WO2009056319A1 - Querstosslasche, sowie verfahren, zum verbinden von zwei insbesondere gewickelten cfk-rumpfsektionen zur schaffung einer rumpfzelle - Google Patents

Querstosslasche, sowie verfahren, zum verbinden von zwei insbesondere gewickelten cfk-rumpfsektionen zur schaffung einer rumpfzelle Download PDF

Info

Publication number
WO2009056319A1
WO2009056319A1 PCT/EP2008/009176 EP2008009176W WO2009056319A1 WO 2009056319 A1 WO2009056319 A1 WO 2009056319A1 EP 2008009176 W EP2008009176 W EP 2008009176W WO 2009056319 A1 WO2009056319 A1 WO 2009056319A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuselage
transverse
sections
fuselage sections
segments
Prior art date
Application number
PCT/EP2008/009176
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2009056319A4 (de
Inventor
Andreas Stephan
Original Assignee
Airbus Deutschland Gmbh
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Deutschland Gmbh filed Critical Airbus Deutschland Gmbh
Priority to US12/740,183 priority Critical patent/US8783610B2/en
Priority to AT08843828T priority patent/ATE544669T1/de
Priority to CN2008801144370A priority patent/CN101842285B/zh
Priority to EP08843828A priority patent/EP2209710B1/de
Priority to JP2010531459A priority patent/JP5166543B2/ja
Priority to CA2704764A priority patent/CA2704764A1/en
Priority to BRPI0819353 priority patent/BRPI0819353A2/pt
Publication of WO2009056319A1 publication Critical patent/WO2009056319A1/de
Publication of WO2009056319A4 publication Critical patent/WO2009056319A4/de

Links

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
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/069—Joining arrangements therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • 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
    • Y10T29/49346—Rocket or jet device making
    • 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
    • Y10T29/49616—Structural member making
    • Y10T29/49622—Vehicular structural member making

Definitions

  • the invention relates to a cross-bumper for creating a fuselage cell of an aircraft by connecting a plurality of CFRP fuselage sections, in particular produced in the winding process, to form a transverse seam.
  • the invention relates to a method for connecting fuselage sections, in particular of coiled-CFK fuselage sections, to provide a fuselage cell for an aircraft with such a cross-bumper.
  • transverse joint plates are preferably riveted by riveting with the respective ends of the fuselage sections to be joined to each other.
  • the transverse joint plates are preferably riveted by riveting with the respective ends of the fuselage sections to be joined to each other.
  • two to three rows of rivets are placed circumferentially on both sides of the cross seam through the crossbeam flap and the fuselage section skin.
  • three rivet rows are preferably set on both sides of the transverse seam, since in this zone substantially tensile loads occur in the longitudinal direction of the aircraft fuselage.
  • two rivet rows are generally mounted on either side of the circumferential cross seam.
  • the material used for the production of the crossbeam flap usually corresponds to the material used for the trunk section or the trunk cell skin.
  • the crossbars transfer tensile, compression, shear and circumferential forces from one fuselage section to the adjacent fuselage section.
  • CFRP hull sections are increasingly being made by wrapping with composite materials such as carbon fiber reinforced epoxy (CFRP hull sections). Due to the generally large cross-sectional dimensions of wound CFRP fuselage sections, production-related unavoidable, in particular radial, dimensional deviations occur between the fuselage sections to be joined together, which make the stress-free joining of the fuselage sections difficult or impossible. The resulting deviations can not be compensated usually with the conventional crossbars.
  • CFRP hull sections carbon fiber reinforced epoxy
  • wound CFRP fuselage sections are not directly connected to another coiled CFRP fuselage section.
  • a CFK fuselage section composed of at least two shells generally follows each wound CFRP fuselage section in order to better balance the radial tolerances to be able to, which, however, increases the production cost.
  • Another way to compensate for the tolerances is the use of balancing agents in solid or liquid form, which are also unfavorable from a production point of view, because they are time consuming.
  • the object of the invention is therefore to provide a transverse joint plate which has a sufficiently high flexibility to allow the immediate joining of two coiled CFRP component-hull sections without additional tolerance compensation measures.
  • the transverse joint tongue has at least two overlapping tab segments and in each of the tab segments a plurality of longitudinal slots for radial tolerance compensation between the fuselage sections is introduced and the longitudinal slots in the tab segments each offset from one another, results in a high flexibility of the multi-layer crossbar especially in radial direction to the longitudinal axis of the fuselage section, so that the direct joining of two coiled CFRP fuselage sections without further tolerance compensation measures is possible.
  • the longitudinal slots of at least two adjacent tab segments in the circumferential direction seen offset or spaced so that they do not overlap.
  • the longitudinal slots in the tab segments are each arranged offset from each other, so that no continuous path through the longitudinal slots is formed, which among other things, the pressure tightness and the strength of the crossbar joint is improved. Due to the number and arrangement of the longitudinal slots in the respective tab segments, the flexibility of the crossbar can be influenced. The smaller the distance between the longitudinal slots is chosen, the higher the flexibility of the transverse joint tab, the greater tolerance deviations between the fuselage sections can be compensated and the lower are the component residual stresses during assembly.
  • At least three or four cross-joint straps designed according to the invention are used, which are connected to one another and, on the inside, connected to both fuselage sections, essentially the entire circumferential length of the fuselage sections
  • transverse joint lug provides that a material thickness of the at least two superimposed lashing segments considered together is greater than a thickness of a skin of the hull section. This causes any damage in the area of the transverse seam, such as Cracking as a result of fatigue, rather within the better-to-inspect skin of the trunk sections.
  • the longitudinal slots are arranged uniformly spaced from each other in the tab segments. This embodiment allows a uniform tolerance compensation in the radial direction over the entire circumference of the fuselage section.
  • transverse joint flap provides that the same material, in particular an aluminum alloy material or a CFRP composite material, is used for the skin of the fuselage sections to be joined together and the transverse joint section. As a result, corrosion problems between the crossbars and the wound CFK fuselage sections are avoided.
  • the longitudinal slots in the tab segments recesses, in particular circular recesses on.
  • the circular cutouts prevent, inter alia, the formation of cracks during spreading of the transverse joint flap in the radial direction.
  • the mobility of the transverse joint tongue increases in the radial direction.
  • transverse joint flap provides that it is formed with at least three superimposed tab segments. This will make a higher Flexibility of the crossbeam lug in the radial direction achieved, so that larger tolerance deviations between the wound CFK fuselage sections can be compensated.
  • the at least one flexible transverse joint tab is connected to the end of a fuselage section, in particular riveted thereto.
  • the to be added Fuselage section pushed onto the transverse joint plate and connected to this, in particular riveted.
  • superimposed tab segments of the transverse joint flap adapt to the required diameter, which is done by spreading or upsetting the longitudinal slots.
  • the transverse joint tongue can be riveted to the end of the fuselage section to be attached.
  • FIG. 1 shows a schematic cross section through a multi-layer flexible cross-joint flap according to the invention
  • FIG. 2 is a view of a crossbar attached to the fuselage section;
  • FIG. 3 shows the functional principle of the flexible transverse joint tongue for radial tolerance compensation between fuselage sections;
  • FIG. 4 is a simplified perspective exterior view (detail) of one end of a fuselage section with a crossbar; FIG. and
  • Fig. 5 is a simplified perspective inside view (detail) of an end of a fuselage section with crossbar.
  • Fig. 1 shows a schematic cross-sectional view through an inventively designed transverse joint tab.
  • the transverse joint flap 1 is connected by means of a plurality of rivet elements 2 to an inner side 3 of a skin 4 of a fuselage section 5 in the region of an end 6 of the fuselage section 5.
  • the transverse joint flap 1 is formed with three superimposed tab segments 7 to 9.
  • the rivet connections 2 are preferably arranged in at least three rows spaced uniformly over the entire circumference of the barrel-shaped fuselage section 5.
  • the transverse joint lug 1 may be connected by any joining techniques, such as screwing, gluing, welding or any other method Combination of the inside of the skin 4 are connected.
  • FIG. 2 shows a view of a crossboss lug connected to the fuselage section.
  • FIG. 2 For the sake of clarity, only two superimposed tab segments are shown in the illustration (compare FIG. 1).
  • the crossbeam lug 1 is connected to the skin 4 in the region of the fuselage section end 6 of the fuselage section 5 with a multiplicity of rivet connections 2, of which only one is provided with a reference number for better representability.
  • the rivet 2 for example, in three adjacent, the barrel-shaped trunk section 5 circumferential rows, arranged in a matrix.
  • All longitudinal slots extend substantially parallel to a longitudinal axis 12 of the fuselage section 5 or a fuselage cell, not shown, of the aircraft.
  • All the longitudinal slots preferably extend beyond a center line 13 of the transverse joint flap 1, wherein the center line 13 at the same time corresponds to a transverse seam 14 forming between the body sections to be joined together.
  • the longitudinal slots in each tab segment may be uniform or, depending on local flexibility requirements be introduced differently to each other.
  • the longitudinal slots 10, 11 preferably each have a recess or broadening, and in particular a circular recess, of which only the recesses 15, 16 are representative of all the others with a reference number.
  • the longitudinal slots 10, 11 are introduced with an offset to each other in the tab segments 7, 8, whereby a continuous path between the tab segments 7, 8 is avoided, which would lead to D plausiblesund strength problems.
  • the number of longitudinal slots 10, 11 can optionally be successively reduced from lug segment to lug segment, for example halved in each case or reduced by a constant amount between "1" and "8" (cf. Figure 2).
  • FIG. 3 schematically illustrates the functional principle of the flexible transverse joint tongue for radial tolerance compensation between wound CFRP body sections to be joined.
  • a cross-bumper bar 19 is formed in this embodiment with four superimposed tab segments 20 to 23 and connects two ends 24, 25 of a left and a right coiled fuselage section and in particular CFK fuselage section 26, 27 to form a transverse seam 28 with each other.
  • the connection of the two fuselage sections 26, 27 takes place in the embodiment shown by a plurality of matrix-shaped in a total of six perpendicular to the plane extending rows of rivet elements 29, both the transverse butt strap 19 and both hides 30, 31 of the two fuselage sections 26, 27 prevail.
  • the flap segments 20 to 23 in the region of the right fuselage section 27 in the direction of the horizontal double arrow 32 slide on each other, whereby a radial offset 33 between the ends 24, 25 of the fuselage sections 26, 27th is compensated.
  • the multi-layer flexibly configured transverse joint plate 19 thus enables a direct connection of two coiled CFRP fuselage sections 26, 27, which have unavoidable, production-inherent dimensional deviations in terms of their cross-sectional dimensions.
  • the initially not riveted part of the transverse joint plate 19 for connecting the right fuselage section 27 in the direction of the vertical double arrow 34 depending on the radial compensation requirements move up and down.
  • FIG. 4 shows a perspective exterior view of one end of a fuselage section with a crossboss lug formed according to the invention
  • FIG. 5 depicts an interior view of the crossboss lug connected on one side.
  • the transverse butt strap 37 comprises three overlapping strap segments 38 to 40.
  • the transverse butt strap 37 is connected on the inside to the end 41 of a skin 42 of a fuselage section 43, in particular riveted, screwed, glued or otherwise connected thereto.
  • the internally mounted on the inside of the end of the fuselage section cross-bolt tab 37 may be formed integrally or with a plurality of circular arc-shaped and preferably adjoining sections.
  • Each of the tab segments 38 to 40 has a multiplicity or multiplicity of longitudinal slots, of which, for the sake of clarity, only one longitudinal slot 44 in the tab segment 38 is representative of the others and one longitudinal slot 45 in the tab segment 40 is provided with a reference numeral for all others.
  • the longitudinal slots may be distributed uniformly spaced from each other over the circumference of the respective tab segments 38 to 40 away. Alternatively is also a uneven spacing depending on the local flexibility requirements of the transverse joint tab 37 possible.
  • All or at least some longitudinal slots have on their side facing the skin 42 or on the side facing away from the transverse seam side of the transverse joint flap 37 circular recesses, of which only the recesses 46,47 in the longitudinal slots 44,45 representatively bear a reference numeral for the rest , In the region of a transverse seam 48, another (not shown) to attach hull section 43 connects.
  • the circular recess 46 in the longitudinal slot 44 is partially covered by the skin 42 (see FIG. 4).
  • the longitudinal slots within each tab segment 38 to 40 are each offset relative to one another by a length 49, 49 'relative to the longitudinal slots in the adjacent tab segment 38 to 40.
  • the multi-layer, longitudinally slotted formed cross-bolt tab 37 allows tolerance compensation between fuselage sections with different longitudinal slots.
  • the part flaps 50,51 are each curved slightly arcuate, that is each of the local Curvature of the fuselage sections to be joined together following trained.
  • a circumferential transverse joint tab is connected on the inside to the skin of one end of a substantially barrel-shaped fuselage section, in particular riveted thereto.
  • the circumferential edge of the skin or the later forming transverse seam area in this case runs approximately centrally with respect to the transverse joint tongue.
  • the ends of both fuselage sections can have chamfers on the inside (see FIG. 3).
  • the fuselage section to be attached is slid onto the transverse breech tongue, whereby a tolerance compensation with regard to different cross-sectional dimensions of the fuselage sections by a radial bending of the individual flap segments takes place as a result of the transverse bump strip formed with several overlapping and respectively longitudinally slotted strap segments.
  • additional sealing measures such as Example, the introduction of sealant in the forming transverse seam area done to ensure the required compressive strength of the fuselage cell formed in this way.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Butt Welding And Welding Of Specific Article (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)
  • Unwinding Of Filamentary Materials (AREA)
  • Secondary Cells (AREA)
  • Connection Of Batteries Or Terminals (AREA)

Abstract

Querstoßlasche (1, 19, 37) zur Fertigung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs durch Verbindung von mehreren, insbesondere im Wickelverfahren hergestellte CFK-Rumpfsektionen (5, 26, 27, 43) unter Bildung jeweils einer Quernaht (14, 28, 48), wobei die flexible Querstoßlasche (1, 19, 37) mehrlagig ist, das heißt mit einer Vielzahl von übereinander angeordneten Laschensegmenten (7-9, 20-23, 38-40) ausgebildet ist, wobei jedes der Laschensegmente (7-9, 20-23, 38-40) eine Vielzahl von Längsschlitzen (10, 11, 44, 45) aufweist, die jeweils unabhängig voneinander geringfügige radiale Biegebewegungen vollziehen können, um einen Toleranzausgleich in radialer Richtung zwischen den zusammen zu fügenden Rumpfsektionen (5, 26, 27, 43) zu bewirken, bei dem eine Gleitbewegung zwischen den Teillaschen (17,18, 50, 51) der übereinander angeordneten Laschensegmente (7-9, 20-23, 38-40) in axialer Richtung der tonnenförmigen Rumpfsektionen (5, 26, 27, 43) erfolgt, und wobei innenseitig können die Enden (5, 26, 27, 43) der Rumpfsektionen (5, 26, 27,43) Anfasungen (35, 36) aufweisen; sowie Verfahren zur Herstellung einer Verbindung zwischen zwei bevorzugt im Wickelverfahren hergestellten CFK-Rumpfsektionen (5, 26, 27, 43) mittels einer erfindungsgemäßen Querstoßlasche (1, 19, 37).

Description

QUERSTOSSLASCHE , SOWIE VERFAHREN , ZUM VERBINDEN VON ZWEI INSBESONDERE GEWICKELTEN CFK-RUMPFSEKTIONEN ZUR SCHAFFUNG EINER RUMPFZELLE
Die Erfindung betrifft eine Querstoßlasche zur Schaffung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs durch Verbindung von mehreren, insbesondere im Wickelverfahren hergestellten CFK-RumpfSektionen, unter Bildung jeweils einer Quernaht.
Darüber hinaus betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Verbinden von RumpfSektionen, insbesondere von im Wickelverfahren hergestellten CFK-RumpfSektionen, zur Schaffung einer Rumpfzelle für ein Flugzeug mit einer derartigen Querstoßlasche.
Im modernen Flugzeugbau werden mehrere RumpfSektionen mittels Querstoßlaschen unter Bildung von umlaufenden Quernähten zu vollständigen Flugzeugrümpfen zusammengefügt. Die Querstoßlaschen werden bevorzugt durch Nieten mit den jeweils aneinander zu fügenden Enden der RumpfSektionen vernietet. Beidseitig der Quernaht werden in Abhängigkeit vom lokalen Belastungsprofil zwei bis drei Nietreihen umlaufend durch die Querstoßlasche und die Rumpfsektionshaut gesetzt. Im oberen Bereich der Rumpfsektion werden bevorzugt drei Nietreihen beidseitig der Quernaht gesetzt, da in dieser Zone im Wesentlichen Zugbelastungen in der Längsrichtung des Flugzeugrumpfes auftreten. Im unten liegenden Bereich der Quernaht, in dem die entscheidenden strukturellen Belastungen durch Druckkräfte entstehen, werden im Allgemeinen zwei Nietreihen auf beiden Seiten der umlaufenden Quernaht angebracht .
Das für die Herstellung der Querstoßlasche eingesetzte Material korrespondiert in aller Regel mit dem für die RumpfSektion bzw. die Rumpfzellenhaut verwendeten Material. Durch die Querstoßlaschen werden Zug- /Druck-, Scher- sowie Umfangskräfte von einer RumpfSektion auf die jeweils benachbarte RumpfSektion übertragen.
Um Gewicht zu sparen, werden RumpfSektionen zunehmend im Wickelverfahren mit Verbundmaterialien, wie zum Beispiel kohlefaserverstärktem Epoxidharz hergestellt (CFK- RumpfSektionen) . Aufgrund der in der Regel großen Querschnittsabmessungen von gewickelten CFK-RumpfSektionen ergeben sich fertigungsbedingt unvermeidbare, insbesondere radiale, Maßabweichungen zwischen den zusammen zu fügenden RumpfSektionen, die das spannungsfreie Zusammenfügen der RumpfSektionen erschweren bzw. unmöglich machen. Die auftretenden Maßabweichungen können in der Regel nicht mit den herkömmlichen Querstoßlaschen kompensiert warden.
Um der Toleranzproblematik dennoch zu begegnen, werden gewickelte CFK-RumpfSektionen nicht direkt mit einer weiteren gewickelten CFK-RumpfSektion verbunden. Vielmehr folgt auf jede gewickelte CFK-RumpfSektion in der Regel eine aus mindestens zwei Schalen zusammengesetzte CFK- RumpfSektion, um die radialen Toleranzen besser ausgleichen zu können, wodurch sich allerdings der Herstellungsaufwand erhöht. Eine weitere Möglichkeit zum Ausgleich der Toleranzen besteht im Einsatz von Ausgleichsmitteln in fester oder flüssiger Form, die allerdings aus fertigungstechnischer Sicht gleichfalls ungünstig, weil zeitaufwändig sind.
Aufgabe der Erfindung ist es daher, eine Querstoßlasche bereitzustellen, die eine hinreichend hohe Flexibilität aufweist, um das unmittelbare Aneinanderfügen von zwei gewickelten CFK-Bauteil -RumpfSektionen ohne zusätzliche Toleranzausgleichsmaßnahmen zu ermöglichen.
Diese Aufgabe wird durch eine Querstoßlasche mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst .
Dadurch, dass die Querstoßlasche mindestens zwei übereinander liegende Laschensegmente aufweist und in jedem der Laschensegmente eine Vielzahl von Längsschlitzen zum radialen Toleranzausgleich zwischen den RumpfSektionen eingebracht ist und die Längsschlitze in den Laschensegmenten jeweils zueinander versetzt angeordnet sind, ergibt sich eine hohe Flexibilität der mehrlagigen Querstoßlasche insbesondere in radialer Richtung zur Längsachse der RumpfSektion, so dass das direkte Zusammenfügen von zwei gewickelten CFK-RumpfSektionen ohne weitere Toleranzausgleichsmaßnahmen möglich wird. Insbesondere können die Längsschlitze von zumindest jeweils zwei benachbarten Laschensegmenten in Umfangsrichtung gesehen zueinander versetzt oder beabstandet sein, so dass diese nicht übereinander liegen.
Die Längsschlitze in den Laschensegmenten sind jeweils zueinander versetzt angeordnet, so dass kein durchgehender Weg durch die Längsschlitze entsteht, wodurch unter anderem die Druckdichtigkeit sowie die Festigkeit der Querstoßlaschenverbindung verbessert wird. Durch die Anzahl und Anordnung der Längsschlitze in den jeweiligen Laschensegmenten kann die Flexibilität der Querstoßlasche beeinflusst werden. Je kleiner der Abstand zwischen den Längsschlitzen gewählt wird, desto höher wird die Flexibilität der Querstoßlasche, umso größere Toleranzabweichungen zwischen den RumpfSektionen lassen sich kompensieren und umso geringer sind die auftretenden Bauteileigenspannungen bei der Montage.
Zur Verbindung von zwei RumpfSektionen kommen bevorzugt mindestens drei oder vier erfindungsgemäß ausgestaltete Querstoßlaschen zum Einsatz, die aneinander anschließend und innenseitig mit beiden RumpfSektionen verbunden im Wesentlichen die gesamte Umfangslänge der
Querschnittsgeometrie der RumpfSektionen im Quernahtbereich bedecken.
Eine Fortbildung der Querstoßlasche sieht vor, dass eine Materialstärke der mindestens zwei übereinander liegenden Laschensegmente zusammen betrachtet größer als eine Dicke einer Haut der RumpfSektion ist. Hierdurch treten etwaige Schäden im Bereich der Quernaht, wie beispielsweise Rissbildungen in der Folge von Ermüdungserscheinungen, eher innerhalb der besser zu inspizierenden Haut der RumpfSektionen auf .
Nach Maßgabe einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung sind die Längsschlitze gleichmäßig zueinander beabstandet in den Laschensegmenten angeordnet . Diese Ausgestaltung ermöglicht einen gleichmäßigen Toleranzausgleich in radialer Richtung über den gesamten Umfang der Rumpfsektion hinweg .
Eine weitere Fortbildung der Querstoßlasche sieht vor, dass für die Haut der zusammen zu fügenden RumpfSektionen und die Querstoßlasche dasselbe Material, insbesondere ein Aluminiumlegierungsmaterial oder ein CFK-Verbundmaterial, verwendet wird. Hierdurch werden Korrosionsprobleme zwischen den Querstoßlaschen und den gewickelten CFK- RumpfSektionen vermieden.
Nach Maßgabe einer weiteren Ausgestaltung weisen die Längsschlitze in den Laschensegmenten Ausnehmungen, insbesondere kreisförmige Ausnehmungen, auf. Die kreisförmigen Ausschnitte verhindern unter anderem die Entstehung von Rissen beim Aufspreizen der Querstoßlasche in radialer Richtung. Gleichzeitig erhöht sich die Beweglichkeit der Querstoßlasche in radialer Richtung.
Eine weitere Ausgestaltung der Querstoßlasche sieht vor, dass diese mit mindestens drei übereinander liegenden Laschensegmenten gebildet ist. Hierdurch wird eine höhere Flexibilität der Querstoßlasche in radialer Richtung erzielt, so dass größere Toleranzabweichungen zwischen den gewickelten CFK-RumpfSektionen kompensiert werden können.
Darüber hinaus wird die erfindungsgemäße Aufgabe durch ein Verfahren nach Maßgabe des Patentanspruchs 8 mit den folgenden Schritten gelöst:
a) Verbinden, insbesondere Vernieten, der mindestens einen Querstoßlasche mit einem Ende einer RumpfSektion, b) Aufschieben eines Endes einer anzufügenden Rumpfsektion auf die mindestens eine Querstoßlasche, um den Toleranzausgleich zwischen den RumpfSektionen in radialer Richtung zu bewirken, c) Verbinden, insbesondere Vernieten, der mindestens einen Querstoßlasche mit der angefügten RumpfSektion.
Hierdurch können insbesondere gewickelte CFK-RumpfSektionen mit fertigungstechnisch unvermeidbaren Toleranzabweichungen hinsichtlich ihrer Querschnittsabmessungen weitgehend spannungsfrei zusammen gefügt werden. Der Toleranzausgleich erfolgt hierbei durch Spreizen bzw. Stauchen der Längsschlitze, wobei zugleich die Laschensegmente zur Unterstützung des Vorgangs in horizontaler Richtung, das heißt parallel zu einer RumpfSektionslängsachse übereinander gleiten können.
Zunächst wird die mindestens eine flexible Querstoßlasche mit dem Ende einer Rumpfsektion verbunden, insbesondere mit dieser vernietet. Anschließend wird die anzufügende Rumpfsektion auf die Querstoßlasche aufgeschoben und mit dieser verbunden, insbesondere vernietet. Bei diesem Vorgang passen sich übereinander liegende Laschensegmente der Querstoßlasche dem erforderlichen Durchmesser an, was durch Spreizen bzw. Stauchen der Längsschlitze erfolgt. Nach der entsprechenden Anpassung der Querstoßlasche in radialer Richtung kann die Querstoßlasche mit dem Ende der anzufügenden RumpfSektion vernietet werden. Infolge der Vernietung entsteht ein kompakter und im Wesentlichen starrer Verbund zwischen den beiden RumpfSektionen, der - wie bei konventionellen Querstoßlaschen auch - sämtliche Kräfte überträgt.
Alternativ kann die Verbindung der RumpfSektionen auch durch Schrauben oder Kleben erfolgen.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen des Verfahrens sind in den weiteren Patentansprüchen dargelegt.
In der Zeichnung zeigt:
Fig. 1 einen schematischen Querschnitt durch eine erfindungsgemäß mehrlagig ausgebildete flexible Querstoßlasche ;
Fig. 2 eine Ansicht einer an der RumpfSektion befestigten Querstoßlasche ; Fig. 3 das Funktionsprinzip der flexiblen Querstoßlasche zum radialen Toleranzausgleich zwischen RumpfSektionen;
Fig. 4 eine vereinfachte perspektivische Außenansicht (Ausschnitt) eines Endes einer RumpfSektion mit einer Querstoßlasche; und
Fig. 5 eine vereinfachte perspektivische Innenansicht (Ausschnitt) eines Endes einer RumpfSektion mit Querstoßlasche .
In der Zeichnung weisen die gleichen konstruktiven Elemente jeweils dieselben Bezugsziffern auf.
Die Fig. 1 zeigt eine schematische Querschnittsdarstellung durch eine erfindungsgemäß ausgebildete Querstoßlasche. Die Querstoßlasche 1 ist mittels einer Vielzahl von Nietelementen 2 mit einer Innenseite 3 einer Haut 4 einer Rumpfsektion 5 im Bereich eines Endes 6 der Rumpfsektion 5 verbunden. Im gezeigten Ausführungsbeispiel ist die Querstoßlasche 1 mit drei übereinander liegenden Laschensegmenten 7 bis 9 gebildet. Die Nietverbindungen 2 sind bevorzugt in mindestens drei gleichmäßig beabstandet zueinander über den gesamten Umfang der tonnenförmigen RumpfSektion 5 verlaufenden Reihen angeordnet. Anstatt der gezeigten Nietverbindungen 2 kann die Querstoßlasche 1 mit beliebigen Verbindungstechniken, wie zum Beispiel Verschrauben, Kleben, Schweißen oder eine beliebigen Kombination hiervon innenseitig mit der Haut 4 verbunden werden.
Die Fig. 2 zeigt eine Ansicht einer mit der RumpfSektion verbundenen Querstoßlasche. Der besseren zeichnerischen Übersicht wegen sind in der Darstellung lediglich zwei übereinander liegende Laschensegmente dargestellt (vgl. Fig. 1) .
Die Querstoßlasche 1 ist mit einer Vielzahl von Nietverbindungen 2, von denen der besseren Darstellbarkeit wegen lediglich eine mit einer Bezugsziffer versehen ist, mit der Haut 4 im Bereich des RumpfSektionsendes 6 der RumpfSektion 5 verbunden. Hierbei sind die Nietverbindungen 2 beispielsweise in drei nebeneinander, die tonnenförmige RumpfSektion 5 umlaufenden Reihen, matrixförmig angeordnet. In dem Ausschnitt des Laschensegments 7 der Fig. 2 sind vier Längsschlitze, von denen der besseren Übersicht wegen lediglich ein Längsschlitz 10 mit einer Bezugsziffer versehen ist, eingebracht. Entsprechendes gilt für einen Längsschlitz 11 in dem darunter liegenden Laschensegment 8. Sämtliche Längsschlitze verlaufen im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse 12 der RumpfSektion 5 bzw. einer nicht dargestellten Rumpfzelle des Flugzeugs. Alle Längsschlitze erstrecken sich bevorzugt über eine Mittellinie 13 der Querstoßlasche 1 hinweg, wobei die Mittellinie 13 zugleich einer sich zwischen den zusammenzufügenden RumpfSektionen bildenden Quernaht 14 entspricht. Die Längsschlitze in jedem Laschensegment können in Abhängigkeit von den lokalen Flexibilitäts-Erfordernissen gleichmäßig oder unterschiedlich zueinander eingebracht sein. An ihren Enden weisen die Längsschlitze 10,11 bevorzugt jeweils eine Ausnehmung oder Verbreiterung und insbesondere kreisförmige Ausnehmung auf, von denen lediglich die Ausnehmungen 15,16 repräsentativ für alle übrigen mit einer Bezugsziffer versehen sind. Die Längsschlitze 10, 11 sind mit einem Versatz zueinander in die Laschensegmente 7, 8 eingebracht, wodurch ein durchgehender Pfad zwischen den Laschensegmenten 7, 8 vermieden wird, der zu Dichtigkeitsund Festigkeitsproblemen führen würde. Durch die bevorzugt kreisförmig ausgebildeten Ausnehmungen im Bereich der Enden der Längsschlitze werden lokale Spannungsspitzen abgeschwächt und die Flexibilität, das heißt die Fähigkeit der Längsschlitze, ihre Breite durch Stauchen oder Spreizen entsprechend des erforderlichen Toleranzausgleichs in radialer Richtung zu variieren, insgesamt verbessert. Zwischen den Längsschlitzen entstehen jeweils in etwa rechteckförmige Teillaschen 17, 18.
Ausgehend vom innersten Laschensegment 7 bis zum äußersten Laschensegment 9 kann die Anzahl der Längsschlitze 10, 11 von Laschensegment zu Laschensegment gegebenenfalls sukzessive reduziert werden, beispielsweise jeweils halbiert oder um einen konstanten Betrag zwischen "1" und "8" verringert werden (vgl. insbesondere die Figur 2) .
Die Figur 3 illustriert schematisch das Funktionsprinzip der flexiblen Querstoßlasche zum radialen Toleranzausgleich zwischen zu fügenden gewickelten CFK-RumpfSektionen. Eine Querstoßlasche 19 ist in diesem Ausführungsbeispiel mit vier übereinander liegenden Laschensegmenten 20 bis 23 gebildet und verbindet zwei Enden 24, 25 einer linken und einer rechten gewickelten Rumpfsektion und insbesondere CFK-RumpfSektion 26, 27 unter Bildung einer Quernaht 28 miteinander. Die Verbindung der beiden RumpfSektionen 26, 27 erfolgt im gezeigten Ausführungsbeispiel durch eine Vielzahl von matrixförmig in insgesamt sechs senkrecht zur Zeichenebene verlaufenden Reihen angeordnete Nietelemente 29, die sowohl die Querstoßlasche 19 als auch jeweils beide Häute 30, 31 der beiden RumpfSektionen 26, 27 durchsetzen. Vor dem Setzen der Nietelemente 29 im Bereich der linken Rumpfsektion 26 können die Laschensegmente 20 bis 23 im Bereich der rechten RumpfSektion 27 in Richtung des horizontal verlaufenden Doppelpfeils 32 aufeinander gleiten, wodurch ein radialer Versatz 33 zwischen den Enden 24, 25 der RumpfSektionen 26, 27 kompensiert wird. Die mehrlagig flexibel ausgestaltete Querstoßlasche 19 ermöglicht somit eine direkte Verbindung von zwei gewickelten CFK-RumpfSektionen 26, 27, die unvermeidbare, fertigungsimmanente Maßabweichungen hinsichtlich ihrer Querschnittsabmessungen aufweisen.
Hierbei kann sich der zunächst noch nicht vernietete Teil der Querstoßlasche 19 zur Anbindung der rechten Rumpfsektion 27 in Richtung des vertikalen Doppelpfeils 34 in Abhängigkeit von den radialen Ausgleichserfordernissen auf und ab bewegen. Zur Erleichterung des
Toleranzausgleichs und der Beweglichkeit der Querstoßlasche 19 weisen sowohl die linke als auch die rechte Rumpfsektion 26,27 im Bereich beider Enden 24,25 Anfasungen 35,36, das heißt innenseitig leicht angeschrägt nach unten verlaufende Kanten auf . Nach erfolgtem Toleranzausgleich kann die rechte Rumpfsektion 27 ebenfalls mittels der Nietelemente 29 mit der Querstoßlasche 19 verbunden warden.
Im weiteren Verlauf der Beschreibung wird zugleich auf die Figuren 4 und 5 Bezug genommen. Die Fig. 4 zeigt eine perspektivische Außenansicht eines Endes einer Rumpfsektion mit einer erfindungsgemäß ausgebildeten Querstoßlasche, während die Fig. 5 eine Innenansicht der einseitig angebundenen Querstoßlasche abbildet. Die Querstoßlasche 37 umfasst in der Darstellung der Figuren 4, 5 drei übereinander liegende Laschensegmente 38 bis 40. Die Querstoßlasche 37 ist innenseitig mit dem Ende 41 einer Haut 42 einer Rumpfsektion 43 verbunden, insbesondere mit dieser vernietet, verschraubt, verklebt oder anderweitig verbunden. Die innenseitig am Ende der RumpfSektion umlaufend befestigte Querstoßlasche 37 kann einstückig oder mit mehreren kreisbogenförmigen und bevorzugt aneinander anschließenden Abschnitten gebildet sein. Jedes der Laschensegmente 38 bis 40 weist eine Mehr- oder Vielzahl von Längsschlitzen auf, von denen der besseren Übersicht halber lediglich ein Längsschlitz 44 im Laschensegment 38 repräsentativ für die Übrigen und ein Längsschlitz 45 im Laschensegment 40 stellvertretend für alle Übrigen mit einer Bezugsziffer versehen ist. Die Längsschlitze können gleichmäßig zueinander beabstandet über den Umfang der jeweiligen Laschensegmente 38 bis 40 hinweg verteilt angeordnet sein. Alternativ ist gleichfalls eine ungleichmäßige Beabstandung in Abhängigkeit von den lokalen Flexibilitätsanforderungen an die Querstoßlasche 37 möglich.
Sämtliche oder zumindest einige Längsschlitze weisen auf ihrer der Haut 42 zugewandten Seite bzw. auf der von der Quernaht weggerichteten Seite der Querstoßlasche 37 kreisförmige Ausnehmungen auf, von denen lediglich die Ausnehmungen 46,47 in den Längsschlitzen 44,45 repräsentativ für die übrigen eine Bezugsziffer tragen. Im Bereich einer Quernaht 48 schließt eine weitere (nicht dargestellte) anzufügende RumpfSektion 43 an. Die kreisförmige Ausnehmung 46 im Längsschlitz 44 ist teilweise von der Haut 42 (vergleiche Fig. 4) verdeckt. Wie insbesondere aus der Fig. 5 ersichtlich ist, sind die Längsschlitze innerhalb jedes Laschensegments 38 bis 40 jeweils in Bezug zu den Längsschlitzen im benachbarten Laschensegment 38 bis 40 um einen Längenbetrag 49, 49' zu einander verschoben angeordnet. Hierdurch wird ein durchgehender Pfad zwischen den Längsschlitzen vermieden und die Druckdichtigkeit der gesamten Anordnung verbessert. Zwischen den Längsschlitzen bilden sich z.B. im Wesentlichen rechteckförmige Teillaschen 50, 51, die bei in radialer Richtung flexiblen Ausgleichsbewegungen der Querstoßlasche 37 in axialer Richtung übereinander gleiten. Somit ermöglicht die mehrlagige, längsgeschlitzt ausgebildete Querstoßlasche 37 den Toleranzausgleich zwischen RumpfSektionen mit abweichenden
Querschnittsabmessungen. Die Teillaschen 50,51 sind jeweils leicht bogenförmig gekrümmt, das heißt jeweils der lokalen Krümmung der zusammen zu fügenden RumpfSektionen folgend ausgebildet.
Ein erfindungsgemäßes Verfahren unter Verwendung der eingangs beschriebenen flexiblen Querstoßlasche ist im Wesentlichen durch die Abfolge der folgenden Arbeitsschritte charakterisiert:
Zunächst wird in einem ersten Verfahrensschritt eine umlaufende Querstoßlasche innenseitig mit der Haut eines Endes einer im Wesentlichen tonnenförmigen Rumpfsektion verbunden, insbesondere mit dieser vernietet. Die umlaufende Kante der Haut bzw. der sich später bildende Quernahtbereich verläuft hierbei jeweils ungefähr mittig in Bezug auf die Querstoßlasche. Um den Toleranzausgleich zwischen dieser ersten Rumpfsektion mit einer weiteren anzufügenden Rumpfsektion zu erleichtern, können die Enden beider RumpfSektionen innenseitig Anfasungen aufweisen (vgl. Fig. 3) .
In einem zweiten Verfahrensschritt wird die anzufügende Rumpfsektion auf die Querstoßlasche aufgeschoben, wobei infolge der mit mehreren übereinander liegenden und jeweils längsgeschlitzten Laschensegmenten gebildeten Querstoßlasche ein Toleranzausgleich im Hinblick auf unterschiedliche Querschnittsabmessungen der RumpfSektionen durch eine radiale Biegung der einzelnen Laschensegmente erfolgt. Vor dem zweiten Verfahrensschritt oder nach Abschluss des zweiten Verfahrensschrittes können gegebenenfalls zusätzliche Abdichtungsmaßnahmen, wie zum Beispiel das Einbringen von Dichtungsmasse in den sich bildenden Quernahtbereich erfolgen, um die geforderte Druckfestigkeit der auf diese Art und Weise gebildeten Rumpfzelle zu gewährleisten.
In einem dritten Verfahrensschritt erfolgt die Verbindung der angefügten Rumpfsektion mit der Querstoßlasche unter Bildung der endgültigen Quernaht zwischen beiden RumpfSektionen, insbesondere durch Vernieten.
Gegebenenfalls, insbesondere im Fall von größeren Toleranzabweichungen zwischen den Querschnittsabmessungen der zusammen zufügenden RumpfSektionen kann es im Einzelfall erforderlich sein, zusätzliche Mittel zum Toleranzausgleich, beispielsweise streifenförmige Zulagen oder aushärtbare Kunststoffmaterialien zur Spaltfüllung in den Bereich der Quernaht einzubringen.
Durch das Wiederholen der Verfahrensschritte 1 bis 3 können beliebig lange Rumpfzellen für Flugzeuge aus einer Vielzahl von gewickelten CFK-RumpfSektionen hergestellt werden, wobei hinsichtlich der Fertigungsgenauigkeit im Hinblick auf die Querschnittsabmessungen der zu fügenden gewickelten CFK-RumpfSektionen nur relativ geringe Anforderungen zu stellen sind. Bezugszeichenliste
Querstoßlasche Nietelement (Verbindungselement) Innenseite Haut (Außenseite) RumpfSektion Ende (RumpfSektion) Laschensegment Laschensegment Laschensegment Längsschlitz Längsschlitz Längsachse Mittellinie Quernaht Ausnehmung (kreisförmig) Ausnehmung (kreisförmig) Teillasche Teillasche Querstoßlasche Laschensegment Laschensegment Laschensegment Laschensegment Ende (linke RumpfSektion) Ende (rechte RumpfSektion) RumpfSektion (links) Rumpfsektion (rechts) Quernaht Nietelement (Verbindungselement) Haut (linke RumpfSektion) Haut (rechte RumpfSektion) Doppelpfeil Versatz (radialer) Doppelpfeil Anfasung (Anschrägung) Anfasung (Anschrägung) Querstoßlasche Laschensegment Laschensegment Laschensegment Ende (RumpfSektion) Haut RumpfSektion Längsschlitz Längsschlitz Ausnehmung (kreisförmig) Ausnehmung (kreisförmig) Quernaht Längenbetrag Teillasche Teillasche

Claims

Patentansprüche
1. Querstoßlasche (1,19,37) zur Schaffung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs durch Verbindung von mehreren, RumpfSektionen (5,26,27,43), die insbesondere im Wickelverfahren als CFK-Sektionen hergestellt sind, unter Bildung jeweils einer Quernaht (14,28,48), dadurch gekennzeichnet, dass die Querstoßlasche (1,19,37) mindestens zwei übereinander liegende Laschensegmente (7- 9,20-23,38-40) aufweist und in jedem der Laschensegmente (7-9,20-23,38-40) eine Vielzahl von Längsschlitzen (10,11,44,45), insbesondere zum radialen Toleranzausgleich zwischen den RumpfSektionen (5,26,27,43), eingebracht ist und die Längsschlitze (10,11,44,45) in den Laschensegmenten (7-9,20-23,38-40) jeweils zueinander versetzt angeordnet sind.
2. Querstoßlasche (1,19,37) nach Patentanspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass eine Materialstärke der mindestens zwei Laschensegmente (7-9,20-23,38-40) bevorzugt größer als eine Materialstärke jeder der Häute (4,30,31,42) der RumpfSektionen (5,26,27,43) ist.
3. Querstoßlasche (1,19,37) nach Patentanspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Längsschlitze (10,11,44,45) bevorzugt gleichmäßig zueinander beabstandet unter Bildung einer Vielzahl von Teillaschen (17,18,50,51) angeordnet sind.
4. Querstoßlasche (1,19,37) nach einem der Patentansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Laschensegmente (7-9,20-23,38-40) mit demselben Material wie die Häute (4,30,31,42) der zusammen zu fügenden RumpfSektionen (5 ,26 ,27 ,43) , insbesondere mit einem Verbundmaterial oder mit einem Aluminiumlegierungsmaterial, gebildet sind.
5. Querstoßlasche (1,19,37) nach einem der Patentansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Querstoßlasche (1,19,37) jeweils mit einer Vielzahl von Verbindungselementen, insbesondere mit Nietelementen
(2,29), mit Enden (6,24,25,41) der zu fügenden RumpfSektionen (5,26,27,43) verbunden sind.
6. Querstoßlasche (1,19,37) nach einem der Patentansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Längsschlitze (10,11,44,45) jeweils eine Ausnehmung (15,16,46,47), insbesondere eine kreisförmige Ausnehmung, aufweisen.
7. Querstoßlasche (1,19,37) nach einem der Patentansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens drei übereinander liegende Laschensegmente (7- 9,20-23,38-40) eine Querstoßlasche (1,19,37) bilden.
8. Verfahren zum Verbinden von RumpfSektionen (5,26,27,43), insbesondere von im Wickelverfahren hergestellten CFK-RumpfSektionen, zur Schaffung einer Rumpfzelle für ein Flugzeug, insbesondere mit mindestens einer Querstoßlasche (1,19,37) nach einem der Patentansprüche 1 bis 7, umfassend die folgenden Schritte:
■ Verbinden, insbesondere Vernieten, der mindestens einen Querstoßlasche (1,19,37) mit einem Ende (6,24,25,41) einer Rumpfsektion (5,26,27,43),
■ Aufschieben eines Endes (6,24,25,41) einer anzufügenden RumpfSektion (5,26,27,43) auf die mindestens eine Querstoßlasche (1,19,37), um den Toleranzausgleich zwischen den RumpfSektionen (5,26,27,43) in radialer Richtung zu bewirken, und
■ Verbinden, insbesondere Vernieten, der mindestens einen Querstoßlasche (1,19,37) mit der angefügten Rumpfsektion (5,26,27,43) .
9. Verfahren nach Patentanspruch 8 , dadurch gekennzeichnet, dass beide Enden (6,24,25,41) der RumpfSektionen (5,26,27,43) angefast werden, um den Toleranzausgleich zu erleichtern.
10. Verfahren nach Patentanspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass bei größeren Maßabweichungen zusätzliche Mittel zum Toleranzausgleich zwischen den zusammen zu fügenden RumpfSektionen (5,26,27,43), insbesondere streifenförmige Zulagen und/oder aushärtbare Kunststoffmaterialien, vorgesehen warden.
11. Verfahren nach einem der Patentansprüche 8 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens drei Querstoßlaschen (1,19,37) zum Verbinden von zwei RumpfSektionen (5,26,27,43) verwendet werden.
PCT/EP2008/009176 2007-10-31 2008-10-30 Querstosslasche, sowie verfahren, zum verbinden von zwei insbesondere gewickelten cfk-rumpfsektionen zur schaffung einer rumpfzelle WO2009056319A1 (de)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/740,183 US8783610B2 (en) 2007-10-31 2008-10-30 Transverse splicing plate for creating a fuselage, and a method for connecting two, in particular wound, CFP fuselage sections
AT08843828T ATE544669T1 (de) 2007-10-31 2008-10-30 Querstosslasche, sowie verfahren, zum verbinden von zwei insbesondere gewickelten cfk- rumpfsektionen zur schaffung einer rumpfzelle
CN2008801144370A CN101842285B (zh) 2007-10-31 2008-10-30 横向拼接板，以及用于为了创建机舱室将两个尤其是卷绕的碳纤维合成材料-机身部分连接的方法
EP08843828A EP2209710B1 (de) 2007-10-31 2008-10-30 Querstosslasche, sowie verfahren, zum verbinden von zwei insbesondere gewickelten cfk-rumpfsektionen zur schaffung einer rumpfzelle
JP2010531459A JP5166543B2 (ja) 2007-10-31 2008-10-30 胴体を作成するための横方向スプライスプレート、および２つの巻状の炭素繊維強化樹脂の胴体部分の接続方法
CA2704764A CA2704764A1 (en) 2007-10-31 2008-10-30 Transverse splicing plate for creating a fuselage, and a method for connecting two, in particular wound, cfp fuselage sections
BRPI0819353 BRPI0819353A2 (pt) 2007-10-31 2008-10-30 Cobre-junta de topo transversal bem como processo para união de duas seções de fuselagem cfk especialmente enroladas para provisão de uma célula de fuselagem.

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US98404207P 2007-10-31 2007-10-31
DE102007052098A DE102007052098A1 (de) 2007-10-31 2007-10-31 Querstoßlasche zur Schaffung einer Rumpfzelle sowie Verfahren zum Verbinden von zwei insbesondere gewickelten CFK-Rumpfsektionen
US60/984,042 2007-10-31
DE102007052098.2 2007-10-31

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2009056319A1 true WO2009056319A1 (de) 2009-05-07
WO2009056319A4 WO2009056319A4 (de) 2009-07-23

Family

ID=40530424

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2008/009176 WO2009056319A1 (de) 2007-10-31 2008-10-30 Querstosslasche, sowie verfahren, zum verbinden von zwei insbesondere gewickelten cfk-rumpfsektionen zur schaffung einer rumpfzelle

Country Status (10)

Country Link
US (1) US8783610B2 (de)
EP (1) EP2209710B1 (de)
JP (1) JP5166543B2 (de)
CN (1) CN101842285B (de)
AT (1) ATE544669T1 (de)
BR (1) BRPI0819353A2 (de)
CA (1) CA2704764A1 (de)
DE (1) DE102007052098A1 (de)
RU (1) RU2010121981A (de)
WO (1) WO2009056319A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2305559A2 (de) 2009-09-30 2011-04-06 Airbus Operations S.L. Anordnung für eine umlaufende Naht von Strukturelementen mit einem aus Verbundwerkstoff hergestellten Verbindungselement

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8985514B2 (en) * 2012-06-20 2015-03-24 The Boeing Company Composite structural panels and aircraft fuselages
DE102015106761A1 (de) * 2015-04-30 2016-11-03 Airbus Operations Gmbh Montage von Strukturelementen in der Luftfahrt
DE102016210079A1 (de) * 2016-06-08 2017-12-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Rumpfabschnitts
DE102016216527B4 (de) 2016-09-01 2020-08-20 Premium Aerotec Gmbh Spantvorrichtung und Anordnung

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR808710A (fr) * 1935-12-19 1937-02-13 Fuselage en métal pour avions
FR1462186A (fr) * 1964-12-16 1966-04-15 Cie Generale D Aeronautique Dispositif d'assemblage de pièces soumises à des efforts
WO1994001277A1 (en) * 1992-07-09 1994-01-20 Structural Laminates Company Spliced laminate for aircraft fuselage
US6042055A (en) * 1997-12-19 2000-03-28 Boeing North American, Inc. Structural joint to accomodate large thermally-induced displacements
US20050213278A1 (en) * 2004-03-23 2005-09-29 Hawley Arthur V Lightning damage protection for composite aircraft
US20060060705A1 (en) * 2004-09-23 2006-03-23 Stulc Jeffrey F Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4793727A (en) * 1987-05-21 1988-12-27 United Technologies Corporation Two-step composite joint
US4839771A (en) * 1987-12-04 1989-06-13 The Boeing Company Apparatus for providing a lightning protective vehicle surface
US4920449A (en) * 1988-01-19 1990-04-24 The Boeing Company Conductive bonding of composite structures
US4888451A (en) * 1988-11-29 1989-12-19 United Technologies Corporation Electrical continuity means for composite joints
US5862975A (en) * 1996-03-20 1999-01-26 The Boeing Company Composite/metal structural joint with welded Z-pins
US6327132B1 (en) * 1998-06-10 2001-12-04 Aerospatiale Matra Spark resistant structure, in particular for aircraft
DE19844035C1 (de) * 1998-09-25 1999-11-25 Daimler Chrysler Aerospace Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung
US7721495B2 (en) * 2005-03-31 2010-05-25 The Boeing Company Composite structural members and methods for forming the same
US9302427B2 (en) * 2005-03-31 2016-04-05 The Boeing Company Aeropspace structure including composite beam chord clamped between reinforcement plates
NL2000100C2 (nl) * 2006-06-13 2007-12-14 Gtm Consulting B V Laminaat uit metaalplaten en kunststof.
FR2910874B1 (fr) * 2007-01-02 2009-02-13 Airbus France Sas Lisses assemblees au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion.
FR2915458B1 (fr) * 2007-04-25 2010-01-01 Airbus France Assemblage de panneaux de fuselage d'un avion
US8016230B2 (en) * 2007-05-11 2011-09-13 The Boeing Company Fastner-free primary structural joint for sandwich panels

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR808710A (fr) * 1935-12-19 1937-02-13 Fuselage en métal pour avions
FR1462186A (fr) * 1964-12-16 1966-04-15 Cie Generale D Aeronautique Dispositif d'assemblage de pièces soumises à des efforts
WO1994001277A1 (en) * 1992-07-09 1994-01-20 Structural Laminates Company Spliced laminate for aircraft fuselage
US6042055A (en) * 1997-12-19 2000-03-28 Boeing North American, Inc. Structural joint to accomodate large thermally-induced displacements
US20050213278A1 (en) * 2004-03-23 2005-09-29 Hawley Arthur V Lightning damage protection for composite aircraft
US20060060705A1 (en) * 2004-09-23 2006-03-23 Stulc Jeffrey F Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2305559A2 (de) 2009-09-30 2011-04-06 Airbus Operations S.L. Anordnung für eine umlaufende Naht von Strukturelementen mit einem aus Verbundwerkstoff hergestellten Verbindungselement
EP2305559A3 (de) * 2009-09-30 2013-03-13 Airbus Operations S.L. Anordnung für eine umlaufende Naht von Strukturelementen mit einem aus Verbundwerkstoff hergestellten Verbindungselement
US8500068B2 (en) 2009-09-30 2013-08-06 Airbus Operations, S.L. Arrangement of a circumferential joint of structural elements with a coupling element manufactured in composite material

Also Published As

Publication number Publication date
EP2209710A1 (de) 2010-07-28
ATE544669T1 (de) 2012-02-15
JP5166543B2 (ja) 2013-03-21
US20100237194A1 (en) 2010-09-23
US8783610B2 (en) 2014-07-22
CA2704764A1 (en) 2009-05-07
CN101842285B (zh) 2013-06-19
RU2010121981A (ru) 2011-12-10
WO2009056319A4 (de) 2009-07-23
JP2011500449A (ja) 2011-01-06
CN101842285A (zh) 2010-09-22
BRPI0819353A2 (pt) 2015-04-22
EP2209710B1 (de) 2012-02-08
DE102007052098A1 (de) 2009-05-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE102006026167B3 (de) Leichtbau-Strukturpanel
EP1646555A1 (de) Frachtdeck sowie verfahren zur montage
DE102014106743B4 (de) Strömungskörper mit einem darin integrierten Lasteinleitungselement, Verfahren zum Herstellen eines Strömungskörpers und Flugzeug mit einem solchen Strömungskörper
DE102006026168A1 (de) Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102014107404A1 (de) Druckschott für einen Flugzeugrumpf
EP2209710B1 (de) Querstosslasche, sowie verfahren, zum verbinden von zwei insbesondere gewickelten cfk-rumpfsektionen zur schaffung einer rumpfzelle
DE102007041282A1 (de) Sandwichbauteilanordnung mit einem L-förmigen oder T-förmigen Element und Verfahren zur Herstellung derselben
WO2010130687A2 (de) Verfahren zur herstellung eines flugzeugrumpfes und flugzeugrumpf
DE102006026170B4 (de) Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102007019716A1 (de) Faser-Metall-Laminat-Panel
EP2374713A2 (de) Türrahmenanordnung und Tür, insbesondere für Luft- oder Raumfahrzeuge
EP2398636A1 (de) Verfahren zum herstellen eines schalenkörpers und der so erhaltene körper
EP1666354B1 (de) Strukturbauteil, Verfahren zum Herstellen eines Strukturbauteils und Verwendung eines Strukturbauteils für eine Flugzeugschale
DE602004012223T2 (de) Nietverbindung mehrerer Elemente und Verfahren zum Verbinden von Schalen, insbesondere eines Flugzeugrumpfes, mit Hilfe dieser Nietverbindung
WO2015086378A1 (de) Trägerkonstruktion in fachwerkbauweise und verfahren zu deren herstellung
EP1393893A1 (de) Leichtbaustruktur aus metallischen Schichtwerkstoffen
DE102011115855A1 (de) Faserverbundlängsträger
EP2729349B1 (de) Fahrzeug sowie verfahren zur montage eines antriebsaggregats
DE102011108883B4 (de) Strömungskörper mit einem Basiskörper und einer Vorderkante
DE2336541A1 (de) Anordnung zur einleitung von kraeften in flaechige bauteile mit sandwichstruktur
DE102009013511A1 (de) Fensterelement für ein doppelschaliges Hautfeld einer Flugzeugrumpfzelle
DE102009056994B4 (de) Stoßverbindung zwischen Rumpfsektionen und Verfahren
DE102010047561A1 (de) Klemmvorrichtung und Verfahren zur Montage von Stringerkupplungen
DE102016124966A1 (de) Bauteilstruktur und Verfahren zur Herstellung derselben
DE102008041172B9 (de) Flugzeug mit einer Rumpfstruktur mit geschweißten Hautblechen

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200880114437.0

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 08843828

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2704764

Country of ref document: CA

Ref document number: 2010531459

Country of ref document: JP

Ref document number: 12740183

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2008843828

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2010121981

Country of ref document: RU

ENP Entry into the national phase

Ref document number: PI0819353

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20100430