WO2006100400A1 - Dispositif et procédé d'éclissage mixte carbone-métal dissymétrique - Google Patents

Dispositif et procédé d'éclissage mixte carbone-métal dissymétrique Download PDF

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    • 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

Definitions

  • the present invention relates to an asymmetric device and a method of splicing applicable especially for the realization of highly loaded structures in particular in the aeronautics.
  • connection of the parts constituting the various parts of the boxes and their connection between them uses in particular techniques of splicing, that is to say the connection of panels or frames between them using connecting pieces bolted or riveted to these panels and retransmitting the forces between the panels or frames.
  • the present invention relates to an improvement of the links by bolting in particular adapted to the connection of elements of different nature such as composite panels and metal splints.
  • the present invention mainly relates to a splinting device comprising a splice and a counter splint of seidization of at least a first and a second structural element received between the splice and the splint, characterized in that the splint comprises a number of attachment points less than the number of attachment points of the splice so that said first and second structural elements are fixed between the splice and the splice by a number of fixing points less than the number of attachment points said structural elements on the eclisse, the splice being thus an asymmetrical splicing, at least one of the structural elements being an element made of composite materials.
  • the invention further relates to a method of assembly by splicing between a box and an aircraft wing element characterized in that a box is constructed from structural panels made of composite materials assembled by splints, at least one splice having a first branch initially fixed by a distal fixing point on at least one panel, the other fixing points of said branch on said panel remaining free, the box is presented facing the wing element with which assembles the box, the wing element is secured to a second branch of the fishplate by a point of attachment distal to said second branch and said panel and said wing element are sandwiched between the fishplate and a counter-splint by means of fixation points disposed between said distal attachment point of the first limb and the distal attachment point of the second limb.
  • the device according to the invention makes it possible in particular to simplify the assembly of an aircraft box to the wing of this aircraft and a better recovery of the efforts of the wing on the box.
  • FIG. 1 a schematic perspective view of an embodiment of a box assembly and a wing element according to the invention.
  • FIG. 2 a side view of a splinting device according to the invention;
  • the splinting device represented in FIG. 1 comprises a splice 1 and a counter splint 2 for the self-isolation of at least a first 3 and a second 4 structural elements received between the eductor 1 and the splint 2.
  • the first structural element 3 is, according to the example, a lower part of a central box of an aircraft receiving lower wing elements of the wing of the aircraft, the second structural element 4 being one of the wing elements.
  • the central box is in particular a box made with composite panels based on carbon.
  • the edifice is disposed above said structural elements and a counter-lashing keeps these structural elements together from below.
  • the counter-splice 2 comprises a number of fixing points M, N less than the number of fixing points P, Q of the eductor so that said first 3 and second 4 structural elements are fixed between the edisse 1 and against the splice 2 by a number of fixing points M + N less than the number of attachment points P + Q of said structural elements on 1'éclisse 1, the splice being thus an asymmetrical splicing.
  • Such asymmetrical splicing has the first advantage of allowing a better distribution of forces at the fastening, a second advantage of allowing a prior assembly of the elements of the panel together, a handling of the box or a transport of the box to an assembly station remote of the wing elements, a positioning and a prior attachment of the wing element on the edifice 1, and a subsequent installation of the counter-splice without the need to separate the elements already assembled on the edifice, which could cause a misalignment of the fixing points of both the walls of the box and the wing element with the box.
  • a third advantage of the invention combining asymmetrical splicing and composite structural elements is the mass gain obtained, for a static and fatigue resistance equivalent to that of a symmetrical grinding on structural metal elements.
  • the asymmetrical splice also allows a reduction in thermal stresses resulting from the differential expansion between the metal and the composite material between the metal splint and a structural element of composite material.
  • the fishplate 1 is a T-bar comprising a first attachment branch 5. a first structural element 3, the bottom of the box, a second branch 6, fixing a second structural element 4, the wing element, the second branch being substantially an extension of the first branch 5 and a third branch 7, fixing a third structural element 8, a wall of the box for example, the third branch being inclined relative to audites first and second branches 5, 6.
  • first and the third structural elements 3, 8 are part of contiguous faces of the box 9 and the first branch 5 of the splint, receiving the first structural element 3, is received on an inner face to the box 9, the second branch 6 out of the internal space of the box by its lower side edge.
  • the T-splice thus makes the lower edge of the box.
  • the back splint 2 and the scabbard 1 trap the first 3 and second 4 structural elements.
  • the fastening points of the structural elements with redisse and the counter-splice consist of holes made in the structural elements, the splice and the counter-splice, these holes being arranged out that their position coincides to receive fastening means 11, 12 such as nut screw devices or rivets and perform the assembly.
  • the device allows a pre-assembly of the elements on the splice using the attachment points of the ends of the splice and a final assembly using the back splint without having to disassemble the pre-assembly.
  • a box 9 for the assembly by bolting of a box 9 with at least one element 4 of aircraft wing, is first constructed the box 9 from structural panels 3, 8, 10 assembled by ribs, at least one groove 1 having a first branch 5 fixed in a first time by a distal fixing point Q1 on at least one panel of the box, in ['occurrence a lower panel of the box, the other fixing points Q2,.,.
  • the box thus formed can be moved, then the box 9 is presented next to the wing member 4 with which the box 9 is assembled, aligns and solidarizes the wing element 4 to a second branch 6 of the fishplate by a distal fixing point P1 of the second branch 6, the caisson-wing element assembly being thus precisely arranged, and the panel 3 and the wing member 4 between the splint 1 and a splint 2 by means of the attachment points disposed between said distal attachment point of the first branch and the distal attachment point of the second branch, the distal attachment points being not disassembled to maintain correct alignment of already positioned panel elements.
  • the invention thus makes it possible to construct the box by assembling the panels of the box on external faces of the splint and then to maneuver this box which then retains its integrity so that it can receive the elements of car.
  • wing elements left and right of the aircraft are assembled according to the principle of the invention.
  • the invention is not limited to the example shown and, in particular, the asymmetrical splinting device can be used to secure the upper wing elements to said box or be used to secure other elements of an aircraft or any other mechanical construction.

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Abstract

- L'objet de l'invention est un dispositif d'éclîssage comportant une éclisse (1) et une contre éclisse (2) de solidarisation d'au moins un premier (3) et un deuxième (4) éléments structurels reçus entre l'éclisse (1 ) et la contre éclisse (2) caractérisé en ce que la contre éclisse (2) comporte un nombre de points de fixation (M, N) inférieur au nombre de points de fixation (P, Q) de l'éclisse de sorte que lesdits premier (3) et deuxième (4) éléments structurels sont fixés entre l'éclisse (1) et la contre éclisse (2) par un nombre de points de fixation (M + N) inférieur au nombre de points de fixation (P + Q) desdits éléments structurels sur i'éciisse (1), l'éclissage étant ainsi un éclissage dissymétrique, au moins un des éléments structurels étant un élément réalisé en matériaux composites.

Description

DISPOSITIF ET PROCEDE DΕCLISSAGE MIXTE CARBONE-METAL DISSYMETRIQUE
La présente invention concerne un dispositif et un procédé d'éclissage dissymétriques applicables notamment pour la réalisation de structures fortement chargées en particulier dans l'aéronautique.
Lors de la réalisation d'un aéronef, diverses parties sont constituées par des assemblages de panneaux raidis ou non, de nervures et de cadres.
Un élément important d'un aéronef est le tronçon central recevant la voilure de l'avion, cet élément en caisson subit des efforts très importants et il est souhaitable d'assurer un bon transfert des efforts, de la voilure vers ce caisson et de ce caisson vers !e reste de la structure. De plus en plus, la réalisation des aéronefs fait appel à des matériaux composites, en particulier à base de carbone et des structures mixtes composite- métallique sont utilisées.
La liaison des pièces constituant les diverses parties des caissons et leur liaison entre eux utilise notamment des techniques d'éclissage, c'est à dire la liaison de panneaux ou de membrures entre eux à l'aide de pièces de jonction boulonnées ou rivetées sur ces panneaux et retransmettant les efforts entre les panneaux ou membrures.
La présente invention concerne un perfectionnement des liaisons par éclissage en particulier adapté à ia liaison d'éléments de nature différente tels que des panneaux composites et des éclisses métalliques.
Elle trouve particulièrement son application pour l'assemblage d'un caisson central d'aéronef de grande dimensions en matériaux composites qui doit être préassemblé puis déplacé pour recevoir la voiture de l'aéronef tout en conservant ses caractéristiques dimensionnelles au cours des phases d'assemblage. Pour ce faire ia présente invention concerne principalement un dispositif d'éclissage comportant une éclisse et une contre éclisse de soiidarisation d'au moins un premier et un deuxième éléments structurels reçus entre l'éclisse et la contre éclisse caractérisé en ce que la contre éclisse comporte un nombre de points de fixation inférieur au nombre de points de fixation de l'éclisse de sorte que lesdits premier et deuxième éléments structureis sont fixés entre l'écϋsse et la contre éclisse par un nombre de points de fixation inférieur au nombre de points de fixation desdits éléments structurels sur i'éclisse, l'éclissage étant ainsi un éclissage dissymétrique, au moins un des éléments structurels étant un élément réalisé en matériaux composites.
L'invention concerne en outre un procédé d'assemblage par éclissage entre un caisson et un élément de voilure d'aéronef caractérisé en ce qu'on construit un caisson à partir de panneaux structurels en matériaux composites assemblés par des éclisses, au moins une éclisse comportant une première branche fixée dans un premier temps par un point de fixation distal sur au moins un panneau, les autres points de fixation de ladite branche sur ledit panneau restant libres, on présente le caisson en regard de l'élément de voilure avec lequel s'assemble le caisson, on solidarise l'élément de voilure à une deuxième branche de l'éclisse par un point de fixation distal de ladite deuxième branche et on enserre ledit panneau et ledit élément de voilure entre l'éclisse et une contre éclisse au moyen de points de fixation disposés entre ledit point de fixation distal de la première branche et le point de fixation distal de la deuxième branche.
Le dispositif selon l'invention permet notamment de simplifier l'assemblage d'un caisson d'aéronef à la voilure de cet aéronef et une meilleure reprise des efforts de la voilure sur le caisson.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront à Ia lecture de Ia description qui va suivre d'un exemple non limitatif de réalisation de l'invention en référence aux figures qui représentent: en figure 1 : une vue en perspective schématique d'un exemple de réalisation d'un assemblage de caisson et d'un élément de voilure selon l'invention. en figure 2: une vue de côté d'un dispositif d'éclissage selon l'invention; Le dispositif d'éclissage représenté en figure 1 comporte une éclisse 1 et une contre éclisse 2 de soiidarisation d'au moins un premier 3 et un deuxième 4 éléments structurels reçus entre l'édisse 1 et la contre éclisse 2.
Le premier élément structurel 3 est selon l'exemple une partie inférieure d'un caisson central d'un aéronef recevant des éléments de voilure inférieurs de la voilure de l'aéronef, le deuxième élément structurel 4 étant un des éléments de voilure.
Le caisson central est en particulier un caisson réalisé avec des panneaux composites à base de carbone. L'édisse est disposée au dessus desdits éléments structurels et une contre- éclîsse vient maintenir ces éléments structurels ensemble par dessous.
Selon l'invention, la contre-éclisse 2 comporte un nombre de points de fixation M, N inférieur au nombre de points de fixation P, Q de l'édisse de sorte que lesdits premier 3 et deuxième 4 éléments structurels sont fixés entre l'édisse 1 et la contre éclisse 2 par un nombre de points de fixation M + N inférieur au nombre de points de fixation P + Q desdits éléments structurels sur i'éclisse 1 , l'éclissage étant ainsi un éclissage dissymétrique.
Un tel éclissage dissymétrique a pour premier avantage de permettre une meilleure répartition des efforts au niveau de la fixation, comme deuxième avantage de permettre un montage préalable des éléments du panneau ensembles, une manutention du caisson voire un transport du caisson vers un poste d'assemblage distant des éléments de voilure, un positionnement et une fixation préalable de l'élément de voilure sur l'édisse 1 , puis une pose ultérieure de la contre-éclisse sans nécessiter de désolidariser les éléments déjà assemblés sur l'édisse, ce qui pourrait causer un désalignement des points de fixation tant des parois du caisson que de l'élément de voilure avec le caisson.
Un troisième avantage de l'invention combinant éclissage dissymétrique et éléments structurels composites est le gain de masse obtenu, ce pour une tenue statique et en fatigue équivalente à celle d'un éciissage symétrique sur des éléments structurels métalliques.
Du fait que la contre éclisse comporte un nombre moindre de points de fixation sur l'élément structurel, l'éclissage dissymétrique permet en outre une réduction des contraintes thermiques résultant du différentiel de dilatation entre le métal et le matériau composite entre l'éclisse métallique et un élément structurel en matériau composite.
Selon l'exemple de la figure 1 et dans le cas de l'application du dispositif de l'invention à un caisson central recevant des éléments de voilure, l'éclisse 1 est une éclisse en T comportant une première branche 5 de fixation d'un premier élément structurel 3, le fond du caisson, d'une deuxième branche 6, de fixation d'un deuxième élément structurel 4, l'élément de voilure, la deuxième branche étant sensiblement en prolongement de la première branche 5 et une troisième branche 7, de fixation d'un troisième élément structurel 8, une paroi du caisson par exemple, la troisième branche étant inclinée par rapport audites première et deuxième branches 5, 6.
Dans le cadre de l'exemple de la figure 1 , le premier et le troisième éléments structurels 3, 8 font partie de faces contiguës du caisson 9 et la première branche 5 de ['éclisse, recevant le premier élément structurel 3, est reçue sur une face interne au caisson 9, la deuxième branche 6 sortant de l'espace interne du caisson par son arête latérale inférieure.
L'éclisse en T réalise ainsi l'arête inférieure du caisson. En référence à la figure 2 précisant un détail de ia construction, la contre éclisse 2 et l'écϋsse 1 emprisonnent les premier 3 et second 4 éléments structurels.
Les points de fixation des éléments structurels à redisse et la contre- éclisse sont constitués par des trous réalisés dans les éléments structurels, l'éclisse et la contre-éclisse, ces trous étant disposés de sortent que leur position coïncide pour recevoir des moyens de fixation 11 , 12 tels que des dispositifs vis écrous ou des rivets et réaliser l'assemblage.
Comme vu plus haut, le dispositif permet un pré-assemblage des éléments sur l'éclisse en utilisant les points de fixation des extrémités de l'éclisse puis un assemblage final à l'aide de la contre éclisse sans devoir démonter le préassemblage. Ainsi selon l'invention, pour l'assemblage par éclissage d'un caisson 9 avec au moins un élément 4 de voilure d'aéronef, on construit dans un premier temps le caisson 9 à partir de panneaux structurels 3, 8, 10 assemblés par des éclisses, au moins une écϋsse 1 comportant une première branche 5 fixée dans un premier temps par un point de fixation distal Q1 sur au moins un panneau du caisson, en ['occurrence un panneau inférieur du caisson, les autres points de fixation Q2, .,. , Qn de la première branche 5 sur ledit panneau restant libres, le caisson ainsi formé pouvant être déplacé, on présente ensuite le caisson 9 en regard de l'élément de voilure 4 avec lequel s'assemble le caisson 9, on aligne et on solidarise l'élément de voilure 4 à une deuxième branche 6 de l'éclisse par un point de fixation distal P1 de la deuxième branche 6, l'ensemble caisson-élément de voilure étant ainsi précisément disposé, et on enserre le panneau 3 et l'élément de voilure 4 entre l'éclisse 1 et une contre éclisse 2 au moyen des points de fixation disposés entre ledit point de fixation distal de la première branche et le point de fixation distal de la deuxième branche, les points de fixation distaux n'étant pas démontés pour maintenir le correct alignement des éléments de panneaux déjà positionnés.
L'invention permet ainsi de construire le caisson par assemblage des panneaux du caisson sur des faces externes de l'éclisse puis de manoeuvrer ce caisson qui conserve alors son intégrité pour qu'il puisse recevoir les éléments de voiiure.
Bien entendu, les éléments de voilure gauche et droit de l'aéronef sont assemblés suivant le principe de l'invention.
En outre, l'invention ne se limite pas à l'exemple représenté et, notamment, le dispositif d'éclissage dissymétrique peut être utilisé pour solidariser les éléments supérieurs de voilure audit caisson ou être utilisé pour solidariser d'autres éléments d'un aéronef ou de tout autre construction mécanique.

Claims

R E V E N D I C A T I O N S
1 - Dispositif d'éclissage comportant une éclisse (1) et une contre éclisse (2) de solidarisation d'au moins un premier (3) et un deuxième (4) éléments structurels reçus entre l'éclisse (1) et Ea contre éclisse (2) caractérisé en ce que la contre éclisse (2) comporte un nombre de points de fixation (M, N) inférieur au nombre de points de fixation (P, Q) de ['éclisse de sorte que lesdits premier (3) et deuxième (4) éléments structurels sont fixés entre l'éclisse (1) et la contre éclisse (2) par un nombre de points de fixation (M + N) inférieur au nombre de points de fixation (P + Q) desdits éléments structurels sur l'éclisse (1), l'éclissage étant ainsi un éclissage dissymétrique, au moins un des éléments structurels étant un élément réalisé en matériaux composites.
2 - Dispositif d'éclissage selon la revendication 1 caractérisé en ce que l'éclisse (1) est une éclisse en T comportant une première branche (5) de fixation d'un premier élément structurel (3), d'une deuxième branche (6), de fixation d'un deuxième élément structurel (4), sensiblement en prolongement de la première branche (5) et une troisième branche (7), de fixation d'un troisième élément structurel (8), inclinée par rapport audites première et deuxième branches (5, 6).
3 - Structure éclissée comportant au moins un dispositif d'éclissage selon la revendication 2 caractérisé en ce que le premier et le troisième éléments structurels (3, 8) font partie de faces contiguës d'un caisson (9), la première branche (5) de l'éclisse recevant le premier élément structurel (3) étant reçue sur une face interne au caisson (9).
4 - Dispositif d'éclissage selon la revendication 3 caractérisé en ce que la contre éclisse (2) et l'écîisse (1) emprisonnent les premier (3) et second (4) éléments structurels. 5 - Procédé d'assemblage par écïissage entre un caisson (9) et au moins un élément (4) de voilure d'aéronef caractérisé en ce qu'on construit le caisson (9) à partir de panneaux structurels (3, 8, 10) en matériaux composites assemblés par des éclisses, au moins une éclisse (1) comportant une première branche (5) fixée dans un premier temps par un point de fixation distal (Q1) sur au moins un panneau, les autres points de fixation (Q2, ... , Qn) de la première branche (5) sur ledit panneau restant libres, on présente le caisson (9) en regard de l'élément de voilure (4) avec lequel s'assemble le caisson (9), on solidarise l'élément de voilure (4) à une deuxième branche (6) de redisse par un point de fixation distal (P1) de la deuxième branche (6) et on enserre le panneau (3) et l'élément de voilure (4) entre l'écϋsse (1) et une contre éclisse (2) au moyen des points de fixation disposés entre ledit point de fixation distal de la première branche et le point de fixation dista! de la deuxième branche.
6 - Procédé selon la revendication 5 caractérisé en ce qu'on construit le caisson par assemblage des panneaux du caisson sur des faces externes de l'éclisse.
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2921899A1 (fr) * 2007-10-04 2009-04-10 Airbus France Sas Procede de renforcement local d'un element en materiau composite, et caisson central de voilure pour aeronef renforce
FR2970463A1 (fr) * 2011-01-17 2012-07-20 Airbus Operations Sas Dispositif d'eclissage a tenue mecanique amelioree.
US8356771B2 (en) 2008-07-21 2013-01-22 Airbus Operations Gmbh Coupling for joining two frame segments
US10336458B2 (en) 2013-12-23 2019-07-02 Airbus Operations (S.A.S.) Aircraft assembly comprising a mounting strut built into the nacelle and arranged at the rear section of the fuselage

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2372849B1 (es) * 2010-03-25 2012-12-13 Airbus Operations, S.L. Estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave mediante un herraje triforme de materiales compuestos no metálicos.
GB201008858D0 (en) * 2010-05-27 2010-07-14 Airbus Uk Ltd Packer assembly
ES2396327B1 (es) * 2010-06-10 2014-02-06 Airbus Operations, S.L. Procedimiento para la fabricación de piezas grandes de material compuesto controlando el espesor de sus bordes
ES2396838B1 (es) 2010-09-13 2014-02-06 Airbus Operations S.L. Disposición de unión de piezas de material compuesto reforzada direccionalmente.
GB201020152D0 (en) * 2010-11-29 2011-01-12 Airbus Uk Ltd Aircraft panel structure and aircraft panel structure manufacturing method for alleviation of stress
JP5693195B2 (ja) 2010-12-14 2015-04-01 三菱重工業株式会社 ボルト継手構造
RU2481243C1 (ru) * 2012-01-31 2013-05-10 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Крыло самолета и узел стыка его консолей
US9180956B1 (en) 2012-04-11 2015-11-10 The Boeing Company Methods and apparatus for attaching an aircraft wing assembly to an aircraft body
CN102730182B (zh) * 2012-06-20 2014-10-01 中国航天时代电子公司 一种无人机机翼与机身连接装置
US8857765B2 (en) * 2012-10-16 2014-10-14 The Boeing Company Method and apparatus for attaching an aircraft fuselage frame to a wing box
US9272769B2 (en) * 2012-11-13 2016-03-01 The Boeing Company Joint for composite wings
US9227718B2 (en) * 2013-06-07 2016-01-05 The Boeing Company Lower joints between outboard wing boxes and center wing sections of aircraft wing assemblies
US9580164B2 (en) * 2013-07-10 2017-02-28 The Boeing Company Apparatus and methods for joining aircraft composite structures
US10479475B2 (en) * 2013-08-09 2019-11-19 The Boeing Company Composite stringer beam joint structure of an aircraft
US9475570B2 (en) 2013-08-23 2016-10-25 The Boeing Company Upper joints between outboard wing boxes and wing center sections of aircraft wing assemblies
US9315254B2 (en) * 2013-10-11 2016-04-19 The Boeing Company Joint assembly and method of assembling same
CN105415066A (zh) * 2015-12-17 2016-03-23 平湖市山特螺纹工具有限公司 一种铣床的自动上料装置所用的滑块背夹板
US11161593B2 (en) * 2019-08-05 2021-11-02 The Boeing Company T-tail joint assemblies for aircraft
RU2733309C1 (ru) * 2019-12-23 2020-10-01 Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» Узел усиления шпангоута силовой сетчатой конструкции корпуса из полимерных композиционных материалов (варианты)
EP4378823A1 (fr) * 2022-12-01 2024-06-05 Airbus Operations, S.L.U. Ferrure pour aéronefs

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05286496A (ja) * 1992-04-08 1993-11-02 Honda Motor Co Ltd 翼構造
WO2002046625A1 (fr) * 2000-12-08 2002-06-13 Airbus France Procede d'assemblage optimise de deux pieces sensiblement planes

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1637871A (en) * 1926-07-26 1927-08-02 Nosan Anton Wall construction for aeroplane fuselages
US1885406A (en) * 1930-06-20 1932-11-01 Avions Kellner Bechereau Sa Manufacture of hollow bodies
US2259624A (en) * 1937-12-23 1941-10-21 Dornier Werke Gmbh Construction element for aircraft
FR1523404A (fr) * 1967-03-22 1968-05-03 Sud Aviation Perfectionnement aux raccordements entre fuselage et voilure d'un aérodyne
SU1037539A1 (ru) * 1981-12-11 1996-09-20 А.С. Прытков Неразъемный технологический стык центроплана самолета с крылом
US4579475A (en) * 1984-01-23 1986-04-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Optimized bolted joint
FR2675563B1 (fr) * 1991-04-22 1993-08-27 Aerospatiale Procede d'assemblage mecanique d'un tube en materiau composite et d'une piece metallique et assemblage ainsi realise.
US5297760A (en) * 1992-08-21 1994-03-29 Mcdonnell Douglas Corporation Aircraft skin lap splice
DE4234038C2 (de) * 1992-10-09 1997-07-03 Daimler Benz Aerospace Airbus Schalenbauteil aus Faserverbundwerkstoff
CN2152432Y (zh) * 1993-02-01 1994-01-12 林子丹 伞布夹
US5518208A (en) * 1993-12-28 1996-05-21 The Boeing Company Optimum aircraft body frame to body skin shear tie installation pattern for body skin/stringer circumferential splices
JP4234792B2 (ja) * 1996-03-22 2009-03-04 ザ・ボーイング・カンパニー 航空機の翼構成部材、翼桁およびそれらを組立てるための方法
DE19702518C2 (de) * 1997-01-24 2000-03-09 Lothar Gaul Aktive Beeinflussung von Fügestellen in mechanischen Konstruktionselementen und Strukturen
US6105902A (en) * 1997-07-15 2000-08-22 Mcdonnell Douglas Corporation Aircraft fuselage and method of forming same
FR2836963A1 (fr) * 2002-03-08 2003-09-12 Airbus France Dispositif de fixation d'un element sur une structure d'aeronef
CN2560061Y (zh) * 2002-05-14 2003-07-09 樊荣杰 车厢吊旗式广告装置
DE10238820A1 (de) * 2002-08-23 2004-03-11 Airbus Deutschland Gmbh Anordung zur Erfindung von dünnwandigen Metallstrukturen
CN2665254Y (zh) * 2003-10-13 2004-12-22 深圳市三鑫特种玻璃技术股份有限公司 夹板式连接装置
US7052573B2 (en) * 2003-11-21 2006-05-30 The Boeing Company Method to eliminate undulations in a composite panel
FR2863324B1 (fr) * 2003-12-04 2007-12-14 Airbus France Procede de realisation d'une structure stratifiee et avion muni d'une telle structure
FR2873347B1 (fr) * 2004-07-22 2006-11-17 Airbus France Sas Dispositif d'eclissage d'elements de structure composite avec des elements de structure metallique
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
FR2915458B1 (fr) * 2007-04-25 2010-01-01 Airbus France Assemblage de panneaux de fuselage d'un avion

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05286496A (ja) * 1992-04-08 1993-11-02 Honda Motor Co Ltd 翼構造
WO2002046625A1 (fr) * 2000-12-08 2002-06-13 Airbus France Procede d'assemblage optimise de deux pieces sensiblement planes

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
DATABASE WPI Week 9722, Derwent World Patents Index; AN 243476 *
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 018, no. 072 (M - 1555) 7 February 1994 (1994-02-07) *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2921899A1 (fr) * 2007-10-04 2009-04-10 Airbus France Sas Procede de renforcement local d'un element en materiau composite, et caisson central de voilure pour aeronef renforce
US8356771B2 (en) 2008-07-21 2013-01-22 Airbus Operations Gmbh Coupling for joining two frame segments
FR2970463A1 (fr) * 2011-01-17 2012-07-20 Airbus Operations Sas Dispositif d'eclissage a tenue mecanique amelioree.
WO2012098331A2 (fr) 2011-01-17 2012-07-26 Airbus Operations Dispositif d'eclissage a tenue mecanique amelioree
WO2012098331A3 (fr) * 2011-01-17 2012-09-13 Airbus Operations Dispositif d'eclissage a tenue mecanique amelioree
US9738373B2 (en) 2011-01-17 2017-08-22 Airbus Operations (S.A.S.) Fish joint device having an improved mechanical hold
US10336458B2 (en) 2013-12-23 2019-07-02 Airbus Operations (S.A.S.) Aircraft assembly comprising a mounting strut built into the nacelle and arranged at the rear section of the fuselage

Also Published As

Publication number Publication date
ATE416970T1 (de) 2008-12-15
BRPI0614008A2 (pt) 2012-11-20
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CA2600878A1 (fr) 2006-09-28

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