BRPI1102920A2 - Conjunto estrutural de aeronave e processo de montagem de um conjunto estrutural - Google Patents
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Abstract
CONJUNTO ESTRUTURAL DE AERONAVE E PROCESSO DE MONTAGEM DE UM CONJUNTO ESTRUTURAL. Esse conjunto compreende uma parede estrutural (26) e uma parede compósita (50) que se estendendo no prolongamento da parede estrutural (26) e que define uam segunda espessura (58) disposta em frente à primeira espessura (32) da parede (26). O conjunto compreende um elemento alongado de tração (80) recebido em uma primeira passagem (36) disposta na parede estrutural (26), a primeira passagem (36) desemboscando na primeira espessura (32) e em alvéolo (34) disposto na parede estrutural (26). A parede compósita (50) define segunda passagem (68) desemboca na segunda espessura (58) e que recebe o elemento alongado (80). O conjunto compreende um órgão de travamento (82) adpctado no elemento alongado (80). O conjunto compreende um órgão de travamento (82) adaptado no elemento alongado (80). A parede compósita (50) delimita uma cavidade (70) de acesso que conecta uma superfície exterior (54) da parede compósita (50) com a segunda passagem (68). O órgão de travamento (82) é recebido na cavidade de acesso.
Description
"CONJUNTO ESTRUTURAL DE AERONAVE E PROCESS。DE MONTAGEM DE UM CONJUNTO ESTRUTURAL"
A presente ίηνεηςδο se refere a um conjunto estrutural de aeronave, do tipo que compreende:
-uma parede estrutural de sustenta^o, a parede estrutural apresentando uma primeira espessura ao longo de uma primeira borda;
-uma parede composita montada sobre a parede estrutural, a parede composita se estendendo no prolongamento da parede estrutural para alem da primeira borda e definindo uma segunda espessura disposta em frente a primeira espessura;
-meios de fixapSo da parede estrutural com a parede composita que compreendem pelo menos um element。alongado de tragSo recebido em uma primeira passagem disposta na parede estrutural, a primeira passagem desembocando na primeira espessura e em um alveolo disposto na parede estrutural.
Esse conjunto e notadamente destinado a conectar um element。estrutural composito, como por exemplo um caixao composito ou um revestimento de caixao de estrutura de sustentapSo, de tipo intradorso ou extradorso de unidade de asa, de piano central ou de unidade de cauda, em um elemento estrutural metalico, quando a junySo entre esses elementos e bastante solicitada em esforgo normal.
Um tal conjunto se aplica notadamente a junfao entre uma unidade de asa feita de material composito e a fuselagem de um aparelho por intermedio de paraflisos de tra9ao.
De maneira conhecida, algumas aeronaves como ο Airbus A3 80 ou ο Boeing 787 compreendem caixoes de unidade de asa feitos de material composito. Esses caixSes sao fixados no caixao central da fuselagem por intermedio de pepas metalicas de tipo "ferragem". Essas aeronaves compreendem uma ferragem interna conectada a uma parede de estrutura do caixao central por intermedio de um parafuso de tragSo assim como uma ferragem externa na qual e fixada uma parede composita do caixao ou de seu revestimento.
Essas ferragens metalicas intermediarias garantem uma boa resistencia a essa montagem notadamente quando ela e submetida a um esforfo normal.
Um tal conjunto entretanto nao da inteira satisfa9ao. De fato, a presen^a das ferragens metalicas inteimediarias aumenta significativamente ο peso da aeronave, considerando-se ο peso individual da ferragem, assim como das sobre-espessuras de parede composita necessarias para a fixagSo da ferragem.
Por outro lado, a presenga das ferragens aumenta ο custo do conjunto e torna sua montagem mais complexa, ao mesmo tempo em que diminui a robustez em relagao a resistencia a corrosao.
A presenpa das ferragens gera por outro lado eventualmente tensoes，que sao instaladas por ocasiao da montagem. Alem disso, no caso especial de uma unidade de asa, essas ligagdes estao situadas ao nivel dos reservatorios de carburante contido na unidade de asa e constituem portanto fontes de vazamentos potenciais de carburante.
Um objetivo da inven9ao e obter um conjunto estrutural de aeronave que permite conectar uma parede estrutural a uma parede composita que se estende no prolongamento da parede estrutural, a jun9ao entre as paredes sendo destinada a ser bastante solicitada em esfoi^o normal, ο conjunto estrutural sendo pouco oneroso, ao mesmo tempo em que gera poucas ou nenhuma tensoes transversas.
Para isso, a invenfao tem como objeto um conjunto do tipo precitado, caracterizado pelo fato de que a parede composita define uma segunda passagem que desemboca na segunda espessura e que recebe ο elemento alongado, os meios de fixa?ao compreendendo um orgao de travamento adaptado no elemento alongado, a parede composita delimitando uma cavidade de acesso aos meios de fixagao que conecta uma superficie da parede composita com a segunda passagem, ο orgao de travamento sendo recebido na cavidade de acesso.
O conjunto de acordo com a invenfao pode compreender uma ou varias das caracteristicas seguintes, tomada(s) isoladamente ou de acordo com qualquer (quaisquer) combinafao (5es) tecnicamente possivel(eis):
-a dita superficie da parede composita e a superficie exterior
dessa parede;
- ο elemento alongado compreende uma haste e uma cabe?a de retengao que e saliente radialmente a uma extremidade da haste, a cabega de reten9ao sendo recebida dentro do alveolo;
-um piano medio da parede estrutural na proximidade da primeira espessura define com um piano medio da parede composita na proximidade da segunda espessura um angulo compreendido entre 0° e 30°;
-ο angulo formado entre ο eixo da cavidade de acesso e ο piano medio de acordo com ο qual se estende a parede composita e compreendido entre 60° e 120°;
-ο eixo do elemento alongado disposto na segunda passagem e alinhado ou paralelo a fibra neutra da parede composita;
-ο eixo do elemento alongado e inclinado em rela9ao a fibra neutra da parede composita, a intersepSo entre ο eixo do elemento alongado na segunda passagem e a fibra neutra sendo vantajosamente situada na proximidade da junpSo entre a segunda passagem e a cavidade de acesso; -a cavidade de acesso e cega;
-a cavidade de acesso desemboca em uma outra superficie da parede composita, ο conjunto compreendendo um orgao de obturagao de pelo menos uma extremidade da cavidade de acesso adaptado na cavidade de acesso; -ο conjunto compreende pelo menos um orgao de compressao transversal da parede composita, ο orgao de compressao atravessando a parede composita entre a superficie exterior e uma superficie interior oposta, sendo para isso situado a distancia da segunda passagem;
- a parede composita compreende uma camada central na qual e disposta a segunda passagem e duas camadas opostas situadas de um Iado e de outro da camada central, a camada central apresentando um drapeamento distinto do drapeamento das camadas opostas, ο drapeamento da camada central apresentando vantajosamente um niimero de dobras orientadas paralelamente ao eixo do elemento alongado superior ao niimero de dobras orientadas paralelamente ao eixo do elemento alongado no drapeamento das camadas opostas;
-ο conjunto compreende um painel lateral de jungSo interposto transversalmente entre a primeira espessura e a segunda espessura;
-a primeira espessura se estende substancialmente em um piano inclinado em relafao ao piano da segunda espessura, ο conjunto compreendendo um calfo intermediario que apresenta uma superficie de apoio da segunda espessura, sobre a qual e aplicada a segunda espessura e uma superficie oposta paralela ao piano da primeira espessura;
-a parede composita forma um revestimento de caixao de estrutura de sustentafao, vantajosamente um intradorso ou um extradorso de unidade de asa, de piano central ou de unidade de cauda, a parede estrutural defmindo uma parte de caixao de estrutura central de uma aeronave.
A inven9ao tem tambem como objeto um processo de montagem de um conjunto estrutural tal como definido mais acima, caracterizado pelo fato de que ele compreende as etapas seguintes:
-fornecimento da parede estrutural e da parede composita; -disposi9ao da parede composita no prolongamento da parede
estrutural para posicionar a primeira espessura em frente a segunda espessura; -introdu9ao do elemento alongado na primeira passagem e na segunda passagem;
-introdu9ao do orgao de travamento dentro da cavidade de
acesso;
-engrenamento do elemento alongado com ο orgao de travamento para travar mecanicamente a parede composita com a parede estrutural.
A inven9ao sera melhor compreendida com a leitura da descri9ao que vais e seguir, dada unicamente a titulo de exemplo, e feita fazendo-se referencia aos desenhos anexos, nos quais:
-a Figura 1 e uma vista tomada em corte de acordo com um piano transversal de um conjunto estrutural de uma primeira aeronave de acordo com a inven9ao;
-a Figura 2 e uma vista analoga a Figura 1 de um conjunto estrutural de uma segunda aeronave de acordo com a ΐηνεηςδο;
-a Figura 3 e uma vista analoga a Figura 1 de um conjunto estrutural de uma terceira aeronave de acordo com a invenfao;
-a Figura 4 e uma vista tomada em corte de acordo com um piano transversal de um conjunto estrutural de uma quarta aeronave de acordo com a inven9ao;
-a Figura 5 e uma vista tomada em corte de acordo com um piano transversal de um conjunto estrutural de uma quinta aeronave de acordo com a invenySo;
-a Figura 6 e uma vista de baixo de um detalhe do conjunto da
Figura 5;
-a Figura 7 e uma vista tomada em corte de acordo com um piano transversal de um conjunto estrutural de uma sexta aeronave de acordo com a inven9ao;
-a Figura 8 e uma vista tomada em corte de acordo com um piano transversal de um conjunto estrutural de uma setima aeronave de acordo com a inven9ao;
-a Figura 9 e uma vista tomada em corte de acordo com um piano transversal de um conjunto estrutural de uma oitava aeronave de acordo com a ίηνεηςδο;
-a Figura 10 e uma vista tomada em corte de acordo com um piano transversal de um conjunto estrutural de uma nona aeronave de acordo com a inven9ao;
-a Figura 11 e uma vista tomada em corte de acordo com um piano transversal de um conjunto estrutural de uma decima aeronave de acordo com a inver^So;
-a Figura 12 e uma vista tomada em corte de acordo com um piano transversal de um conjunto estrutural de um decimo primeiro conjunto de acordo com a inver^o;
-a Figura 13 έ uma vista em perspectiva parcialmente em corte de um detalhe dos meios de fixa^So da parede estrutural com a parede composita; e
-a Figura 14 e uma vista tomada em corte de acordo com um piano transversal de um detalhe de uma parede composita de um conjunto estrutural de acordo com a invenfao.
A figura 1 ilustra um conjunto estrutural 10 de acordo com a inven9ao de uma primeira aeronave 12. Esse conjunto estrutural 10 compreende um primeiro elemento de estrutura 14 e um segundo elemento de estrutura 16 realizado pelo menos parcialmente em material composito, ο segundo elemento de estrutura 16 sendo montado no primeiro elemento de estrutura 14 por intermedio de meios de fixafao 18.
O primeiro elemento de estrutura 14 e por exemplo um caixao central de fuselagem, feito de material metalico. O segundo elemento de
estrutura 16 e por exemplo uma unidade de asa ou uma unidade de cauda que compreende paineis de revestimento destinados a ser fixados no primeiro elemento de estrutura 14 sendo solicitados em esfoi^o normal quando a aeronave se desloca dentro de uma massa de ar, notadamente por ocasiao de um voo.
No exemplo especial representado na Figura 1, ο primeiro elemento de estrutura 14 e um caixao central de fuselagem e ο segundo elemento de estrutura 16 e uma unidade de asa. Ele compreende por outro Iado uma parede inferior 19 dita "karman" disposta embaixo do primeiro elemento 14 e do segundo elemento 16.
O primeiro elemento de estrutura 14 compreende um piano central 20 que se estende de acordo com uma dire9ao geral D, horizontal na Figura 1. Ele compreende vantajosamente um painel lateral de jun9§o 22 aplicado contra ο piano central 20 ao longo de uma borda lateral 24 do piano central 20. No exemplo representado na Figura 1，a borda lateral 24 e situada a esquerda do piano central 20.
O piano central 20 e formado por uma parede estrutural 26 que se estende em um piano geral medio PI, representado horizontal na Figura 1.
A parede estrutural 26 apresenta uma superficie superior 28 e uma superficie inferior 30 conectadas entre si ao longo da borda lateral 24 por uma primeira espessura 32 delimitada na espessura da parede 26.
A parede 26 e vantajosamente realizada em material metalico.
A parede estrutural 26 delimita, ao longo de sua borda lateral 24, a distancia da espessura 32, uma pluralidade de alveolos 34 de inser^o dos meios de fixaySo 18.
Cada alveolo 34 desemboca na superficie inferior 30. Cada alveolo 34 e cego e e obturado na dire9ao da superficie superior 28. Os alveolos 34 sao distribuidos axialmente de acordo com a diregSo D sendo para isso espa?ados uns dos outros ao longo dessa diregao D.
Para cada alveolo 34, a parede estrutural 26 define uma primeira passagem transpassante 36 de recep9ao dos meios de fixa9ao 18. A primeira passagem 36 se estende substancialmente transversalmente em relayao a direpSo D de acordo com um eixo de passagem A-A'，que e horizontal no exemplo representado na Figura 1.
A primeira passagem transpassante 36 desemboca interiormente no alveolo 34 e exteriormente na espessura 32 de maneira perpendicular ou inclinada de um angulo inferior a 30° em relagSo a normal a uma superficie diretriz da espessura 32.
Vantajosamente esse angulo podera ser inferior a 20°.
A passagem 36 apresenta uma extensao transversal maxima, tomada perpendicularmente ao eixo A-A', inferior a altura do alveolo 34, tomada perpendicularmente ao eixo A-A'.
A primeira passagem 36 e ο alveolo 34 delimitam assim, em torno da primeira passagem 36 no alveolo 34，um ressalto anular de apoio 38 para os meios de fixagao 18.
O painel de jun9ao 22 se estende em um piano geral P2 substancialmente perpendicular ao piano Pl ao longo da borda lateral 24. Ele e realizado vantajosamente em um material metalico. O painel de jun9ao 22 e conectado a fuselagem.
O painel de jun?ao 22 apresenta uma borda inferior 40 que aflora a superficie inferior 30 da parede estrutural 26 na proximidade da espessura 32.
Na proximidade de sua borda inferior 40, ο painel lateral de jun9ao 22 define uma passagem intermediaria 42 transpassante de se9ao analoga a se9ao da primeira passagem transpassante 36. A passagem intermediaria 42 se estende em frente a primeira passagem 36 quando ο painel de jun9ao 22 e fixado contra a espessura 32 da parede estrutural 26.
O painel lateral de jun9ao 22 delimita uma superficie interior
43 aplicada sobre a espessura 32 e uma superficie exterior 44 substancialmente paralela a espessura 32 e destinada a receber em apoio ο segundo elemento de estrutura 16.
A passagem intermediaria 42 desemboca interiormente na primeira passagem transpassante 36 e exteriormente atraves da superficie exterior 44. Ela se estende coaxialmente com a primeira passagem 36.
No exemplo representado na Figura 1, ο segundo elemento de estrutura 16 compreende uma parede composita 50 destinada a ser fixada na parede estrutural 26 e vantajosamente uma armadura interna 52 que forma um caixao de piano de sustentagao.
A parede composita 50 e realizada a base de um material composito tal como um estratificado feito de fibras de carbono e resina epoxi.
A parede composita 50 forma por exemplo um revestimento do caixao 52，tal como uma pele de asa. Ela compreende uma primeira superficie 54 destinada a formar um superficie exterior do elemento de estrutura 16 e uma segunda superficie 56 destinada a formar uma superficie interior desse elemento de estrutura.
A parede composita 50 define uma segunda espessura 58 que une a primeira superficie 54 com a segunda superficie 56 ao longo de uma segunda borda lateral 60 da parede composita 50，posicionada em frente a primeira borda 24 da parede estrutural 26.
A porgao da superficie 54 que nao e recoberta pela parede 19 έ destinada a ser posicionada em contato com a massa de ar na qual circula a aeronave 12. A segunda superficie 56 e destinada a delimitar por exemplo um reservatorio interior de fluido dentro do segundo elemento estrutural, tal como um reservatorio 61 de carburante.
A parede composita 50 apresenta uma regiao exterior 62 e uma regiao interior 64 de IigaySo ao piano central 20. Nesse exemplo, as regioes 62, 64 definem entre si uma quebra 66.
A regiao interior 64 apresenta uma espessura, tomada em sefao em um piano vertical que passa pelo eixo A-A ’ que aumenta quando se desloca na dire9ao do piano central.
A segunda espessura 58 e definida pela espessura da parede composita 50 ao longo da borda 60, entre a primeira superficie 54 e a segunda superficie 56. Ela e aplicada contra a superficie exterior 44 do painel de junfao 22. Ela se estende em frente a primeira espessura 32.
Pelo menos na regiao interior 64, a parede composita 50 define um piano medio P3 que forma um angulo nulo ou pequeno, vantajosamente inferior a 30°，com ο piano geral Pl da parede estrutural 26.
Assim, a parede composita 50 prolonga lateralmente a parede estrutural 26 ao longo da borda lateral 24.
No exemplo representado na Figura 1, ο piano medio P3, tornado ao nivel da segunda espessura 58 forma um angulo nulo com ο piano medio PI, tornado ao nivel da primeira espessura 32.
De acordo com a inven^So，os meios de fixa9ao 18 sao recebidos diretamente na parede composita 50. Para isso, a parede composita 50 delimita uma segunda passagem 68 de recep9ao e uma cavidade 70 transversal de acesso a segunda passagem 68.
A segunda passagem 68 se estende ao longo do eixo A-A'. Ela desemboca interiormente na segunda espessura 58 de maneira perpendicular ou inclinada de um angulo inferior a 3 O0 em relapSo a normal a uma superficie diretriz da espessura 58. A segunda passagem 68 desemboca exteriormente na cavidade 70.
Ela apresenta uma seyao transversal em rela9ao ao eixo A-A' substancialmente igual a sepSo transversal da primeira passagem 36, e da passagem intermediaria 42.
Nesse exemplo, na zona da parede composita 50 que se estende entre a armadura 52 e ο painel 22, ο eixo A-A' e paralelo ao piano
geral P3 que e confundido com a fibra neutra F da parede composita 50. E chamada fibra neutra F ο piano que agrupa ο conjunto dos pontos de uma estrutura na qual ο alongamento consecutivo a aplica^So de um moment。de flexao e nulo.
O fato de que os pianos P3 e F sejam confundidos permite assim nao gerar esforpo de flexao na parede composita 50.
De acordo com a inven9ao, a cavidade 70 e disposta transversalmente em rela9ao ao eixo A-A' da segunda passagem 68 de acordo com um eixo B-B' substancialmente vertical na Figura 1. O angulo α (figuras 1 e 4) formado entre ο eixo B-B' e ο piano P3 e vantajosamente compreendido entre 60° e 120°. No exemplo representado na figura 1，a cavidade 70 e cega. Ela desemboca exclusivamente na primeira superficie 54. A cavidade 70 e em contrapartida obturada para cima pela parede 50 na dire9ao da segunda superficie 56，de modo que nenhuma comunica9ao fluidica existe entre ο reservatorio 61 e ο exterior do conjunto 16 atraves da cavidade 70.
Nesse exemplo, a cavidade 70 apresenta uma sepSo, tomada de acordo com um piano horizontal que passa pelo eixo A-A', inferior a se9ao de cada alveolo 34, vantajosamente inferior de um fator pelo menos igual a dois em relafao a sepSo de cada alveolo 34.
A cavidade 70 e vantajosamente cilindrica de eixo B-B'.
A cavidade 70 e a segunda passagem 68 delimitam entre si um segundo ressalto 72 de retengSo，orientado para ο Iado oposto ao primeiro ressalto anular 38.
Os meios de fixafao 18 compreendem um elemento longitudinal 80 de trafao inserido atraves do alveolo 34, da primeira passagem transpassante 36, da passagem intermediaria 42, e da segunda passagem transpassante 68 para ser saliente na cavidade 70, e um orgao de travamento 82 do elemento longitudinal 80, fixado no elemento longitudinal 80 na cavidade 70. No exemplo representado na Figura 1 e mais em detalhe na Figura 13，ο elemento longitudinal 80 e formado por um parafuso de tra?ao que compreende uma cabe?a 84 recebida no alveolo 34 e uma haste rosqueada 86 introduzida de maneira complementar atraves das passagens 36, 42 e 68 para ser recebida no orgao de travamento 82.
A haste 86 se estende entao de acordo com ο eixo A-A'. Ela apresenta uma se9ao transversal complementar aquela das passagens 36，42, 68. A cabega 84 e saliente radialmente em relafao a haste 86.
O orgao de travamento 82 e formado por exemplo por uma porca de tambor representada esquematicamente na Figura 1 e ilustrada em detalhe na Figura 13. Essa porca delimita uma cavidade interior munida de um filete para a introdu9ao de a reten9ao da extremidade livre da haste 86.
Quando os meios de fixagSo 18 estao ativos, ο elemento longitudinal 80 e travado pelo orgao de travamento 82. Para isso, a extremidade livre da haste 86 e recebida na cavidade do orgao de travamento 82. A cabe?a 84 e aplicada contra ο primeiro ressalto anular 38, enquanto que ο orgao de travamento 82 e aplicado contra ο ressalto complementar de reten9ao 72.
Assim, a parede composita 50 e retida firmemente por sua espessura 58 contra a espessura 32 da parede estrutural 26，com interposiySo do painel lateral de jun9ao 22.
A liga9ao assim formada apresenta uma grande robustez quando ela e solicitada em esfoi^o normal ao mesmo tempo em que conserva uma grande robustez contra os esforfos de cisalhamento. A grande robustez nas solicita9oes em esforfo normal e
especialmente importante em razao do pequeno angulo formado pelos pianos medios Pl e P3 respectivos da parede estrutural 26 e da parede composita 50 na proximidade das espessuras respectivas 32, 58 e das problematicas de
transferencia de esforyo normal que decorrem dai. r
E assim possivel fixar essas paredes 50, 26 por suas espessuras conservando-se excelentes propriedades mecanicas, por meios simples e pouco onerosos. De fato, a cavidade 70 e a passagem 68 sao dispostas diretamente na parede composita 50 e recebem diretamente os elementos longitudinals 80 dispostos na parede estrutural 26, sem que seja necessario dispor uma pe?a intermediaria tal como uma ferragem ou uma tala entre a parede composita 50 e a parede estrutural 26.
O conjunto estrutural 10 de acordo com a inver^So e portanto especialmente Ieve e pouco custoso, ao mesmo tempo em que conserva uma grande robustez, notadamente em relaySo a corrosao, visto que nenhuma ferragem metalica intermediaria e utilizada.
A uniao entre a parede estrutural 26 e a parede composita 50 gera poucas ou nenhuma tensSes transversas, ο que e favoravel para a resistencia mecanica da uniao. Por outro lado, quando a cavidade 70 e cega, a estanqueidade
de um reservatorio de fluido delimitado pela parede composita 50’ tal como um reservatorio de carburante 61 e assegurada.
Para unir ο conjunto estrutural 10，a parede estrutural 26，ο painel lateral de jun9ao 22 e a parede composita 50 sao levados em contato uns dos outros.
A primeira espessura 32 da parede estrutural 26 e aplicada contra a superficie interior 43 do painel lateral de jun9ao 22, enquanto que a segunda espessura 58 do painel composito 50 e aplicada sobre a superficie exterior 44 do painel lateral de jungao 22. As passagens 36, 42 e 68 sao entao alinhadas coaxialmente ao longo do eixo A-A'.
E depois, ο orgao de travamento 82 e introduzido dentro da cavidade 70 e e mantido em posipSo dentro da cavidade 70. O elemento longitudinal de trafao 80 e entao introduzido dentro do alveolo 34, e depois e
inserido pela extremidade livre da haste 86 atraves sucessivamente da primeira passagem transpassante 36, da passagem intermediaria 42 e da segunda passagem 68 ate entrar em contato com ο orgao de travamento 82. Em seguida, a cabepa 84 do elemento longitudinal e acionada em rota9ao para atarraxar a haste 86 no orgao de travamento 82 e aplicar assim um esfor?o de aperto determinado entre os ressaltos 72 e 38.
Sera notado que a vista em corte da flgura 1 corresponde a uma se9ao corrente representativa do conjunto estrutural, mas a orienta9ao dos diferentes pianos mencionados e suscetivel de variar de uma se9ao para a outra ao longo da corda do elemento de estrutura 14. Isso se aplica tambem para os outros modos de realiza^So descritos abaixo.
O conjunto estrutural 10 de uma segunda aeronave 100 de acordo com a ΐηνεηφδο e representado na figura 2. Diferentemente do conjunto estrutural 10 da primeira aeronave 12, a primeira espessura 32 se estende em um piano inclinado em relagSo a um piano perpendicular ao piano geral Pl da parede estrutural 26.
O painel lateral de jur^So 22 compreende uma parte inferior 102 inclinada em relafao a uma parte superior 101 situada no piano P2, de um angulo igual ao angulo entre os pianos P2 e P3 ο que permite alinhar ο eixo A-A' com ο piano P3 e assim nao gerar esfoi^o transverso no composito.
A configuragao do alveolo 34 e por outro Iado modificado para que ο ressalto de retengSo 38 se estenda em um piano perpendicular ao eixo A-A'.
A parede composita 50 se estende, na proximidade da segunda espessura 58, em um piano medio P3 perpendicular ao piano da primeira espessura 32 que forma um angulo inferior a 3O0 com ο piano PI.
A segunda espessura 58 da parede composita 50 έ aplicada contra a superficie exterior 44 do painel de jun9ao 102 sendo para isso disposta paralelamente a primeira espessura 32.
O eixo A-A' das passagens 36, 42 e 68 se estende paralelamente ao piano P3, de maneira inclinada em rela^So ao piano PI. Por outro lado, os meios de fixa9ao 18 permanecem identicos aqueles expostos no conjunto estrutural 10 da Figura 1.
Um tal conjunto permite se liberar da realizafao de uma quebra 66 tal como ilustrada na figura 1 para a parede composita 50 ο que simplifica significativamente a fabrica9ao de uma tal parede composita.
O processo de montagem do conjunto estrutural 10 da Figura 2 e por outro lado analogo ao processo de montagem do conjunto 10 da Figura 1.
O conjunto estrutural 10 de uma terceira aeronave 110 de acordo com a inven^So e representado na Figura 3. Como no conjunto 10 da Figura 1，e diferentemente do conjunto 10 da Figura 2, a primeira espessura 32 se estende em um piano substancialmente perpendicular ao piano medio Pl da parede estrutural 26. O painel lateral de juii9ao 22 se estende em um piano P2 substancialmente perpendicular ao piano PI.
Como no conjunto 10 da Figura 2, a parede composita 50 se estende em um piano medio P3 inclinado em rela^So ao piano medio Pl da parede estrutural 26.
Diferentemente do conjunto 10 representado na Figura 2，a segunda espessura 58 da parede composita 50 e disposta em um piano inclinado em relaySo a perpendicular ao piano medio P3. Esse piano inclinado e paralelo ao piano P2.
No conjunto 10 da Figura 3，ο eixo A-A' da primeira passagem transpassante 36, da passagem intermediaria 42 e da segunda passagem 68 e inclinado em relapao ao piano medio Pl da parede estrutural 26 e e alinhado com P3. Ele forma com a normal a uma superficie diretriz da espessura 32 um angulo inferior a 30°.
A configura9ao do alveolo 34 έ por outro lado modificada para que ο ressalto de retenpSo 38 se estende em um piano perpendicular ao eixo A-A' de maneira inclinada em rela^So ao piano da espessura 32. Esse modo de realiza^ao permite conservar uma placa de jun?So plana ao mesmo tempo em que se minimiza os esforpos transversos no composito.
A montagem do conjunto 10 representado na Figura 3 e por outro Iado analoga {a montagem daquele representado na Figura 1.
O conjunto 10 de uma quarta aeronave 120 de acordo com a inven9ao e representado na figura 4. Diferentemente do conjunto 10 representado na figura 3, ο eixo A-A' da primeira passagem 36，da passagem intermediaria 42 e da segunda passagem 68 e perpendicular ao piano da primeira espessura 32 e e paralelo ou confundido com ο piano medio Pl da parede estrutural 26.
Assim, ο eixo A-A' e inclinado em relafao ao piano medio P3 da parede composita 50 na proximidade da segunda espessura 58.
O eixo A-A' sendo inclinado em relagSo a fibra neutra F da parede composita 50，a intersepSo entre a fibra neutra Feo eixo A-A' e de preferencia disposta na jun辟。122 entre a segunda passagem 68 e a cavidade 70. Esse posicionamento da intersefao entre a fibra neutra Feo eixo A-A' permite melhorar a robustez do conjunto IOe minimizar os esfoi^os de flexao gerados nesse conjunto.
Sera notado que em variante a intersefao entre a fibra neutra F e ο eixo A-A' pode tambem ser ligeiramente deslocada da jun9ao 122 ao longo do eixo A-A' na dire?So da espessura 58.
Um conjunto estrutural 10 de uma quinta aeronave 130 de acordo com a invenfao e representado nas Figuras 5 e 6.
Diferentemente do conjunto 10 da quarta aeronave 110, esse conjunto compreende dois orgaos de compressao 132 da parede composita 50 de acordo com sua espessura, dispostos de um Iado e de outro de cada element。de tra9ao 80 na parede composita 50. Cada orgao 132 compreende um parafuso 134 que atravessa a parede composita 50 em toda sua espessura na proximidade da segunda espessura 58 e uma porca de fixa9ao 136 do parafuso 134. As uniSes 132 sao dispostas interiormente em rela^ao a cavidade 70，de um Iado e de outro da segunda passagem 68, totalmente a distancia da segunda passagem 68.
O parafuso 134 apresenta uma cabepa aplicada sobre uma da primeira superficie 54 e da segunda superficie 56, enquanto que a porca 136 e aplicada sobra a outra da primeira superficie 54 e da segunda superficie 56.
Assim, a parede composita 50 e comprimida localmente entre sua primeira superficie 54 e sua segunda superficie 56 de acordo com um eixo substancialmente perpendicular a sua fibra neutra F.
A compressao transversa assim instalada impede uma eventual deslamina9ao do composito que constitui a parede 50.
O processo de montagem do conjunto 10 representado na Figura 5 difere do processo de montagem do conjunto 10 representado na Figura 4, pelo fato de que antes da etapa de coloca^o no lugar dos meios de fixa9ao 18, os orgaos 132 de compressao sao instalados atraves da parede composita 50.
A Figura 7 ilustra um conjunto estrutural 10 de uma sexta aeronave 140 de acordo com a inver^o. Diferentemente do conjunto 10 da quinta aeronave 130，a parede composita 50 compreende uma por9ao 142A em frente a cabeya do parafuso 134 e uma ροΓφδο 142B em frente a porca 136.
As por9oes 142A e 142B apresentam uma forma de cunha e definem assim cada uma delas uma superficie paralela ao eixo A-A' da segunda passagem 68 que permite restituir aos orgaos 132 um piano de apoio perpendicular ao eixo A-A'. Assim, contrariamente ao conjunto 10 representado na figura 5, a montagem de compressao 132 atravessa a parede composita 50 entre a primeira superficie 54 e a segunda superficie 56 de acordo com um eixo C-C' perpendicular ao eixo A-A' da segunda passagem 68.
Um conjunto estrutural 10 de uma setima aeronave 150 de acordo com a inven^So e representada na figura 8.
Diferentemente do conjunto 10 da sexta aeronave 140, a parede composita 50 define, em sua primeira superficie 54 e em sua segunda superficie 56, na proximidade da segunda borda 60, de maneira adjacente a segunda espessura 58, faces planas 152 dispostas em um piano paralelo ao eixo A-A', e tambem paralelas ao piano medio Pl.
Cada uma das faces planas 152 define respectivamente uma superficie de apoio da cabepa do parafuso 134 e da porca 136. Assim, cada montagem de compressao 132 mantem localmente a parede composita 50 comprimida entre a primeira superficie 54 e a segunda superficie 56 ao longo de um eixo C-C' perpendicular ao eixo A-A' no piano da primeira espessura 32.
Um conjunto estrutural 10 de uma oitava aeronave 160 de acordo com a invenpSo e representado na Figura 9.
Diferentemente do conjunto 10 representado na Figura 3，a espessura 58 da parede composita 50 se estende em um piano perpendicular ao piano geral P3 na proximidade da borda lateral 60. O piano da segunda espessura 58 e inclinado em rela?So ao piano da primeira espessura 32 da parede estrutural 26.
Um calyo intermediario 162 e disposto entre a primeira espessura 32 e a segunda espessura 58, vantajosamente em apoio sobre a superficie exterior 44 do painel lateral de jur^So 22.
O calfo 162 apresenta uma superficie interior plana 164, substancialmente paralela ao piano da primeira espessura 32 e uma superficie exterior 166 plana, substancialmente paralela ao piano da segunda espessura 58. O cal?o 162 delimita uma passagem interior 168 que desemboca na superficies 164 e 166. A passagem interior 168 se estende ao longo do eixo A-A' quando ο calgo 162 e interposto entre a parede composita 50, e a placa de jur^So 22.
O calpo 162 compreende por outro Iado um rebordo superior
de apoio 170 sobre a segunda superficie 56.
Por ocasiao da montagem do conjunto 10，ο calyo 162 e interposto entre a segunda espessura 58 e a superficie 44, antes da montagem dos meios de fixa9ao 18. Assim, ο eixo A-A' da segunda passagem 68 permanece paralelo ao piano geral P3 da parede composita 50 e a sua fibra neutra F.
Um conjunto estrutural 10 de uma nona aeronave 180 de acordo com a ΐηνεηςδο e representado na Figura 10.
Diferentemente do conjunto 10 da terceira aeronave 110 representado na Figura 3, ο conjunto 10 compreende um batente de retengSo 182 aplicado sob a parede composita 50 sendo para isso fixado sobre a superficie exterior 44 do painel lateral de junySo 22.
O batente 182 compreende assim uma superficie superior 184 disposta em apoio sob a primeira superficie 54 ao nivel da segunda espessura 58. O batente de retenySo 182 e fixado contra a superficie exterior 44 por um parafuso de traySo 186. Assim, ο batente 182 permite anular ο esforyo transverso gerado pelos meios de fixaySo 18.
Um conjunto estrutural 10 de uma decima aeronave 190 de acordo com a inven9ao e representado na Figura 11. Diferentemente do conjunto 10 da primeira aeronave 12, a
cavidade 70 e transpassante, de modo que ela desemboca na primeira superficie 54 e na segunda superficie 56.
Para assegurar a estanqueidade em rela?So ao fluido contido
eventualmente dentro do reservatorio 61, um tampao de fechamento 192 e inserido na cavidade 70. Esse tampao 192 compreende uma parede de obtura9ao 194 aplicada sobre a segunda superficie 54, um corpo vazado 196 destinado a receber ο orgao de travamento 82. O corpo vazado 196 apresenta em sua extremidade oposta a parede 194 uma porfao rosqueada adaptada para operar junto com uma porca de fixagao 197.
O corpo vazado 196 desemboca para baixo por uma abertura de inser9ao do orgao de travamento 82 e desemboca lateralmente por uma abertura de passagem do elemento longitudinal 80, que se estende em frente a segunda passagem 68. Em uma variante, ο tampao 192 e previsto em cada um dos
conjuntos 10 representados nas Figuras 1 a 10, no caso em que a cavidade 70 e transpassante.
A Figura 12 ilustra um conjunto 10 estrutural de uma variante de aeronave de acordo com a inven9ao. Nesse conjunto 10, ο primeiro elemento estrutural 14 e desprovido de painel lateral de junfao 22.
A parede composita 50 e fixada diretamente na parede estrutural 26 por suas espessuras respectivas 32，58 que sao aplicadas uma sobre a outra.
Nesse exemplo, a parede composita 50 se estende em um piano geral P3 que e paralelo ao piano geral Pl da parede estrutural 26. As espessuras 32, 58 sao perpendiculares aos pianos Pl e P3.
A primeira passagem transpassante 36 desemboca exteriormente na segunda passagem 68. O eixo comum A-A' da primeira passagem 36 e da segunda passagem 68 se estende substancialmente paralelamente ao piano geral P3 da parede composita 50.
A montagem do conjunto estrutural 10 representado na Figura 12 difere da montagem do conjunto 10 representado na Figura 1 pelo fato de que a espessura 58 da parede composita 50 e aplicada sobre a espessura 32 da
parede estrutural 26. E depois, como descrito precedentemente, a haste 86 do elemento longitudinal de aperto 80 e introduzida sucessivamente na primeira passagem 36, e depois na segunda passagem 68 por intermedio do alveolo 34 para ser recebida no orgao de travamento 82 previamente introduzido na cavidade 70.
A Figura 14 ilustra um exemplo vantajoso de realiza9ao da parede composita 50 que pode se aplicar a todos os conjuntos 10 descritos precedentemente nos quais a cavidade 70 e cega.
Nesse caso, para evitar qualquer sobretensao de cisalhamento interlaminar perpendicularmente ao orgao de travamento 82, a parede composita 50 e formada por uma uniao laminar de camadas de composito 200，202, 204.
Essa montagem compreende uma camada central 202 interposta entre uma primeira camada de superficie 200 que delimita a primeira superficie 54 e uma segunda camada de superficie 204 que delimita a segunda superficie 56.
A segunda camada 204 obtura assim a cavidade 70 que e disposta transversalmente atraves da camada central 202 e da primeira camada 200 para desembocar na primeira superficie 54. A segunda passagem 68 e disposta na camada central 202. Ela
desemboca exclusivamente na espessura da camada central 202.
Para evitar ο aparecimento de uma eventual deslaminagao, as camadas 200, 204, que sao situadas respectivamente acima e abaixo do orgao de travamento 82 sao ο menos possivel carregadas mecanicamente. Para isso，as camadas 200, 204 sao vantajosamente realizada a
partir de um drapeamento que compreende ο menos de dobras possivel em uma dire9ao dita a 0°, que corresponde a projepao da dire9ao definida pelo eixo A-A' sobre ο piano da parede composita 50.
Ao contrario, a camada central 202 compreende vantajosamente dobras que sao orientadas a 0°, e apresenta um niimero de dobras orientadas a O0 superior ao niimero de dobras orientadas a O0 nas camadas 200，204. A orienta?ao da dobras da camada 202 permite assim assegurar a parede composita 50 uma resistencia mecanica satisfatoria notadamente no eixo A-A'.
Finalmente’ de acordo com um modo de realiza9ao da invengao nao ilustrado, a cavidade cega 70 desemboca nao na superficie exterior 54 mas sim na superficie interior 56. Isso pode ser vantajoso em especial para aeronaves de grandes dimensdes.
Decorrer naturalmente da descri9ao acima, que nem uma variante dos modos de realizafao da Figura 11 e da Figura 12, ο piano medio P3 da parede composita 50 e inclinado de um angulo nao nulo em relagao ao piano medio Pl da parede estrutural 26.
Como descrito mais acima, ο piano medio P3 da parede composita 50 e geralmente definido na proximidade da segunda espessura 58 pela fibra neutra F da parede composita 50.
Em especial, ο piano medio P3 pode ser definido pelo piano tangente a fibra neutra F ao nivel da interse9ao entre a fibra neutra Fea segunda espessura 58.
O piano medio Pl da parede estrutural 26 e perpendicular a primeira espessura 32 da parede estrutural 26.
De acordo com a ΐηνθηφδο, um piano medio Pl da parede estrutural 26 na proximidade da primeira espessura pode definir com ο piano medio P3 da parede composita 50 na proximidade da segunda espessura 58 um angulo nao nulo superior a O0 e inferior ou igual a 30°.
Esse angulo e vantajosamente superior a 5°, e e por exemplo
superior a IO0.
Em uma variante especial, esse angulo e compreendido entre
8°e 18°.
Claims (15)
1. Conjunto estrutural (10) de aeronave, do tipo que compreende: -uma parede estrutural (26) de sustentapSo, a parede estrutural (26) apresentando uma primeira espessura (32) ao longo de uma primeira borda (24); -uma parede composita (50) montada sobre a parede estrutural (26)，a parede composita (50) se estendendo no prolongamento da parede estrutural (26) para alem da primeira borda (24) e definindo uma segunda espessura (58) disposta em frente a primeira espessura (32); -meios (18) de fixa9ao da parede estrutural (26) com a parede composita (50) que compreendem pelo menos um elemento alongado de tragao (80) recebido em uma primeira passagem (36) disposta na parede estrutural (26), a primeira passagem (36) desembocando na primeira espessura (32) e em um alveolo (34) disposto na parede estrutural (26), caracterizado pelo fato de que a parede composita (50) define uma segunda passagem (68) que desemboca na segunda espessura (58) e que recebe ο elemento alongado (80)，os meios de fixagao (18) compreendendo um orgao de travamento (82) adaptado no elemento alongado (80), a parede composita (50) delimitando uma cavidade (70) de acesso aos meios de fixafao que conecta uma superficie (54) da parede composita (50) com a segunda passagem (68), ο orgao de travamento (82) sendo recebido na cavidade de acesso (70) e pelo fato de que a parede composita (50) se estende em um piano medio (P3) inclinado em relagSo ao piano medio (Pl) da parede estrutural (PI).
2. Conjunto de acordo com a reivindicagSo 1, caracterizado pelo fato de que a dita superficie da parede composita (50) e a superficie exterior (54) dessa parede (50).
3. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindica9oes precedentes, caracterizado pelo fato de que ο element。 alongado (80) compreende uma haste (86) e uma cabe?a de retengSo (84) que e saliente radialmente a uma extremidade da haste (86), a cabega de reten?So (84) sendo recebida dentro do alveolo (34).
4. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindicapSes precedentes, caracterizado pelo fato de que um piano medio (Pl) da parede estrutural (26) na proximidade da primeira espessura (32) define com um piano medio (P3) da parede composita (50) na proximidade da segunda espessura (58) um angulo compreendido entre 0° e 30°.
5. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindica95es precedentes, caracterizado pelo fato de que ο angulo (a) formado entre ο eixo (B-B') da cavidade de acesso (70) e ο piano medio (P3) de acordo com ο qual se estende a parede composita (50) e compreendido entre 60° e 120°.
6. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindica9oes precedentes, caracterizado pelo fato de que ο eixo (A-A') do elemento alongado (80) disposto na segunda passagem (68) e alinhado ou paralelo a fibra neutra (F) da parede composita (50).
7. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindica9oes 1 a 5, caracterizado pelo fato de que ο eixo (A-A') do elemento alongado (80) e inclinado em rela^ao a fibra neutra (F) da parede composita (50)，a interse9ao entre ο eixo do elemento alongado (80) na segunda passagem (68) e a fibra neutra (F) sendo vantajosamente situada na proximidade da junQao entre a segunda passagem (68) e a cavidade de acesso (70).
8. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindica9oes precedentes, caracterizado pelo fato de que a cavidade de acesso (70) e cega.
9. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindica?5es 1 a 7, caracterizado pelo fato de que a cavidade de acesso (70) desemboca em uma outra superficie (56) da parede composita (50), ο conjunto (10) compreendendo um orgao de obturagSo (192) de pelo menos uma extremidade da cavidade de acesso adaptado na cavidade de acesso (70).
10. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindicagoes precedentes, caracterizado pelo fato de que ele compreende pelo menos um orgao (132) de compressao transversal da parede composita (50), ο orgao de compressao (132) atravessando a parede composita (50) entre a superficie exterior (54) e uma superficie interior (56) oposta, sendo para isso situado a distancia da segunda passagem (68).
11. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindicagSes precedentes, caracterizado pelo fato de que a parede composita (50) compreende uma camada central (202) na qual e disposta a segunda passagem (68) e duas camadas opostas (200, 204) situadas de um Iado e de outro da camada central (202), a camada central (202) apresentando um drapeamento distinto do drapeamento das camadas opostas (200, 204), ο drapeamento da camada central apresentando vantajosamente um niimero de dobras orientadas paralelamente ao eixo (A-A') do elemento alongado (80) superior ao niimero de dobras orientadas paralelamente ao eixo (A-A') do elemento alongado (80) no drapeamento das camadas opostas (200, 204).
12. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindica90es precedentes, caracterizado pelo fato de que ele compreende um painel lateral de jun9ao (22) interposto transversalmente entre a primeira espessura (32) e a segunda espessura (58).
13. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindica9oes precedentes, caracterizado pelo fato de que a primeira espessura (32) se estende substancialmente em um piano inclinado em rela9ao ao piano da segunda espessura (58), ο conjunto (10) compreendendo um calyo intermediario (162) que apresenta uma superficie de apoio (166) da segunda espessura (58), sobre a qual e aplicada a segunda espessura (58) e uma superficie oposta (164) paralela ao piano da primeira espessura (32).
14. Conjunto (10) de acordo com uma qualquer das reivindica^oes precedentes, caracterizado pelo fato de que a parede composita (50) forma um revestimento de caixao de estrutura de sustentafao, vantajosamente um intradorso ou um extradorso de unidade de asa, de piano central ou de unidade de cauda, a parede estrutural (26) definindo uma parte de caixao de estrutura central de uma aeronave.
15. Processo de montagem de um conjunto estrutural de acordo com uma qualquer das reivindicaqdes precedentes, caracterizado pelo fato de que ele compreende as etapas seguintes: -fornecimento da parede estrutural (26) e da parede composita (50); -disposi9ao da parede composita (50) no prolongamento da parede estrutural (26) para posicionar a primeira espessura (32) em frente a segunda espessura (58); -introdu9ao do element。alongado (80) na primeira passagem (36) e na segunda passagem (68); -introdu9ao do orgao de travamento (82) dentro da cavidade de acesso (70); -engrenamento do element。alongado (80) com ο orgao de travamento (82) para travar mecanicamente a parede composita (50) com a parede estrutural (26).
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Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB201105104D0 (en) * | 2011-03-28 | 2011-05-11 | Airbus Operations Ltd | Joint |
| US9452825B2 (en) | 2013-04-19 | 2016-09-27 | The Boeing Company | Winglet attach fitting for attaching a split winglet to a wing |
| US20150000086A1 (en) * | 2013-06-28 | 2015-01-01 | GM Global Technology Operations LLC | Vehicle substrate having a pocket for isolating a fastener |
| US9896190B1 (en) * | 2014-05-07 | 2018-02-20 | The Boeing Company | Wing leading edge architecture suitable for laminar flow |
| GB201410058D0 (en) * | 2014-06-06 | 2014-07-16 | Rolls Royce Plc | A casing assembly |
| US10087970B2 (en) * | 2016-04-29 | 2018-10-02 | The Boeing Company | Sealant Containment Assembly |
| US10450053B2 (en) * | 2016-05-11 | 2019-10-22 | The Boeing Company | Methods using predictive shimming to optimize part-to-part alignment |
| EP3281869B1 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-17 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A control system for controlling at least collective pitch of rotor blades of a multi-blade rotor in a rotary-wing aircraft |
| CN109572991B (zh) * | 2018-12-28 | 2024-06-07 | 深圳市道通智能航空技术股份有限公司 | 一种无人飞行器及其机翼组件 |
| US11038334B2 (en) | 2019-01-14 | 2021-06-15 | The Boeing Company | Aircraft wing composite ribs having electrical grounding paths |
| US10913548B2 (en) * | 2019-01-14 | 2021-02-09 | The Boeing Company | Metallic fittings for coupling composite ribs to skin panels of aircraft wings |
| US11306762B2 (en) * | 2019-07-09 | 2022-04-19 | Rohr, Inc. | Barrel nut retainer from one-way installation guide |
| CN211618061U (zh) * | 2019-09-05 | 2020-10-02 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 机翼拆卸组件和飞行器 |
| US11084085B1 (en) | 2020-10-23 | 2021-08-10 | Ford Global Technologies, Llc | Vehicle component joining method |
| CN114162341B (zh) * | 2021-12-17 | 2023-08-04 | 日照职业技术学院 | 一种可调式无人机摄影测量安装平台 |
| US12473073B2 (en) * | 2023-12-20 | 2025-11-18 | The Boeing Company | Wingtip attachment with a reduction in in-tank work and aerodynamic drag |
| CN119429082B (zh) * | 2024-12-13 | 2025-09-30 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种拉剪复合连接的变刚度封严结构及优化方法 |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2747638A (en) * | 1950-12-23 | 1956-05-29 | Emanuel L Cederquist | Bolt with locking and retaining means |
| DE3113079C2 (de) * | 1981-04-01 | 1985-11-21 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Aerodynamischer Groß-Flügel und Verfahren zu dessen Herstellung |
| GB2285106B (en) * | 1993-12-23 | 1997-07-16 | Titus Int Ltd | Joint forming device |
| US5647174A (en) * | 1994-08-29 | 1997-07-15 | Mattarelli; Anthony | Collapsible mantel assembly |
| EP0810377A1 (de) * | 1996-05-28 | 1997-12-03 | Andreas Mangold | Schraubverbindung zum Verbinden von zwei Profilen |
| FR2821129B1 (fr) * | 2001-02-22 | 2003-05-16 | Eads Airbus Sa | Dispositif d'assemblage d'un panneau et d'une structure, apte a transmettre des efforts importants |
| US7658348B1 (en) * | 2005-05-23 | 2010-02-09 | Braly George W | Enhancement and extension of structural integrity of aircraft structure |
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