehrsmittel und Verfahren zum Herstellen einer Rumpfstruktur für ein Verkehrsmittel
EP2808156B1 (en) 2013-05-28 2017-07-12 Airbus Operations GmbH A shell segment of an aircraft and a production method
CA2911447C (en) 2013-08-09 2020-03-10 The Boeing Company Stiffened composite panels and method of their manufacture
US10479475B2 (en) 2013-08-09 2019-11-19 The Boeing Company Composite stringer beam joint structure of an aircraft
US9315254B2 (en) * 2013-10-11 2016-04-19 The Boeing Company Joint assembly and method of assembling same
US9656319B2 (en) * 2013-11-13 2017-05-23 The Boeing Company Positioning system for electromagnetic riveting
US10265915B2 (en) * 2014-01-17 2019-04-23 Sikorsky Aircraft Corporation Composite bonded repair method
US9896185B2 (en) * 2014-06-23 2018-02-20 Greenpoint Technologies, Inc. Aircraft interior flooring systems
USD777014S1 (en) * 2014-08-12 2017-01-24 Servi-Sure, LLC Integrated stiffener
US9555587B2 (en) 2014-08-13 2017-01-31 The Boeing Company Composite layup tools for aircraft fuselage barrels, methods of assembling the layup tools, and aircraft fuselage barrel sections formed utilizing the layup tools
US9399510B2 (en) * 2014-08-20 2016-07-26 The Boeing Company Hat stringer closeout fitting and method of making same
US10183804B2 (en) * 2014-08-25 2019-01-22 Heil Trailer International, Llc Tank trailer having integrated heat panels
US9499275B2 (en) * 2014-10-16 2016-11-22 Rohr, Inc. Stress-relieving joint between materials with differing coefficients of thermal expansion
US9545759B2 (en) 2015-01-30 2017-01-17 CGTech Automated fiber placement with course trajectory compensation
US9919791B2 (en) * 2015-04-15 2018-03-20 Gulfstream Aerospace Corporation Stiffening structures, wing structures, and methods for manufacturing stiffening structures
US9981367B2 (en) 2015-07-07 2018-05-29 The Boeing Company Exterior indexing process and tooling
US10112695B2 (en) * 2015-08-20 2018-10-30 Georgian Aerospace Llc Receptacle, payload assembly and related methods for an aircraft
US10907651B2 (en) * 2016-01-12 2021-02-02 Rolls-Royce Corporation Fan track liner subassembly angled upturn joint
US10450870B2 (en) 2016-02-09 2019-10-22 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil
ES2900159T3 (es) * 2016-06-30 2022-03-16 Airbus Operations Gmbh Sistema de marco de ventana, sistema de fijación de marco de ventana y sistema de fijación de marco de ventana de casco de vehículo
CN106114915B (zh) * 2016-08-26 2018-08-31 西安融智航空科技有限公司 一种内连式承载隔热一体化的防护结构
US10308342B2 (en) * 2016-09-07 2019-06-04 The Boeing Company Method of repairing damage to fuselage barrel and associated apparatus and system
CA3043302C (en) * 2016-11-11 2020-09-29 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Component manufacturing method and component manufacturing system
US11845236B2 (en) 2018-03-12 2023-12-19 The Boeing Company Composite structure splice and method
FR3087188B1 (fr) * 2018-10-12 2021-05-21 Airbus Operations Sas Panneau structural raidi pour aeronef, presentant une conception amelioree
US20200122816A1 (en) * 2018-10-22 2020-04-23 The Boeing Company Bulkhead joint assembly
US11167849B2 (en) * 2018-11-06 2021-11-09 The Boeing Company Modular cargo handling system
US11180238B2 (en) 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing
US11198497B2 (en) * 2019-06-19 2021-12-14 The Boeing Company Splice fittings that are affixed to stringers via web-installed fasteners
US11725386B2 (en) * 2020-01-16 2023-08-15 Simpson Strong-Tie Company Inc. Serrated beam
US11420718B2 (en) * 2020-03-27 2022-08-23 The Boeing Company Aircraft tail assembly
FR3114574A1 (fr) * 2020-09-30 2022-04-01 Airbus Operations Élément d’interface pour connecter deux tronçons de fuselage d’aéronef avec un nombre réduit de pièces.
US11919617B2 (en) * 2020-12-17 2024-03-05 The Boeing Company Circumferential lap splices for sections of fuselage
US11845699B2 (en) 2021-09-07 2023-12-19 Blue Origin, Llc Methods for manufacturing coated composite materials
CN114212276B (zh) * 2021-11-30 2023-08-11 北京卫星制造厂有限公司 一种空间站舱门和一种舱门密封结构的装调方法

Family Cites Families (254)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2004A (en) * 1841-03-12 Improvement in the manner of constructing and propelling steam-vessels
US1188485A (en) * 1910-09-03 1916-06-27 Underpinning & Foundation Company Tube joint and guide.
GB128643A (en) * 1917-08-22 1919-07-03 British & Colonial Aeroplane C Improvements in or relating to Aircraft Fuselages.
US1300777A (en) * 1918-03-19 1919-04-15 British & Colonial Aeroplane Company Ltd Aircraft-fuselage.
US1370288A (en) * 1918-05-28 1921-03-01 Quasiarc Company Ltd Metal plate structure
US1976257A (en) * 1930-03-12 1934-10-09 Super Marine Systems Inc Laminated body and method of making same
US1922063A (en) * 1931-05-01 1933-08-15 Curtiss Aeroplane & Motor Co Monocoque body
US2029635A (en) * 1933-04-08 1936-02-04 Ralson Alfred Birdy Fishplate for laterally joining two or more metallic strips
GB524721A (en) * 1938-02-05 1940-08-13 Amiot F Improvements in and relating to "stressed skin" fuselages or nacelles for aircraft
US2254152A (en) * 1938-04-29 1941-08-26 William Rhodes Davis Aircraft construction
US2367750A (en) * 1941-01-17 1945-01-23 Central Aircraft Corp Aircraft construction
US2292372A (en) * 1941-07-28 1942-08-11 Vultee Aircraft Inc Structural element
US2387219A (en) * 1941-08-08 1945-10-16 Vickers Armstrongs Ltd Aircraft structure
GB559954A (en) * 1942-09-07 1944-03-13 Vultee Aircraft Inc Airplane structures
US2405643A (en) * 1944-02-07 1946-08-13 Lockheed Aircraft Corp Structural connector
US2742247A (en) * 1950-10-31 1956-04-17 Handley Page Ltd Outer surfaces for craft moving in one fluid
US2639788A (en) * 1951-06-27 1953-05-26 Boeing Co Structural joint
US3271917A (en) 1959-06-12 1966-09-13 Rubenstein David Reinforced plastic constructions
US2992711A (en) * 1959-11-16 1961-07-18 Ryan Aeronautical Co Reinforcing means for attaching structural members to lightweight corrugated panels
US3071217A (en) * 1960-01-15 1963-01-01 Avro Aircraft Ltd Vibration damping in sheet metal structures
US3306797A (en) * 1963-08-02 1967-02-28 Universal Moulded Fiber Glass Method and apparatus for making elongated articles of fiber reinforced resin material
US3490983A (en) * 1965-05-17 1970-01-20 Hitco Fiber reinforced structures and methods of making the same
US3507634A (en) * 1965-10-22 1970-04-21 United Aircraft Corp Composite metal structure
US3452501A (en) * 1966-05-02 1969-07-01 Ernest C Zimmer Snap locking structural device
US3603096A (en) 1969-12-10 1971-09-07 Atomic Energy Commission Apparatus for installing a reinforced vessel in an underground cavity
US3879245A (en) * 1972-06-27 1975-04-22 Composite Structures Corp Method of making composite cored structures
US3974313A (en) 1974-08-22 1976-08-10 The Boeing Company Projectile energy absorbing protective barrier
US3995080A (en) 1974-10-07 1976-11-30 General Dynamics Corporation Filament reinforced structural shapes
US3976269A (en) * 1974-12-19 1976-08-24 The Boeing Company Intrinsically tuned structural panel
US4086378A (en) * 1975-02-20 1978-04-25 Mcdonnell Douglas Corporation Stiffened composite structural member and method of fabrication
US4064534A (en) 1976-04-20 1977-12-20 Leone International Sales Corporation System for monitoring the production of items which are initially difficult to physically inspect
US4050208A (en) * 1976-10-04 1977-09-27 The Boeing Company Aircraft interior ceiling panel assembly and attachment apparatus
US4186535A (en) * 1977-06-10 1980-02-05 Verco Manufacturing, Inc. Shear load resistant structure
US4331495A (en) * 1978-01-19 1982-05-25 Rockwell International Corporation Method of fabricating a reinforced composite structure
US4256790A (en) * 1978-01-19 1981-03-17 Rockwell International Corporation Reinforced composite structure and method of fabrication thereof
US4310132A (en) * 1978-02-16 1982-01-12 Nasa Fuselage structure using advanced technology fiber reinforced composites
US4828202A (en) * 1979-09-27 1989-05-09 The Boeing Company Method and apparatus for wideband vibration damping of reinforced skin structures
US4490958A (en) * 1979-12-12 1985-01-01 Lowe Colin F Sheet metal beam
US4311661A (en) * 1980-05-05 1982-01-19 Mcdonnell Douglas Corporation Resin impregnation process
IL63240A (en) * 1980-07-11 1984-12-31 Weecan Marine Method and apparatus for manufacturing an integral shell formed body
DE3040838C2 (de) 1980-10-30 1984-10-25 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen von flächigen Bauteilen aus faserverstärkten Werkstoffen
US4331723A (en) * 1980-11-05 1982-05-25 The Boeing Company Advanced composite
FR2497726A1 (fr) 1981-01-12 1982-07-16 Brochier Fils J Article textile multicouches pour le renforcement de materiaux stratifies et procede pour son obtention
US4448838A (en) * 1981-09-04 1984-05-15 Lear Fan Corp. Graphite fiber reinforced laminate structure capable of withstanding lightning strikes
US4463044A (en) * 1981-09-28 1984-07-31 The Boeing Company Composite panel of varied thickness
JPS58208362A (ja) * 1982-05-28 1983-12-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 構造体のバツギング接着方法
WO1984000351A1 (en) 1982-07-19 1984-02-02 Boeing Co Method and apparatus for fiber lamination
US4492607A (en) * 1983-02-22 1985-01-08 Rockwell International Corporation Method for producing integrally stiffened fiber reinforced plastic panels
US4715560A (en) * 1983-03-14 1987-12-29 Lear Fan Limited Composite cruciform structure for joining intersecting structural members of an airframe and the like
DE3331494A1 (de) 1983-09-01 1985-03-21 Rudolf 8900 Augsburg Güthler Mehrband-legemaschine
US4542055A (en) 1983-10-19 1985-09-17 Conceptual Arts, Ltd. Three-dimensional fabric painting surfaces
US4736566A (en) * 1984-01-17 1988-04-12 Krotsch Harold V Modular fabrication panel system
US4548017A (en) * 1984-01-23 1985-10-22 Liverpool Industries, Inc. Building panel
IT1173394B (it) 1984-02-28 1987-06-24 Rockwell Rimoldi Spa Dispositivo di trasporto del lavoro in macchina per cucire a trasporto differenziale
DE3412846A1 (de) 1984-04-05 1985-10-17 Hoechst Ag, 6230 Frankfurt Flaechenfoermiger sandwichformkoerper
US4877471A (en) * 1984-08-24 1989-10-31 The Boeing Company Method and apparatus for delivering a resin-impregnated, multifilament band
US4548859A (en) * 1984-10-12 1985-10-22 The Boeing Company Breather material and method of coating fabric with silicone rubber
US4571355A (en) * 1984-11-28 1986-02-18 The Boeing Company Fiber reinforced resin composites formed of basic ply blankets
US4622091A (en) 1984-11-29 1986-11-11 The Boeing Company Resin film infusion process and apparatus
US4608220A (en) * 1984-12-20 1986-08-26 The Boeing Company Method of forming composite material articles
JPS61169394A (ja) 1985-01-21 1986-07-31 日立造船株式会社 飛行機の胴体成形方法
FR2579130B1 (fr) 1985-03-25 1987-10-09 Aerospatiale Procede et dispositif pour realiser une piece creuse de forme complexe par enroulement filamentaire au contact
US4615935A (en) 1985-04-29 1986-10-07 The Boeing Company Glass fiber reinforced ceramic preform and method of casting it
US4966802A (en) 1985-05-10 1990-10-30 The Boeing Company Composites made of fiber reinforced resin elements joined by adhesive
US4780262A (en) 1986-01-15 1988-10-25 The Boeing Company Method for making composite structures
US4693678A (en) * 1986-01-15 1987-09-15 The Boeing Company Male layup-female molding system for fabricating reinforced composite structures
US4699683A (en) * 1986-02-07 1987-10-13 The Boeing Company Multiroving fiber laminator
SE453156B (sv) * 1986-04-30 1988-01-18 Elekta Instr Sa Stralkniv innefattande ett stort antal inom ett stralskydd anordnade stralkellor
DE3614618A1 (de) * 1986-04-30 1987-11-05 Messerschmitt Boelkow Blohm Schalenstruktur aus faserverstaerktem kunststoff
US4830298A (en) * 1986-09-30 1989-05-16 The Boeing Company Self-centering sheave for filaments
US4760444A (en) * 1987-07-22 1988-07-26 Csd International, Inc. Machine visual inspection device and method
US4941182A (en) * 1987-07-29 1990-07-10 Phoenix Software Development Co. Vision system and method for automated painting equipment
JPH0725649B2 (ja) 1987-10-12 1995-03-22 而至歯科工業株式会社 消毒剤含有アルギン酸印象材
JP2604607B2 (ja) 1987-12-09 1997-04-30 三井金属鉱業株式会社 欠陥分布測定法および装置
US4959110A (en) 1988-05-11 1990-09-25 Morton Thiokol Inc. Method for lining the inner surface of a cylindrical or domed cylindrical member with an elastomeric material
FR2632604B1 (fr) * 1988-06-08 1991-07-12 Aerospatiale Cadre en materiau composite notamment pour fuselage d'aeronef, et son procede de fabrication
GB2224000B (en) 1988-11-10 1992-05-27 Genrikh Vasilievich Novozhilov Aircraft fuselage or other pressure vessel.
US4942013A (en) * 1989-03-27 1990-07-17 Mcdonnell Douglas Corporation Vacuum resin impregnation process
US5251849A (en) * 1989-12-26 1993-10-12 Florida International University For Board Of Regents Strain reduced airplane skin
US5223067A (en) * 1990-02-28 1993-06-29 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Method of fabricating aircraft fuselage structure
US5086997A (en) * 1990-04-02 1992-02-11 The Boeing Company Structural joint and a method for joining in reinforced thermoplastic fabrication
FR2661872B1 (fr) 1990-05-11 1992-09-04 Rockwell Automotive Body Syst Procede de fabrication d'un pare-soleil recouvert de tissu.
US5058497A (en) * 1990-12-17 1991-10-22 Mcdonnell Douglas Corporation Compliant pressure roller
US5262220A (en) 1991-06-18 1993-11-16 Chem-Tronics, Inc. High strength structure assembly and method of making the same
US5240376A (en) * 1991-07-31 1993-08-31 Mcdonnell Douglas Corporation SPF/DB hollow core fan blade
US5337647A (en) * 1992-03-13 1994-08-16 The Boeing Company 3 dimensional braiding apparatus
US5281388A (en) * 1992-03-20 1994-01-25 Mcdonnell Douglas Corporation Resin impregnation process for producing a resin-fiber composite
JPH05286493A (ja) * 1992-04-08 1993-11-02 Honda Motor Co Ltd 航空機の胴体構造
US5242523A (en) * 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
US5429326A (en) * 1992-07-09 1995-07-04 Structural Laminates Company Spliced laminate for aircraft fuselage
US5297760A (en) * 1992-08-21 1994-03-29 Mcdonnell Douglas Corporation Aircraft skin lap splice
US5651600A (en) * 1992-09-28 1997-07-29 The Boeing Company Method for controlling projection of optical layup template utilizing cooperative targets
US5450147A (en) * 1992-09-28 1995-09-12 The Boeing Company Method for controlling projection of optical layup template utilizing cooperative targets
US5560102A (en) * 1992-10-13 1996-10-01 The Boeing Company Panel and fuselage assembly
US5951800A (en) * 1992-11-18 1999-09-14 Mcdonnell Douglas Corp. Fiber/metal laminate splice
JPH06226889A (ja) * 1993-02-05 1994-08-16 Sky Alum Co Ltd パネル材およびこれを用いた複合パネル
US5765329A (en) * 1993-06-28 1998-06-16 Huang; Chihshu Roof construction of corrugated sheets
US6045651A (en) * 1993-09-07 2000-04-04 The Boeing Company Hand assisted lamination system
US5518208A (en) * 1993-12-28 1996-05-21 The Boeing Company Optimum aircraft body frame to body skin shear tie installation pattern for body skin/stringer circumferential splices
US5439549A (en) * 1993-12-28 1995-08-08 The Boeing Company Double edged pressure sensitive folded tape application apparatus
DE4408476C2 (de) * 1994-03-14 1996-04-11 Daimler Benz Aerospace Airbus Rumpfhaut für ein Flugzeug
RU2083371C1 (ru) * 1994-04-28 1997-07-10 Акционерное общество "Центр перспективных разработок" Акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения Несущая труба-оболочка из композиционных материалов, способ и оправка для ее изготовления
US5540126A (en) * 1994-05-26 1996-07-30 Piramoon Technologies Automatic lay-up machine for composite fiber tape
US5562788A (en) 1994-09-20 1996-10-08 The Boeing Company Composite material laser flaw detection
US5622733A (en) * 1994-10-04 1997-04-22 Rockwell International Corporation Tooling for the fabrication of composite hollow crown-stiffened skins and panels
US5683646A (en) 1995-05-10 1997-11-04 Mcdonnell Douglas Corporation Fabrication of large hollow composite structure with precisely defined outer surface
US5619837A (en) * 1995-07-26 1997-04-15 Disanto; Fabricio N. Corrugated panel structure
RU2099194C1 (ru) * 1995-12-01 1997-12-20 Акционерное общество "Центр перспективных разработок" Акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" Несущая труба-оболочка в виде тела вращения из композиционных материалов, способ и оправка для ее изготовления
US5893534A (en) * 1995-12-22 1999-04-13 The Boeing Company Structural apparatus and design to prevent oil can movement of webs in aircraft pressure bulkheads
US5866272A (en) * 1996-01-11 1999-02-02 The Boeing Company Titanium-polymer hybrid laminates
US5700337A (en) * 1996-03-01 1997-12-23 Mcdonnell Douglas Corporation Fabrication method for composite structure adapted for controlled structural deformation
US5746553A (en) * 1996-04-08 1998-05-05 The Boeing Company Dual purpose lay-up tool
US6205239B1 (en) * 1996-05-31 2001-03-20 Texas Instruments Incorporated System and method for circuit repair
US6013341A (en) * 1996-08-19 2000-01-11 Mcdonnell Douglas Corporation Carrying (bearing) pipe-casing made of composite materials, the method and the setting (straightening device) for its manufacturing
US5809805A (en) 1996-09-03 1998-09-22 Mcdonnell Douglas Corporation Warp/knit reinforced structural fabric
US5963660A (en) 1996-09-26 1999-10-05 The Boeing Company Method and apparatus for detecting and measuring laps and gaps in composite materials
US6187411B1 (en) * 1996-10-04 2001-02-13 The Boeing Company Stitch-reinforced sandwich panel and method of making same
RU2103200C1 (ru) 1996-10-29 1998-01-27 Акционерное общество "Центр перспективных разработок" Акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" Несущая труба-оболочка из композиционных материалов
US6692681B1 (en) * 1997-01-29 2004-02-17 Raytheon Aircraft Company Method and apparatus for manufacturing composite structures
CA2278693C (en) 1997-01-29 2009-01-06 Raytheon Aircraft Company Method and apparatus for manufacturing composite structures
DE59806899D1 (de) * 1997-02-05 2003-02-20 Anatoli J Vassiliev Flugzeug für Personen- und/oder Frachttransport
US6051089A (en) * 1997-02-07 2000-04-18 Mcdonnell Douglas Corporation Reinforcing member for composite workpieces and associated methods
JPH10258463A (ja) * 1997-03-19 1998-09-29 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材の小骨およびその成形方法
AU7176998A (en) * 1997-05-06 1998-11-27 Boeing Company, The Hybrid lay-up tool
US5954917A (en) * 1997-06-02 1999-09-21 Boeing North American, Inc. Automated material delivery system
US6074716A (en) * 1997-06-10 2000-06-13 Mcdonnell Douglas Corporation Weavable metal matrix impregnated tow composite material
FR2766407B1 (fr) * 1997-07-22 1999-10-15 Aerospatiale Procede de fabrication de pieces de grandes dimensions en materiau composite a matrice thermoplastique, telles que des troncons de fuselage d'aeronefs
US5902535A (en) * 1997-07-30 1999-05-11 Mcdonnell Douglas Corporation Resin film infusion mold tooling and molding method
DE19735452C2 (de) * 1997-08-16 1999-07-22 Bodenseewerk Geraetetech Rohrverbindung, insbesondere zum Verbinden zweier rohrförmiger Rumpfteile eines Flugkörpers
US5979531A (en) 1997-10-01 1999-11-09 Mcdonnell Douglas Corporation Bi-directional fiber placement head
US5953231A (en) 1997-12-22 1999-09-14 Mcdonnell Douglas Corporation Automated quality control for stitching of textile articles
US5931107A (en) 1997-12-22 1999-08-03 Mcdonnell Douglas Corporation Advanced stitching head for making stitches in a textile article having variable thickness
US5915317A (en) * 1997-12-22 1999-06-29 Thrash; Patrick J. Automated gantry-type stitching system
US6128545A (en) 1997-12-22 2000-10-03 Mcdonnell Douglas Corporation Automated apparatus and method of generating native code for a stitching machine
US6198983B1 (en) * 1997-12-22 2001-03-06 Mcdonnell Douglas Corporation Table-driven software architecture for a stitching system
US6099906A (en) 1998-06-22 2000-08-08 Mcdonnell Douglas Corporation Immersion process for impregnation of resin into preforms
US6231941B1 (en) * 1998-07-14 2001-05-15 The Boeing Company Radius fillers for a resin transfer molding process
US6766984B1 (en) * 1998-07-16 2004-07-27 Icom Engineering Corporation Stiffeners for aircraft structural panels
US6086696A (en) * 1998-07-21 2000-07-11 The Boeing Company Method of forming a seamless, cylindrical, thermoplastic structure with a multiple compaction roller winder
DE19844035C1 (de) * 1998-09-25 1999-11-25 Daimler Chrysler Aerospace Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung
FI982095A (fi) * 1998-09-29 2000-03-30 Nokia Networks Oy Menetelmä muistin toteuttamiseksi ja muistijärjestely
US6112792A (en) * 1998-11-19 2000-09-05 The Boeing Company Fiber placement mid-span redirect
US6190484B1 (en) * 1999-02-19 2001-02-20 Kari Appa Monolithic composite wing manufacturing process
WO2000052886A1 (en) 1999-03-02 2000-09-08 Microsoft Corporation Scalable multiparty conferencing and collaboration system and method of dynamically allocating system resources
US6261675B1 (en) 1999-03-23 2001-07-17 Hexcel Corporation Core-crush resistant fabric and prepreg for fiber reinforced composite sandwich structures
US6319447B1 (en) 1999-04-09 2001-11-20 The Boeing Company Resin transfer molding process
US6136237A (en) 1999-04-13 2000-10-24 The Boeing Company Method of fabricating a fiber-reinforced ceramic matrix composite part
US6510961B1 (en) 1999-04-14 2003-01-28 A&P Technology Integrally-reinforced braided tubular structure and method of producing the same
US6431837B1 (en) 1999-06-01 2002-08-13 Alexander Velicki Stitched composite fan blade
US7132161B2 (en) * 1999-06-14 2006-11-07 Energy Science Laboratories, Inc. Fiber adhesive material
BR0013763A (pt) * 1999-09-03 2002-07-02 Lockheed Corp Soldagem aplicada com agitação do atrito como uma tecnologia de substituição aos rebites
US6510861B1 (en) * 1999-10-12 2003-01-28 Harvey F. Mead Universal golf umbrella
US6374750B1 (en) * 1999-11-16 2002-04-23 Aero Transportation Products, Inc. Structural panel system
US6129031A (en) 1999-11-16 2000-10-10 The Boeing Company Robotic stitching apparatus and end effector therefor
US6241710B1 (en) * 1999-12-20 2001-06-05 Tricardia Llc Hypodermic needle with weeping tip and method of use
US6390169B1 (en) * 2000-02-23 2002-05-21 The Boeing Company Conformable compaction apparatus for use with a fiber placement machine
AU2001262912A1 (en) * 2000-02-25 2001-09-03 The Boeing Company Laminated composite radius filler
ES2185443B1 (es) * 2000-03-07 2004-09-01 Airbus España S.L. Procedimiento de fabricacion de piezas precuradas en material compuesto con rigidizadores aplicados en estado fresco.
JP4425422B2 (ja) 2000-04-14 2010-03-03 本田技研工業株式会社 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体
JP4318381B2 (ja) 2000-04-27 2009-08-19 本田技研工業株式会社 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体
JP4425424B2 (ja) * 2000-05-01 2010-03-03 本田技研工業株式会社 繊維強化複合材からなるジョグル付き半硬化物品の製造方法、及びそれを用いた予備成形構造体の製造方法
US6451152B1 (en) * 2000-05-24 2002-09-17 The Boeing Company Method for heating and controlling temperature of composite material during automated placement
US6620484B1 (en) 2000-06-06 2003-09-16 The Boeing Company Variable density stitched-composite structural elements for energy absorption
US6415581B1 (en) * 2000-07-17 2002-07-09 Deck West, Incorporated Corrugated stiffening member
DE10037307B4 (de) 2000-07-28 2004-02-05 Honsel Gmbh & Co Kg Strukturelement für ein Flugzeug, insbesondere Flugzeugtür
CN1245295C (zh) * 2000-07-31 2006-03-15 米其林技术公司 用于双轮车辆的具有防震装置的轮胎
JP4526698B2 (ja) * 2000-12-22 2010-08-18 富士重工業株式会社 複合材成形品及びその製造方法
US6480271B1 (en) 2001-01-08 2002-11-12 The Boeing Company Traversing laser locating system
US6743504B1 (en) * 2001-03-01 2004-06-01 Rohr, Inc. Co-cured composite structures and method of making them
US7171033B2 (en) 2001-03-28 2007-01-30 The Boeing Company System and method for identifying defects in a composite structure
SE519185C2 (sv) * 2001-06-07 2003-01-28 Saab Ab Flygplanspanel
US6840750B2 (en) 2001-06-11 2005-01-11 The Boeing Company Resin infusion mold tool system and vacuum assisted resin transfer molding with subsequent pressure bleed
FR2831479B1 (fr) 2001-10-26 2004-01-02 Coriolis Composites Procede de fabrication de profils presentant un etat de surface specifique en resines synthetiques renforcees par des fibres et machine pour mettre en oeuvre le procede
US6648273B2 (en) * 2001-10-30 2003-11-18 The Boeing Company Light weight and high strength fuselage
US6799619B2 (en) * 2002-02-06 2004-10-05 The Boeing Company Composite material collation machine and associated method for high rate collation of composite materials
US20030190455A1 (en) 2002-04-05 2003-10-09 The Boeing Company Textile joint reinforcement and associated method
CA2484174C (en) * 2002-05-29 2008-12-02 The Boeing Company Controlled atmospheric pressure resin infusion process
US6860957B2 (en) * 2002-06-13 2005-03-01 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Automatic prepreg laminating method and apparatus for carrying out the same
JP2004025946A (ja) * 2002-06-24 2004-01-29 Honda Motor Co Ltd 航空機の翼構造
US6871684B2 (en) * 2002-08-13 2005-03-29 The Boeing Company System for identifying defects in a composite structure
US6622974B1 (en) 2002-08-14 2003-09-23 The Boeing Company Geometric morphing wing with expandable spars
US20040035979A1 (en) * 2002-08-23 2004-02-26 Mccoskey William Robert Integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and closed loop manufacturing methods for making the same
FR2844510B1 (fr) 2002-09-12 2006-06-16 Snecma Propulsion Solide Structure fibreuse tridimensionnelle en fibres refractaires, procede pour sa realisation et application aux materiaux composites thermostructuraux
US20040086341A1 (en) * 2002-11-05 2004-05-06 Conoco Inc. Metal lined composite risers in offshore applications
US7137182B2 (en) 2002-11-22 2006-11-21 The Boeing Company Parallel configuration composite material fabricator
US20040222080A1 (en) 2002-12-17 2004-11-11 William Marsh Rice University Use of microwaves to crosslink carbon nanotubes to facilitate modification
US6896841B2 (en) * 2003-03-20 2005-05-24 The Boeing Company Molding process and apparatus for producing unified composite structures
TWI221554B (en) * 2003-03-21 2004-10-01 Micro Star Int Co Ltd Method in BIOS for shadow memory assignment
US20040219855A1 (en) 2003-05-02 2004-11-04 Tsotsis Thomas K. Highly porous interlayers to toughen liquid-molded fabric-based composites
US8246882B2 (en) * 2003-05-02 2012-08-21 The Boeing Company Methods and preforms for forming composite members with interlayers formed of nonwoven, continuous materials
JP3782072B2 (ja) 2003-05-30 2006-06-07 川崎重工業株式会社 複合材型材の成形方法及び装置
CA2532190C (en) 2003-06-16 2012-08-21 William Marsh Rice University Sidewall functionalization of carbon nanotubes with hydroxyl-terminated moieties
US6957518B1 (en) * 2003-06-17 2005-10-25 Valmont Industries, Inc. Two-plate splice connection assembly
US7236625B2 (en) * 2003-07-28 2007-06-26 The Boeing Company Systems and method for identifying foreign objects and debris (FOD) and defects during fabrication of a composite structure
US7080441B2 (en) 2003-07-28 2006-07-25 The Boeing Company Composite fuselage machine and method of automated composite lay up
US7083698B2 (en) 2003-08-22 2006-08-01 The Boeing Company Automated composite lay-up to an internal fuselage mandrel
US7282107B2 (en) 2003-08-22 2007-10-16 The Boeing Company Multiple head automated composite laminating machine for the fabrication of large barrel section components
US7048024B2 (en) * 2003-08-22 2006-05-23 The Boeing Company Unidirectional, multi-head fiber placement
US7228611B2 (en) * 2003-11-18 2007-06-12 The Boeing Company Method of transferring large uncured composite laminates
US7289656B2 (en) 2003-12-02 2007-10-30 The Boeing Company Systems and methods for determining inconsistency characteristics of a composite structure
US7039485B2 (en) * 2004-03-12 2006-05-02 The Boeing Company Systems and methods enabling automated return to and/or repair of defects with a material placement machine
US7195201B2 (en) * 2004-03-29 2007-03-27 The Boeing Company Adaptable payload enabling architecture
US7093797B2 (en) * 2004-03-29 2006-08-22 The Boeing Company Adaptable payload apparatus and methods
US7159822B2 (en) * 2004-04-06 2007-01-09 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7527222B2 (en) 2004-04-06 2009-05-05 The Boeing Company Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections
US7134629B2 (en) 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7193696B2 (en) * 2004-04-12 2007-03-20 United Technologies Corporation Systems and methods for using light to indicate defect locations on a composite structure
US7407556B2 (en) 2004-04-21 2008-08-05 Ingersoll Machine Tools, Inc. Automated fiber placement using multiple placement heads, replaceable creels, and replaceable placement heads
US7080805B2 (en) * 2004-05-05 2006-07-25 The Boeing Company Stiffened structures and associated methods
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US7802413B2 (en) * 2004-10-04 2010-09-28 The Boeing Company Apparatus and methods for reinforcing a structural panel
US7503368B2 (en) * 2004-11-24 2009-03-17 The Boeing Company Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
US20060118244A1 (en) * 2004-12-02 2006-06-08 The Boeing Company Device for laying tape materials for aerospace applications
US7624488B2 (en) * 2004-12-07 2009-12-01 The Boeing Company One-piece barrel assembly cart
US7850387B2 (en) * 2005-01-06 2010-12-14 The Boeing Company System for reducing stress concentrations in lap joints
US7278198B2 (en) * 2005-02-01 2007-10-09 The Boeing Company Mandrel segment loader
US7360340B2 (en) * 2005-04-12 2008-04-22 Grundman Curtis M Means for securing the lower end of a wind turbine tower to a foundation
US8148276B2 (en) * 2005-11-28 2012-04-03 University Of Hawaii Three-dimensionally reinforced multifunctional nanocomposites
US20080041009A1 (en) * 2006-08-18 2008-02-21 General Electric Flangeless support structures
FR2906008B1 (fr) * 2006-09-15 2008-11-07 Airbus France Sa Eclisse de lisses et dispositif de jonction orbitale
US7735779B2 (en) * 2006-11-02 2010-06-15 The Boeing Company Optimized fuselage structure
FR2911112B1 (fr) * 2007-01-05 2009-02-13 Airbus France Sas Section de fuselage pour aeronef et aeronef comprenant une telle section
FR2915458B1 (fr) * 2007-04-25 2010-01-01 Airbus France Assemblage de panneaux de fuselage d'un avion
US8388795B2 (en) 2007-05-17 2013-03-05 The Boeing Company Nanotube-enhanced interlayers for composite structures
DK2006471T3 (da) * 2007-06-20 2009-12-14 Siemens Ag Vindmölletårn og fremgangsmåde til opbygning af et vindmölletårn
DE102007029500B4 (de) * 2007-06-25 2013-02-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil
US8042767B2 (en) * 2007-09-04 2011-10-25 The Boeing Company Composite fabric with rigid member structure
FR2922517B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion
FR2922516B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-16 Airbus France Eclissage de raidisseurs en omega au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion
DE102008010197B4 (de) * 2008-02-20 2012-03-22 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Verbinden von zwei Rumpfsektionen unter Schaffung eines Querstoßes sowie Querstoßverbindung
DE102008012252B4 (de) * 2008-03-03 2014-07-31 Airbus Operations Gmbh Verbund sowie Luft- oder Raumfahrzeug mit einem derartigen Verbund
US8220745B2 (en) * 2008-04-14 2012-07-17 Airbus Deutschland Gmbh Connection arrangement for connecting a first and second reinforcing element for an aircraft or spacecraft, and a shell component
US7967250B2 (en) * 2008-05-12 2011-06-28 EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronáutica Hybrid aircraft fuselage structural components and methods of making same
FR2931720B1 (fr) * 2008-06-02 2010-12-17 Airbus France Procede d'assemblage orbital de troncons d'aeronef en materiau composite
US8056297B2 (en) * 2008-09-25 2011-11-15 General Electric Company Flangeless wind tower
FR2940785B1 (fr) * 2009-01-08 2012-10-26 Airbus France Jonction longitudinale pour panneaux de fuselage d'aeronef en materiaux composites
US8282042B2 (en) * 2009-06-22 2012-10-09 The Boeing Company Skin panel joint for improved airflow
FR2947523B1 (fr) * 2009-07-03 2011-07-22 Airbus Operations Sas Element de fuselage comportant un troncon de fuselage et des moyens de jonction
FR2947522B1 (fr) * 2009-07-03 2011-07-01 Airbus Operations Sas Element de fuselage comportant un troncon de fuselage et des moyens de jonction, portion de fuselage, fuselage et aeronef
ES2400768B1 (es) * 2010-06-30 2014-02-12 Airbus Operations, S.L. Estructura interna de aeronave en material compuesto.
US8196358B2 (en) * 2010-08-25 2012-06-12 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Wind turbine generator tower
US8567722B2 (en) * 2010-12-15 2013-10-29 The Boeing Company Splice and associated method for joining fuselage sections
FR2976916B1 (fr) * 2011-06-27 2013-07-26 Airbus Operations Sas Dispositif et procede d'assemblage de deux troncons de fuselage d'aeronef
US8844108B2 (en) * 2011-07-12 2014-09-30 The Boeing Company Large area repair of composite aircraft
US8684311B2 (en) * 2012-03-07 2014-04-01 The Boeing Company Bonded splice joint
US8985514B2 (en) * 2012-06-20 2015-03-24 The Boeing Company Composite structural panels and aircraft fuselages
US8939406B2 (en) * 2012-07-02 2015-01-27 The Boeing Company Joining composite fuselage sections along window belts
US9153853B2 (en) * 2012-08-24 2015-10-06 Wake Skykeeper, Llc Monopole tower reinforcement configuration and related methods
US8960606B2 (en) * 2012-10-31 2015-02-24 The Boeing Company Circumference splice for joining shell structures
EP2746149B1 (en) * 2012-12-19 2019-06-19 Airbus Operations GmbH Method for the production of a connecting element, connecting element, and aircraft or spacecraft
DE102014103438A1 (de) * 2013-07-16 2015-01-22 Airbus Operations Gmbh Spritzgussverfahren zur Herstellung eines Primärstrukturverbindungselements
US9586667B2 (en) * 2014-12-02 2017-03-07 The Boeing Company Splice assembly for joining structural components
EP3277952B1 (fr) * 2015-04-02 2019-02-27 ArcelorMittal Tronçon de mât d'éolienne, mât d'éolienne et procédé d'assemblage
US10308342B2 (en) * 2016-09-07 2019-06-04 The Boeing Company Method of repairing damage to fuselage barrel and associated apparatus and system

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