RU2584126C2 - Крепежная гнездовая колодка - Google Patents
Крепежная гнездовая колодка Download PDFInfo
- Publication number
- RU2584126C2 RU2584126C2 RU2014133868/12A RU2014133868A RU2584126C2 RU 2584126 C2 RU2584126 C2 RU 2584126C2 RU 2014133868/12 A RU2014133868/12 A RU 2014133868/12A RU 2014133868 A RU2014133868 A RU 2014133868A RU 2584126 C2 RU2584126 C2 RU 2584126C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- component
- socket block
- sloping surface
- node according
- assembly
- Prior art date
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 15
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 9
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 35
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 34
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 10
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 239000003292 glue Substances 0.000 claims description 6
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 claims description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 5
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 3
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 3
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 2
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 2
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 2
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 2
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000013536 elastomeric material Substances 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000000945 filler Substances 0.000 description 1
- -1 for example Substances 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 230000001012 protector Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000004073 vulcanization 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
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/14—Aerofoil profile
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
- F16B5/02—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening members using screw-thread
-
- 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
- Y10T29/49947—Assembling or joining by applying separate fastener
-
- 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
- Y10T403/472—Molded joint including mechanical interlock
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Standing Axle, Rod, Or Tube Structures Coupled By Welding, Adhesion, Or Deposition (AREA)
Abstract
Изобретение относится к конструктивному узлу крепления первого компонента ко второму компоненту и направлено на упрощение конструкции и упрощение монтажа узла. Предлагается конструктивный узел, содержащий первый компонент с покатой поверхностью, и крепежный узел для крепления первого компонента ко второму компоненту, крепежный узел включает в себя гнездовую колодку из упруго деформируемого материала, закрепленную к покатой поверхности первого компонента таким образом, чтобы она принимала контур покатой поверхности, и множество крепежных гнезд, закрепленных к гнездовой колодке, в которые вставляется соответствующий крепеж. Также предлагается способ крепления первого компонента ко второму компоненту при помощи крепежного узла. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к конструктивному узлу, а более конкретно - к крепежному узлу для крепления первого компонента ко второму компоненту.
Уровень техники
Известно крепление разъемной панели к конструкции самолета при помощи множества крепежных изделий. Утопленный крепеж часто используется в комбинации с анкерными гайками (крепежными гнездами). Анкерные гайки крепятся к внутренней поверхности конструкции самолета, а соответствующий утопленный крепеж проходит через панель и конструкцию самолета таким образом, что шляпки утопленного крепежа расположены, по существу, заподлицо с внешней аэродинамической поверхностью панели.
Для сокращения количества деталей известно использование множества анкерных гаек в качестве подузла, расположенного на планарной гнездовой колодке, которая крепится к конструкции самолета, например, при помощи расклепывания. На традиционных металлических авиационных конструкциях использование металлических гнездовых колодок, расклепанных к авиационной конструкции, в целом, является удовлетворительным.
С началом более широкого использования в авиационных конструкциях композитных материалов был выявлен ряд недостатков в использовании металлических гнездовых колодок. В частности, иногда желательно обеспечить переменную толщину ламинированных композитных конструкций (за счет сокращения слоев) для лучшего соответствия требованиям по локальной нагрузке, в результате чего на внутренней поверхности конструкции образуются скаты, которые, в целом, не встречаются в традиционных металлических конструкциях.
Раскрытие изобретения
По первому аспекту изобретения предлагается конструктивный узел, содержащий первый компонент с покатой поверхностью, и крепежный узел для крепления первого компонента ко второму компоненту, крепежный узел включает в себя гнездовую колодку из упруго деформируемого материала, закрепленную к покатой поверхности первого компонента таким образом, чтобы она принимала контур покатой поверхности, и множество крепежных гнезд, закрепленных к гнездовой колодке, в которые вставляется соответствующий крепеж.
По дополнительному аспекту изобретения предлагается способ крепления первого компонента ко второму компоненту, способ включает в себя: получение первого компонента с покатой поверхностью; получение крепежного узла, включающего в себя гнездовую колодку из упругого деформируемого материала и множество крепежных гнезд, закрепленных к гнездовой колодке; крепление гнездовой колодки к покатой поверхности первого компонента таким образом, чтобы она принимала контур покатой поверхности; и помещение крепежа через первый и второй компоненты и соответствующие крепежные гнезда таким образом, чтобы закрепить первый компонент ко второму компоненту.
Преимущество изобретения заключается в том, что гнездовая колодка из упруго деформируемого материала может поставляться как готовая деталь, способная повторять различные контуры разных компонентов. Это сокращает количество используемых деталей, время монтажа и себестоимость.
Первый компонент может включать в себя композитный материал, предпочтительно полимер, армированный углеродными волокнами. Гнездовая колодка может включать в себя материал из кварцевого стекла. Кварцевое стекло хорошо сочетается с полимерными материалами, армированными углеродными волокнами, за счет схожих тепловых свойств и жесткости. По сравнению с традиционными металлическими материалами использование стекла в качестве материала гнездовой колодки позволяет снизить вес и сократить проблемы, связанные с электромагнетизмом, возникающие из-за статических разрядов систем и при ударах молнии.
Как вариант, первый компонент может включать в себя металлический материал и/или гнездовая колодка может включать в себя резину или иной эластомерный материал.
Покатая поверхность первого компонента может быть связана с изменением конструктивной толщины первого компонента. Первый компонент может быть ламинированным, а покатая поверхность может быть образована за счет сокращения числа слоев.
Гнездовая колодка может быть приклеена к первому компоненту. Это позволяет сделать колодку неподвижной относительно первого компонента даже в случае разъединения первого и второго компонентов. Упруго деформируемая колодка может быть временно зашпилена для деформирования колодкой контуров первого компонента во время вулканизации/отверждения клея. Можно использовать клей со слабой фиксацией. Использование клея со слабой фиксацией особенно удобно для крепления колодки непосредственно к ламинированному композитному компоненту, поскольку колодку можно будет снять (при необходимости) без повреждения слоев.
Крепежные гнезда могут быть расклепаны к гнездовой колодке.
Крепежный узел может включать в себя разъемный крепеж. Крепеж предпочтительно является быстроразъемным крепежом.
Конструктивный узел может дополнительно содержать второй компонент, закрепленный к первому компоненту за счет пропускания крепежа через первый и второй компоненты, в соответствующие крепежные гнезда.
Упирающиеся встык поверхности первого и второго компонентов могут быть, по существу, планарными.
У первого компонента может иметься высадка, примыкающая к крепежному узлу. Высадка может включать в себя скат в направлении, отличающимся от направления покатой поверхности, таким образом, чтобы образовалась составная покатая поверхность.
Первый компонент и/или второй компонент могут быть панелью. По одному из вариантов осуществления первый компонент является покрытием авиационного крыла, а второй компонент является съемной панелью авиационного крыла.
Гнездовая колодка и крепежные гнезда могут быть выполнены в виде подузла, при этом крепежные гнезда могут быть предварительно смонтированы на гнездовой колодке.
Гнездовая колодка первоначально, перед монтажом на покатой поверхности, может быть планарной.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 изображен вид в перспективе переднего лонжерона авиационного крыла;
на фиг. 2 изображен вид в сечении, сбоку, соединения между покрытием крыла и панелью передней кромки крыла по фиг. 1 (для большей наглядности крепежный узел не показан);
на фиг. 3 изображен вид в перспективе нижней стороны покрытия крыла, на котором виден скат по размаху крыла на внутренней поверхности и высадка в направлении хорды;
на фиг. 4 показан вид с торца покрытия крыла по фиг. 3, на котором виден скат по размаху крыла на внутренней поверхности;
на фиг. 5 изображен вид в сечении, сбоку, соединения между покрытием крыла и панелью передней кромки крыла по фиг. 1 после монтажа крепежного зла;
на фиг. 6 изображен детализированный вид в сечении установленного крепежного узла; и
на фиг. 7 изображен вид в плане нижней стороны установленного крепежного узла.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 показан передний лонжерон авиационного крыла. Лонжерон содержит перегородку 10, верхний фланец 11 и нижний фланец (не показан). У лонжерона имеется радиусный участок 10а, где перегородка 10 соединяется с фланцем 11. Ламинированное композитное покрытие (обшивка) 12 закреплено к верхнему фланцу 11 и проходит к корме от лонжерона, образуя верхнюю границу кессона крыла (первичный конструктивный элемент крыла). Покрытие 12 также немного нависает над передней частью лонжерона, как показано на фиг. 1.
У покрытия 12 имеется внешняя сторона 13, показанная на фиг. 1, и внутренняя сторона 14, показанная на фиг. 3. Покрытие 12 включает в себя кромочную защиту 22, которой была предварительно придана клиновидная форма и которая постепенно сходит на конус начиная с относительно толстого торца до относительно тонкой кромки, и множество слоев «препрег», предпочтительно из углеродных волокон, пропитанных эпоксидной смолой. Защита кромки и слои препрег предпочтительно со-вулканизированы.
Ярус слоев в покрытии 12 образует Z-образный, так называемый «высаженный» профиль в направлении хорды крыла (т.е. параллельно центральной линии фюзеляжа самолета), при этом скат примыкает к защите 22 кромки. Высадка проходит по всей толщине яруса, таким образом, что форма каждого из слоев в ярусе образует высадку, каждая высадка содержит первый участок, второй участок, где слой проходит, по существу, параллельно первому участку, и скат между первым и вторым участками, где слой проходит под углом к первому и второму участкам.
Ярус из слоев в покрытии 12 также образует покатую внутреннюю сторону 14, как это наиболее наглядно показано на фиг. 3. Форма внутренней стороны 13 покрытия (известной как «внешняя обейчатка» или OML) прецизионно контролируется, поскольку она зацепляется с пресс-формой во время процесса формирования покрытия и в итоге формирует часть аэродинамической поверхности крыла. Форма внутренней стороны 14 покрытия является покатой, с учетом изменений толщины панели по размаху крыла (т.е. перпендикулярно центральной линии фюзеляжа самолета).
На фиг. 3 показана внутренняя сторона 14 покрытия 12, которая включает в себя покатую по размаху крыла область 14а между смежными областями 14b, 14с. Покатая область 14а соответствует области с переменной толщиной в ярусе слоев, образующих покрытие 12, а области 14b, 14с соответствуют областям с постоянной толщиной покрытия 12. В покатой области 14а толщина яруса слоев в покрытии меняется, например, за счет удаления слоев. Скаты по размаху крыла обеспечивают конструктивное варьирование покрытия, например, для изменения прочности покрытия в определенных точках.
Покатая поверхность внутренней стороны 14 покрытия 12 характеризуется по меньшей мере двумя областями, наклоненными другу к другу. Покатая область 14а внутренней стороны 14 покрытия наклонена относительно смежных областей 14b, 14с. В данном конкретном примере области 14b, 14с соответствуют областям покрытия с постоянной толщиной, поэтому каждая из данных областей внутренней стороны покрытия проходит, по существу, параллельно внешней стороне 13 покрытия 12. В свою очередь, область 14а соответствует области покрытия с переменной толщиной, поэтому она также наклонена относительно внешней стороны покрытия. Внешняя сторона 13 покрытия является, по существу, планарной, а ее форма соответствует требуемому профилю крыла. В данном конкретном варианте осуществления скат по размаху крыла, пересекает высадку, проходящую в направлении хорды, образуя составную покатую поверхность. По другим вариантам осуществления у покрытия может отсутствовать высадка, образуя простой скат по размаху крыла.
На фиг. 4 изображен вид с торца в направлении кормы на торец 34 покрытия 12, на котором показан скат по размаху крыла на внутренней стороне 14.
После крепления болтами покрытия 12 к лонжерону оно соединяется внахлестку с панелью 15 передней кромки, как это наиболее наглядно показано на виде в сечении по фиг. 2. Панель 15 может быть или не быть изготовлена из аналогичного композитного материала. В одном из примеров панель 15 включает в себя сердечник преимущественно в виде сандвич-структуры.
Внутренняя сторона панели 15 частично нахлестывается на внешнюю сторону 13 покрытия 12, как это показано на фиг. 2. Защита 22 кромки и внешние стороны панели 15 и покрытие совместно образуют, по существу, непрерывную аэродинамическую поверхность, которая, как показано, подвергается воздействию воздушного потока. Крепежный узел 40 (на фиг. 2 не показан) проходит вдоль линии 31 через покрытие 12 и панель 15, в том месте, где они нахлестываются, для соединения покрытия 12 с панелью 15. Крепежи крепежного узла могут выниматься, позволяя разъединять соединение для проведения инспекции или ремонта. Крепежный узел 40 будет рассмотрен более подробно ниже.
Защита 22 кромки расположена между высадкой и задней кромкой 30 панели 15 и защищает кромку 32 у расположенной по ходу сзади «верхней части» высаженного ската 26 от эрозии, вызываемой частицами, переносимыми воздушным потоком (который проходит в направлении, показанном на фиг. 2). В зазор между защитой 22 кромки и задней кромкой 30 панели 15 на этапе окончательной сборки устанавливается крышка заливной горловины (не показана).
На внутренней стороне покрытия 12 «верхняя сторона» 33 высаженного ската расположена максимально близко к лонжерону 11, таким образом, чтобы высаженный скат частично нахлестывался на радиусный участок 10а лонжерона (верх и низ в данном случае считаются относительно расположения по фиг. 2). Это позволяет расположить кромку 34 покрытия 12 относительно близко к лонжерону.
Как вариант, защита кромки может быть предварительно закреплена к панели 15 вместо покрытия 12. Это позволяет получить элемент, который может быть заменен в случае повреждения или износа, не оказывая влияния на основную конструкцию.
Далее, со ссылкой на фигуры 5-7 будет подробно рассмотрен крепежный узел 40. Крепежный узел включает в себя гнездовую колодку 41 из упругого деформируемого материала, закрепленную к покатой поверхности внутренней стороны 14 покрытия 12. Гнездовая колодка 41 проходит в направлении хорды и принимает контур покатой поверхности.
К гнездовой колодке 41 закреплено множество крепежных гнезд 42, разнесенных по длине колодки. Каждое крепежное гнездо 42 выполнено с возможностью приема соответствующего крепежа 43, в результате чего вдоль линии 31 образуется ряд крепежных изделий, проходящих сквозь покрытие 12 и панель 15 в месте их нахлеста. Крепеж 43 может извлекаться из соответствующих крепежных гнезд 42 при разъединении соединения между панелью 15 и покрытием 12 для проведения осмотра или ремонта.
На фиг. 6 детализировано изображен один из крепежей крепежного узла 40. У крепежа 43 имеется утапливаемая шляпка 44, расположенная, по существу, заподлицо с внешней поверхностью панели 15. Крепеж 43 является быстроразъемным крепежом, готовым к разъединению. Крепежные гнезда 42 являются анкерными гайками традиционного типа и включают в себя крепежный фланец 46 и вертикальную турель 47. Анкерные гайки хорошо известны специалистам в данной области техники, поэтому их подробное описание будет опущено. Крепежные гнезда 42 предварительно закреплены к гнездовой колодке 41 перед креплением к покрытию 12. По данному варианту осуществления каждое из крепежных гнезд 42 расклепано к гнездовой колодке 41 в местах 45 клепки, как показано на фиг. 7.
Гнездовая колодка 41 имеет толщину примерно 1-2 мм и изготовлена из кварцевого стекла. Кварцевое стекло обладает такими же тепловыми характеристиками, что и полимерный материал покрытия 12, армированный углеродными волокнами, поэтому данные детали обладают хорошей совместимостью по тепловым свойствам. Кварцевое стекло обладает достаточной упругой деформируемостью, позволяющей ей принимать контур покатой поверхности внутренней стороны покрытия 12. Как вариант, гнездовая колодка 41 может быть изготовлена из других материалов таких как, например, резина. Использование резиновой гнездовой колодки может быть желательно, в частности, в том случае, если в панели 12 используются материалы, отличающиеся от полимера, армированного углеродными волокнами. Например, резиновая гнездовая колодка может использоваться с металлическим покрытием.
Стеклянная гнездовая колодка 41 приклеена к покрытию 12 из полимера, армированного углеродными волокнами, предпочтительно при помощи клея 48 со слабой фиксацией, таким образом, чтобы гнездовую колодку 41 можно было снять, не повреждая при этом слои ламинированного композитного покрытия 12.
Далее будет подробно рассмотрен способ монтажа крепежного узла 40. Гнездовая колодка 41 с предварительно закрепленными крепежными гнездами 42 приклеивается к внутренней стороне 14 покрытия 12 вдоль линии 31 крепежа. Гнездовая колодка 41 используется в качестве готового компонента и разрезана по размеру с учетом ширины покрытия 12. За счет этого гнездовая колодка 41 пересекает лишь скаты и контуры внутренней стороны 14 покрытия 12 вдоль линии 31 крепежа. Гнездовая колодка 41 слегка прижимается к крышке 12 до тех пор, пока клей, используемый для приклеивания гнездовой колодки 41 к крышке 12, не отвердеет или не вулканизируется. В панели 15 высверливаются крепежные отверстия, покрытие 12 выравнивается с крепежными гнездами 42, крепеж 43 с утопленными шляпками вставляется в крепежные отверстия и фиксируется в крепежных гнездах 42 таким образом, чтобы завершить формирование крепежного узла 40.
Хотя изобретение было рассмотрено выше со ссылкой на один или несколько предпочтительных вариантов осуществления, следует понимать, что оно допускает различные изменения и модификации, не выходящие за объем изобретения, определяемый прилагаемой формулой изобретения.
Claims (19)
1. Конструктивный узел, содержащий первый компонент, второй компонент и крепежный узел, скрепляющий первый компонент со вторым компонентом, у первого компонента имеется покатая поверхность, образуемая по меньшей мере двумя областями, наклоненными по отношению друг к другу в первом направлении, покатая поверхность связана с изменениями в конструктивной толщине первого компонента в первом направлении, крепежный узел включает в себя гнездовую колодку из упругого деформируемого материала, проходящую в первом направлении и закрепленную к покатой поверхности первого компонента таким образом, чтобы она принимала контур покатой поверхности, и множество крепежных изделий, проходящих через первый и второй компоненты во множество соответствующих крепежных гнезд, закрепленных к гнездовой колодке.
2. Узел по п. 1, в котором первый компонент включает в себя композитный материал, предпочтительно полимер, армированный углеродными волокнами.
3. Узел по п. 1 или п. 2, в котором гнездовая колодка включает в себя кварцевое стекло.
4. Узел по п. 1 или 2, в котором материалы, из которых изготовлены первый компонент и гнездовая колодка, обладают аналогичными тепловыми свойствами.
5. Узел по п. 1 или 2, в котором материалы, из которых изготовлены первый компонент и гнездовая колодка, обладают аналогичными свойствами по жесткости.
6. Узел по п. 1 или 2, в котором первый компонент является ламинированной конструкцией, а покатая поверхность образована за счет удаления слоев.
7. Узел по п. 1 или 2, в котором гнездовая колодка приклеена к первому компоненту.
8. Узел по п. 7, в котором гнездовая колодка приклеена при помощи клея со слабой фиксацией.
9. Узел по п. 1 или 2, в котором крепежные гнезда расклепаны к гнездовой колодке.
10. Узел по п. 1 или 2, в котором крепежный узел включает в себя разъемный крепеж.
11. Узел по п. 1 или 2, в котором первый и второй компоненты нахлестываются встык и имеют соответствующие упирающиеся встык поверхности, упирающаяся встык поверхность первого компонента расположена оппозитно покатой поверхности первого компонента.
12. Узел по п. 11, в котором упирающиеся встык поверхности первого и второго компонентов являются, по существу, планарными.
13. Узел по п. 11, в котором высадка первого компонента примыкает к крепежному узлу.
14. Узел по п. 11, в котором первый компонент и/или второй компонент является панелью.
15. Узел по п. 11, в котором первый компонент является покрытием авиационного крыла, а второй компонент является съемной панелью авиационного крыла.
16. Способ крепления первого компонента ко второму компоненту, способ включает в себя:
получение первого компонента с имеющейся у него покатой поверхностью, образованной по меньшей мере двумя областями, наклоненными относительно друг друга в первом направлении, покатая поверхность связана с изменением конструктивной толщины первого компонента в первом направлении;
получение крепежного узла, включающего в себя гнездовую колодку из упругого деформируемого материала и множество крепежных гнезд, закрепленных к гнездовой колодке;
крепление гнездовой колодки к покатой поверхности первого компонента таким образом, чтобы она проходила в первом направлении и принимала контуры покатой поверхности; и
помещение крепежа через первый и второй компоненты, в соответствующие крепежные гнезда таким образом, чтобы закрепить первый компонент ко второму компоненту.
получение первого компонента с имеющейся у него покатой поверхностью, образованной по меньшей мере двумя областями, наклоненными относительно друг друга в первом направлении, покатая поверхность связана с изменением конструктивной толщины первого компонента в первом направлении;
получение крепежного узла, включающего в себя гнездовую колодку из упругого деформируемого материала и множество крепежных гнезд, закрепленных к гнездовой колодке;
крепление гнездовой колодки к покатой поверхности первого компонента таким образом, чтобы она проходила в первом направлении и принимала контуры покатой поверхности; и
помещение крепежа через первый и второй компоненты, в соответствующие крепежные гнезда таким образом, чтобы закрепить первый компонент ко второму компоненту.
17. Способ по п. 16, в котором гнездовая колодка приклеена к первому компоненту клеем и прижимается к покатой поверхности до завершения вулканизации клея.
18. Способ по п. 16 или 17, в котором гнездовая колодка и крепежные гнезда выполнены в виде подузла, при этом крепежные гнезда предварительно установлены на гнездовой колодке.
19. Способ по п. 16 или 17, в котором гнездовая колодка изначально, перед установкой на покатой поверхности, является, по существу, планарной.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GBGB1200912.2A GB201200912D0 (en) | 2012-01-19 | 2012-01-19 | Fastener receptacle strip |
GB1200912.2 | 2012-01-19 | ||
PCT/GB2013/050049 WO2013108013A1 (en) | 2012-01-19 | 2013-01-11 | Fastener receptacle strip |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014133868A RU2014133868A (ru) | 2016-03-10 |
RU2584126C2 true RU2584126C2 (ru) | 2016-05-20 |
Family
ID=45814247
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014133868/12A RU2584126C2 (ru) | 2012-01-19 | 2013-01-11 | Крепежная гнездовая колодка |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10228005B2 (ru) |
EP (1) | EP2804811B1 (ru) |
JP (1) | JP5918863B2 (ru) |
KR (1) | KR20140117434A (ru) |
CN (1) | CN104053596B (ru) |
CA (1) | CA2862713A1 (ru) |
GB (1) | GB201200912D0 (ru) |
RU (1) | RU2584126C2 (ru) |
WO (1) | WO2013108013A1 (ru) |
Families Citing this family (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP6169465B2 (ja) | 2013-10-02 | 2017-07-26 | 三菱重工業株式会社 | 継手及び航空機構造 |
US10329009B2 (en) * | 2014-09-17 | 2019-06-25 | The Boeing Company | Composite wing edge attachment and method |
CN105626656A (zh) * | 2014-10-28 | 2016-06-01 | 中航通飞研究院有限公司 | 一种托板螺母连接形式 |
JP6558957B2 (ja) | 2015-05-29 | 2019-08-14 | 株式会社シマノ | 釣用リールの往復移動機構 |
ES2744590T3 (es) * | 2016-11-29 | 2020-02-25 | Airbus Operations Sl | Conjunto de panel compuesto para aeronave y procedimiento de fabricación del mismo |
US10773789B2 (en) | 2017-07-07 | 2020-09-15 | The Boeing Company | Skin-panel interface of an aircraft |
CN108297458B (zh) * | 2018-04-04 | 2023-05-02 | 吉林大学 | 碳纤维复合材料成型及与金属板件粘铆方法 |
CN109502047B (zh) * | 2018-12-18 | 2022-01-25 | 贵州贵飞飞机设计研究院有限公司 | 一种用于飞机结构单面连接不合格螺栓孔的补偿方法 |
US11572152B2 (en) | 2020-05-21 | 2023-02-07 | The Boeing Company | Structural composite airfoils with a single spar, and related methods |
US11401026B2 (en) | 2020-05-21 | 2022-08-02 | The Boeing Company | Structural composite airfoils with a single spar, and related methods |
US11453476B2 (en) * | 2020-05-21 | 2022-09-27 | The Boeing Company | Structural composite airfoils with an improved leading edge, and related methods |
US11554848B2 (en) | 2020-05-21 | 2023-01-17 | The Boeing Company | Structural composite airfoils with a single spar, and related methods |
GB2599161A (en) * | 2020-09-29 | 2022-03-30 | Airbus Operations Ltd | A cover panel |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2009038825A2 (en) * | 2007-05-31 | 2009-03-26 | Analytica Of Branford, Inc. | Multipole ion guide interface for reduced background noise in mass spectrometry |
WO2009118548A2 (en) * | 2008-03-25 | 2009-10-01 | Airbus Uk Limited | Composite aircraft joint |
RU2009144358A (ru) * | 2007-06-26 | 2011-06-10 | Эйрбас Оператионс Гмбх (De) | Коррозионностойкое соединение между первым компонентом и вторым компонентом |
EP2368699A1 (en) * | 2010-03-22 | 2011-09-28 | Vestas Wind Systems A/S | Method for manufacturing a blade spar for a windturbine |
US20110233338A1 (en) * | 2010-03-23 | 2011-09-29 | Airbus Operations Limited | Joint |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3008554A (en) * | 1958-02-13 | 1961-11-14 | Samuel K Hodgson | Nut and retainer for workpieces with non-parallel faces |
US4888451A (en) * | 1988-11-29 | 1989-12-19 | United Technologies Corporation | Electrical continuity means for composite joints |
WO1996022878A1 (en) * | 1995-01-27 | 1996-08-01 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method for making honeycomb core composite articles |
JP2002234463A (ja) * | 2001-02-09 | 2002-08-20 | Mitsubishi Automob Eng Co Ltd | 車両用部品の取付装置 |
GB0525896D0 (en) * | 2005-12-20 | 2006-02-01 | Airbus Uk Ltd | A joint for use in aircraft construction |
FR2905739B1 (fr) * | 2006-09-08 | 2008-11-07 | Airbus France Sas | Assemblage de panneaux et procede de montage d'un assemblage de panneaux |
US8707647B2 (en) * | 2007-02-23 | 2014-04-29 | Crego Metal Systems, Inc. | Single-ply roofing system |
US20080202040A1 (en) * | 2007-02-23 | 2008-08-28 | Crego Metal Systems, Inc. | Single ply roofing system |
US9187907B2 (en) * | 2007-06-06 | 2015-11-17 | Steven Schraga | Drywall joint system and method |
US8398027B2 (en) | 2007-09-17 | 2013-03-19 | The Boeing Company | Method and apparatus for reinforcing composite structures |
JP4783357B2 (ja) * | 2007-12-10 | 2011-09-28 | 本田技研工業株式会社 | 締結具固定構造 |
US7963081B2 (en) * | 2008-12-17 | 2011-06-21 | Garland Industries, Inc. | Roofing system |
GB0901640D0 (en) * | 2009-02-03 | 2009-03-11 | Airbus Uk Ltd | Joint |
GB0905818D0 (en) * | 2009-04-06 | 2009-05-20 | Airbus Uk Ltd | Coupling assembly |
US9126670B2 (en) * | 2011-09-30 | 2015-09-08 | The Boeing Company | Panel assembly and method of making the same |
US9126672B2 (en) * | 2011-09-30 | 2015-09-08 | The Boeing Company | Access door assembly and method of making the same |
EP3243744B1 (en) * | 2016-05-11 | 2019-05-01 | Airbus Operations Limited | Aircraft joint |
-
2012
- 2012-01-19 GB GBGB1200912.2A patent/GB201200912D0/en not_active Ceased
-
2013
- 2013-01-11 JP JP2014552687A patent/JP5918863B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2013-01-11 CA CA2862713A patent/CA2862713A1/en not_active Abandoned
- 2013-01-11 RU RU2014133868/12A patent/RU2584126C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2013-01-11 EP EP13702087.1A patent/EP2804811B1/en active Active
- 2013-01-11 CN CN201380005805.9A patent/CN104053596B/zh active Active
- 2013-01-11 KR KR1020147020674A patent/KR20140117434A/ko not_active Application Discontinuation
- 2013-01-11 US US14/373,108 patent/US10228005B2/en active Active
- 2013-01-11 WO PCT/GB2013/050049 patent/WO2013108013A1/en active Application Filing
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2009038825A2 (en) * | 2007-05-31 | 2009-03-26 | Analytica Of Branford, Inc. | Multipole ion guide interface for reduced background noise in mass spectrometry |
RU2009144358A (ru) * | 2007-06-26 | 2011-06-10 | Эйрбас Оператионс Гмбх (De) | Коррозионностойкое соединение между первым компонентом и вторым компонентом |
WO2009118548A2 (en) * | 2008-03-25 | 2009-10-01 | Airbus Uk Limited | Composite aircraft joint |
RU2010141486A (ru) * | 2008-03-25 | 2012-04-27 | ЭЙРАС ЮКей ЛИМИТЕД (GB) | Узел соединения для воздушного судна, содержащий композитную деталь |
EP2368699A1 (en) * | 2010-03-22 | 2011-09-28 | Vestas Wind Systems A/S | Method for manufacturing a blade spar for a windturbine |
US20110233338A1 (en) * | 2010-03-23 | 2011-09-29 | Airbus Operations Limited | Joint |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US10228005B2 (en) | 2019-03-12 |
JP5918863B2 (ja) | 2016-05-18 |
CA2862713A1 (en) | 2013-07-25 |
CN104053596A (zh) | 2014-09-17 |
GB201200912D0 (en) | 2012-02-29 |
US20150030380A1 (en) | 2015-01-29 |
RU2014133868A (ru) | 2016-03-10 |
WO2013108013A1 (en) | 2013-07-25 |
EP2804811B1 (en) | 2017-03-08 |
KR20140117434A (ko) | 2014-10-07 |
JP2015513326A (ja) | 2015-05-07 |
CN104053596B (zh) | 2016-03-16 |
EP2804811A1 (en) | 2014-11-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2584126C2 (ru) | Крепежная гнездовая колодка | |
RU2715525C2 (ru) | Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера | |
CN103803054B (zh) | 复合机翼的接头 | |
RU2641026C2 (ru) | Силовые кессонные конструкции и способы их получения | |
KR102312286B1 (ko) | 일체형 흡입구 립 스킨 디자인 | |
CN104443351B (zh) | 用于制造航空抗扭盒的方法、抗扭盒以及用于制造航空抗扭盒的工具 | |
US10131415B2 (en) | Airframe leading edge | |
CN103786868A (zh) | 用于接合壳结构的周向拼接件 | |
RU2747826C2 (ru) | Композитная панель в сборе для самолета и способ ее изготовления | |
US11541983B2 (en) | Method for manufacturing a multi-spar box with a continuous skin upper shell of a tail cone section for a rear end of an aircraft and a composite assembly | |
US8108979B2 (en) | Using a stiffener to repair a part for an aircraft engine | |
RU2687535C1 (ru) | Элемент управляющей поверхности самолета | |
US20140103160A1 (en) | Tip fairing of a horizontal airfoil of an aircraft | |
CN103097240A (zh) | 多梁端口盒接头 | |
CN102653316A (zh) | 损坏的结构的维修部件和方法,以及用于实施的维修工具 | |
CN109421917B (zh) | 共固化翼梁和桁条中央翼盒 | |
EP2076431B1 (en) | Wing panel structure | |
CN107000826A (zh) | 航空器操纵面的组装工艺 | |
US20170232662A1 (en) | Method for assembling a set of composite parts and assembly obtained by such a method | |
CA2829899A1 (en) | Joint for composite wings | |
EP2723640B1 (en) | Aircraft wing with wing tip device | |
RU2348570C1 (ru) | Способ изготовления воздухозаборника двигателя летательного аппарата из слоистых композиционных материалов и воздухозаборник двигателя летательного аппарата из слоистых композиционных материалов | |
US10830376B2 (en) | Composite structure having an integrated support |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180112 |