RU2482014C2 - Соединение омегообразных деталей жесткости при помощи накладок на уровне окружного стыка фюзеляжа самолета - Google Patents
Соединение омегообразных деталей жесткости при помощи накладок на уровне окружного стыка фюзеляжа самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2482014C2 RU2482014C2 RU2010119710/11A RU2010119710A RU2482014C2 RU 2482014 C2 RU2482014 C2 RU 2482014C2 RU 2010119710/11 A RU2010119710/11 A RU 2010119710/11A RU 2010119710 A RU2010119710 A RU 2010119710A RU 2482014 C2 RU2482014 C2 RU 2482014C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stiffener
- soles
- elements
- walls
- lining
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 claims description 121
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 3
- 241000711981 Sais Species 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 6
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 2
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 235000012907 honey Nutrition 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
- 238000011179 visual inspection Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
- B64C1/068—Fuselage sections
- B64C1/069—Joining arrangements therefor
-
- 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
- B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
- B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
-
- 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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Road Paving Structures (AREA)
- Footwear And Its Accessory, Manufacturing Method And Apparatuses (AREA)
- Passenger Equipment (AREA)
- Orthopedics, Nursing, And Contraception (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиации, а именно к соединительным участкам фюзеляжа самолета. Фюзеляж самолета содержит окружной стык между участками, каждый из которых содержит обшивку и элемент детали жесткости. Каждый элемент детали жесткости расположен напротив другого элемента на уровне стыка и содержит две стенки и две подошвы. Две стенки и две подошвы образуют вместе с обшивкой закрытое сечение. Два находящихся друг против друга элемента детали жесткости соединены при помощи накладки. Деталь жесткости и накладка выполнены из композитного материала. Накладка связана только с одной деталью жесткости и содержит две стенки и две отдельные подошвы. Каждая из упомянутых подошв содержит опорную поверхность в контакте с подошвой каждого элемента детали жесткости и прикреплена к обшивкам и к элементам детали жесткости при помощи работающих креплений, расположенных только на подошвах накладки. Каждый элемент детали жесткости содержит головку между двумя стенками, определяя так называемое омегообразное поперечное сечение детали жесткости. Достигается уменьшение веса конструкции фюзеляжа. 8 з.п. ф-лы, 11 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области соединения участков фюзеляжа самолета. В частности, изобретение касается соединения деталей жесткости двух участков при помощи накладок на уровне окружного стыка.
Фюзеляж самолета является конструкцией, в основном состоящей из нескольких соединенных между собой панелей. Упомянутые панели усиливают внутри фюзеляжа при помощи усилительных шпангоутов и деталей жесткости. Усилительные шпангоуты располагают по сечениям фюзеляжа по существу перпендикулярно к продольной оси фюзеляжа. Детали жесткости проходят вдоль продольной оси.
Когда фюзеляж выполняют путем соединения, по меньшей мере, двух участков, стык между двумя участками называют окружным. На уровне окружного стыка деталь жесткости прерывается и представляет собой несколько элементов жесткости, по существу расположенных в линию, по одному элементу на участок.
Однако усилия, действующие на деталь жесткости, должны передаваться от одного элемента жесткости к другому, несмотря на наличие разрывов.
Для соединения двух элементов одной детали жесткости между двумя участками 11а, 11b, как показано на фиг.1а, как известно из уровня техники, на концах 27а, 27b элементов 2а, 2b жесткости, находящихся на уровне окружного стыка 5, добавляют накладку 3, чтобы обеспечить непрерывность передачи усилий в детали жесткости. Упомянутая накладка опирается на элементы 2а, 2b напротив каждого участка 11а, 11b и ее соединяют и закрепляют к двум элементам 2а, 2b детали жесткости при помощи средств 7 крепления, таких как заклепки.
В случае панелей, выполненных из металлического материала, детали жесткости из металлического материала, как правило, имеют открытое поперечное сечение, и, учитывая форму упомянутого поперечного сечения, их называют деталями жесткости I-, J- или Т-образной формы. Для деталей жесткости, имеющих такое поперечное сечение, накладки, обычно используемые для соединения двух элементов одной детали жесткости, имеют поперечное сечение L- или J-образной формы.
В настоящее время фюзеляжи самолетов чаще всего выполняют из алюминиевого сплава, если иметь в виду панели, детали жесткости и накладки. Несмотря на качества легкости алюминия, он имеет недостатки с точки зрения коррозионной стойкости и структурной усталости, наиболее проявляющейся в окружных стыках при сильных потоках.
Кроме того, в настоящее время новые материалы, такие как композитные материалы с высоким модулем эластичности, позволяют предусматривать более легкие решения, чем алюминий, для выполнения фюзеляжей. Таким образом, панели и детали жесткости можно выполнять из композитного материала, например, такого как материал на основе углеродных волокон, пропитанных смолой.
Для таких панелей детали жесткости, отличающиеся оптимальными конструктивными характеристиками, имеют закрытое сечение, называемое омегообразным. Как показано на фиг.1b, деталь жесткости 2 содержит головку 21, две стенки 22, 23 и две подошвы 24, 25. Деталь жесткости крепят на одной стороне панели фюзеляжа двумя подошвами 24, 25.
В случае металлических деталей жесткости типа I, J, T, накладку в виде J или L крепят на каждом из двух элементов детали жесткости при помощи креплений, выполненных на уровне подошв или стенки. В случае деталей жесткости с закрытым поперечным сечением, таких как детали жесткости, называемые омегообразными, крепления, выполняемые на уровне стенок для соединения каждого элемента детали жесткости с накладкой, очень трудно контролировать по причине невозможности практического доступа внутрь закрытого сечения детали жесткости.
Настоящим изобретением предлагается производить на уровне окружного стыка фюзеляжа самолета наложение накладки между двумя элементами детали жесткости, имеющей закрытое поперечное сечение, что позволяет отказаться от выполнения креплений в стенке и головке упомянутой детали жесткости и в то же время обеспечивает непрерывность передачи продольных усилий.
Согласно изобретению, фюзеляж самолета содержит окружной стык между, по меньшей мере, двумя участками, при этом каждый участок содержит
- обшивку,
- по меньшей мере, один элемент, по меньшей мере, одной детали жесткости,
при этом каждый элемент детали жесткости
- расположен по существу напротив другого элемента на уровне стыка,
- содержит две стенки,
- содержит две подошвы,
- при этом упомянутые две стенки и две подошвы образуют вместе с обшивкой закрытое сечение,
в котором два находящихся друг против друга элемента детали жесткости соединены при помощи накладки, отличающийся тем, что деталь жесткости и накладка выполнены из композитного материала, и тем, что накладка:
- содержит две стенки,
- содержит две подошвы, при этом каждая из упомянутых подошв содержит опорную поверхность в контакте с подошвами элементов,
- закреплена к обшивке и к элементам при помощи работающих креплений, расположенных только на подошвах накладки.
В примере выполнения каждый элемент детали жесткости содержит головку между двумя стенками, определяя так называемое омегообразное поперечное сечение детали жесткости.
Учитывая, что все усилия растяжения-сжатия проходят между элементами детали жесткости через подошвы упомянутых элементов, каждая подошва каждого элемента детали жесткости имеет концевую зону с увеличенным поперечным сечением и длиной, превышающей расстояние Da, Db перекрывания накладки.
Предпочтительно для того, чтобы все усилия растяжения-сжатия передавались в детали жесткости от подошв элементов к подошвам накладки, каждую длину Da, Db перекрывания определяют таким образом, чтобы обеспечить установку работающих креплений на упомянутой длине перекрывания. Кроме того, опорные поверхности подошв накладки находятся в контакте с подошвами элементов детали жесткости по существу на всех упомянутых опорных поверхностях на длинах Da, Db перекрывания.
В примере выполнения опорные поверхности являются по существу плоскими.
В другом примере выполнения упомянутые опорные поверхности выполнены с возможностью нахождения в контакте с элементами детали жесткости и обшивками с учетом геометрии упомянутых элементов и упомянутых обшивок.
В варианте выполнения накладка содержит головку, две стенки и две подошвы, определяющие омегообразное поперечное сечение, при этом размеры упомянутого поперечного сечения определяют таким образом, чтобы обеспечить крепление накладки, наложенной на элементы детали жесткости, с обеспечением контакта подошв накладки с подошвами элементов детали жесткости.
Предпочтительно для обеспечения функции дренажа и визуального контроля креплений, выполненных на обечайке, головка накладки содержит, по меньшей мере, одну выемку.
В другом варианте выполнения накладка содержит две боковые части, каждая из которых содержит стенку и подошву, при этом упомянутые две боковые части расположены с каждой стороны стенок элементов деталей жесткости и соединены центральной частью, расположенной продольно на накладке между концами упомянутых элементов детали жесткости и выполненной с возможностью удержания в положении относительно друг друга двух боковых частей, когда накладка установлена на место.
В варианте выполнения, чтобы участвовать в конструктивной части соединения, центральная часть содержит опорную поверхность в продолжении опорных поверхностей подошв боковых частей, которая закреплена к обшивкам при помощи работающих креплений.
В другом варианте выполнения, чтобы избежать выгибания стенок боковых частей, центральная часть содержит, по меньшей мере, одну усилительную нервюру, при этом упомянутая нервюра находится, по существу, в плоскости поперечного сечения накладки и закреплена к стенкам боковых частей.
В другом варианте выполнения, чтобы улучшить устойчивость боковых частей, упомянутые боковые части содержат загнутый край на конце стенок противоположно подошвам накладки.
В другом варианте выполнения накладка содержит две независимые боковые части, при этом первая часть находится на одной стороне стенок элементов деталей жесткости, а вторая часть - на другой стороне стенок.
Подробное описание изобретения представлено со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых
Фиг.1 (уже упоминалась) - вид детали жесткости, соединенной при помощи накладки из предшествующего уровня техники.
Фиг.1b (уже упоминалась) - вид в перспективе детали жесткости, имеющей омегообразное поперечное сечение.
Фиг.2 - схематичный вид части фюзеляжа самолета.
Фиг.3а - схематичный вид в перспективе омегообразной детали жесткости, соединенной при помощи накладки согласно первому варианту выполнения изобретения.
Фиг.3b - вид в перспективе накладки, соединяющей два элемента омегообразной детали жесткости согласно первому варианту выполнения изобретения.
Фиг.4а - схематичный вид в перспективе омегообразной детали жесткости, соединенной при помощи накладки согласно второму варианту выполнения изобретения.
Фиг.4b, c, d, e - различные виды накладки согласно второму варианту выполнения, иллюстрирующие версии выполнения накладки.
Фиг.5 - схематичный вид в перспективе омегообразной детали жесткости, соединенной при помощи накладки согласно третьему варианту выполнения изобретения.
Как показано на фиг.2, фюзеляж 1 самолета выполняют путем соединения, по меньшей мере, двух по существу цилиндрических участков 11а, 11b на уровне окружных стыков 5. Каждый участок 11а, 11b содержит обшивку 12а, 12b, выполненную при помощи, по меньшей мере, одной панели фюзеляжа. На уровне стыка 5 панели соединяют между собой при помощи обечайки 4.
Для обеспечения необходимой жесткости фюзеляжа 1 упомянутый фюзеляж содержит усилительные шпангоуты 6 и детали жесткости. Усилительные шпангоуты 6, обечайка 4 и панели соединяют на уровне окружного стыка.
На уровне окружного стыка 5 детали жесткости прерываются и имеют вид двух элементов 2а, 2b для каждой детали жесткости, расположенных друг против друга, когда два участка соединены, и проходят вдоль продольной оси фюзеляжа на каждом участке 11а, 11b. Элементы 2а, 2b одной детали жесткости крепят на обшивке 12а, 12b участка 11а, 11b фюзеляжа.
Для передачи усилий от одного элемента детали жесткости к другому, несмотря на наличие разрыва, и для обеспечения конструктивной непрерывности детали жесткости оба элемента 2а, 2b соединяют при помощи накладки 3. Упомянутая накладка опирается на концы 27а, 27b упомянутых двух элементов и крепится к элементам 2а, 2b детали жесткости при помощи креплений 7, таких как заклепки.
В шпангоуте 6 выполняют вырез 37 для прохождения накладки 3 и обеспечения передачи усилий от одного элемента детали жесткости к другому через упомянутую накладку.
В примерах выполнения, показанных на фиг.3а-5, соединение детали жесткости на уровне окружного стыка 5 между двумя участками 11а, 11b фюзеляжа самолета описано для случая детали жесткости закрытого сечения, имеющей поперечное сечение омегообразной формы.
Элемент 2а детали жесткости, как показано на фиг.3а, содержит головку 21а, две стенки 22а, 23а и две подошвы 24а, 25а. Обе подошвы являются по существу копланарными. Каждая подошва 24а, 25а соединена со стенкой 22а, 23а, наклоненной по отношению к плоскости подошв. Упомянутые стенки удерживают головку 21а по существу на постоянном расстоянии от подошв. Элемент 2а детали жесткости крепят на обшивке 12а участка 11а двумя подошвами 24а, 25а. Таким образом, деталь жесткости 2а, соединенная с обшивкой 12а, предпочтительно образует жесткую и прочную кессонную конструкцию.
Аналогично, элемент 2b детали жесткости содержит головку 21b, две стенки 22b, 23b и соединен на обшивке 12b участка 11b таким же образом.
В описанных примерах выполнения головка 21а, соответственно 21b, имеет ширину Ia, соответственно Ib. Две подошвы 24а, 25а, соответственно 24b, 25b, разделены расстоянием da, соответственно db. В общем случае омегообразных деталей жесткости, как показано на фиг.3а-5, расстояние da, соответственно db, больше ширины Ia, соответственно Ib. Вместе с тем, принципы изобретения применимы также для случая деталей жесткости, не отвечающих этому условию da, большего или равного Ia, соответственно db, большего или равного Ib.
Согласно изобретению и в отличие от известных технических решений накладка, обеспечивающая передачу усилий между элементами деталей жесткости, полностью крепится только подошвами так, что не предусмотрено никаких креплений на стенках или на головке, то есть в месте, где крепление в глухой зоне делало бы практически невозможным контроль в промышленном масштабе, например в случае стыка, содержащего большое количество креплений.
Чтобы достичь этого результата, обеспечивая при этом конструктивное качество стыка, необходимо адаптировать совместно накладку и элементы детали жесткости, по меньшей мере, в зонах крепления накладки.
Согласно первому варианту выполнения, показанному на фиг.3а, накладка 3, которая обеспечивает конструктивную непрерывность между по существу находящимися друг против друга двумя элементами 2а, 2b одной детали жесткости, имеет по существу омегообразное поперечное сечение, как и элементы 2а, 2b детали жесткости. Упомянутая накладка содержит головку 31, две стенки 32, 33 и две подошвы 34, 35, при этом упомянутые подошвы содержат опорную поверхность 341, 351. Упомянутая накладка перекрывает концы 27а, 27b двух элементов 2а, 2b, находящихся с каждой стороны стыка, так, что головка 31 накладки 3 перекрывает головки 21а, 21b концов 27а, 27b двух элементов 2а, 2b детали жесткости, и стенка 32, соответственно 33, перекрывает стенки 22а, 23а, соответственно 22а, 23b, концов 27а, 27b элементов 2а, 2b детали жесткости.
Опорная поверхность 341, соответственно 351, накладки 3 находится в контакте с подошвами 24а, 24b, соответственно 25а, 25b, концов 27а, 27b двух элементов 2а, 2b детали жесткости и на обшивке 12а, соответственно 12b, или обечайке 4, когда упомянутую обечайку устанавливают на обшивках 12а, 12b, находящихся с той же стороны, что и элементы 2а, 2b детали жесткости. Опорные поверхности 341, соответственно 351, крепят на подошвах 24а, 24b, соответственно 25а, 25b, и на обечайке 4 или обшивке 12а, 12b при помощи креплений 7, таких, например, как заклепки.
Предпочтительно опорные поверхности 341, 351 накладки 3 выполнены с возможностью обеспечения контакта во всех зонах, где должны находиться работающие крепления с учетом геометрии подошв 24а, 24b, 25а, 25b элементов 2а, 2b детали жесткости и обечайки 4 или обшивки 12а, 12b.
В другом примере выполнения, когда опорные поверхности 341, 351 накладки 3 являются по существу плоскими, устанавливают регулировочные прокладки, чтобы накладка идеально находилась в контакте с упомянутыми элементами 2а, 2b детали жесткости и обечайкой 4 или обшивкой 12а, 12b.
Накладка 3 проходит по длине перекрывания Da, соответственно Db, каждого элемента 2а, соответственно 2b, детали жесткости, так что число креплений 7, устанавливаемых на упомянутой длине перекрывания, является достаточным, чтобы все усилия растяжения-сжатия передавались от подошв 24а, 24b, соответственно 25а, 25b, элементов 2а, 2b к подошвам 34, 35 накладки 3. Учитывая крепление накладки 3 только на подошвах 24а, 24b, 25а, 25b элементов 2а, 2b детали жесткости, длина перекрывания Da, Db больше, по сравнению с обычным вариантом соединения накладками между двумя участками, чем длина перекрывания накладки, закрепленной также на стенке элементов детали жесткости.
Для обеспечения передачи усилий опорные поверхности 341, 351 подошв 34, 35 накладки 3 должны обязательно находится в контакте с подошвами 24а, 24b, 25а, 25b элементов 2а, 2b детали жесткости. Для этого внутренние размеры поперечного сечения накладки (3) определяют таким образом, чтобы упомянутые внутренние размеры всегда превышали или были равны наружным размерам теоретической детали жесткости. Теоретическая деталь жесткости характеризуется огибающей всех деталей жесткости в относительном положении с учетом размерных погрешностей и допусков позиционирования, неизбежных в силу наличия производственных допусков между двумя элементами детали жесткости.
На уровне стыка между двумя элементами 2а, 2b детали жесткости и накладкой 3 все усилия передаются от одного элемента детали жесткости к другому через подошвы 24а, 24b, 25а, 25b упомянутых элементов. Чтобы учитывать увеличение усилий в упомянутых подошвах, поперечное сечение подошв элементов 2а, 2b детали жесткости увеличивают на концевой зоне длиной, превышающей длину перекрывания Da, Db таким образом, чтобы напряжения оставались в прочностном пределе материала. Предпочтительно, чтобы обеспечить постепенную передачу усилий и избежать чрезмерной толщины подошвы 24а, 24b, 25а, 25b, на конце элемента детали жесткости и в зоне крепления с накладкой увеличивают ширину каждой подошвы. Это увеличение ширины подошв позволяет также учитывать погрешности выравнивания между двумя элементами детали жесткости во время соединения участков.
Подошвы 34, 35 накладки 3 имеют также размеры по толщине и по ширине, предусмотренные для передачи усилий. Предпочтительно ширину подошв 34, 35 выбирают таким образом, чтобы с учетом допусков размерности и позиционирования элементов 2а, 2b детали жесткости подошвы 34, соответственно 35, накладки по всей своей длине всегда полностью опирались на подошвы 24а, 24b, соответственно 25а, 25b, упомянутых элементов.
Для обеспечения функции дренажа и контроля креплений при соединении двух участков между собой на уровне окружного стыка, находящегося на обечайке 4 под головкой 31 омегообразной накладки 3, в головке 31 упомянутой накладки выполняют, по меньшей мере, одну выемку 36.
Во втором варианте выполнения, показанном на фиг.4а, накладка 30, обеспечивающая соединение двух элементов 2а, 2b омегообразной детали жесткости, содержит две боковые части 10, 11, каждая из которых имеет поперечное сечение, по существу L-образное, и центральную часть 9, соединяющую две боковые части 10, 11 и удерживающую вместе в заранее определенном положении две боковые части, чтобы упомянутые две боковые части опирались только на подошвы элементов 2а, 2b детали жесткости.
Центральная часть 9 имеет ширину, превышающую расстояние da или db между двумя подошвами 24а, 24b или 25а, 25b элемента 2а или 2b детали жесткости, чтобы учитывать, как было описано в случае первого варианта выполнения, погрешности выравнивания меду двумя элементами 2а, 2b детали жесткости во время соединения двух участков 11а, 11b.
Каждая боковая часть 10, 11 содержит стенку 101, 111 и подошву 102, 112, содержащую опорную поверхность 103, 113. Обе боковые части расположены по обе стороны от элементов 2а, 2b омегообразной детали жесткости, при этом стенки 101, 111 расположены со стороны стенок 22а, 22b, 23а, 23b элементов 2а, 2b омегообразной детали жесткости. Подошвы 102, 112 накладки 30 крепят на подошвах 24а, 24b, 25а, 25b двух элементов 2а, 2b и на обечайке 4 или обшивке 12а, 12b.
Аналогично первому варианту выполнения, опорная поверхность 103, соответственно 113, боковой части 10, соответственно 11, опирается на подошвы 24а, 24b, соответственно 25а, 25b, концов 27а, 27b двух элементов 2а, 2b детали жесткости и на обечайку 4 или обшивку 12а, соответственно 12b. Опорные поверхности 103, 113 крепят соответственно на подошвах 24а, 24b и 25а, 25b и на обечайке 4 при помощи креплений 7.
По обе стороны от концов двух элементов детали жесткости боковые части проходят по длине перекрывания Da, Db, достаточной для обеспечения установки работающих креплений 7 и соответственно передачи усилий растяжения-сжатия от подошв 24а, 24b, 25а, 25b элементов 2а, 2b детали жесткости к подошвам 102, 112 накладки 30.
Центральная часть 9 содержит, по меньшей мере, одну работающую конструктивную зону. Упомянутую центральную часть располагают между двумя концами 27а, 27b двух элементов 2а, 2b детали жесткости во время установки накладки.
В варианте выполнения упомянутая конструктивная часть центральной части 9 содержит опорную поверхность 93 по существу в продолжении опорных поверхностей подошв, выполненную с возможностью опоры на обшивки 12а, 12b или на обечайку между концами 27а, 27b элементов деталей жесткости. Таким образом, упомянутая центральная часть имеет длину, меньшую расстояния D, разделяющего два конца 27а, 27b двух элементов 2а, 2b детали жесткости.
Предпочтительно центральную часть 9 крепят при помощи креплений 7, таких как заклепки, на обечайке 4 или обшивке 12а, 12b, и она участвует в обеспечении конструктивного качества соединения.
В другой версии выполнения этого второго варианта центральная часть 9 дополнительно содержит усилительную нервюру 91, как показано на фиг.4b, 4c, 4d, по существу перпендикулярную к стенкам 101, 111 боковых частей 11 и закрепленную на упомянутых стенках боковых частей 10, 11. Добавление нервюры 91 позволяет лучше распределить укрепление и избежать выгибания стенок 101,111 двух боковых частей 10, 11.
В примере, показанном на фиг.4b, центральная часть 9 содержит центральную нервюру 91, по существу перпендикулярную к стенкам 101, 111 боковых частей 10, 11.
В примере, показанном на фиг.4с, центральная часть 9 содержит две нервюры 91, по существу перпендикулярные к стенкам 101, 111 боковых частей 10, 11, и упомянутые нервюры располагают, каждую, на одном из свободных концов 92 упомянутой центральной части.
В примере, показанном на фиг.4d, центральная часть 9 содержит только две нервюры 91, по существу перпендикулярные к стенкам 101, 111 боковых частей 10, 11. Отсутствие центральной части 9 позволяет получить выигрыш в массе.
В версии выполнения этого второго варианта, показанной на фиг.4е, боковые части 10, 11 дополнительно содержат на уровне конца стенок 101, 111, противоположного подошве 102, 112, загнутый край 104, 114 в направлении стенок двух элементов детали жесткости, что повышает устойчивость накладки 30.
В этом примере накладка содержит две боковые части 10, 11 и центральную часть 9, содержащую опорную поверхность 93 в продолжении опорных поверхностей 103, 113 подошв 102, 112 упомянутых боковых частей.
В третьем варианте выполнения, показанном на фиг.5, соединение двух элементов 2а, 2b детали жесткости осуществляют при помощи накладки 300, содержащей две независимые боковые части 305, при этом каждая часть имеет поперечное сечение по существу в виде Z, расположенные по обе стороны от концов элементов детали жесткости.
Каждая боковая часть 305 содержит головку 301, стенку 302 и подошву 303, при этом упомянутые подошвы содержат опорную поверхность 304.
Головку 301 каждой боковой части 305 располагают со стороны стенок 22а, 22b, соответственно 23а, 23b, двух элементов 2а, 2b.
Опорная поверхность 304 первой боковой части 305, соответственно второй боковой части 305, опирается на подошвы 24а, 24b, соответственно 25а, 25b, концов 27а, 27b двух элементов 2а, 2b детали жесткости и на обечайку 4 или обшивки 12а, 12b. Опорные поверхности 304 крепят соответственно на подошвах 24а, 24b и 25а, 25b и на обечайке 4 или обшивках 12а, 12b при помощи креплений 7.
Аналогично двум другим вариантам, боковые части 305 проходят с обеих концов двух элементов детали жесткости по длине перекрывания Da, Db, достаточной для установки работающих креплений 7 и, следовательно, для обеспечения передачи усилий растяжения-сжатия от подошв 24а, 24b, 25а, 25b элементов 2а, 2b детали жесткости к подошвам 303 накладки 300.
Предпочтительно описанные омегообразная деталь жесткости и различные накладки полностью выполняют из композитного материала. Использование композитных материалов позволяет избежать проблем тепловых расширений и коррозии, встречающихся на металлических деталях.
Примеры соединений при помощи накладок жесткости на уровне окружного стыка описаны для случая детали жесткости закрытого сечения, имеющей омегообразное поперечное сечение, хотя это и не является ограничительным признаком изобретения. Изобретение можно применять для всех деталей жесткости фюзеляжа и для любого закрытого сечения детали жесткости, например, такого как трапециевидное или круглое поперечное сечение.
Таким образом, изобретение позволяет получить на уровне окружного стыка фюзеляжа самолета соединение накладками между двумя элементами детали жесткости с закрытым поперечным сечением, в частности омегообразной детали жесткости из композитного материала, что позволяет отказаться от установки креплений в стенке и головке упомянутой детали жесткости и одновременно обеспечивать непрерывность передачи продольных усилий.
Claims (9)
1. Фюзеляж (1) самолета, содержащий окружной стык (5) между, по меньшей мере, двумя участками (11а, 11b), при этом каждый участок содержит:
- обшивку (12а)(12b),
- по меньшей мере, один элемент (2а)(2b), по меньшей мере, одной детали жесткости,
при этом каждый элемент (2а)(2b) детали жесткости:
- расположен, по существу, напротив другого элемента детали жесткости на уровне стыка (5),
- содержит две стенки (22а, 23a)(22b, 23b),
- содержит две подошвы (24а, 25a)(24b, 25b),
- при этом упомянутые две стенки и две подошвы образуют вместе с обшивкой закрытое сечение,
в котором два находящихся друг против друга элемента (2а, 2b) детали жесткости соединены при помощи накладки (3)(30),
отличающийся тем, что деталь жесткости и накладка (3)(30) выполнена из композитного материала, тем, что накладка (3)(30) связана только с одной деталью жесткости и:
- содержит две стенки (32, 33)(101, 111),
- содержит две отдельные подошвы (34, 35)(102, 112), при этом каждая из упомянутых подошв содержит опорную поверхность (341, 351)(103, 113) в контакте с подошвой (24а, 25a)(24b, 25b) каждого элемента (2а, 2b) детали жесткости,
- прикреплена к обшивкам (12а, 12b) и к элементам (2а, 2b) детали жесткости при помощи работающих креплений (7), расположенных только на подошвах (34, 35)(102, 112) накладки (3)(30),
и тем, что каждый элемент (2а, 2b) детали жесткости содержит головку (21а, 21b) между двумя стенками (22а, 23а)(22b, 23b), определяя так называемое омегообразное поперечное сечение детали жесткости.
- обшивку (12а)(12b),
- по меньшей мере, один элемент (2а)(2b), по меньшей мере, одной детали жесткости,
при этом каждый элемент (2а)(2b) детали жесткости:
- расположен, по существу, напротив другого элемента детали жесткости на уровне стыка (5),
- содержит две стенки (22а, 23a)(22b, 23b),
- содержит две подошвы (24а, 25a)(24b, 25b),
- при этом упомянутые две стенки и две подошвы образуют вместе с обшивкой закрытое сечение,
в котором два находящихся друг против друга элемента (2а, 2b) детали жесткости соединены при помощи накладки (3)(30),
отличающийся тем, что деталь жесткости и накладка (3)(30) выполнена из композитного материала, тем, что накладка (3)(30) связана только с одной деталью жесткости и:
- содержит две стенки (32, 33)(101, 111),
- содержит две отдельные подошвы (34, 35)(102, 112), при этом каждая из упомянутых подошв содержит опорную поверхность (341, 351)(103, 113) в контакте с подошвой (24а, 25a)(24b, 25b) каждого элемента (2а, 2b) детали жесткости,
- прикреплена к обшивкам (12а, 12b) и к элементам (2а, 2b) детали жесткости при помощи работающих креплений (7), расположенных только на подошвах (34, 35)(102, 112) накладки (3)(30),
и тем, что каждый элемент (2а, 2b) детали жесткости содержит головку (21а, 21b) между двумя стенками (22а, 23а)(22b, 23b), определяя так называемое омегообразное поперечное сечение детали жесткости.
2. Фюзеляж самолета по п.1, в котором каждая длина Da, Db перекрывания определена таким образом, чтобы обеспечить установку работающих креплений (7) на упомянутой длине перекрывания, чтобы все усилия растяжения-сжатия в детали жесткости передавались от подошв (24а, 25а, 24b, 25b) элементов (2а, 2b) детали жесткости к подошвам (34, 35)(102, 112) накладки (3)(30).
3. Фюзеляж самолета по п.2, в котором опорные поверхности (341, 351)(103, 113) подошв (34, 35)(102, 112) накладки (3)(30) находятся в контакте с подошвами (24а, 25а, 24b, 25b) элементов (2а, 2b) детали жесткости, по существу, на всех упомянутых опорных поверхностях на длинах перекрывания Da, Db.
4. Фюзеляж самолета по п.3, в котором упомянутые опорные поверхности (341, 351)(103, 113) выполнены с возможностью нахождения в контакте с элементами (2а, 2b) деталей жесткости и с обшивками (12а, 12b) с учетом геометрии упомянутых элементов и упомянутых обшивок.
5. Фюзеляж самолета по одному из предыдущих пунктов, в котором накладка (3) содержит головку (31), две стенки (32, 33) и две подошвы (34, 35), определяющие омегообразное поперечное сечение, при этом внутренние размеры упомянутого поперечного сечения определены таким образом, чтобы обеспечить крепление накладки (3), наложенной на элементы (2а, 2b) детали жесткости, с обеспечением контакта подошв накладки с подошвами элементов (2а, 2b) детали жесткости.
6. Фюзеляж самолета по одному из пп.1-4, в котором накладка (30) содержит две боковые части (10, 11), каждая из которых содержит стенку (101, 111) и подошву (102)(112), при этом упомянутые две боковые части расположены с каждой стороны стенок (22а, 23a)(22b, 23b) элементов (2а, 2b) деталей жесткости и соединяют центральной частью (9), расположенной продольно на накладке (30) между концами (27а, 27b) упомянутых элементов детали жесткости и выполненной с возможностью удержания в положении относительно друг друга двух боковых частей, когда накладка (30) установлена на место.
7. Фюзеляж самолета по п.6, в котором центральная часть (9) содержит опорную поверхность (93) в продолжение опорных поверхностей (103, 113) подошв (102, 112) боковых частей (10, 11), закрепленную к обшивкам (12а, 12b) при помощи работающих креплений (7).
8. Фюзеляж самолета по п.6, в котором центральная часть (9) содержит, по меньшей мере, одну нервюру (91) усиления устойчивости накладки (30), при этом упомянутая нервюра, по существу, находится в плоскости поперечного сечения накладки (30) и закреплена к стенкам (101, 111) боковых частей (10, 11).
9. Фюзеляж самолета по п.6, в котором упомянутые боковые части (10, 11) содержат загнутый край (104, 114) на конце стенок (101, 111) противоположно подошвам (102, 112) накладки (30).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0758406 | 2007-10-18 | ||
| FR0758406A FR2922516B1 (fr) | 2007-10-18 | 2007-10-18 | Eclissage de raidisseurs en omega au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion |
| PCT/FR2008/051862 WO2009053645A2 (fr) | 2007-10-18 | 2008-10-15 | Eclissage de raidisseurs en oméga au niveau d'une jonction circonférentielle d'un fuselage d'avion |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010119710A RU2010119710A (ru) | 2011-11-27 |
| RU2482014C2 true RU2482014C2 (ru) | 2013-05-20 |
Family
ID=39456542
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010119710/11A RU2482014C2 (ru) | 2007-10-18 | 2008-10-15 | Соединение омегообразных деталей жесткости при помощи накладок на уровне окружного стыка фюзеляжа самолета |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8302909B2 (ru) |
| EP (1) | EP2200899B1 (ru) |
| JP (1) | JP5414680B2 (ru) |
| CN (1) | CN101873965B (ru) |
| BR (1) | BRPI0818031A2 (ru) |
| CA (1) | CA2702316C (ru) |
| FR (1) | FR2922516B1 (ru) |
| RU (1) | RU2482014C2 (ru) |
| WO (1) | WO2009053645A2 (ru) |
Families Citing this family (39)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7325771B2 (en) * | 2004-09-23 | 2008-02-05 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
| DE102007029500B4 (de) * | 2007-06-25 | 2013-02-14 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil |
| 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 |
| DE102007054053A1 (de) * | 2007-11-13 | 2009-05-20 | Airbus Deutschland Gmbh | Kupplungselement zur Verbindung von zwei Längsversteifungselementen |
| DE102008012252B4 (de) * | 2008-03-03 | 2014-07-31 | Airbus Operations Gmbh | Verbund sowie Luft- oder Raumfahrzeug mit einem derartigen Verbund |
| FR2936219B1 (fr) * | 2008-09-23 | 2010-09-17 | Airbus France | Structure de fuselage pour fixation combinee de matelas d'isolation et d'equipements, aeronef incorporant une telle structure. |
| 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 |
| ES2384250B1 (es) * | 2009-09-30 | 2013-05-16 | Airbus Operations, S.L. | Unión de elementos estructurales de aeronave. |
| DE102009060695A1 (de) * | 2009-12-29 | 2011-07-07 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Flugzeugrumpf und Hautfeld |
| ES2392236B1 (es) * | 2010-01-15 | 2013-10-09 | Airbus Operations, S.L. | Componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos. |
| US8628717B2 (en) | 2010-06-25 | 2014-01-14 | The Boeing Company | Composite structures having integrated stiffeners and method of making the same |
| US9682514B2 (en) | 2010-06-25 | 2017-06-20 | The Boeing Company | Method of manufacturing resin infused composite parts using a perforated caul sheet |
| US8940213B2 (en) | 2010-06-25 | 2015-01-27 | The Boeing Company | Resin infusion of composite parts using a perforated caul sheet |
| US8636252B2 (en) | 2010-06-25 | 2014-01-28 | The Boeing Company | Composite structures having integrated stiffeners with smooth runouts and method of making the same |
| EP2404824B1 (fr) * | 2010-07-08 | 2015-09-09 | Airbus Opérations SAS | Structure d'aeronef et Procédé de réalisation d'une telle structure |
| 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 |
| ES2398985B1 (es) * | 2011-03-14 | 2014-02-14 | Airbus Operations S.L. | Dispositivos de transferencia de carga en la terminación de un larguerillo. |
| FR2976916B1 (fr) * | 2011-06-27 | 2013-07-26 | Airbus Operations Sas | Dispositif et procede d'assemblage de deux troncons de fuselage d'aeronef |
| FR2978372B1 (fr) * | 2011-07-27 | 2013-09-13 | Airbus Operations Sas | Panneau raidi pour aeronef, comprenant des raidisseurs a ames entaillees |
| US8684311B2 (en) * | 2012-03-07 | 2014-04-01 | The Boeing Company | Bonded splice joint |
| FR3000018B1 (fr) * | 2012-12-21 | 2016-12-09 | Airbus Operations Sas | Raidisseur de fuselage d'aeronef, son procede de fabrication, et fuselage d'aeronef equipe d'un tel raidisseur |
| EP2759467B1 (en) * | 2013-01-24 | 2016-10-19 | Airbus Operations GmbH | Aircraft frame and method of mounting two fuselage segments |
| EP2781450B1 (en) | 2013-03-19 | 2018-05-02 | Airbus Operations GmbH | System and method for interconnecting composite structures |
| US9205634B2 (en) * | 2013-05-16 | 2015-12-08 | The Boeing Company | Composite structure and method |
| FR3006297B1 (fr) * | 2013-05-29 | 2016-07-15 | Airbus Operations Sas | Procede d'assemblage de deux panneaux comportant des raidisseurs a l'aide d'eclisses et aeronef comprenant une zone de jonction amelioree entre une poutre ventrale et une barque avant |
| US9656319B2 (en) * | 2013-11-13 | 2017-05-23 | The Boeing Company | Positioning system for electromagnetic riveting |
| DE102014103179B3 (de) * | 2014-03-10 | 2015-08-06 | Airbus Operations Gmbh | Kupplung zur Verbindung zweier Stringer benachbarter Rumpfsektionen |
| CN104724276A (zh) * | 2015-04-14 | 2015-06-24 | 中航沈飞民用飞机有限责任公司 | 一种复合材料蒙皮防侵蚀的机身环向对接结构 |
| US10053203B2 (en) * | 2015-10-13 | 2018-08-21 | The Boeing Company | Composite stiffener with integral conductive element |
| CN106596003B (zh) * | 2016-11-29 | 2019-04-23 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种复合材料飞机机身段充压试验方法 |
| US10532801B2 (en) * | 2017-01-17 | 2020-01-14 | The Boeing Company | Continuous insulation blanket cap strip assemblies and methods of using same |
| CN108032988B (zh) * | 2017-10-25 | 2020-06-16 | 北京航空航天大学 | 一种纤维增强复合材料飞行器舱段连接结构及其制备方法 |
| US11845236B2 (en) | 2018-03-12 | 2023-12-19 | The Boeing Company | Composite structure splice and method |
| US10857751B2 (en) | 2019-05-09 | 2020-12-08 | The Boeing Company | Composite stringer and methods for forming a composite stringer |
| US11198497B2 (en) * | 2019-06-19 | 2021-12-14 | The Boeing Company | Splice fittings that are affixed to stringers via web-installed fasteners |
| 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. |
| US12017748B2 (en) * | 2021-03-17 | 2024-06-25 | The Boeing Company | Fuselage barrel assemblies and methods of assembling fuselage barrel assemblies |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU967017A1 (ru) * | 1980-07-14 | 1991-10-30 | Предприятие П/Я В-2739 | Стрингер панели летательного аппарата |
| 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 |
| RU2209156C1 (ru) * | 2001-11-22 | 2003-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В.Хруничева" | Отсек ракеты-носителя |
| US20060060705A1 (en) * | 2004-09-23 | 2006-03-23 | Stulc Jeffrey F | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB132153A (en) * | 1919-01-10 | 1919-09-11 | Improvements in Metal construction for Aeronautical Machines | |
| JPH04334696A (ja) * | 1991-05-09 | 1992-11-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 複合材製補強パネル |
| NL1024479C2 (nl) * | 2003-10-07 | 2005-04-08 | Stork Fokker Aesp Bv | Verbindingsconstructie in een laminaat met een plaatselijke versterking. |
| DE102004001080A1 (de) * | 2004-01-05 | 2005-08-04 | Airbus Deutschland Gmbh | Anordnung zur Innenverkleidung einer Passagierkabine eines Flugzeuges |
| US20060248854A1 (en) * | 2005-05-05 | 2006-11-09 | Bartley-Cho Jonathan D | Thermally insulated structure - tapered joint concept |
| DE102007029500B4 (de) * | 2007-06-25 | 2013-02-14 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil |
| 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 |
| DE102008012252B4 (de) * | 2008-03-03 | 2014-07-31 | Airbus Operations Gmbh | Verbund sowie Luft- oder Raumfahrzeug mit einem derartigen Verbund |
-
2007
- 2007-10-18 FR FR0758406A patent/FR2922516B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-10-15 RU RU2010119710/11A patent/RU2482014C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-10-15 US US12/738,594 patent/US8302909B2/en active Active
- 2008-10-15 CA CA2702316A patent/CA2702316C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2008-10-15 EP EP08842153A patent/EP2200899B1/fr not_active Not-in-force
- 2008-10-15 JP JP2010529438A patent/JP5414680B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2008-10-15 WO PCT/FR2008/051862 patent/WO2009053645A2/fr active Application Filing
- 2008-10-15 BR BRPI0818031 patent/BRPI0818031A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2008-10-15 CN CN2008801119059A patent/CN101873965B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU967017A1 (ru) * | 1980-07-14 | 1991-10-30 | Предприятие П/Я В-2739 | Стрингер панели летательного аппарата |
| 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 |
| RU2209156C1 (ru) * | 2001-11-22 | 2003-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В.Хруничева" | Отсек ракеты-носителя |
| US20060060705A1 (en) * | 2004-09-23 | 2006-03-23 | Stulc Jeffrey F | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| SU 967017 Al, 30.10.1991. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP5414680B2 (ja) | 2014-02-12 |
| BRPI0818031A2 (pt) | 2015-03-24 |
| JP2011500417A (ja) | 2011-01-06 |
| US8302909B2 (en) | 2012-11-06 |
| EP2200899A2 (fr) | 2010-06-30 |
| CN101873965B (zh) | 2013-10-23 |
| WO2009053645A8 (fr) | 2009-12-17 |
| FR2922516A1 (fr) | 2009-04-24 |
| CA2702316A1 (fr) | 2009-04-30 |
| FR2922516B1 (fr) | 2010-04-16 |
| RU2010119710A (ru) | 2011-11-27 |
| CN101873965A (zh) | 2010-10-27 |
| CA2702316C (fr) | 2015-06-16 |
| WO2009053645A3 (fr) | 2009-06-18 |
| WO2009053645A2 (fr) | 2009-04-30 |
| EP2200899B1 (fr) | 2012-08-01 |
| US20100282905A1 (en) | 2010-11-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2482014C2 (ru) | Соединение омегообразных деталей жесткости при помощи накладок на уровне окружного стыка фюзеляжа самолета | |
| RU2479466C2 (ru) | Система из двух секций фюзеляжа самолета и соединительной структуры для соединения обшивок фюзеляжа | |
| RU2433064C1 (ru) | Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости | |
| RU2658211C2 (ru) | Стыковое соединение по окружности для конструкций обшивки | |
| JP2011500417A5 (ru) | ||
| RU2421375C2 (ru) | Крыло самолета, панель крыла самолета и самолет | |
| RU2428353C2 (ru) | Конструктивный элемент воздушного судна | |
| JP2011502871A5 (ru) | ||
| CA2817735C (en) | Splice and associated method for joining fuselage sections | |
| US7938367B2 (en) | Stringers assembled at a circumferential joint of an airplane fuselage | |
| US20090113846A1 (en) | Sheet metal section for dry construction | |
| CN102574571A (zh) | 具有机尾侧的耐压舱壁的飞机的压力机身 | |
| US12012198B2 (en) | Pressure bulkhead | |
| KR101321498B1 (ko) | 외부보강재만으로 강성 확보가 가능한 조립식 물탱크 | |
| US11679888B2 (en) | Composite pylon | |
| US7850117B2 (en) | Fuselage structure | |
| RU2617837C2 (ru) | Кабельный лоток и соединитель для кабельного лотка | |
| JP7473318B2 (ja) | 隔壁連結アセンブリ | |
| JP2013184574A (ja) | 衛星構体パネル締結用金具および衛星構体パネル | |
| US20240017813A1 (en) | Pressure bulkhead attachment | |
| EP3868648B1 (en) | Fuselage structure splice | |
| WO2007039060A1 (en) | Retaining element for building sheets |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20141016 |