RU2507422C2 - Узел соединения компонентов воздушного судна - Google Patents
Узел соединения компонентов воздушного судна Download PDFInfo
- Publication number
- RU2507422C2 RU2507422C2 RU2011117641/12A RU2011117641A RU2507422C2 RU 2507422 C2 RU2507422 C2 RU 2507422C2 RU 2011117641/12 A RU2011117641/12 A RU 2011117641/12A RU 2011117641 A RU2011117641 A RU 2011117641A RU 2507422 C2 RU2507422 C2 RU 2507422C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- component
- components
- zone
- free zone
- edge
- Prior art date
Links
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims abstract 3
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims abstract 3
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims abstract 3
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 10
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 6
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 4
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 3
- 239000002783 friction material Substances 0.000 claims description 2
- 239000003292 glue Substances 0.000 abstract description 6
- 238000005336 cracking Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 22
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 description 15
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 4
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 4
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 description 4
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 3
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 239000004809 Teflon Substances 0.000 description 1
- 229920006362 Teflon® Polymers 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 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
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
-
- 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
- F16B11/00—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding
-
- 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
- F16B11/00—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding
- F16B11/006—Connecting constructional elements or machine parts by sticking or pressing them together, e.g. cold pressure welding by gluing
-
- 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
- Y10T403/00—Joints and connections
- Y10T403/47—Molded joint
-
- 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
- Y10T403/00—Joints and connections
- Y10T403/47—Molded joint
- Y10T403/471—And independent connection
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Standing Axle, Rod, Or Tube Structures Coupled By Welding, Adhesion, Or Deposition (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Slide Fasteners, Snap Fasteners, And Hook Fasteners (AREA)
Abstract
Настоящее изобретение относится к узлу соединения двух компонентов воздушного судна. Узел соединения двух компонентов воздушного судна, содержащий первый компонент; второй компонент, сцепленный с первым компонентом в зоне сцепления, которая оканчивается кромкой; свободную зону, расположенную между кромкой зоны сцепления и кромкой второго компонента, при этом указанные компоненты не сцеплены в свободной зоне; и один или более крепежных элементов, проходящих через свободную зону и прикрепляющих первый компонент ко второму компоненту. Что позволяет предотвратить растрескивание клеевого слоя у конца стрингера, происходящего под действием максимальных напряжений сдвига.3 н. и 12 з.п.ф-лы, 6 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к узлу соединения двух компонентов воздушного судна. Узел соединения содержит первый компонент и второй компонент, сцепленный с первым компонентом в зоне сцепления. Сцепление компонентов может быть обеспечено посредством совместного отверждения, совместного склеивания, вторичного склеивания, например при помощи клеевого слоя, или любым другим пригодным способом соединения.
Уровень техники
На фигуре 1 показан известный узел соединения основания 1 стрингера с панелью 2 обшивки крыла. Компоненты соединяются друг с другом при помощи клеевого слоя 3. Отказоустойчивый болт 4 обеспечивает сохранение соединения между компонентами в случае нарушения клеевого слоя 3.
Во время работы крыла воздушного судна на узел соединения обычно действуют три основных типа нагрузки. Во-первых, нагрузки действуют на узел соединения в результате локальной кривизны обшивки 2 крыла, которую создает общий изгиб крыла. Во-вторых, на обшивку 2 крыла действуют сдвигающие нагрузки, которые необходимо передавать на стрингер 1 через узел соединения. И, наконец, в результате резкого изменения геометрических параметров на конце 5 стрингера, могут действовать отслаивающие нагрузки, которые стремятся отделить основание 1 стрингера от обшивки 2.
Напряжения 6 сдвига передаются клеевым слоем 3 от обшивки 2 к основанию 1 стрингера, как показано на графике 7. Напряжения сдвига являются максимальными в точке начала передачи, затем они снижаются до нуля, поскольку вся нагрузка пропорционально распределяется между компонентами. Пока клеевой слой 3 остается неповрежденным, болт 4 передает небольшую часть или вообще не передает напряжений сдвига.
Недостаток конструкции, показанной на фигуре 1, заключается в том, что клеевой слой 3 подвержен растрескиванию, которое обычно начинается у конца 5 стрингера, где напряжение 7 сдвига имеет максимум.
Хотя конструкция в целом, благодаря наличию отказоустойчивого болта 4, может выдерживать относительно высокие нагрузки до наступления катастрофического разрушения, правила, предъявляемые к воздушным судам, требуют сохранения общей целостности конструкции. Поэтому необходимо предотвратить начало растрескивания вплоть до критических уровней нагрузок, т.е. до максимальных уровней нагрузок, которые могут возникать во время периода эксплуатации воздушного судна. Обычно это обеспечивается путем повышения толщины обшивки 2.
Раскрытие изобретения
Первый аспект изобретения обеспечивает узел соединения двух компонентов воздушного судна, содержащий первый компонент, второй компонент, сцепленный с первым компонентом в зоне сцепления, которая оканчивается кромкой, свободную зону, расположенную между кромкой зоны сцепления и кромкой второго компонента, при этом компоненты не сцеплены в свободной зоне, и один или более крепежных элементов, проходящих через свободную зону и прикрепляющих первый компонент ко второму компоненту.
Первый компонент может содержать, например, панель, а второй компонент может содержать, например, стрингер с двумя боковыми кромками и торцевой кромкой, которая является более короткой, чем боковые кромки. В этом случае свободная зона расположена между кромкой зоны сцепления и торцевой кромкой стрингера.
Узел соединения предпочтительно содержит промежуточный слой, который расположен между компонентами в свободной зоне. Промежуточный слой выполнен из материала с низким трением, при этом коэффициент трения между промежуточным слоем и первым компонентом меньше, чем коэффициент трения между вторым компонентом и первым компонентом. Промежуточный слой предпочтительно проходит по большей части свободной зоны.
Промежуточный слой может отсутствовать. В этом случае первый и/или второй компоненты могут содержать ступень, которая, по существу, заполняет свободную зону между двумя компонентами. Это предотвращает сцепление в свободной зоне во время изготовления узла при отсутствии промежуточного слоя.
Крепежный элемент предпочтительно проходит через один или оба компонента, а также через промежуточный слой, если последний присутствует. Крепежный элемент предпочтительно представляет собой болт.
Предпочтительно крепежный элемент, ближайший к кромке зоны сцепления, имеет стержень с минимальным диаметром D, проходящий через свободную зону, при этом расстояние L между центральной осью стержня и кромкой зоны сцепления больше, чем 2D.
Второй компонент может быть сцеплен с первым компонентом в зоне сцепления путем совместного отверждения, совместного склеивания или вторичного склеивания. Один или оба компонента могут быть выполнены из множества слоев, которые могут состоять, например, из композитного материала.
Второй аспект изобретения обеспечивает способ передачи сдвигающего усилия между компонентами, согласно которому обеспечивают, по существу, отсутствие передачи сдвигающего усилия между компонентами через свободную зону и передачу по меньшей мере части сдвигающего усилия между компонентами через один или более крепежных элементов.
Согласно способу обеспечивают также сцепление второго компонента с первым компонентом в зоне сцепления; обеспечивают предотвращение сцепления компонентов в свободной зоне и прикрепляют компоненты друг к другу при помощи одного или более крепежных элементов, проходящих через свободную зону. Сцепление компонентов в свободной зоне на операции сцепления предпочтительно предотвращают при помощи промежуточного слоя, который расположен между компонентами в свободной зоне. Как указано выше, этот промежуточный слой можно исключить. В этом случае один (или оба) компонента могут дополнительно содержать ступень, которая, по существу, заполняет свободную зону и, таким образом, предотвращает сцепление в свободной зоне во время изготовления узла.
Еще один аспект изобретения обеспечивает воздушное судно, содержащее узел соединения согласно первому аспекту изобретения.
Краткое описание чертежей
Ниже приведено описание вариантов изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлены:
фигура 1 -традиционный узел соединения стрингера и панели;
фигура 2 - узел соединения согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения;
фигура 3 - три стрингера, присоединенных к внутренней стороне обшивки крыла воздушного судна;
фигура 4 - поперечное сечение по оси А-А, показанной на фигуре 3;
фигура 5 - иллюстрация способа изготовления узла соединения двух компонентов; и
фигура 6 - готовый узел соединения, полученный способом с фигуры 5.
Осуществление изобретения
На фигуре 3 показано три стрингера 10-12, присоединенных к внутренней поверхности нижней обшивки 14 крыла воздушного судна. Стрингеры 10-12 и обшивка 14 выполнены из слоистого композитного материала, в частности из пластика, армированного углеродным волокном (англ.: Carbon Fibre Reinforced Plastic, CFRP). Обычно CFRP содержит ряд слоев однонаправленных углеродных волокон, пропитанных матрицей из эпоксидной смолы.
Каждый стрингер 10-12 имеет основание 15-17, ориентированное параллельно обшивке 14, и ребро 18-20, ориентированное перпендикулярно обшивке 14. Каждое основание стрингера имеет две длинные боковые кромки и две относительно короткие торцевые кромки. Эти торцевые кромки обычно называют "концами". Показан один конец 22 основания 16 стрингера, в то время как концы оснований 15, 17 стрингеров не показаны. Следует отметить, что ребро 19 стрингера 11 имеет скошенную торцевую кромку 21, которая заканчивается в вершине 23, не доходящей до конца 22. Это помогает сгладить процесс передачи нагрузки между обшивкой 14 и стрингером 11.
На фигуре 4 показано поперечное сечение по оси А-А узла соединения стрингер/обшивка с фигуры 3 в области кромки стрингера. Основание 16 стрингера 11 присоединено к обшивке 14 крыла при помощи клеевого слоя 30 и набора из шести болтов 31, три из которых показаны на фигурах 4. Клеевой слой 30 оканчивается кромкой 32, оставляя свободную зону между кромкой 32 и концом 22, где клей отсутствует. В этой свободной зоне между компонентами расположен промежуточный слой 33. Болты 31 проходят через компоненты 14, 16 и промежуточный слой 33.
В отличие от традиционной конструкции, показанной на фигуре 1, болты 31 передают значительную часть сдвигающей нагрузки между компонентами. Этот принцип представлен на фигуре 2, где показан узел соединения с фигуры 1, модифицированный таким образом, что между компонентами расположен промежуточный слой 8, а клеевой слой 3 заканчивается кромкой 9. Поскольку промежуточный слой 8 может передавать только небольшое напряжение сдвига или вообще не может передавать напряжение сдвига, болт 4 передает значительную часть сдвигающей нагрузки, а клей передает гораздо меньшую сдвигающую нагрузку. Поэтому шансы появления растрескивания клеевого слоя являются гораздо меньшими, чем в случае конструкции, показанной на фигуре 1. Аналогичные принципы применимы к узлу соединения, показанному на фигуре 4.
Следует отметить, что может потребоваться увеличение размера болтов 31 по сравнению с традиционным узлом соединения, однако ожидается, что связанное с этим увеличение веса не будет большим, чем компенсация за счет уменьшения толщины обшивки и/или стрингера.
Кроме того, возвращаясь к фигуре 4, следует отметить, что, поскольку кромка 32 клея удаляется от геометрического разрыва между кромкой стрингера 22 и обшивкой 14, отслаивающие нагрузки больше не должны передаваться клеем. Вместо этого такие нагрузки передаются болтами 31. При этом нагрузки на клей, создаваемые общим изгибом крыла, минимизируются или устраняются за счет расположения кромки 32 в такой позиции на крыле, где изгибающий момент является более низким.
Для того чтобы обеспечить передачу большей части напряжений сдвига болтами 31, а не клеем, предпочтительно сохранять значительный интервал между кромкой 32 и болтами. Более конкретно расстояние L (см. фигуру 4) можно определить между кромкой 32 зоны сцепления и центральной осью стержня болта 31, который является ближайшим болтом к кромке 32 зоны сцепления. Это расстояние L предпочтительно больше, чем удвоенный наименьший диаметр D стержня болта 31, но меньше, чем допустимое расстояние прогиба. Допустимое расстояние прогиба определяется как наибольшее расстояние L, которое может быть допущено, прежде чем конструкция подвергнется неприемлемому риску прогиба.
Промежуточный слой 33 выполнен из материала с низким коэффициентом трения, в частности из тефлона. Это особенно важно, если болты 31 являются предварительно напряженными. При этом минимизируется передача напряжений сдвига через промежуточный слой 33. Промежуточный слой 33 также предотвращает проникновение воды в свободную зону.
Фигура 5 иллюстрирует способ получения узла соединения первого и второго компонентов 50, 51, аналогичный описанному выше. Вначале промежуточный слой 52 наносят на первый и/или второй компонент 50, 51 в свободной зоне. Затем слой 53 клея наносят на первый компонент 50 в зоне сцепления. После этого два компонента прижимают друг к другу до тех пор, пока клей не отвердеет. После отверждения клея в свободной зоне устанавливают болты 54. Готовый узел соединения показан на фигуре 6. Промежуточный слой 52 позволяет легко регулировать позицию кромки 55 зоны сцепления. Соединения, показанные на фигурах 2 и 4, также можно получить этим способом. В этом случае клеевой слой обычно наносят на панель, а стрингер прижимают к клеевому слою на панели.
В примере, показанном на фигуре 5, оба компонента подвергают предварительному отверждению перед соединением слоем клея. Однако можно использовать и другие способы соединения, включая совместное отверждение или совместное склеивание. В случае совместного отверждения компоненты отверждают одновременно и после отверждения они оказываются сцеплены друг с другом в зоне сцепления, а промежуточный слой предотвращает протекание эпоксидной смолы в свободную зону. Клеевой слой может присутствовать или отсутствовать в случае совместного отверждения. В случае совместного склеивания один из компонентов (обычно - панель) предварительно отверждают, а стрингер отверждают на панели. Клеевой слой может присутствовать или отсутствовать в случае совместного склеивания.
Изобретение описано выше со ссылками на один или более предпочтительных вариантов осуществления, однако следует понимать, что различные изменения или модификации могут быть внесены без отклонения от объема изобретения, который определяет прилагаемая формула изобретения.
Claims (15)
1. Узел соединения двух компонентов воздушного судна, содержащий первый компонент; второй компонент, сцепленный с первым компонентом в оканчивающейся кромкой зоне сцепления; свободную зону, расположенную между кромкой зоны сцепления и кромкой второго компонента, при этом компоненты не сцеплены в свободной зоне; и один или более крепежных элементов, проходящих через свободную зону и прикрепляющих первый компонент ко второму компоненту.
2. Узел по п.1, отличающийся тем, что первый компонент содержит панель, а второй компонент содержит стрингер с двумя боковыми кромками и торцевой кромкой, которая короче боковых кромок, при этом свободная зона расположена между кромкой зоны сцепления и торцевой кромкой стрингера.
3. Узел по п.1, отличающийся тем, что он содержит промежуточный слой, который расположен между компонентами в свободной зоне.
4. Узел по п.3, отличающийся тем, что промежуточный слой выполнен из материала с низким трением, при этом коэффициент трения между промежуточным слоем и первым компонентом меньше, чем коэффициент трения между вторым компонентом и первым компонентом.
5. Узел по п.3 или 4, отличающийся тем, что каждый крепежный элемент проходит через промежуточный слой.
6. Узел по п.3 или 4, отличающийся тем, что промежуточный слой проходит по большей части свободной зоны.
7. Узел по п.1, отличающийся тем, что крепежный элемент проходит через один или оба компонента.
8. Узел по п.7, отличающийся тем, что крепежный элемент представляет собой болт.
9. Узел по п.1, отличающийся тем, что крепежный элемент, который является ближайшим к кромке зоны сцепления, имеет стержень с минимальным диаметром D, проходящий через свободную зону, при этом расстояние L между центральной осью стержня и кромкой зоны сцепления больше, чем 2D.
10. Узел по п.1, отличающийся тем, что второй компонент сцеплен с первым компонентом в зоне сцепления путем совместного отверждения, совместного склеивания или вторичного склеивания.
11. Узел по п.1, отличающийся тем, что один или оба компонента выполнены из множества слоев.
12. Узел по п.11, отличающийся тем, что один или оба компонента выполнены из множества слоев композитного материала.
13. Способ передачи сдвигающего усилия между компонентами в узле соединения, охарактеризованном в одном из предшествующих пунктов, в котором обеспечивают, по существу, отсутствие передачи сдвигающего усилия между компонентами через свободную зону и обеспечивают передачу по меньшей мере части сдвигающего усилия между компонентами через один или более крепежных элементов.
14. Способ изготовления узла соединения, охарактеризованного в п.1, в котором обеспечивают сцепление второго компонента с первым компонентом в зоне сцепления, предотвращают сцепление компонентов в свободной зоне и прикрепляют компоненты друг к другу при помощи одного или более крепежных элементов, проходящих через свободную зону.
15. Способ по п.14, отличающийся тем, что сцепление компонентов в свободной зоне предотвращают при помощи промежуточного слоя во время операции сцепления, при этом указанный промежуточный слой размещают между компонентами в свободной зоне.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GBGB0819159.5A GB0819159D0 (en) | 2008-10-20 | 2008-10-20 | Joint between aircraft components |
GB0819159.5 | 2008-10-20 | ||
PCT/GB2009/051377 WO2010046684A1 (en) | 2008-10-20 | 2009-10-15 | Joint between aircraft components |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011117641A RU2011117641A (ru) | 2012-11-27 |
RU2507422C2 true RU2507422C2 (ru) | 2014-02-20 |
Family
ID=40097668
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011117641/12A RU2507422C2 (ru) | 2008-10-20 | 2009-10-15 | Узел соединения компонентов воздушного судна |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9242715B2 (ru) |
EP (1) | EP2350469B1 (ru) |
JP (1) | JP5484475B2 (ru) |
KR (1) | KR101609307B1 (ru) |
CN (1) | CN102177351B (ru) |
BR (1) | BRPI0919619A2 (ru) |
CA (1) | CA2736579A1 (ru) |
GB (1) | GB0819159D0 (ru) |
RU (1) | RU2507422C2 (ru) |
WO (1) | WO2010046684A1 (ru) |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB201016279D0 (en) | 2010-09-28 | 2010-11-10 | Airbus Operations Ltd | Stiffener run-out |
US20120276362A1 (en) * | 2011-04-28 | 2012-11-01 | Sikorsky Aircraft Corporation | Fay surface sealant application |
EP2753535B1 (de) * | 2011-09-05 | 2020-05-13 | Adient Luxembourg Holding S.à r.l. | Hybridbauteil und verfahren zur herstellung eines hybridbauteils |
US9180958B2 (en) | 2012-05-25 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Aircraft, airframes and associated methods |
GB201209437D0 (en) * | 2012-05-28 | 2012-07-11 | Kitchener Renato | Power supply and battery charger |
EP2706008A1 (en) * | 2012-09-07 | 2014-03-12 | Airbus Operations GmbH | Structural component |
DE102012023717A1 (de) * | 2012-12-05 | 2014-06-05 | Eads Deutschland Gmbh | Indikationsbolzen zur Überwachung von Klebeverbindungen in Strukturbauteilen |
ES2819076T3 (es) * | 2013-04-30 | 2021-04-14 | Airbus Operations Sl | Estructura compuesta para una aeronave y procedimiento de fabricación de la misma |
JP6354662B2 (ja) * | 2015-05-27 | 2018-07-11 | トヨタ自動車株式会社 | 車両用部材の接合構造及び車両用部材の接合方法 |
GB2565350A (en) * | 2017-08-11 | 2019-02-13 | Airbus Operations Ltd | Panel assembly |
Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3655424A (en) * | 1968-05-24 | 1972-04-11 | Massachusetts Inst Technology | Adhesive tape |
RU1803616C (ru) * | 1990-12-25 | 1993-03-23 | Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского | Способ получени соединени деталей |
EP0623758A2 (de) * | 1993-05-07 | 1994-11-09 | ALUSUISSE-LONZA SERVICES Ltd. | Sicherungsvorrichtung |
US5842317A (en) * | 1996-02-07 | 1998-12-01 | Mcdonnell Douglas Corporation | Crack arresting structure |
WO1999051494A1 (en) * | 1998-04-04 | 1999-10-14 | Bae Systems Plc | Adhesively bonded joints in carbon fibre composite structures |
EP1182243B1 (en) * | 2000-08-23 | 2005-04-20 | Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha | Method for bonding non-magnetic members |
US20050211846A1 (en) * | 2004-02-20 | 2005-09-29 | Jean-Luc Leon-Dufour | Stiffener stop with staggered slopes and panel fitted with such a stop |
US20050244215A1 (en) * | 2004-04-28 | 2005-11-03 | Airbus France | Assembly of structural parts |
Family Cites Families (31)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US837767A (en) * | 1906-06-15 | 1906-12-04 | Walton I Aims | Moisture-proof joint. |
US2140672A (en) * | 1937-04-17 | 1938-12-20 | Glenn L Martin Co | Method of producing a seal |
US2696451A (en) * | 1946-02-08 | 1954-12-07 | Lockheed Aircraft Corp | Plastic edge attachment |
US2590803A (en) * | 1949-07-09 | 1952-03-25 | Gen Electric | Tank joint |
US2710113A (en) * | 1952-01-23 | 1955-06-07 | Gen Dynamics Corp | Seal construction |
US4109435A (en) * | 1977-08-26 | 1978-08-29 | Rockwell International Corporation | Composite structural joint and method of fabrication thereof |
US4219980A (en) * | 1977-08-26 | 1980-09-02 | Rockwell International Corporation | Reinforced composite structure and method of fabrication thereof |
US4350728A (en) * | 1980-10-02 | 1982-09-21 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Cross reinforcement in a graphite-epoxy laminate |
US4760493A (en) * | 1985-09-30 | 1988-07-26 | The Boeing Company | Lightning protection system for composite material aircraft structures |
GB8628555D0 (en) * | 1986-11-28 | 1987-01-07 | British Aerospace | Anti lightning strike fasteners |
US4848137A (en) * | 1988-03-23 | 1989-07-18 | The Boeing Company | Automated shim manufacturing system |
GB9411006D0 (en) * | 1994-06-02 | 1994-07-20 | British Aerospace | Method of fastening composite aircraft skins |
JPH08121442A (ja) * | 1994-10-26 | 1996-05-14 | Mitsubishi Electric Corp | 接着接合体及びその接合方法並びにリベット |
FR2742492B1 (fr) | 1995-12-14 | 1998-02-20 | France Etat | Procede d'assemblage de structures prefabriquees en materiau composite |
US5855260A (en) * | 1996-12-13 | 1999-01-05 | The Aerospace Corporation | Tuned broadband particulate vibration absorber |
US5902535A (en) * | 1997-07-30 | 1999-05-11 | Mcdonnell Douglas Corporation | Resin film infusion mold tooling and molding method |
AT405813B (de) * | 1997-11-10 | 1999-11-25 | Fischer Adv Components Gmbh | Druckspant, insbesondere für flugzeuge |
US7761973B2 (en) * | 1999-08-17 | 2010-07-27 | Toback Alex S | Connection system for construction |
US20030041948A1 (en) * | 2001-08-31 | 2003-03-06 | Bersuch Larry R. | Co-cured joint with Z-pins |
JP3913017B2 (ja) * | 2001-09-10 | 2007-05-09 | 株式会社日立製作所 | 動力伝達部材の連結構造 |
US7202321B2 (en) * | 2002-06-07 | 2007-04-10 | The Boeing Company | Method and composition for sealing components and components sealed thereby |
CN100434634C (zh) * | 2003-02-24 | 2008-11-19 | 贝尔直升机泰克斯特龙公司 | 内部加强元件、结构箱形梁和支承结构箱形梁的方法 |
GB0329891D0 (en) * | 2003-12-23 | 2004-01-28 | Airbus Uk Ltd | A sealing material |
BRPI0609215A2 (pt) * | 2005-03-23 | 2010-03-02 | Bell Helicopter Textron Inc | aparelho para uniço de membros; e montagem deste |
US8444087B2 (en) * | 2005-04-28 | 2013-05-21 | The Boeing Company | Composite skin and stringer structure and method for forming the same |
US7240821B2 (en) * | 2005-07-21 | 2007-07-10 | The Boeing Company | Method for joining at least two adjoining work-pieces by friction stir and/or friction stir spot welding |
WO2007023197A1 (es) * | 2005-08-19 | 2007-03-01 | Airbus España, S.L. | Larguerillos de material compuesto con bulbo |
DE102006003160A1 (de) * | 2006-01-24 | 2007-09-06 | Airbus Deutschland Gmbh | Flächendichtung sowie Verfahren zur Herstellung von abgedichteten Fügeverbindungen mit der Flächendichtung |
US7690164B2 (en) * | 2006-12-05 | 2010-04-06 | Lockheed Martin Corporation | System, method, and apparatus for structural lug formed from a combination of metal and composite laminate materials |
DE102007003276B4 (de) * | 2007-01-23 | 2013-11-28 | Airbus Operations Gmbh | Luft- und Raumfahrzeug mit einem CFK-Bauteil und einem Metallbauteil, wobei das CFK-Bauteil und das Metallbauteil über wenigstens ein Verbindungselement mit einem Verbindungsabschnitt miteinander verbunden sind |
GB0708333D0 (en) * | 2007-04-30 | 2007-06-06 | Airbus Uk Ltd | Composite structure |
-
2008
- 2008-10-20 GB GBGB0819159.5A patent/GB0819159D0/en not_active Ceased
-
2009
- 2009-10-15 US US12/998,048 patent/US9242715B2/en active Active
- 2009-10-15 BR BRPI0919619A patent/BRPI0919619A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2009-10-15 RU RU2011117641/12A patent/RU2507422C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2009-10-15 JP JP2011531572A patent/JP5484475B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2009-10-15 CA CA2736579A patent/CA2736579A1/en not_active Abandoned
- 2009-10-15 EP EP09737133.0A patent/EP2350469B1/en active Active
- 2009-10-15 KR KR1020117008776A patent/KR101609307B1/ko not_active IP Right Cessation
- 2009-10-15 CN CN200980140418XA patent/CN102177351B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2009-10-15 WO PCT/GB2009/051377 patent/WO2010046684A1/en active Application Filing
Patent Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3655424A (en) * | 1968-05-24 | 1972-04-11 | Massachusetts Inst Technology | Adhesive tape |
RU1803616C (ru) * | 1990-12-25 | 1993-03-23 | Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского | Способ получени соединени деталей |
EP0623758A2 (de) * | 1993-05-07 | 1994-11-09 | ALUSUISSE-LONZA SERVICES Ltd. | Sicherungsvorrichtung |
US5842317A (en) * | 1996-02-07 | 1998-12-01 | Mcdonnell Douglas Corporation | Crack arresting structure |
WO1999051494A1 (en) * | 1998-04-04 | 1999-10-14 | Bae Systems Plc | Adhesively bonded joints in carbon fibre composite structures |
EP1182243B1 (en) * | 2000-08-23 | 2005-04-20 | Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha | Method for bonding non-magnetic members |
US20050211846A1 (en) * | 2004-02-20 | 2005-09-29 | Jean-Luc Leon-Dufour | Stiffener stop with staggered slopes and panel fitted with such a stop |
US20050244215A1 (en) * | 2004-04-28 | 2005-11-03 | Airbus France | Assembly of structural parts |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2010046684A1 (en) | 2010-04-29 |
EP2350469B1 (en) | 2014-12-03 |
JP5484475B2 (ja) | 2014-05-07 |
GB0819159D0 (en) | 2008-11-26 |
US9242715B2 (en) | 2016-01-26 |
RU2011117641A (ru) | 2012-11-27 |
JP2012506014A (ja) | 2012-03-08 |
BRPI0919619A2 (pt) | 2015-12-08 |
EP2350469A1 (en) | 2011-08-03 |
KR101609307B1 (ko) | 2016-04-05 |
CN102177351A (zh) | 2011-09-07 |
KR20110065526A (ko) | 2011-06-15 |
US20110164918A1 (en) | 2011-07-07 |
CN102177351B (zh) | 2013-06-26 |
CA2736579A1 (en) | 2010-04-29 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2507422C2 (ru) | Узел соединения компонентов воздушного судна | |
RU2491203C2 (ru) | Усиленная панель из композиционного материала, содержащая стрингер и первую и вторую стенки, обшивка воздушного судна и способ изготовления усиленной панели из композиционного материала | |
US11084269B2 (en) | Multi-layer metallic structure and composite-to-metal joint methods | |
EP2591230B1 (en) | Wind turbine blade | |
EP2406071B1 (en) | Composite structures employing quasi-isotropic laminates | |
US7731593B2 (en) | Composite transmission shaft joint | |
US4793727A (en) | Two-step composite joint | |
CN105501428A (zh) | 具有复合物-金属接头的复合结构及其制造方法 | |
RU2636632C2 (ru) | Соединительный узел и способ его формирования | |
US8646161B2 (en) | Clamping device and method for assembly of stringer couplings | |
WO2002022440A1 (en) | Composite joints | |
EP1127678A1 (en) | Reinforced joint | |
EP1259369A1 (en) | Reinforced joint |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
HE9A | Changing address for correspondence with an applicant | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161016 |