RU2352497C1 - Устройство и способ асимметричного скрепления накладками деталей, изготовленных из углерода и металла - Google Patents

Устройство и способ асимметричного скрепления накладками деталей, изготовленных из углерода и металла Download PDF

Info

Publication number
RU2352497C1
RU2352497C1 RU2007139102/11A RU2007139102A RU2352497C1 RU 2352497 C1 RU2352497 C1 RU 2352497C1 RU 2007139102/11 A RU2007139102/11 A RU 2007139102/11A RU 2007139102 A RU2007139102 A RU 2007139102A RU 2352497 C1 RU2352497 C1 RU 2352497C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shelf
box
structural elements
structural
plate
Prior art date
Application number
RU2007139102/11A
Other languages
English (en)
Inventor
Эмманюэль ЖАК (FR)
Эмманюэль ЖАК
Original Assignee
Эрбюс Франс
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрбюс Франс filed Critical Эрбюс Франс
Application granted granted Critical
Publication of RU2352497C1 publication Critical patent/RU2352497C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/56—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using mechanical means or mechanical connections, e.g. form-fits
    • B29C65/562—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using mechanical means or mechanical connections, e.g. form-fits using extra joining elements, i.e. which are not integral with the parts to be joined
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B29C66/7212—Fibre-reinforced materials characterised by the composition of the fibres
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
    • F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
    • F16B5/02—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening members using screw-thread

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Joining Of Building Structures In Genera (AREA)
  • Carbon And Carbon Compounds (AREA)
  • Permanent Field Magnets Of Synchronous Machinery (AREA)
  • Disintegrating Or Milling (AREA)
  • Secondary Cells (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Изобретение относится к устройству и способу асимметричного скрепления накладками, которые используются при создании конструкций, подвергаемых сильным нагрузкам, в частности, в авиационной промышленности. Устройство скрепления включает в себя накладку (1) и контрнакладку (2), которая имеет точки крепления (М, N), количество которых меньше, чем количество мест крепления (PQ) накладки, в результате чего первый (3) и второй (4) конструктивные элементы крепятся между накладкой (1) и контрнакладкой (2) в точках крепления (M+N), количество которых меньше количества точек крепления (P+Q) конструктивных элементов на накладке (1). Один из конструктивных элементов изготовлен из композитных материалов. Конструкция содержит устройство скрепления накладками, в которой первый и третий конструктивные элементы (3, 8) представляют собой части соприкасающихся поверхностей коробчатой конструкции (9). Способ заключается в том, что из конструктивных листов (3, 8), изготовленных из композитных материалов, и накладок, скрепляемых при помощи удаленной точки крепления (Q1), собирают коробчатую конструкцию (9), к которой прочно крепят элемент крыла (4). Достигается упрощение крепления коробчатой конструкции и крыла летательного аппарата между собой. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к устройству и способу асимметричного скрепления накладками, которые используются при создании, в частности в авиационной промышленности, конструкций, подвергаемых сильным нагрузкам.
В процессе изготовления летательного аппарата различные его части образуются в результате скрепления упругих или неупругих листов, нервюр и шпангоутов.
Важным конструктивным элементом летательного аппарата является центральный отсек, к которому крепится крыло самолета; при этом, поскольку данный элемент, имеющий форму коробчатой конструкции, испытывает значительные нагрузки, желательно обеспечить хороший перенос нагрузок с крыла на данную коробчатую конструкцию, а с этой коробчатой конструкции на всю остальную конструкцию.
Более того, при создании летательных аппаратов прибегают к композитным материалам, в частности, на базе углерода; при этом используются комбинированные конструкции, включающие в себя детали, изготавливаемые из композитных материалов и металла.
При соединении деталей, составляющих различные части коробчатых конструкций, и их скреплении между собой используются, в частности, методы скрепления накладками, т.е. соединение листов или элементов пояса фермы между собой при помощи скрепляющих деталей, которые включают в себя болты или заклепки, передающие усилия между листами и элементами пояса фермы.
Настоящее изобретение относится к сфере усовершенствования соединений путем скрепления накладками, в частности, которые могли бы использоваться при соединении элементов, обладающих различными физическими свойствами, например листов, изготовленных из композитных материалов, и металлических накладок.
Они наиболее часто применяются при сборке центральной коробчатой конструкции летательного аппарата, обладающей большими размерами и изготавливаемой из композитных материалов, которая должна быть предварительно собрана, а затем перемещена для установки крыла летательного аппарата; при этом в процессе сборки обеспечивается сохранение габаритных характеристик коробчатой конструкции.
В связи с этим настоящее изобретение относится к устройству скрепления накладками, включающему в себя накладку и контрнакладку, которые обеспечивают прочное скрепление, по меньшей мере, первого и второго конструктивных элементов, размещаемых между накладкой и контрнакладкой и отличающемуся тем, что контрнакладка имеет меньшее, чем накладка, количество точек крепления, в результате чего вышеупомянутые первый и второй конструктивные элементы фиксируются между накладкой и контрнакладкой в точках крепления, количество которых меньше, чем количество точек крепления вышеупомянутых конструктивных элементов к накладке. В связи с этим такое скрепление накладками считается асимметричным скреплением накладками, при этом, по меньшей мере, один из конструктивных элементов является элементом, изготовленным из композитных материалов.
Кроме того, предлагаемое изобретение относится к способу сборки методом скрепления накладками коробчатой конструкции с элементом крыла летательного аппарата, отличающемуся тем, что коробчатая конструкция собирается из конструктивных листов, изготовленных из композитных материалов, скрепляемых при помощи накладок; при этом, по меньшей мере, одна накладка содержит первую полку, которая сначала крепится посредством удаленной точки крепления на, по меньшей мере, одном листе, а другие точки крепления вышеупомянутой полки на данном листе остаются незакрепленными; при этом для элемента крыла предусмотрена коробчатая конструкция, к которой крепится крыло; при этом элемент крыла прочно крепится ко второй полке накладки посредством удаленной точки крепления вышеупомянутой второй полки, а вышеупомянутые лист и элемент крыла зажимаются между накладкой и контрнакладкой в точках крепления, располагаемых между вышеупомянутой удаленной точкой крепления первой полки и удаленной точкой крепления второй полки.
Устройство согласно изобретению позволяет, в частности, упростить процесс крепления коробчатой конструкции летательного аппарата к крылу данного летательного аппарата и обеспечить лучший отбор коробчатой конструкцией нагрузок, испытываемых крылом.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения станут понятными из описания варианта осуществления, не носящего ограничительный характер, приводимого со ссылкой на прилагаемые чертежи.
Фиг.1 изображает схематичный вид в изометрии варианта крепления коробчатой конструкции с крылом согласно изобретению.
Фиг.2 - вид сбоку устройства для скрепления накладками согласно изобретению.
Устройство скрепления накладками, изображенное на фиг.1, содержит накладку 1 и контрнакладку 2, обеспечивающие прочное крепление по меньшей мере первого 3 и второго 4 конструктивных элементов, размещаемых между накладкой 1 и контрнакладкой 2.
Первый конструктивный элемент 3 является, согласно приводимому примеру, нижней частью центральной коробчатой конструкции летательного аппарата, с которым соединяются нижние элементы несущей поверхности крыла летательного аппарата, при этом второй конструктивный элемент 4 является одним из элементов крыла.
Центральная коробчатая конструкция представляет собой коробчатую конструкцию, собираемую, в частности, из листов, изготавливаемых из композитных материалов на базе углерода.
Накладка располагается сверху вышеупомянутых конструктивных элементов, а контрнакладка удерживает эти конструктивные элементы вместе снизу.
Согласно изобретению в контрнакладке 2 выполнены точки крепления M, N, число которых меньше числа точек крепления P, Q, выполненных в накладке. В связи с этим вышеупомянутые первый 3 и второй 4 конструктивные элементы фиксируются между накладкой 1 и контрнакладкой 2 в точках крепления M+N, количество которых меньше, чем количество точек крепления P+Q вышеупомянутых конструктивных элементов на накладке 1; при этом такое скрепление накладками считается асимметричным скреплением накладками.
Первым преимуществом такого асимметричного скрепления накладками является то, что обеспечивается более хорошее распределение нагрузок на уровне крепления. Ко второму преимуществу можно отнести возможность выполнения предварительного монтажа совместных элементов листа, перемещения коробчатой конструкции и даже ее транспортировки к месту сборки, которое располагается на определенном удалении от элементов крыла, установки и предварительного крепления элемента крыла на накладке 1, и последующей установки контрнакладки без необходимости разъединения ранее собранных на накладке элементов, что могло бы привести к нарушению установленной линии расположения точек крепления как стенок коробчатой конструкции, так и элементов крыла с коробчатой конструкцией.
Третьим преимуществом предлагаемого изобретения, позволяющего комбинировать асимметричное скрепление накладками и использование конструктивных элементов, изготовленных из композитных материалов, является достижение выигрыша по массе, при этом статическая устойчивость и износоустойчивость равны устойчивости в случае симметричного скрепления накладками металлических конструктивных элементов.
В связи с тем, что контрнакладка обладает меньшим количеством точек крепления к конструктивному элементу, асимметричное скрепление накладками может также снизить температурное напряжение, возникающее в результате образования разницы расширения между металлом и композитным материалом, в том числе между металлической накладкой и структурным элементом, изготовленным из композитного материала.
Как это показано на фиг.1, а также в случае применения устройства согласно изобретению в центральной коробчатой конструкции, к которой крепятся элементы крыла, накладка 1 имеет Т-образную форму и включает в себя первую полку 5, обеспечивающую крепление первого конструктивного элемента 3, представляющего собой основание коробчатой конструкции; вторую полку 6, обеспечивающую крепление второго конструктивного элемента 4, представляющего собой элемент крыла (при этом вторая полка является фактически продолжением первой полки 5); третью полку 7, обеспечивающую крепление третьего конструктивного элемента, представляющего собой, например, стенку коробчатой конструкции (при этом третья полка устанавливается под углом относительно вышеупомянутых первой 5 и второй 6 полок).
В рамках примера, изображенного на фиг.1, первый 3 и третий 8 конструктивные элементы являются частями соприкасающихся поверхностей коробчатой конструкции 9; первая полка 5 накладки, к которой крепится первый конструктивный элемент 3, располагается на внутренней стороне коробчатой конструкции 9, а вторая полка 6 выступает за пределы внутреннего пространства коробчатой конструкции своей нижней боковой кромкой.
Таким образом, Т-образная накладка представляет собой нижнюю кромку коробчатой конструкции.
Как это показано на фиг.2, изображающей деталь конструкции, между контрнакладкой 2 и накладкой 1 размещаются первый 3 и второй 4 конструктивные элементы.
Точки крепления конструктивных элементов к накладке и контрнакладке представляют собой отверстия, выполненные в конструктивных элементах, накладке и контрнакладке; при этом данные отверстия располагаются таким образом, что их местоположение совпадает, обеспечивая размещение средств крепления 11, 12, например гайки с винтом или заклепки, и соответственно скрепление.
Как показано выше, приспособление позволяет осуществлять предварительную сборку элементов на накладке путем использования точек крепления краев накладки, а затем окончательную сборку при помощи контрнакладки, не разбирая при этом конструкцию, созданную во время предварительной сборки.
Таким образом, согласно изобретению для сборки способом скрепления накладками коробчатой конструкции 9, по меньшей мере, с одним элементом 4 крыла летательного аппарата вначале из конструктивных листов 3, 8, 10, соединяемых при помощи накладок, собирается коробчатая конструкция 9; при этом, по меньшей мере, одна накладка 1 содержит первую полку 5, крепящуюся вначале при помощи удаленной точки крепления Q1, по меньшей мере, на листе коробчатой конструкции (в данном случае на нижнем листе коробчатой конструкции); при этом другие места крепления Q2…Qn первой полки 5 на вышеупомянутом листе остаются незакрепленными, а образуемая таким образом коробчатая конструкция может перемещаться; затем формируют коробчатую конструкцию 9, предназначенную для прикрепления к ней элемента крыла 4, выравнивают и крепят ко второй полке 6 накладки при помощи удаленной точки крепления Р1 второй полки 6 элемент крыла 4 с формированием в результате конструкции, включающей в себя коробчатую конструкцию и элемент крыла, после чего лист 3 и элемент крыла 4 зажимаются между накладкой 1 и контрнакладкой 2 в точках крепления, располагаемых между вышеупомянутой удаленной точкой крепления первой полки и удаленной точкой крепления второй полки; при этом удаленные точки крепления не разъединяются для обеспечения соответствующего выравнивания ранее установленных элементов листов.
Таким образом, изобретение позволяет создавать коробчатую конструкцию путем крепления листов коробчатой конструкции на внешних поверхностях накладок, а затем перемещать данную коробчатую конструкцию, которая сохраняет свою целостность, для прикрепления к ней элементов крыла.
Элементы левого и правого крыла летательного аппарата собираются согласно изобретению.
Кроме того, изобретение не ограничивается представленным выше примером. В частности, устройство асимметричного соединения накладками может также использоваться для прочного скрепления верхних элементов крыла с вышеупомянутой коробчатой конструкцией или для прочного крепления других элементов летательного аппарата или любых других механических конструкций.

Claims (6)

1. Устройство скрепления накладками включает в себя накладку (1) и контрнакладку (2), обеспечивающие прочное скрепление по меньшей мере первого (3) и второго (4) конструктивных элементов, размещаемых между накладкой (1) и контрнакладкой (2), отличающееся тем, что контрнакладка (2) содержит точки крепления (М, N), количество которых меньше количества точек крепления (Р, Q) накладки, первый (3) и второй (4) конструктивные элементы фиксируются между накладкой (1) и контрнакладкой (2) в точках крепления (M+N), количество которых меньше количества точек крепления (P+Q) вышеупомянутых конструктивных элементов на накладке (1) с формированием асимметричного скрепления накладками, при этом, по меньшей мере, один из конструктивных элементов является элементом, изготавливаемым из композитных материалов.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что накладка (1) имеет Т-образную форму, содержит первую полку (5), обеспечивающую крепление первого конструктивного элемента (3), вторую полку (6), которая является фактически продолжением первой полки (5) и обеспечивает крепление второго конструктивного элемента (4), третью полку (7), которая располагается под углом относительно вышеупомянутых первой и второй полок (5, 6) и обеспечивает крепление третьего конструктивного элемента (8).
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что между контрнакладкой (2) и накладкой (1) размещаются первый (3) и второй (4) конструктивные элементы.
4. Конструкция, скрепленная накладками, содержащая, по меньшей мере, одно устройство скрепления накладками по одному из п.2 или 3, отличающаяся тем, что первый и третий конструктивные элементы (3, 8) представляют собой части соприкасающихся поверхностей коробчатой конструкции (9), при этом первая полка (5) накладки, к которой крепится первый конструктивный элемент (3), располагается с внутренней стороны коробчатой конструкции (9).
5. Способ скрепления накладками коробчатой конструкции (9) и, по меньшей мере, одного элемента крыла (4) летательного аппарата, отличающийся тем, что из конструктивных листов (3, 8, 10), изготовленных из композитных материалов и скрепляемых при помощи накладок, собирают коробчатую конструкцию (9), при этом, по меньшей мере, одна накладка (1) содержит первую полку (5), которую крепят вначале при помощи удаленной точки крепления (Q1) на, по меньшей мере, одном листе, а другие места крепления (Q2, …, Qn) первой полки (5) на вышеупомянутом листе остаются незакрепленными, в результате чего образуется коробчатая конструкция (9), к которой прочно крепят элемент крыла (4), при этом элемент крыла (4) прочно крепят ко второй полке (6) накладки посредством удаленной точки крепления (Р1) второй полки (6), а затем лист (3) и элемент крыла (4) зажимают между накладкой (1) и контрнакладкой (2) в точках крепления, располагаемых между вышеупомянутой удаленной точкой крепления первой полки и удаленной точкой крепления второй полки.
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что коробчатую конструкцию формируют путем крепления листов коробчатой конструкции на внешних поверхностях накладки.
RU2007139102/11A 2005-03-23 2006-03-08 Устройство и способ асимметричного скрепления накладками деталей, изготовленных из углерода и металла RU2352497C1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0550759 2005-03-23
FR0550759A FR2883548B1 (fr) 2005-03-23 2005-03-23 Dispositif et procede d'eclissage mixte carbone-metal dissymetrique

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2352497C1 true RU2352497C1 (ru) 2009-04-20

Family

ID=35429608

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007139102/11A RU2352497C1 (ru) 2005-03-23 2006-03-08 Устройство и способ асимметричного скрепления накладками деталей, изготовленных из углерода и металла

Country Status (11)

Country Link
US (1) US20090065644A1 (ru)
EP (1) EP1861311B1 (ru)
JP (1) JP4604118B2 (ru)
CN (1) CN100534861C (ru)
AT (1) ATE416970T1 (ru)
BR (1) BRPI0614008A2 (ru)
CA (1) CA2600878C (ru)
DE (1) DE602006004194D1 (ru)
FR (1) FR2883548B1 (ru)
RU (1) RU2352497C1 (ru)
WO (1) WO2006100400A1 (ru)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2481243C1 (ru) * 2012-01-31 2013-05-10 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Крыло самолета и узел стыка его консолей
RU2666101C2 (ru) * 2013-10-11 2018-09-05 Зе Боинг Компани Соединительный узел и способ его сборки
RU2666593C2 (ru) * 2013-07-10 2018-09-11 Зе Боинг Компани Устройство и способы соединения композитных структур летательных аппаратов
RU2671453C2 (ru) * 2013-08-09 2018-10-31 Зе Боинг Компани Выполненная со стороны корпуса соединительная деталь летательного аппарата
RU2733309C1 (ru) * 2019-12-23 2020-10-01 Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» Узел усиления шпангоута силовой сетчатой конструкции корпуса из полимерных композиционных материалов (варианты)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2921899B1 (fr) * 2007-10-04 2011-04-15 Airbus France Procede de renforcement local d'un element en materiau composite, et caisson central de voilure pour aeronef renforce
US8356771B2 (en) 2008-07-21 2013-01-22 Airbus Operations Gmbh Coupling for joining two frame segments
ES2372849B1 (es) * 2010-03-25 2012-12-13 Airbus Operations, S.L. Estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave mediante un herraje triforme de materiales compuestos no metálicos.
GB201008858D0 (en) * 2010-05-27 2010-07-14 Airbus Uk Ltd Packer assembly
ES2396327B1 (es) * 2010-06-10 2014-02-06 Airbus Operations, S.L. Procedimiento para la fabricación de piezas grandes de material compuesto controlando el espesor de sus bordes
ES2396838B1 (es) 2010-09-13 2014-02-06 Airbus Operations S.L. Disposición de unión de piezas de material compuesto reforzada direccionalmente.
GB201020152D0 (en) * 2010-11-29 2011-01-12 Airbus Uk Ltd Aircraft panel structure and aircraft panel structure manufacturing method for alleviation of stress
JP5693195B2 (ja) * 2010-12-14 2015-04-01 三菱重工業株式会社 ボルト継手構造
FR2970463B1 (fr) * 2011-01-17 2013-02-15 Airbus Operations Sas Dispositif d'eclissage a tenue mecanique amelioree.
US9180956B1 (en) 2012-04-11 2015-11-10 The Boeing Company Methods and apparatus for attaching an aircraft wing assembly to an aircraft body
CN102730182B (zh) * 2012-06-20 2014-10-01 中国航天时代电子公司 一种无人机机翼与机身连接装置
US8857765B2 (en) * 2012-10-16 2014-10-14 The Boeing Company Method and apparatus for attaching an aircraft fuselage frame to a wing box
US9272769B2 (en) * 2012-11-13 2016-03-01 The Boeing Company Joint for composite wings
US9227718B2 (en) * 2013-06-07 2016-01-05 The Boeing Company Lower joints between outboard wing boxes and center wing sections of aircraft wing assemblies
US9475570B2 (en) 2013-08-23 2016-10-25 The Boeing Company Upper joints between outboard wing boxes and wing center sections of aircraft wing assemblies
FR3015433B1 (fr) 2013-12-23 2016-02-12 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un mat d'accrochage integre a la nacelle et agence en partie arriere du fuselage
CN105415066A (zh) * 2015-12-17 2016-03-23 平湖市山特螺纹工具有限公司 一种铣床的自动上料装置所用的滑块背夹板
US11161593B2 (en) * 2019-08-05 2021-11-02 The Boeing Company T-tail joint assemblies for aircraft
EP4378823A1 (en) * 2022-12-01 2024-06-05 Airbus Operations, S.L.U. Fitting for aircrafts

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1637871A (en) * 1926-07-26 1927-08-02 Nosan Anton Wall construction for aeroplane fuselages
US1885406A (en) * 1930-06-20 1932-11-01 Avions Kellner Bechereau Sa Manufacture of hollow bodies
US2259624A (en) * 1937-12-23 1941-10-21 Dornier Werke Gmbh Construction element for aircraft
FR1523404A (fr) * 1967-03-22 1968-05-03 Sud Aviation Perfectionnement aux raccordements entre fuselage et voilure d'un aérodyne
SU1037539A1 (ru) * 1981-12-11 1996-09-20 А.С. Прытков Неразъемный технологический стык центроплана самолета с крылом
US4579475A (en) * 1984-01-23 1986-04-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Optimized bolted joint
FR2675563B1 (fr) * 1991-04-22 1993-08-27 Aerospatiale Procede d'assemblage mecanique d'un tube en materiau composite et d'une piece metallique et assemblage ainsi realise.
JPH05286496A (ja) * 1992-04-08 1993-11-02 Honda Motor Co Ltd 翼構造
US5297760A (en) * 1992-08-21 1994-03-29 Mcdonnell Douglas Corporation Aircraft skin lap splice
DE4234038C2 (de) * 1992-10-09 1997-07-03 Daimler Benz Aerospace Airbus Schalenbauteil aus Faserverbundwerkstoff
CN2152432Y (zh) * 1993-02-01 1994-01-12 林子丹 伞布夹
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
DE69735994T2 (de) * 1996-03-22 2007-01-11 The Boeing Co., Seattle Verfahren zum Montieren von Tragflächenholmen und Rippen mit engen Toleranzen
DE19702518C2 (de) * 1997-01-24 2000-03-09 Lothar Gaul Aktive Beeinflussung von Fügestellen in mechanischen Konstruktionselementen und Strukturen
US6105902A (en) * 1997-07-15 2000-08-22 Mcdonnell Douglas Corporation Aircraft fuselage and method of forming same
FR2817926B1 (fr) * 2000-12-08 2003-02-28 Eads Airbus Sa Procede d'assemblage optimise de deux pieces sensiblement planes
FR2836963A1 (fr) * 2002-03-08 2003-09-12 Airbus France Dispositif de fixation d'un element sur une structure d'aeronef
CN2560061Y (zh) * 2002-05-14 2003-07-09 樊荣杰 车厢吊旗式广告装置
DE10238820A1 (de) * 2002-08-23 2004-03-11 Airbus Deutschland Gmbh Anordung zur Erfindung von dünnwandigen Metallstrukturen
CN2665254Y (zh) * 2003-10-13 2004-12-22 深圳市三鑫特种玻璃技术股份有限公司 夹板式连接装置
US7052573B2 (en) * 2003-11-21 2006-05-30 The Boeing Company Method to eliminate undulations in a composite panel
FR2863324B1 (fr) * 2003-12-04 2007-12-14 Airbus France Procede de realisation d'une structure stratifiee et avion muni d'une telle structure
FR2873347B1 (fr) * 2004-07-22 2006-11-17 Airbus France Sas Dispositif d'eclissage d'elements de structure composite avec des elements de structure metallique
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
FR2915458B1 (fr) * 2007-04-25 2010-01-01 Airbus France Assemblage de panneaux de fuselage d'un avion

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2481243C1 (ru) * 2012-01-31 2013-05-10 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Крыло самолета и узел стыка его консолей
RU2666593C2 (ru) * 2013-07-10 2018-09-11 Зе Боинг Компани Устройство и способы соединения композитных структур летательных аппаратов
RU2671453C2 (ru) * 2013-08-09 2018-10-31 Зе Боинг Компани Выполненная со стороны корпуса соединительная деталь летательного аппарата
RU2666101C2 (ru) * 2013-10-11 2018-09-05 Зе Боинг Компани Соединительный узел и способ его сборки
RU2733309C1 (ru) * 2019-12-23 2020-10-01 Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» Узел усиления шпангоута силовой сетчатой конструкции корпуса из полимерных композиционных материалов (варианты)

Also Published As

Publication number Publication date
DE602006004194D1 (de) 2009-01-22
FR2883548A1 (fr) 2006-09-29
CA2600878C (fr) 2013-04-30
CA2600878A1 (fr) 2006-09-28
CN100534861C (zh) 2009-09-02
WO2006100400A1 (fr) 2006-09-28
JP2008534347A (ja) 2008-08-28
JP4604118B2 (ja) 2010-12-22
CN101146711A (zh) 2008-03-19
BRPI0614008A2 (pt) 2012-11-20
US20090065644A1 (en) 2009-03-12
ATE416970T1 (de) 2008-12-15
EP1861311A1 (fr) 2007-12-05
FR2883548B1 (fr) 2007-06-15
EP1861311B1 (fr) 2008-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2352497C1 (ru) Устройство и способ асимметричного скрепления накладками деталей, изготовленных из углерода и металла
RU2628262C2 (ru) Соединение композитных секций фюзеляжа вдоль оконного пояса
US8770518B2 (en) Connection of a fuselage to an aircraft wing
US20080093503A1 (en) Structural frame for an aircraft fuselage
RU2564561C2 (ru) Стыковая накладка и связанный с ней способ соединения отсеков фюзеляжа
KR101033533B1 (ko) 복합재 레일과 알루미늄 ｉ­자형 사이드 인서트를 적용한 복합재 허니컴 샌드위치 패널
EA012544B1 (ru) Узел нервюры для кессонов крыла или стабилизатора летательного аппарата
KR101573734B1 (ko) 복경간강재거더 및 그 시공방법
WO2017200917A1 (en) Feet of solar collector support structures, joints between feet of solar collector support structures and concrete, and methods of forming the same
US8375661B1 (en) Composite metal deck and concrete floor system
KR101321498B1 (ko) 외부보강재만으로 강성 확보가 가능한 조립식 물탱크
KR20160003064U (ko) 사각 파이프 고정용 브라켓
RU2617837C2 (ru) Кабельный лоток и соединитель для кабельного лотка
JP6764695B2 (ja) 建築用断熱支持具及びその支持具を備えた二層屋根
EP2900882B1 (en) Composite steel joist
EP2926332B1 (en) Sign and sign suspension means
JP2013184574A (ja) 衛星構体パネル締結用金具および衛星構体パネル
RU2428352C1 (ru) Устройство соединения панелей крыла и центроплана
WO2001023248A1 (en) Arrangement and method for fastening a flat component at a vehicle
KR101644360B1 (ko) 화물창 코너부 하부단열보드 지그장치
JP3864362B2 (ja) 粘弾性壁の設置構造
JP6731431B2 (ja) 空気調和機のユニット設置用架台
RU2677411C1 (ru) Способ крепления конструктивных элементов (варианты)
JP3194981U (ja) 積層板用フック
EP4378822A1 (en) Floor system for a cabin of a vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20120221

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200309