WO2010112648A1 - Integración de carena de aeronave - Google Patents

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Abel Lobo Barros
José Luis LOZANO GARCÍA
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Airbus Operations, S.L.
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • 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
    • F16B5/025—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 specially designed to compensate for misalignement or to eliminate unwanted play

Definitions

  • the present invention relates to a structure for the coupling of the face of an aircraft, in particular for the coupling of the face of the aircraft that is located between the horizontal stabilizer and the vertical stabilizer or fuselage section.
  • the main structural elements of an aircraft are: the central fuselage, the engines, which provide the necessary thrust to the aircraft, the wing, which provides lift, and the horizontal stabilizer and vertical stabilizer, which are used for the governance of the aircraft .
  • auxiliary surfaces are used that cover the connecting elements with the aircraft of said main structures, while these exterior surfaces soften the sections, thus reducing aerodynamic resistance of said surfaces in the different flight positions. It must also be taken into account that, for the particular case of the horizontal stabilizer, this stabilizer must be able to rotate with respect to the axes of the aircraft, in most aircraft.
  • This joint comprises a serrated plate fixed to the horizontal stabilizer lining by means of special studs threaded on both sides (called stud pins) and by means of detachable angular fittings serrated in the same direction of the plate and that copy the geometric surface of the fairing
  • the fairing is fastened to the angle fittings by means of screws that are attached to self-installed nuts fixed to the hardware that allow mounting of the fairing by a single access side.
  • the conventional union used presents several problems.
  • the weight added by the different mechanical elements of union and adjustment of the carenas is important; on the other hand, there is a high cost of these very specific elements (specific saws, for example);
  • the assembly and maintenance of the previous system of fixing of carenas is very complex.
  • the conventional systems used do not allow the regulation of the upper and lower part of each of its own facades, which prevents favorably correcting the tolerances produced in its manufacture (the canes comprise upper and lower parts, respectively, in their joints to the upper parts and bottom of the fuselage).
  • the present invention offers a solution to the aforementioned problems.
  • the present invention relates to a structure for the coupling of an aircraft's face, in particular for the coupling of the aircraft hull that is located between the horizontal stabilizer and the vertical stabilizer or fuselage section, such that said structure allows the assembly of the hull reducing the number of mechanical elements for its adjustment and considerably reducing the weight of said structure of integration.
  • the aforementioned fairing is rigidly attached to the horizontal stabilizer, being in turn supported on the vertical stabilizer or fuselage section, its main function being to minimize the aerodynamic impact between The union of both said surfaces.
  • the structure for the coupling of the cowl that is located between the horizontal stabilizer and the vertical stabilizer or fuselage section comprises metal fittings in the form of angles, said hardware comprising a vertical surface and a horizontal surface, with respect to the axes of the aircraft, such that the aforementioned fittings are joined, through the horizontal surface, by means of fixed non-detachable joining elements, to the horizontal stabilizer lining, said structure also comprising deformable elastic elements through which, and through the use of fasteners, the grips are attached to the vertical surface of the previous metal fittings.
  • the new structure of integration of grips of the invention solves the problem of the adjustment of the fairing without the need to use serrated plates and without the need to saw the fittings in angular, maintaining the structural efficiency of the assembly and simplifying the design, manufacturing and assembly of the previous components, with the consequent final saving of economic resources.
  • Figure 1 shows in diagram the location typical of the upper and lower canes of an aircraft.
  • Figure 2 shows in schematic a section of the structure of union of the airscrews to the horizontal stabilizer, according to the known prior art.
  • Figure 3 shows in schematic a section of the structure of joining of the aircraft grips to the horizontal stabilizer, according to the invention, for a nominal mounting situation of said structure.
  • Figures 4a and 4b show the capacity of regulation between the upper and lower parts of the cowl with the structure of coupling of the tracks according to the invention, in particular situations of assembly of said structure.
  • the upper and lower canes, 3 and 4 are joined on the one hand to the lining of the horizontal support surface 5 in question and, on the other hand, to the fuselage or vertical support surface 6 of the aircraft.
  • the union of the lane 7 (either the upper lane 3 or the lower lane 4) to the lining 1 of the horizontal stabilizer of an aircraft is carried out by a system of discrete metal fittings 2 attached to said liner 1 of the horizontal stabilizer.
  • said connection comprises a serrated plate 8 (usually in the transverse direction of the plane) fixed to the lining 1 of the horizontal stabilizer through threaded studs 9 (stud pins) and through angular fittings 2 serrated in the same direction of the plate 8 and that copy the geometric surface of the face 7.
  • the face 7 is fastened to the hardware 2 by means of bolted joints (not shown) that are attached to self-installed nuts fixed to the hardware 2, and that allow the assembly of Ia lane 7 by a single access side.
  • the fittings 2 are jointly joined to the liner 1 of the horizontal stabilizer by means of a nut 10 and one of the sides of the threaded stud 9.
  • both the hardware 2 and The serrated plate 8 must include recesses to allow its installation. These recesses are critical from the point of view of the dimensioning of the hardware 2.
  • the need for sawing on the plate 8 is due to the need for regulation of the face 7 in its coupling in the normal direction to the sawing.
  • the joining holes of said hardware 2 to the lining 1 of the horizontal stabilizer are torn in the form of a racetrack in the normal direction to the sawing.
  • the rest of the positioning tolerances in the two axes perpendicular to the displacement or adjustment 11 of Figure 2 are absorbed enlarging the diameter of the holes in the hardware in order to allow a small play.
  • the face 7 is attached to the hardware 2 by means of fixing elements 12, preferably screws, as in the conventional system, being comprised between the face 7 and the hardware 2 a deformable elastic element 13, particularly an elastomer.
  • the elastic element 13 can remain elastic throughout its operational life or crystallize after an appropriate maturation process after its assembly between the cage 7 and the hardware 2, minimizing, in the latter case, the necessary adjustments after disassembly of the Ia lane 7 when removed for maintenance operations.
  • the angle fitting 2 is connected to the liner 1 of the horizontal stabilizer by means of non-detachable mechanical joints 14, preferably riveted joints.
  • the new concept solves the problem of the adjustment of the face 7 without the need to use serrated plates 8 and without the need to saw the hardware 2, maintaining the structural efficiency of the assembly and simplifying the design, manufacture and assembly of the components with the consequent final saving of economic resources.
  • the structure of the invention provides a new capacity for regulation between the upper and lower part of the lane 7 (upper lane 3 and lower 4) with the vertical stabilizer or fuselage section 6 a through the sealing profile 15.
  • Threaded studs 9 are special mechanical joining elements and are much more expensive and more difficult to supply than blind rivets 14. However, it may be convenient to use these threaded studs 9 (stud pins), when the interior accessibility is good, for example in a fuel tank.
  • Another of the important advantages of the invention lies in the fact that the simplification of the joining elements used, as well as the replacement of the plate 8 serrated by an elastic element 13 between the hardware 2 and the lane 7 entail a significant reduction in weight.
  • a study of the different tightening torques between carousel 7 and fittings 2 that allow deformation play will be necessary necessary to absorb the manufacturing and assembly tolerances of both elements, hardware 2 and shield 7.

Landscapes

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  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)

Abstract

Estructura para el acoplamiento de la carena (7) de una aeronave, estando dicha carena (7) situada entre el estabilizador horizontal y el estabilizador vertical o sección de fuselaje (6) de dicha aeronave, comprendiendo dicha estructura unos herrajes (2) en forma de angulares, comprendiendo a su vez dichos herrajes una superficie vertical y una superficie horizontal, uniéndose los herrajes (2) a través de su superficie vertical a la carena (7) mediante unos elementos de fijación (12) desmontables, comprendiendo además dicha estructura entre la carena (7) y la superficie vertical del herraje (2) un elemento elástico (13) deformable, tal que dicho elemento elástico (13) es capaz de absorber el juego de deformaciones necesario y las tolerancias de fabricación y montaje de los herrajes (2), de la carena (7), del estabilizador horizontal y del estabilizador vertical o sección de fuselaje (6) mediante diferentes pares de apriete de los elementos anteriores.

Description

INTEGRACIÓN DE CARENA DE AERONAVE
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a una estructura para el acoplamiento de Ia carena de una aeronave, en particular para el acoplamiento de Ia carena de aeronave que va situada entre el estabilizador horizontal y el estabilizador vertical o sección de fuselaje.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Los elementos estructurales principales de una aeronave son: el fuselaje central, los motores, que proporcionan el empuje necesario a Ia aeronave, el ala, que proporciona sustentación, y el estabilizador horizontal y el estabilizador vertical, que se emplean para el gobierno de Ia aeronave. Para minimizar el impacto aerodinámico de las superficies exteriores de los principales elementos estructurales anteriores, se emplean superficies auxiliares que tapan los elementos de unión con Ia aeronave de las citadas estructuras principales, al tiempo que estas superficies exteriores suavizan las secciones, reduciendo así Ia resistencia aerodinámica de dichas superficies en las diferentes posiciones de vuelo. Se ha de tener en cuenta además que, para el caso particular del estabilizador horizontal, este estabilizador ha de poder girar con respecto a los ejes del avión, en Ia mayoría de las aeronaves.
Las citadas superficies exteriores se conocen comúnmente con el nombre de carenas, debiendo dichas carenas, al ser superficies auxiliares, adaptarse a los elementos estructurales primarios de Ia aeronave, incluyendo las posibles variaciones que dichos elementos puedan tener en sus dimensiones finales, originadas por tolerancias. Así pues, además de los requerimientos de cargas dinámicas y estáticas, el sistema de unión entre Ia carena y Ia estructura primaria debe ser regulable.
Otro de los requerimientos de las carenas es el de intercambiabilidad: al tratarse de superficies auxiliares que camuflan uniones de responsabilidad, estas carenas han de ser desmontables en las labores típicas de mantenimiento de Ia aeronave, siendo éste un requerimiento crítico, pues Ia manipulación de las carenas influye repetidamente en el tiempo necesario para el mantenimiento. Habitualmente, Ia unión de Ia carena entre el estabilizador vertical o sección de fuselaje y el estabilizador horizontal se realiza mediante un sistema de herrajes metálicos discretos unidos al revestimiento del estabilizador horizontal. Esta unión comprende una placa serrada fija al revestimiento del estabilizador horizontal mediante unos espárragos especiales roscados por ambos lados (denominados stud pins) y mediante unos herrajes desmontables en forma de angular serrados en Ia misma dirección de Ia placa y que copian Ia superficie geométrica de Ia carena. A su vez, Ia carena se sujeta a los herrajes en angular mediante tornillos que se unen a tuercas auto-instaladas fijadas al herraje que permiten el montaje de Ia carena por un único lado de acceso. La unión convencional empleada presenta varios problemas. Por un lado, el peso que añaden los diferentes elementos mecánicos de unión y reglaje de las carenas es importante; por otro lado, existe un elevado coste de estos elementos tan específicos (serrados específicos, por ejemplo); además, el montaje y mantenimiento del sistema anterior de fijación de carenas es muy complejo. Más aún, los sistemas convencionales empleados no permiten Ia regulación de Ia parte superior e inferior de cada propia carena Io que impide corregir favorablemente las tolerancias producidas en su fabricación (las carenas comprenden partes superior e inferior, respectivamente, en sus uniones a las partes superior e inferior del fuselaje). La presente invención ofrece una solución a los problemas anteriormente mencionados.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Así, Ia presente invención se refiere a una estructura para el acoplamiento de Ia carena de una aeronave, en particular para el acoplamiento de Ia carena de aeronave que va situada entre el estabilizador horizontal y el estabilizador vertical o sección de fuselaje, tal que dicha estructura permite el ensamblaje de Ia carena reduciendo el número de elementos mecánicos para su reglaje y reduciendo considerablemente el peso de Ia citada estructura de integración. Así, en Ia estructura para el acoplamiento de Ia carena según Ia invención, Ia citada carena está unida rígidamente al estabilizador horizontal, estando a su vez apoyada sobre el estabilizador vertical o sección de fuselaje, siendo su función principal Ia de minimizar el impacto aerodinámico entre Ia unión de ambas citadas superficies. Según Ia invención, Ia estructura para el acoplamiento de Ia carena que va situada entre el estabilizador horizontal y el estabilizador vertical o sección de fuselaje comprende unos herrajes metálicos en forma de angulares, comprendiendo dichos herrajes una superficie vertical y una superficie horizontal, con respecto a los ejes de Ia aeronave, tal que los citados herrajes se unen, a través de Ia superficie horizontal, mediante elementos de unión fijos no desmontables, al revestimiento del estabilizador horizontal, comprendiendo además dicha estructura unos elementos elásticos deformables a través de los cuales, y mediante el uso de elementos de fijación, las carenas se unen a Ia superficie vertical de los herrajes metálicos anteriores. La nueva estructura de integración de carenas de Ia invención resuelve el problema del reglaje de Ia carena sin necesidad de utilizar placas serradas y sin necesidad de serrar los herrajes en angular, manteniendo Ia eficiencia estructural del conjunto y simplificando el diseño, Ia fabricación y el montaje de los componentes anteriores, con el consiguiente ahorro final de recursos económicos.
Otras características y ventajas de Ia presente invención se desprenderán de Ia descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS - A -
La Figura 1 muestra en esquema Ia localización típicas de las carenas superior e inferior de una aeronave.
La Figura 2 muestra en esquema una sección de Ia estructura de unión de las carenas de aeronave al estabilizador horizontal, según Ia técnica anterior conocida.
La Figura 3 muestra en esquema una sección de Ia estructura de unión de las carenas de aeronave al estabilizador horizontal, según Ia invención, para una situación nominal de montaje de dicha estructura.
Las Figuras 4a y 4b muestran Ia capacidad de regulación entre Ia partes superior e inferior de Ia carena con Ia estructura de acoplamiento de carenas según Ia invención, en situaciones particulares de montaje de dicha estructura.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Según se muestra en Ia Figura 1 , las carenas superior e inferior, 3 y 4, se unen por un lado al revestimiento de Ia superficie sustentadora horizontal 5 en cuestión y, por otro lado, al fuselaje o superficie sustentadora vertical 6 de Ia aeronave.
Según Ia técnica conocida, como se describe en Ia Figura 2, Ia unión de Ia carena 7 (ya sea Ia carena superior 3 o Ia inferior 4) al revestimiento 1 del estabilizador horizontal de una aeronave se realiza mediante un sistema de herrajes metálicos 2 discretos unidos al citado revestimiento 1 del estabilizador horizontal. En concreto, Ia citada unión comprende una placa serrada 8 (normalmente en dirección transversal del avión) fijada al revestimiento 1 del estabilizador horizontal a través de espárragos roscados 9 (stud pins) y a través de herrajes 2 en forma de angular serrados en Ia misma dirección de Ia placa 8 y que copian Ia superficie geométrica de Ia carena 7. La carena 7 se sujeta al herraje 2 mediante uniones atornilladas (no mostradas) que se unen a tuercas auto-instaladas fijadas a los herrajes 2, y que permiten el montaje de Ia carena 7 por un único lado de acceso. Como también se muestra en Ia Figura 2, los herrajes 2 se unen solidariamente al revestimiento 1 del estabilizador horizontal mediante una tuerca 10 y uno de los lados del espárrago roscado 9. Por Ia propia geometría de estos espárragos roscados 9, tanto el herraje 2 como Ia placa serrada 8 deben comprender unos cajeados para permitir su instalación. Dichos cajeados son críticos desde el punto de vista del dimensionamiento del herraje 2.
La necesidad del serrado en Ia placa 8 se debe a Ia necesidad de regulación de Ia carena 7 en su acoplamiento en Ia dirección normal al serrado. Para permitir el desplazamiento del herraje 2, los agujeros de unión de dicho herraje 2 al revestimiento 1 del estabilizador horizontal son rasgados en forma de hipódromo en Ia dirección normal al serrado. El resto de tolerancias de posicionamiento en los dos ejes perpendiculares al desplazamiento o reglaje 11 de Ia Figura 2 son absorbidas agrandando el diámetro de los agujeros en el herraje con el fin de permitir un pequeño juego. Según Ia invención, como se puede observar en Ia Figura 3, Ia carena 7 está unida al herraje 2 mediante unos elementos de fijación 12, preferiblemente tornillos, al igual que en el sistema convencional, estando comprendida entre Ia carena 7 y el herraje 2 un elemento elástico 13 deformable, particularmente un elastómero. El elemento elástico 13 puede mantenerse elástico durante toda su vida operativa o cristalizar tras un proceso de maduración apropiado tras realizar el ensamblaje del mismo entre Ia carena 7 y el herraje 2, minimizándose, en este último caso, los ajustes necesarios después del desmontaje de Ia carena 7 cuando se retiran para operaciones de mantenimiento. A su vez, el herraje 2 en angular se une al revestimiento 1 del estabilizador horizontal mediante uniones mecánicas 14 no desmontables, preferiblemente uniones remachadas.
Así pues, el nuevo concepto resuelve el problema del reglaje de Ia carena 7 sin necesidad de utilizar placas 8 serradas y sin necesidad de serrar los herrajes 2, manteniendo Ia eficiencia estructural del conjunto y simplificando el diseño, fabricación y montaje de los componentes con el consiguiente ahorro final de recursos económicos. Según otro aspecto de Ia invención, es relevante indicar que Ia estructura de Ia invención proporciona una nueva capacidad de regulación entre Ia parte superior e inferior de Ia carena 7 (carena superior 3 e inferior 4) con el estabilizador vertical o sección de fuselaje 6 a través del perfil de sellado 15. Las pequeñas diferencias de deformaciones del elemento elástico 13 en su amarre con los herrajes 2 se amplifican en Ia zona de sellado, tal que, aproximadamente, 1 mm de cuña en Ia zona de soporte, amplifican 4mm a 200mm, y 10mm a 500mm, según se muestra en las Figuras 4a y 4b. Esto implica una disminución del espesor del elemento elástico 13 de sellado necesaria para el acoplamiento entre Ia carena 7 y Ia superficie del estabilizador vertical o sección de fuselaje 6.
En resumen, el sistema de reglaje del acoplamiento de carena según Ia invención aparece reflejado en Ia Figura 3, en Ia cual se representa una situación nominal, y en las Figuras 4a y 4b, donde se representan situaciones particulares de montaje como fruto de diferentes pares de apriete de los elementos de fijación 12 que unen Ia carena 7 con los herrajes 2.
Además, al sustituir Ia placa 8 serrada por un elemento elástico 13 situado entre el herraje 2 y Ia carena 7, Ia unión entre el herraje 2 y el revestimiento 1 se realiza según Ia invención por medio de remaches ciegos 14 sin necesidad de elementos intermedios (placas 8 serradas) para Ia transmisión de cargas de cortadura al revestimiento 1. Los espárragos roscados 9 son elementos de unión mecánica especiales y bastante mas caros y más difíciles de aprovisionar que los remaches ciegos 14. No obstante, puede ser conveniente emplear estos espárragos roscados 9 (stud pins), cuando Ia accesibilidad interior es buena, por ejemplo en un tanque de combustible.
Otra de las importantes ventajas de Ia invención reside en que Ia simplificación de los elementos de unión utilizados, así como Ia sustitución de Ia placa 8 serrada por un elemento elástico 13 entre el herraje 2 y Ia carena 7 conllevan una importante reducción de peso. En contraposición, será necesario un estudio de los diferentes pares de apriete entre carena 7 y herrajes 2 que permitan el juego de deformaciones necesario para absorber las tolerancias de fabricación y montaje de ambos elementos, herrajes 2 y carena 7.
En resumen, coste, tiempo de montaje, mantenimiento y peso son reducidos con Ia nueva estructura de Ia invención.
En las realizaciones preferentes que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones.

Claims

REIVINDICACIONES
1. Estructura para el acoplamiento de Ia carena (7) de una aeronave, estando dicha carena (7) situada entre Ia superficie sustentadora horizontal 5 y el estabilizador vertical o sección de fuselaje (6) de dicha aeronave, comprendiendo dicha estructura unos herrajes (2) en forma de angulares, comprendiendo a su vez dichos herrajes una superficie vertical y una superficie horizontal, caracterizada porque los herrajes (2) se unen a través de su superficie vertical a Ia carena (7) mediante unos elementos de fijación (12) desmontables, comprendiendo además dicha estructura entre Ia carena (7) y Ia superficie vertical del herraje (2) un elemento elástico (13) deformable, tal que dicho elemento elástico (13) es capaz de absorber el juego de deformaciones necesario y las tolerancias de fabricación y montaje de los herrajes (2), de Ia carena (7), del estabilizador horizontal y del estabilizador vertical o sección de fuselaje (6) mediante diferentes pares de apriete de los elementos anteriores.
2. Estructura para el acoplamiento de Ia carena (7) de una aeronave según Ia reivindicación 1 , caracterizada porque Ia estructura es capaz de ser regulada entre Ia parte superior e inferior de Ia carena (7), amplificándose las diferencias de deformaciones del elemento elástico (13) en su amarre con los herrajes (2) en Ia zona de sellado, disminuyéndose así el diámetro del elemento elástico (13) necesario y facilitando considerablemente su acoplamiento. 3. Estructura para el acoplamiento de Ia carena (7) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque el elemento elástico (13) mantiene su elasticidad permitiendo su acoplamiento entre Ia carena (7) y el herraje (2) con independencia del avión montado. 4τ Estructura para el acoplamiento de Ia carena (7) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -2, caracterizada porque el elemento elástico (13) es cristalizado tras un proceso de maduración apropiado, una vez que se realiza el ensamblaje de dicho elemento (13) entre Ia carena (7) y el herraje (2).
5. Estructura para el acoplamiento de Ia carena (7) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizada porque Ia unión entre el herraje (2) y el revestimiento (1 ) del estabilizador horizontal se realiza por medio de remaches ciegos (14), que realizan Ia transmisión de cargas de cortadura provenientes de Ia carena (7) al citado revestimiento (1 ). 6. Estructura para el acoplamiento de Ia carena (7) de una aeronave según cualquiera de las reivindicaciones 1 -4, caracterizada porque Ia unión entre el herraje (2) y el revestimiento (1 ) del estabilizador horizontal se realiza por medio de espárragos roscados (9), en el caso de que Ia accesibilidad interior al revestimiento (1 ) del estabilizador horizontal sea adecuada, como en el caso de un tanque de combustible.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2470833C1 (ru) * 2011-05-13 2012-12-27 Открытое акционерное общество "Туполев" (ОАО "Туполев") Приспособление и способ установки передней шторки стабилизатора самолета

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0609166D0 (en) * 2006-05-09 2006-06-21 Airbus Uk Ltd Apparatus for and method of inhibiting delamination
US8714488B2 (en) * 2009-01-08 2014-05-06 The Boeing Company Elastic aircraft joint fairing
ATE537059T1 (de) * 2009-12-21 2011-12-15 Eurocopter Deutschland Abdichtung des luftstroms zwischen einer tragfläche und einem rumpf
FR2966425B1 (fr) * 2010-10-26 2013-08-16 Eurocopter France Aeronef muni d'un empennage comprenant un moyen de lutte contre le flottement aeroelastique.
ES2399262B1 (es) * 2010-12-31 2014-04-29 Airbus Operations, S.L. Herraje regulable para la instalación y ajuste de carenas en aeronaves.
US9574587B2 (en) 2011-11-04 2017-02-21 The Boeing Company Preloading a fastener of a mechanical fitting
US20130114994A1 (en) 2011-11-04 2013-05-09 Robert Erik Grip Truss end pad fitting
GB201205079D0 (en) * 2012-03-22 2012-05-09 Airbus Operations Ltd Seal assembly for an aircraft wing
CN102642609B (zh) * 2012-05-11 2014-08-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种翼盒整流口盖连接装置
FR2993240B1 (fr) * 2012-07-12 2014-08-29 Dassault Aviat Structure d'aeronef, et procede de montage associe
WO2014078006A1 (en) * 2012-11-15 2014-05-22 United Technologies Corporation Stabilizer with structural box and sacrificial surfaces
CN103204235B (zh) * 2013-04-24 2015-07-01 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种用于整流罩的锁闭机构
US10275565B2 (en) 2015-11-06 2019-04-30 The Boeing Company Advanced automated process for the wing-to-body join of an aircraft with predictive surface scanning
EP3318783A1 (en) * 2016-11-02 2018-05-09 Airbus Operations GmbH Fairing for an aircraft
US10773788B2 (en) * 2017-08-15 2020-09-15 The Boeing Company Fairing assembly and method therefor
US10712730B2 (en) 2018-10-04 2020-07-14 The Boeing Company Methods of synchronizing manufacturing of a shimless assembly
GB2579048A (en) * 2018-11-16 2020-06-10 Airbus Operations Ltd Fittings for connecting structures
FR3106569B1 (fr) 2020-01-23 2022-02-11 Airbus Operations Sas Assemblage pour aéronef comprenant un système d’étanchéité à l’air amélioré entre un carénage ventral et une aile
JP7312711B2 (ja) 2020-02-05 2023-07-21 三菱重工業株式会社 ブラケット
CN113879509A (zh) * 2021-10-25 2022-01-04 中航通飞华南飞机工业有限公司 一种针对窄空间连接的密封橡胶条及气动密封结构

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4337467A1 (de) * 1992-11-12 1994-05-19 Volkswagen Ag Verbindung zweier unter Bildung seitlicher Spalte ineinander greifender Bauteile
DE29702360U1 (de) * 1997-02-11 1997-03-27 Herrmann Ottmar Abstandshalter, dessen Länge variabel ist
US20080283666A1 (en) * 2007-04-04 2008-11-20 Grieve James C Method and apparatus for attaching a wing to a body

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2932667C2 (de) * 1979-08-11 1982-07-29 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Hauptanschluß für den Tragflügel eines Luftfahrzeuges
US4556591A (en) * 1981-09-25 1985-12-03 The Boeing Company Conductive bonded/bolted joint seals for composite aircraft
US6092764A (en) * 1997-07-21 2000-07-25 Mcdonnell Douglas Corporation Interface seal for an aircraft
ES2237655T3 (es) * 2001-10-05 2005-08-01 Airbus France Aeronave con carenado ventral.
US6830218B2 (en) * 2002-12-31 2004-12-14 The Boeing Company Structural attach method for thin fairings
US7393488B2 (en) * 2005-05-25 2008-07-01 The Boeing Company Methods of joining structures and joints formed thereby
ES2315108B1 (es) * 2006-06-30 2010-01-12 Aibus España, S.L. Sistema de fijacion de un borde de ataque a la estructura de un plano sustentador de un avion.
FR2909974B1 (fr) * 2006-12-13 2009-02-06 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur double flux
FR2913665B1 (fr) * 2007-03-16 2009-06-05 Airbus France Sa Carenage aerodynamique arriere inferieur pour dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4337467A1 (de) * 1992-11-12 1994-05-19 Volkswagen Ag Verbindung zweier unter Bildung seitlicher Spalte ineinander greifender Bauteile
DE29702360U1 (de) * 1997-02-11 1997-03-27 Herrmann Ottmar Abstandshalter, dessen Länge variabel ist
US20080283666A1 (en) * 2007-04-04 2008-11-20 Grieve James C Method and apparatus for attaching a wing to a body

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2470833C1 (ru) * 2011-05-13 2012-12-27 Открытое акционерное общество "Туполев" (ОАО "Туполев") Приспособление и способ установки передней шторки стабилизатора самолета

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