RU2411162C2 - Способ изготовления первой части для узла компонента летательного аппарата (варианты) и компонент летательного аппарата (варианты) - Google Patents
Способ изготовления первой части для узла компонента летательного аппарата (варианты) и компонент летательного аппарата (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2411162C2 RU2411162C2 RU2008129139/11A RU2008129139A RU2411162C2 RU 2411162 C2 RU2411162 C2 RU 2411162C2 RU 2008129139/11 A RU2008129139/11 A RU 2008129139/11A RU 2008129139 A RU2008129139 A RU 2008129139A RU 2411162 C2 RU2411162 C2 RU 2411162C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gasket
- solid
- liquid
- solid gasket
- aircraft
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 37
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims abstract description 73
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 53
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 6
- 239000002390 adhesive tape Substances 0.000 claims description 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 3
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 9
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 5
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 5
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 2
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 238000003892 spreading Methods 0.000 description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P19/00—Machines for simply fitting together or separating metal parts or objects, or metal and non-metal parts, whether or not involving some deformation; Tools or devices therefor so far as not provided for in other classes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P2700/00—Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
- B23P2700/01—Aircraft parts
-
- 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
- Y10T29/49826—Assembling or joining
- Y10T29/49888—Subsequently coating
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Table Devices Or Equipment (AREA)
- Ceramic Capacitors (AREA)
- Piezo-Electric Or Mechanical Vibrators, Or Delay Or Filter Circuits (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Изобретения относятся к способам изготовления первой части для узла компонента летательного аппарата и к компонентам конструкции летательного аппарата. Способ по первому варианту включает расположение первой поверхности первой части в зоне второй поверхности второй части, вставление твердой прокладки в зазор, образованный между первой и второй поверхностями, удержание твердой прокладки во вставленном положении и последующее введение жидкой прокладки через первую часть в область между первой частью и твердой прокладкой. Способ по второму варианту включает расположение твердой прокладки в зоне первой поверхности первой части, введение жидкой прокладки в область между первой частью и твердой прокладкой и соединение первой части с дополнительной частью посредством твердой прокладки. Твердую прокладку крепят на первой поверхности первой части посредством жидкой прокладки между твердой прокладкой и первой поверхностью первой части и посредством твердой прокладки, которую располагают прилегающей к дополнительной части. Компонент конструкции летательного аппарата включает первую часть, имеющую первую поверхность, твердую прокладку, закрепленную на первой поверхности, и отверждаемую жидкую прокладку, расположенную между твердой прокладкой и первой поверхностью. Первая часть имеет сквозной канал, расположенный отходящим от первой поверхности. Часть отверждаемой жидкой прокладки расположена в названном канале. Достигается упрощение сборки двух частей компонента конструкции летательного аппарата. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Область, к которой относится изобретение
Изобретение относится к способу изготовления первой части для узла компонента летательного аппарата и, более предпочтительно, к способу, который включает использование прокладок. Изобретение также относится к компоненту летательного аппарата, собранному таким способом.
Уровень техники
Сборка компонентов летательного аппарата и в особенности больших компонентов представляет различные проблемы. Предпочтительно, требуется, чтобы сборка могла быть произведена с очень малыми допусками, но также с умеренной скоростью и так экономично, как это возможно. Примером, где такие решения имеют место, является сборка обшивки крыла с основаниями нервюры для образования кессона крыла летательного аппарата. В обычном процессе обшивка крыла изготавливается желаемой формы и затем приводится в положение напротив расположенных ниже компонентов (нервюры и лонжерона, например) базовой конструкции кессона крыла, к которой обшивка крыла должна прикрепляться. Эта базовая конструкция имеет выступающие наружу основания нервюры, на которые необходимо опирать соответствующие части внутренней поверхности обшивки крыла так, чтобы крепежные детали могли быть вставлены в обшивку крыла и основания нервюры для прикрепления их друг к другу. Внешний профиль обшивки крыла важен для аэродинамических эксплуатационных характеристик летательного аппарата, и жесткое соединение между обшивкой крыла и основаниями нервюры также важно для конструктивной прочности кессона крыла.
Некоторые допуски должны быть позволены во время изготовления, и поэтому, когда обшивка крыла приводится в ненапряженном состоянии в положение напротив оснований нервюры, обычно обнаруживается, что, в то время как некоторые основания нервюры находятся в контакте с обшивкой крыла, другие находятся на расстоянии от нее. Для исключения возможности возникновения подобного расстояния существует два подхода, которые применяются. Первым подходом является простая деформация обшивки крыла в небольшом необходимом количестве для приведения других оснований нервюры в контакт с обшивкой крыла. Подход этого типа, однако, приводит к искривлению внешнего профиля обшивки крыла, которое может неблагоприятно влиять на аэродинамические эксплуатационные характеристики крыла, и внесению дополнительных внутренних нагрузок в кессон крыла, которые в свою очередь могут неблагоприятно влиять на конструктивную прочность крыла. Для предотвращения таких проблем может быть применен второй подход, включающий изменение размеров базовой конструкции или обшивки крыла. Существуют различные пути, которыми это может быть сделано, включающие зачистку оснований нервюры, добавление материала в обшивку крыла или наложение прокладки на основания нервюры. В летательном аппарате имеются также другие части, в особенности, но не исключительно, в кессоне крыла, где части должны быть собраны с малыми допусками, и для этого используются твердые или жидкие прокладки.
Обычно там, где используется жидкая прокладка, могут быть применены один или три различных технических приема наложения жидкой прокладки. В первом техническом приеме твердая прокладка подходящей толщины соединяется с частью, а жидкая прокладка (вещество, которое накладывается как жидкость, но отверждается до твердого тела) накладывается на твердую прокладку. Второй технический прием использует только жидкую прокладку и используется, главным образом, для малых зазоров. Третий технический прием включает наложение жидкой прокладки на часть и затем наложение твердой прокладки на жидкую прокладку. После того как прокладка накладывается, части, которые должны быть соединены, сводятся вместе. Для обеспечения правильной толщины жидкой прокладки, которая должна иметься в наличии, важно, чтобы часть, на которую прокладка накладывается, приводилась в положение вблизи части, с которой она должна быть соединена перед использованием жидкой прокладки. Это вводит нежелательное ограничение по времени, которое, в особенности, существенно, когда на множество зон необходимо наложить прокладку в одной сборке, например, где обшивка крыла соединяется с множеством оснований нервюры.
Предмет изобретения предусматривает способ сборки двух частей компонента конструкции летательного аппарата, в котором вышеописанная проблема, по меньшей мере, уменьшена.
Раскрытие изобретения
В соответствии с изобретением предусмотрен способ изготовления первой части для узла компонента летательного аппарата посредством наложения прокладки на первую поверхность первой части. Способ включает стадии:
расположения первой поверхности части вблизи второй поверхности второй части,
вставления твердой прокладки в зазор между первой и второй поверхностями и удержания прокладки во вставленном положении и
последующего введения жидкой прокладки через первую часть в область между первой частью и твердой прокладкой.
Способ может дополнительно включать стадию разделения первой и второй частей с твердой прокладкой, закрепленной на первой части, и с жидкой прокладкой между твердой прокладкой и первой поверхностью первой части.
В способе, согласно изобретению, описанном выше, первая часть собирается рядом со второй частью перед наложением жидкой прокладки. Эта сборка может, таким образом, занимать относительно длительное время без какого-либо риска отверждения жидкой прокладки (так как на этой стадии она не накладывается).
Для введения жидкой прокладки через первую часть предпочтительно, чтобы первая часть имела бы один или больше каналов, простирающихся от первой поверхности через толщину первой части. Первая часть может, например, быть в этом случае основанием нервюры. Число каналов может быть выбрано таким образом, чтобы обеспечить растекание жидкой прокладки по первой поверхности первой части на необходимую протяженность. Обычно желательно, чтобы жидкая прокладка образовывала бы непрерывный слой, и из-за этого часто заполняется вся область между первой частью и твердой прокладкой. В случае с основанием нервюры, например, может быть предусмотрено в целом четыре отверстия, из которых два отверстия связаны с каждой из двух твердых прокладок на основании.
Первая часть может быть металлической, и в этом случае твердая прокладка, предпочтительно, должна быть металлической. Первая часть может быть из композиционного материала, и в этом случае твердая прокладка, предпочтительно, должна выполняться из композиционного материала.
Твердая прокладка, предпочтительно, удерживается во вставленном положении посредством временной фиксации твердой прокладки ко второй части. В этом случае способ, предпочтительно, включает стадию последующего отделения твердой прокладки от второй части. Для фиксации прокладки на выступающих частях прокладки клейкая лента, например, изоляционная лента, может быть расположена и прикреплена ко второй поверхности второй части. Прокладка, предпочтительно, может включать одну или больше выступающих наружу петель, предпочтительно, легко отделяемых, которыми прокладка временно фиксируется на второй части. В случае, когда твердая прокладка имеет, в общем, овальную форму, могут быть предусмотрены две петли, простирающиеся от противоположных концов овала. Петли могут быть зафиксированы как неотъемлемые части твердой прокладки, но могут иметь возможность отделения, например, посредством их отрыва, отрезания и тому подобного.
Жидкая прокладка, предпочтительно, вводится инжекцией под давлением в канал в первой части. Затем осуществляется растекание жидкой прокладки в области между твердой прокладкой и первой частью. Любая жидкая прокладка, которая выступает из периферии твердой прокладки, может быть удалена.
В принципе, вторая часть может не быть частью, с которой первая часть должна быть соединена в конце сборки, а может только быть частью, которая точно повторяет форму поверхности вблизи твердой прокладки в конце сборки, но, предпочтительно, чтобы она была таковой. Таким образом, в варианте осуществления, где первая и вторая части разделяются после введения жидкой прокладки, существует предпочтительная дополнительная стадия соединения первой части с прокладкой со второй частью.
Дополнительная жидкая прокладка может быть предусмотрена между твердой прокладкой и второй частью, когда части впоследствии соединяются.
Первая часть может иметь множество первых поверхностей, на каждую из которых накладывается соответствующая прокладка посредством способа, который описан выше. Первая часть может, например, включать множество оснований нервюр.
Изобретение, в особенности, имеет отношение к кессону крыла. В соответствии с другим аспектом изобретения предусмотрен способ сборки двух частей компонента конструкции летательного аппарата посредством наложения прокладки на первую поверхность первой части, способ включает следующие стадии:
расположение твердой прокладки вблизи первой поверхности первой части,
введение жидкой прокладки в область между первой частью и твердой прокладкой и
соединение первой части с дополнительной частью посредством твердой прокладки, закрепленной на первой поверхности первой части, посредством жидкой прокладки между твердой прокладкой и первой поверхностью первой части и посредством твердой прокладки вблизи дополнительной части.
Изобретение также предусматривает способ сборки частей для образования компонента летательного аппарата, способ включает способ изготовления первой части для сборки, которая описана выше.
Настоящее изобретение дополнительно предусматривает компонент летательного аппарата, включающий первую часть, имеющую первую поверхность, твердую прокладку, закрепленную на первой поверхности, отверждаемую жидкую прокладку между твердой прокладкой и первой поверхностью, отверждаемая жидкая прокладка также является присутствующей в одном или более канале, простирающемся от первой поверхности первой части через первую часть.
Также настоящее изобретение предусматривает компонент летательного аппарата, который был собран посредством способа, который описан выше.
Краткое описание чертежей
Для примера ниже будут раскрыты некоторые варианты осуществления изобретения со ссылкой на сопровождающие чертежи, в которых:
фиг.1 представляет собой вид сверху твердой прокладки для использования в сборке двух частей в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;
фиг.2 представляет собой вид сверху основания нервюры, на котором должны быть закреплены две твердые прокладки с фиг.1;
фиг.3 представляет собой схематичный боковой разрез основания нервюры;
фиг.4 представляет собой схематичный боковой разрез части основания нервюры, показанной на фиг.3, с покрытием, расположенным вблизи, но на расстоянии от основания нервюры;
фиг.5 представляет собой схематичный боковой разрез сборки, показанной на фиг.4, с твердой прокладкой, вставленной в зазор между покрытием и основанием нервюры;
фиг.6 представляет собой схематичный боковой разрез сборки, показанной на фиг.5, с материалом жидкой прокладки, инжектированным между твердой прокладкой и основанием нервюры в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;
фиг.7 представляет собой схематичный боковой разрез сборки, показанной на фиг.6, с удаленным покрытием и
фиг.8 представляет собой вид сверху соединения передней направляющей закрылки, на которую накладываются жидкая и твердая прокладка в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения.
Осуществление изобретения
Твердая прокладка 1, показанная на фиг.1, имеет форму, подходящую для наложения на один конец основания нервюры. В конкретном раскрытом примере она сделана из стекловолокна и имеет две петли 2, каждая 30 мм длиной и 5 мм шириной, с узкой частью 3, где они соединяются с главной частью прокладки. Прокладка согласно этому конкретному примеру, в общем, имеет овальную форму с петлями 2, соединенными с противоположными концами овала.
Фиг.2 показывает форму лицевой поверхности конца основания нервюры 4. Основание 4 служит для приема двух прокладок 1, по одной на каждую из заштрихованных зон. Перекрестия на фиг.2 маркируют положения четырех каналов 5 на протяжении основания 4 (см. фиг.3).
Способ, в котором основание 4 изготавливается для сборки, сейчас будет раскрыт со ссылкой на фиг.3-7.
На фиг.3 показан разрез основания нервюры 4 вдоль линии А-А фиг.2 по двум каналам 5. Этот чертеж показывает основание нервюры в начале процедуры.
Покрытие 6, которое в этом примере представляет собой обшивку крыла, приводится в положении вблизи, но на расстоянии от основания нервюры со стапелями (не показаны), удерживающими части в положениях, которые должны быть необходимыми окончательными положениями. На фиг.3-7 расстояние между частями увеличено для облегчения иллюстрирования. С частями, удерживаемыми стапелями в их необходимых положениях, две твердые прокладки (одна из которых видна на фиг.5) вставляются между основанием нервюры 4 и обшивкой крыла 6, как показано на фиг.5. Две прокладки 1 устанавливаются на каждое основание нервюры 4, с каждой прокладкой, лежащей сверху зон, заштрихованных на фиг.2. Будет понятным, что, хотя только одно основание нервюры показано на чертежах, обычная нервюра кессона крыла летательного аппарата включает множество оснований нервюры.
В соответствии с примерным вариантом осуществления, раскрытым здесь, прокладки 1 временно фиксируются на обшивке крыла 6 изоляционной лентой (не показана), которая располагается на петлях 2 и фиксируется с возможностью съема на обшивке крыла 6.
После того как прокладки были временно зафиксированы в местоположении, жидкая прокладка 7 инжектируется через каждый канал 5. Эта инжекция прижимает твердую прокладку 1 строго впритык к обшивке крыла 6 и создает слой жидкой прокладки между основанием нервюры 4 и твердой прокладкой 1. Жидкая прокладка растекается по радиусу от каналов 5, и инжекция жидкой прокладки продолжается до тех пор, пока все зоны, заштрихованные на фиг 2, не будут заполнены жидкой прокладкой. Любой излишек жидкой прокладки, который выступает наружу из твердой прокладки 1, удаляется штапелем. Каналы 5 остаются заполненными жидкой прокладкой. Эта стадия процедуры проиллюстрирована на фиг.6. Таким образом, жидкая прокладка приобретает толщину, которая оптимальна для точного расположения обшивки крыла относительно основания нервюры.
В соответствии с представленным раскрытым вариантом осуществления изобретения, когда слой жидкой прокладки 7 отвержден, обшивка крыла 6 отделяется от основания нервюры 4 перемещением твердых прокладок 1. Во время этого удаления клейкая лента становится отделяемой или от обшивки крыла 6, или от петель 2 и может быть полностью удалена. Затем удаляются петли 2 с парой концов, отрезаемых ножницами, оставляя основание нервюры в состоянии, показанном на фиг.7. Основание может затем быть осмотрено для гарантирования того, что твердая прокладка 1 правильно наложена и что жидкая прокладка 7 заполняет область между основанием 4 и твердыми прокладками 1 на заштрихованных зонах, показанных на фиг.2.
После этого, когда основание нервюры 4 окончательно собрано с обшивкой крыла 6, гарантировано точное совпадение прокладок 1 и обшивки крыла 6.
На фиг.3-7, для облегчения иллюстрирования, не показано изменение в расстоянии между основанием нервюры и покрытием, и все поверхности показаны плоскими, но будет понятным, что обычно будут присутствовать небольшие изменения, которые соответствуют изменениям в толщине каждой прокладки 1 и/или изменениям в толщине слоя жидкой прокладки 7.
Обычно толщина твердой прокладки 1 и толщина слоя жидкой прокладки 7 находится каждая в интервале от 0,3 до 1,0 мм.
Несмотря на то, что был раскрыт конкретный пример твердой прокладки, будет понятным, что изобретение может быть использовано с множеством других форм прокладок в соответствии с конкретным применением. Например, фиг.8 показывает соединение передней направляющей закрылки 10, которое имеет восемь сквозных каналов, маркированных перекрестиями, таким образом, чтобы жидкая прокладка была предусмотрена на всей, но центральной незаштрихованной области 11. Кроме того, в то время как твердая прокладка в соответствии с представленным раскрытым примером сконструирована из стекловолокна, должно быть понятно, что другие материалы прокладки могут быть подходящими и будут, в общем, зависеть от применения и материалов, из которых изготовлены первая и вторая части.
Несмотря на то, что настоящее изобретение было раскрыто и проиллюстрировано относительно конкретных вариантов осуществления, среднему специалисту в области техники будет понятно, что изобретение само по себе является подходящим для множества различных изменений, конкретно не показанных здесь. Там, где в вышеприведенном описании упомянуты целые части или элементы, которые известны, очевидны или имеют очевидные эквиваленты, такие эквиваленты здесь включены так, как будто они явным образом раскрыты. Следует проводить параллели с формулой изобретения для определения истинной области настоящего изобретения, который должен толковаться таким образом, чтобы охватывать любой из таких эквивалентов. Будет также понятно читателю, что целые части или признаки изобретения, которые раскрыты в качестве предпочтительных, преимущественных, подходящих и тому подобного, являются необязательными и не ограничивают область независимых пунктов формулы изобретения.
Claims (15)
1. Способ изготовления первой части для узла компонента летательного аппарата, включающий расположение первой поверхности первой части в зоне второй поверхности второй части, вставление твердой прокладки в зазор, образованный между первой и второй поверхностями, удержание твердой прокладки во вставленном положении и последующее введение жидкой прокладки через первую часть в область между первой частью и твердой прокладкой.
2. Способ по п.1, включающий дополнительную стадию разделения первой и второй частей с твердой прокладкой, закрепленной на первой части, и с жидкой прокладкой между твердой прокладкой и первой поверхностью первой части.
3. Способ по п.1, в котором в первой части выполняют, по меньшей мере, один канал от первой поверхности через толщину первой части, в который вводят жидкую прокладку через первую часть.
4. Способ по п.1, в котором твердую прокладку удерживают во вставленном положении посредством временной фиксации твердой прокладки ко второй части.
5. Способ по п.4, в котором на выступающих частях твердой прокладки располагают клейкую ленту и прикрепляют ее ко второй поверхности второй части.
6. Способ по п.4, в котором твердую прокладку снабжают, по меньшей мере, одной выступающей наружу петлей, посредством которой временно фиксируют твердую прокладку на второй части.
7. Способ по п.1, в котором жидкую прокладку вводят инжекцией под давлением в первую часть.
8. Способ по п.1, включающий соединение первой части с твердой прокладкой со второй частью.
9. Способ по п.8, в котором предусматривают дополнительную жидкую прокладку между твердой прокладкой и второй частью и устанавливают ее в том месте, где части в последующем соединяют.
10. Способ по п.1, в котором первую часть снабжают группой первых поверхностей, на каждую из которых накладывают соответствующую твердую прокладку посредством способа по пп.1-9.
11. Способ по п.1, в котором первая часть включает, по меньшей мере, одно основание нервюры.
12. Способ по п.1, в котором компонент летательного аппарата представляет собой кессон крыла.
13. Способ изготовления первой части для узла компонента летательного аппарата, включающий расположение твердой прокладки в зоне первой поверхности первой части, введение жидкой прокладки в область между первой частью и твердой прокладкой и соединение первой части с дополнительной частью посредством твердой прокладки, которую крепят на первой поверхности первой части, посредством жидкой прокладки между твердой прокладкой и первой поверхностью первой части и посредством твердой прокладки, которую располагают прилегающей к дополнительной части.
14. Компонент конструкции летательного аппарата, включающий первую часть, имеющую первую поверхность, твердую прокладку, закрепленную на первой поверхности, отверждаемую жидкую прокладку, расположенную между твердой прокладкой и первой поверхностью, при этом первая часть имеет по меньшей мере один сквозной канал, расположенный отходящим от первой поверхности, а часть отверждаемой жидкой прокладки расположена в названном канале.
15. Компонент конструкции летательного аппарата, который собран способом по п.1.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB0525690.4 | 2005-12-16 | ||
| GBGB0525690.4A GB0525690D0 (en) | 2005-12-16 | 2005-12-16 | Assembly of aircraft components |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008129139A RU2008129139A (ru) | 2010-01-27 |
| RU2411162C2 true RU2411162C2 (ru) | 2011-02-10 |
Family
ID=35736306
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008129139/11A RU2411162C2 (ru) | 2005-12-16 | 2006-12-14 | Способ изготовления первой части для узла компонента летательного аппарата (варианты) и компонент летательного аппарата (варианты) |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8220131B2 (ru) |
| EP (1) | EP1963186B1 (ru) |
| JP (1) | JP5200938B2 (ru) |
| CN (1) | CN101331060B (ru) |
| AT (1) | ATE489285T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0619891A2 (ru) |
| CA (1) | CA2631707C (ru) |
| DE (1) | DE602006018518D1 (ru) |
| GB (1) | GB0525690D0 (ru) |
| RU (1) | RU2411162C2 (ru) |
| WO (1) | WO2007068949A1 (ru) |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB0519364D0 (en) * | 2005-09-22 | 2005-11-02 | Airbus Uk Ltd | Assembly of aircraft components |
| GB0525690D0 (en) * | 2005-12-16 | 2006-01-25 | Airbus Uk Ltd | Assembly of aircraft components |
| DE602008002746D1 (de) | 2008-07-25 | 2010-11-04 | Daniel Andre Gastel | Unterlagsscheibe mit Befestigungshaken |
| DE102009012000A1 (de) | 2009-03-05 | 2010-09-16 | Sfs Intec Holding Ag | Verbindungssystem und insbesondere dafür vorgesehenes Adaptermodul |
| EP2327541B1 (fr) | 2009-11-25 | 2014-05-07 | Daniel André Gastel | Cale d'épaisseur et procédé de fabrication de ladite cale d'épaisseur |
| CN102249006A (zh) * | 2011-05-11 | 2011-11-23 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 飞机总装配机身大部件移动对接装置 |
| FR2998662B1 (fr) * | 2012-11-23 | 2019-10-25 | Airbus Operations | Dispositif de mesure de deformation et implantation d'un tel dispositif dans un element |
| CN104627353A (zh) * | 2013-11-08 | 2015-05-20 | 空中客车运营简化股份公司 | 用于飞机的构件的连接装置 |
| US9599983B2 (en) * | 2015-01-21 | 2017-03-21 | The Boeing Company | Systems, methods, and apparatus for automated predictive shimming for large structures |
| CN105035357B (zh) * | 2015-09-14 | 2017-02-01 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | 一种空间角度调整方法 |
| JP6174208B2 (ja) * | 2016-08-04 | 2017-08-02 | 加賀産業株式会社 | シム製作方法 |
| GB201710441D0 (en) * | 2017-06-29 | 2017-08-16 | Airbus Operations Ltd | Sealing and shimming of structural joints |
| GB2565081A (en) * | 2017-07-31 | 2019-02-06 | Airbus Operations Ltd | An assembly apparatus for forming an interfay joint during manufacture of an aircraft |
| US11181887B2 (en) * | 2018-12-14 | 2021-11-23 | The Boeing Company | Predictive surface adjustment for joint assembly |
| US11753184B2 (en) * | 2020-11-18 | 2023-09-12 | The Boeing Company | Assembly line fabrication and assembly of aircraft wings |
| US11851213B1 (en) | 2022-10-14 | 2023-12-26 | The Boeing Company | Methods and structural gap filler for one-up assembly |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1050884A (ru) | 1900-01-01 | |||
| US1922063A (en) * | 1931-05-01 | 1933-08-15 | Curtiss Aeroplane & Motor Co | Monocoque body |
| US2254152A (en) * | 1938-04-29 | 1941-08-26 | William Rhodes Davis | Aircraft construction |
| US2496024A (en) * | 1946-03-12 | 1950-01-31 | Grumman Aircraft Engineering C | Airplane wing structure |
| US3609116A (en) * | 1968-12-06 | 1971-09-28 | Gen Dynamics Corp | Moldable shim material for dimensional and aerodynamic surface control of aerospace structure |
| AU4575485A (en) | 1984-07-31 | 1986-02-27 | Offshore Marine Pty. Ltd. | Filling voids in aerofoils |
| GB8628555D0 (en) * | 1986-11-28 | 1987-01-07 | British Aerospace | Anti lightning strike fasteners |
| JPH05286496A (ja) * | 1992-04-08 | 1993-11-02 | Honda Motor Co Ltd | 翼構造 |
| 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 |
| GB9919787D0 (en) * | 1999-08-21 | 1999-10-27 | British Aerospace | Manufacture and assembly of structures |
| EP1081043A1 (en) | 1999-08-23 | 2001-03-07 | British Aerospace Public Limited Company | Manufacture and assembly of structures |
| GB9921784D0 (en) | 1999-09-16 | 1999-11-17 | British Aerospace | A method of producing a joint |
| GB0126957D0 (en) | 2001-11-09 | 2002-01-02 | Bae Systems Plc | Manufacture and assembly of structures |
| GB0222288D0 (en) | 2002-09-25 | 2002-10-30 | Airbus Uk Ltd | Method and apparatus for joining aircraft components |
| US8156711B2 (en) * | 2003-02-24 | 2012-04-17 | Bell Helicopter Textron Inc. | Contact stiffeners for structural skins |
| DE10319926B4 (de) | 2003-05-02 | 2006-09-28 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zum Ausgleichen eines Fügespaltes |
| GB0525690D0 (en) * | 2005-12-16 | 2006-01-25 | Airbus Uk Ltd | Assembly of aircraft components |
-
2005
- 2005-12-16 GB GBGB0525690.4A patent/GB0525690D0/en not_active Ceased
-
2006
- 2006-12-14 RU RU2008129139/11A patent/RU2411162C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-12-14 CN CN200680047242.XA patent/CN101331060B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-14 CA CA2631707A patent/CA2631707C/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-14 JP JP2008545098A patent/JP5200938B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-14 BR BRPI0619891-0A patent/BRPI0619891A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-12-14 US US12/094,431 patent/US8220131B2/en active Active
- 2006-12-14 WO PCT/GB2006/004711 patent/WO2007068949A1/en active Application Filing
- 2006-12-14 DE DE602006018518T patent/DE602006018518D1/de active Active
- 2006-12-14 AT AT06820547T patent/ATE489285T1/de not_active IP Right Cessation
- 2006-12-14 EP EP06820547A patent/EP1963186B1/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ATE489285T1 (de) | 2010-12-15 |
| JP2009519175A (ja) | 2009-05-14 |
| RU2008129139A (ru) | 2010-01-27 |
| WO2007068949A1 (en) | 2007-06-21 |
| JP5200938B2 (ja) | 2013-06-05 |
| BRPI0619891A2 (pt) | 2011-10-25 |
| CA2631707C (en) | 2014-07-08 |
| US20080308211A1 (en) | 2008-12-18 |
| CA2631707A1 (en) | 2007-06-21 |
| EP1963186A1 (en) | 2008-09-03 |
| CN101331060A (zh) | 2008-12-24 |
| US8220131B2 (en) | 2012-07-17 |
| CN101331060B (zh) | 2012-11-28 |
| EP1963186B1 (en) | 2010-11-24 |
| GB0525690D0 (en) | 2006-01-25 |
| DE602006018518D1 (de) | 2011-01-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2411162C2 (ru) | Способ изготовления первой части для узла компонента летательного аппарата (варианты) и компонент летательного аппарата (варианты) | |
| US11131289B2 (en) | Manufacture of a wind turbine blade | |
| CN103261021B (zh) | 多向负载连接系统 | |
| US20120294724A1 (en) | aerodynamic fairing for a wind turbine and a method of connecting adjacent parts of such a fairing | |
| JP5250039B2 (ja) | 補強材縁部の接続部を有する航空機構造 | |
| US8641406B2 (en) | Device and partial mold for the production of rotor blades for wind power plants and methods for the production | |
| RU2584126C2 (ru) | Крепежная гнездовая колодка | |
| CN101463795A (zh) | 多段式风力涡轮机叶片和用于组装该叶片的方法 | |
| GB2300010A (en) | Framework for e.g. airships | |
| KR102022727B1 (ko) | 복합 구조 패널 및 항공기 동체 | |
| RU2507422C2 (ru) | Узел соединения компонентов воздушного судна | |
| US20090165947A1 (en) | Crank for bicycle and method for manufacturing the same | |
| CA2769668A1 (en) | Method for repairing a wall consisting of a plurality of layers | |
| US9073256B2 (en) | Method of manufacturing a part made of composite material and tool for the implementation thereof | |
| US11585319B2 (en) | Wind turbine blade manufacture | |
| US20150041044A1 (en) | Peel-resistant mechanism for use in bonding components | |
| SK279596B6 (sk) | Spôsob výroby lepeného trecieho prvku, zariadenie | |
| JP6215571B2 (ja) | 航空機、機体、及び関連の方法 | |
| US11428252B2 (en) | System and methods for bonding a structural component within a channel of a rail | |
| KR102684712B1 (ko) | 꺾임형 벨크로 테이프 제조 방법 | |
| CN205989712U (zh) | 一种用于组合后灯的细长式镀铬饰条的安装结构 | |
| JP2000137133A (ja) | 光ファイバアレイ | |
| CN109752903A (zh) | 用于遥感相机的桁架结构及其组装方法 | |
| JPS63166698A (ja) | 航空機翼の製造方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161215 |