RU2012117773A - Шпангоут летательного аппарата и способ его изготовления - Google Patents
Шпангоут летательного аппарата и способ его изготовления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2012117773A RU2012117773A RU2012117773/11A RU2012117773A RU2012117773A RU 2012117773 A RU2012117773 A RU 2012117773A RU 2012117773/11 A RU2012117773/11 A RU 2012117773/11A RU 2012117773 A RU2012117773 A RU 2012117773A RU 2012117773 A RU2012117773 A RU 2012117773A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frame
- skin
- segment
- fuselage
- section
- Prior art date
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims 2
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract 5
- 239000000565 sealant Substances 0.000 claims abstract 5
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract 3
- FGUUSXIOTUKUDN-IBGZPJMESA-N C1(=CC=CC=C1)N1C2=C(NC([C@H](C1)NC=1OC(=NN=1)C1=CC=CC=C1)=O)C=CC=C2 Chemical compound C1(=CC=CC=C1)N1C2=C(NC([C@H](C1)NC=1OC(=NN=1)C1=CC=CC=C1)=O)C=CC=C2 FGUUSXIOTUKUDN-IBGZPJMESA-N 0.000 claims 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/061—Frames
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/10—Bulkheads
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49764—Method of mechanical manufacture with testing or indicating
- Y10T29/49778—Method of mechanical manufacture with testing or indicating with aligning, guiding, or instruction
- Y10T29/4978—Assisting assembly or disassembly
Abstract
1. Шпангоуты летательного аппарата, сделанные из композиционного материала, которые содержат несколько частей (20), формирующих, будучи соединенными, вышеупомянутый шпангоут в его совокупности, с упомянутыми частями (20), включающими в себя секции (1) длиной (2), и упомянутые секции (1), расположенные на внутренней части обшивки (3), которая формирует фюзеляж летательного аппарата, при этом фюзеляж выполнен в виде единой детали, отличающиеся тем, что длина (2) секций (1) является максимально возможной, так что максимальное расстояние (5) между секцией (1) шпангоута и обшивкой (3), причем упомянутое расстояние (5) измеряется, внутри вышеупомянутой обшивки (3), меньше, чем разрешенное предельное значение для использования герметика в жидком состоянии.2. Шпангоут летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что максимальное расстояние (5) вычислено с учетом технологических ограничений, заданных технологическими допусками обшивки (3) и секции (1) шпангоута.3. Шпангоут летательного аппарата по п.2, отличающийся тем, что учтены технологические допуски обшивки (3) (аэродинамические допуски, которые являются причиной того, что обшивка (3) имеет эффективное внешнее значение, показанное как (11), и допуск по толщине обшивки (3), который является причиной того, что обшивка (3) имеет эффективное внутреннее значение, показанное как (12)) и секции (1) шпангоута (технологический допуск секции (1) шпангоута, который является причиной того, что вышеупомянутый шпангоут имеет эффективное внешнее значение, показанное как (13)), для вычисления максимального расстояния (5).4. Шпангоут летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что покрытие (3) фюзеляжа содержит с
Claims (8)
1. Шпангоуты летательного аппарата, сделанные из композиционного материала, которые содержат несколько частей (20), формирующих, будучи соединенными, вышеупомянутый шпангоут в его совокупности, с упомянутыми частями (20), включающими в себя секции (1) длиной (2), и упомянутые секции (1), расположенные на внутренней части обшивки (3), которая формирует фюзеляж летательного аппарата, при этом фюзеляж выполнен в виде единой детали, отличающиеся тем, что длина (2) секций (1) является максимально возможной, так что максимальное расстояние (5) между секцией (1) шпангоута и обшивкой (3), причем упомянутое расстояние (5) измеряется, внутри вышеупомянутой обшивки (3), меньше, чем разрешенное предельное значение для использования герметика в жидком состоянии.
2. Шпангоут летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что максимальное расстояние (5) вычислено с учетом технологических ограничений, заданных технологическими допусками обшивки (3) и секции (1) шпангоута.
3. Шпангоут летательного аппарата по п.2, отличающийся тем, что учтены технологические допуски обшивки (3) (аэродинамические допуски, которые являются причиной того, что обшивка (3) имеет эффективное внешнее значение, показанное как (11), и допуск по толщине обшивки (3), который является причиной того, что обшивка (3) имеет эффективное внутреннее значение, показанное как (12)) и секции (1) шпангоута (технологический допуск секции (1) шпангоута, который является причиной того, что вышеупомянутый шпангоут имеет эффективное внешнее значение, показанное как (13)), для вычисления максимального расстояния (5).
4. Шпангоут летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что покрытие (3) фюзеляжа содержит стрингеры (4), интегрированные в том же самом процессе производства вышеупомянутой обшивки (3).
5. Шпангоут летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что части (20) шпангоута не установлены в областях, где фюзеляж подвержен высокой нагрузке.
6. Шпангоут летательного аппарата по любому из вышеупомянутых п.п., отличающийся тем, что максимальное расстояние (5) между секцией (1) шпангоута и обшивкой (3) меньше, чем предел применения жидкого герметика.
7. Летательный аппарат, который содержит шпангоут согласно любому из п.п.1-6.
8. Способ получения сделанного из композиционного материала шпангоута летательного аппарата согласно любому из п.п.1-6, отличающийся тем, что содержит следующие этапы, на которых:
a) определяют первый типовой сегмент (1) шпангоута для верхней части обшивки (3) фюзеляжа для данной секции фюзеляжа, причем этот первый сегмент (1) рассчитан для случая, когда аэродинамический допуск на обшивку, который является причиной того, что она имеет максимальный эффективный внешний размер (11), с насколько возможно маленьким допуском по толщине обшивки таким образом, что внутренний размер (12) обшивки максимален и технологический допуск этого типового сегмента шпангоута минимален, что является причиной того, что размер (13) вышеупомянутого сегмента (1) шпангоута минимален;
b) определяют точку контакта типового сегмента (1) шпангоута с внутренней частью обшивки (3) как результат этапа a);
c) определяют точки сегмента (1) шпангоута на обеих сторонах предыдущей контактной точки, где максимальное расстояние (5) между упомянутым сегментом (1) шпангоута и внутренней частью обшивки (3) является максимумом, разрешенным для использования герметика жидкого типа;
d) вычисляют длину (2) максимального сегмента (1) шпангоута согласно приведенным выше этапам a)-c) так, что концы сегмента (1) шпангоута расположены в середине промежутка между двумя последовательными стрингерами (4) секции;
e) повторяют приведенные выше этапы a)-d) для остающихся сегментов (1), которые сформируют части шпангоута в его совокупности;
f) определяют второй типовой сегмент (1) шпангоута для верхней части обшивки (3) фюзеляжа для данной вышеупомянутой секции фюзеляжа, причем этот второй сегмент (1) рассчитан для случая, когда аэродинамический допуск на обшивку, является причиной того, что она имеет минимальный эффективный внешний размер (11), с насколько возможно большим допуском по толщине обшивки таким образом, что внутренний размер (12) обшивки минимален и технологический допуск этого сегмента шпангоута максимален, что является причиной того, что размер (13) вышеупомянутого сегмента (1) шпангоута максимален;
g) определяют точки контакта типового сегмента (1) шпангоута с внутренней частью обшивки (3) как результат этапа f);
h) определяют точку сегмента (1) шпангоута, в которой максимальное расстояние между указанным сегментом шпангоута и внутренней частью обшивки (3) является максимумом, разрешенным для использования герметика жидкого типа;
i) вычисляют длину (2) максимального сегмента (1) шпангоута согласно приведенным выше этапам f)-h) так, что концы сегмента (1) шпангоута установлены в середине промежутка между двумя последовательными стрингерами (4) секции;
j) повторяют приведенные выше этапы f)-i) для остающихся сегментов (1), которые сформируют части шпангоута в его совокупности;
k) определяют окончательные сегменты (1) шпангоута так, что указанные сегменты (1) подтверждают и этапы a)-d) и этапы f)-j), как изложено выше, при этом сегменты (1) формируют окончательные части совокупности шпангоутов для заданной расчетной секции фюзеляжа;
l) определяют, следуя приведенным выше этапам a) - k), сегменты (1) шпангоута фюзеляжа для каждой конкретной секции фюзеляжа.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
ES200930757A ES2383424B1 (es) | 2009-09-29 | 2009-09-29 | Cuaderna de aeronave y metodo de obtencion de la misma |
ESP200930757 | 2009-09-29 | ||
PCT/ES2010/070628 WO2011039399A2 (es) | 2009-09-29 | 2010-09-28 | Cuaderna de aeronave y método de obtención de la misma. |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012117773A true RU2012117773A (ru) | 2013-11-10 |
RU2545218C2 RU2545218C2 (ru) | 2015-03-27 |
Family
ID=43826711
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012117773/11A RU2545218C2 (ru) | 2009-09-29 | 2010-09-28 | Шпангоут летательного аппарата и способ его изготовления |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US20110168840A1 (ru) |
EP (1) | EP2484584A2 (ru) |
CN (1) | CN102666273B (ru) |
CA (1) | CA2776034A1 (ru) |
ES (1) | ES2383424B1 (ru) |
RU (1) | RU2545218C2 (ru) |
WO (1) | WO2011039399A2 (ru) |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102012202504A1 (de) * | 2012-02-17 | 2013-08-22 | Airbus Operations Gmbh | Strukturbauteil für ein Luft- oder Raumfahrzeug |
EP2759467B1 (en) | 2013-01-24 | 2016-10-19 | Airbus Operations GmbH | Aircraft frame and method of mounting two fuselage segments |
US10626992B2 (en) * | 2015-11-30 | 2020-04-21 | The Boeing Company | Sealant containment assembly, system, and method |
JP6663414B2 (ja) | 2017-11-29 | 2020-03-11 | 株式会社Subaru | 製造方法および製造装置 |
RU181682U1 (ru) * | 2017-12-11 | 2018-07-26 | Владимир Васильевич Галайко | Фюзеляж летательного аппарата |
RU2694486C1 (ru) * | 2018-10-05 | 2019-07-15 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Шпангоут |
CN109849351B (zh) * | 2018-11-29 | 2021-11-23 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 基于共胶接工艺的复合材料机翼壁板与金属翼肋密封方法 |
CN113443118B (zh) * | 2021-09-01 | 2022-01-25 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种飞机部件、飞机部件工艺增刚的填充结构及安装方法 |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1761898A2 (ru) * | 1991-03-04 | 1992-09-15 | Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Опорный шпангоут из композиционного материала |
US8156711B2 (en) * | 2003-02-24 | 2012-04-17 | Bell Helicopter Textron Inc. | Contact stiffeners for structural skins |
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 |
JP4522796B2 (ja) * | 2004-09-06 | 2010-08-11 | 本田技研工業株式会社 | 繊維強化複合材環状構造体の製造方法、及びその構造体からなる航空機胴体用環状フレーム |
GB2428417B (en) * | 2005-10-27 | 2007-09-12 | Hal Errikos Calamvokis | Aircraft fuselage structure |
US7621482B2 (en) * | 2005-11-15 | 2009-11-24 | The Boeing Company | Weight optimized pressurizable aircraft fuselage structures having near elliptical cross sections |
US8038099B2 (en) * | 2008-04-30 | 2011-10-18 | The Boeing Company | Bonded metal fuselage and method for making the same |
-
2009
- 2009-09-29 ES ES200930757A patent/ES2383424B1/es active Active
-
2010
- 2010-04-06 US US12/798,502 patent/US20110168840A1/en not_active Abandoned
- 2010-09-28 RU RU2012117773/11A patent/RU2545218C2/ru active
- 2010-09-28 CA CA2776034A patent/CA2776034A1/en not_active Abandoned
- 2010-09-28 EP EP10770536A patent/EP2484584A2/en not_active Ceased
- 2010-09-28 WO PCT/ES2010/070628 patent/WO2011039399A2/es active Application Filing
- 2010-09-28 CN CN201080053958.7A patent/CN102666273B/zh active Active
-
2013
- 2013-04-20 US US13/986,315 patent/US20130264422A1/en not_active Abandoned
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2011039399A2 (es) | 2011-04-07 |
RU2545218C2 (ru) | 2015-03-27 |
US20130264422A1 (en) | 2013-10-10 |
ES2383424B1 (es) | 2013-05-03 |
ES2383424A1 (es) | 2012-06-21 |
CN102666273A (zh) | 2012-09-12 |
US20110168840A1 (en) | 2011-07-14 |
WO2011039399A3 (es) | 2011-10-27 |
CA2776034A1 (en) | 2011-04-07 |
EP2484584A2 (en) | 2012-08-08 |
CN102666273B (zh) | 2015-08-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2012117773A (ru) | Шпангоут летательного аппарата и способ его изготовления | |
FR2983428B1 (fr) | Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite a plates-formes integrees | |
US9142871B2 (en) | Inner connecting element of a cavity power divider, cavity power divider and manufacturing method thereof | |
BR112017017389A2 (pt) | método para fabricação de uma lâmina de motor de turbina. | |
EP2469034A3 (en) | Turbine stator vane having a platform with a cooling circuit and corresponding manufacturing method | |
WO2009053608A3 (fr) | Procede de fabrication d'une electrode en oxyde de molybdene | |
ATE484376T1 (de) | Verfahren zur herstellung eines flugzeugrumps aus verbundmaterial | |
WO2007007815A3 (en) | Cylinder liner and method for manufacturing the same | |
WO2014163703A3 (en) | Method for making gas turbine engine composite structure | |
RU2013103823A (ru) | Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления | |
CN206939050U (zh) | 一种轻质高承载复合材料蒙皮整体结构 | |
BR112014028750B8 (pt) | partícula encapsulada, e, método para encapsular uma partícula de núcleo | |
BR112015018959A2 (pt) | palheta de turbina híbrida e método para fabricar uma palheta de turbina híbrida | |
FR2936488B1 (fr) | Troncon de fuselage d'aeronef en materiau composite a profil interieur constant | |
BR112017002744A2 (pt) | método para produzir uma bobina em forma enrolada, bobina em forma enrolada, conjunto de enrolamentos, estator, gerador síncrono, e, turbina eólica. | |
BR112018009047A2 (pt) | processo para fabricação de uma peça de material compósito. | |
BR112016003482B8 (pt) | Inserto de reforço compósito, peça de turbomáquina contendo um tal inserto de reforço e método de fabricação de um inserto de reforço compósito | |
PL397260A1 (pl) | Membrana izolacyjna i sposób wytwarzania membrany izolacyjnej | |
WO2013128054A3 (es) | Estructura de refuerzo integrada en estructura interna de aeronave en material compuesto | |
EP2642061A3 (de) | Isolierglasscheibe und Fenstermodul | |
CN106624588B (zh) | 一种对半机匣喷涂变形处理方法 | |
EP2662203A3 (en) | Contour caul with expansion region and method for its manufacture | |
CN204894565U (zh) | 一种机载外挂复合材料蒙皮整体成型结构 | |
RU2013100162A (ru) | Способ для оптимизации конструкций отверстий люков на летательном аппарате | |
CN202889304U (zh) | 晶体谐振器对称式簧片 |