ES2396881A1 - Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza de sellado. - Google Patents

Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza de sellado. Download PDF

Info

Publication number
ES2396881A1
ES2396881A1 ES201031768A ES201031768A ES2396881A1 ES 2396881 A1 ES2396881 A1 ES 2396881A1 ES 201031768 A ES201031768 A ES 201031768A ES 201031768 A ES201031768 A ES 201031768A ES 2396881 A1 ES2396881 A1 ES 2396881A1
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
component
interface
interface arrangement
arrangement according
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
ES201031768A
Other languages
English (en)
Other versions
ES2396881B1 (es
Inventor
Ignacio OUTÓN HERNÁNDEZ
José Luis DELGADO JAREÑO
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SL
Original Assignee
Airbus Operations SL
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 Operations SL filed Critical Airbus Operations SL
Priority to ES201031768A priority Critical patent/ES2396881B1/es
Priority to US13/161,905 priority patent/US20120132752A1/en
Publication of ES2396881A1 publication Critical patent/ES2396881A1/es
Application granted granted Critical
Publication of ES2396881B1 publication Critical patent/ES2396881B1/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/28—Leading or trailing edges attached to primary structures, e.g. forming fixed slots
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49826—Assembling or joining

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza de sellado, tales como un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque del ala, teniendo el primer componente (11) un escalón de manera que incluye una primera área (13) cuya superficie (15) pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave y una segunda área (17) en la que tiene lugar la unión con el segundo componente (21), teniendo el segundo componente (21) una superficie (23) perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, en la que una pieza de sellado (31), con una forma apropiada para mantener la continuidad de la forma aerodinámica de la aeronave en la interfaz de dichos componentes (11, 21) así como para rellenar el hueco (25) esperado entre dichos componentes (11, 21), se une al segundo componente (21).

Description

DISPOSICION DE INTERFAZ ENTRE DOS COMPONENTES DE UNA
ESTRUCTURA DE UNA AERONAVE USANDO UNA PIEZA DE SELLADO
CAMPO DE LA INVENCIÓN
5
Esta invención se refiere a una disposición de interfaz entre dos
componentes de una estructura de una aeronave con una forma aerodinámica
y, más en particular, a una disposición de interfaz para mantener la continuidad
de la forma aerodinámica en la interfaz.
10
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
Como es bien conocido, el peso es un aspecto fundamental en la
industria aeronáutica y por ello se tiende actualmente al uso de materiales
15
compuestos en lugar de materiales metálicos en las estructuras aeronáuticas
con formas aerodinámicas tal como las superficies sustentadoras y los
fuselajes.
Los materiales compuestos más utilizados en la industria aeronáutica son
los consistentes en fibras o haces de fibra embebidos en una matriz de resina
2 o
termoestable o termoplástica, en forma de material preimpregnado ó "prepeg".
Sus principales ventajas se refieren a:
-Su elevada resistencia específica respecto a los materiales metálicos.
Se trata de la ecuación resistencia/peso.
-Su excelente comportamiento ante cargas de fatiga.
2 5
-Las posibilidades de optimización estructural debidas a la anisotropía
del material y la posibilidad de combinar fibras con diferentes orientaciones,
permitiendo el diseño de elementos con diferentes propiedades mecánicas,
ajustadas a las diferentes necesidades en términos de cargas aplicadas.
La estructura principal de las superficies sustentadoras de una aeronave
3 o
está constituida por un borde de ataque, un cajón de torsión, un borde de
salida, una raíz de unión y una punta. El cajón de torsión está constituido por
varios elementos estructurales: revestimientos superior e inferior rigidizados por
larguerillos por un lado, largueros y costillas por otro lado. Los elementos
estructurales que forman un cajón de torsión se fabrican, típicamente, por
separado y se unen con la ayuda de un utillaje complicado para alcanzar las
5
tolerancias requeridas que vienen dadas por lo requerimientos aerodinámicos,
estructurales y de ensamblaje.
La interfaz entre aquellos componentes cuya superficie exterior
pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave tales como un revestimiento
y un panel del borde de ataque en el caso de una superficie sustentadora debe
1 o
estar dispuesta de conformidad con los requerimientos aerodinámicos en
términos de continuidad, suavidad y resistencia en el área de la interfaz.
En la técnica anterior es bien conocido el uso de sellantes aerodinámicos
de alisado cubiertos con una capa de pintura para sellar los huecos generados
en dicha interfaz. Estos sellantes son típicamente pastas no curadas apropiadas
15
para su aplicación con espátula ó con una pistola de extrusión. Pueden curar a
baja temperatura y tienen una buena adhesión con los sustratos comunes de
las aeronaves. Sin embargo, cuando los huecos tienen ciertas dimensiones la
aplicación y mantenimientos de dichos sellantes presenta ciertos problemas
tales como agrietamiento, aflojamiento y desprendimiento. Estos problemas
2 o
surgen más frecuentemente cuando los componentes unidos son piezas de
material compuestos porque sus uniones implican normalmente mayores
huecos que las interfaces metálicas.
Esta invención está orientada a la solución de este problema.
25
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
Un objetivo de la presente invención es proporcionar una disposición de
interfaz suave entre componentes de una estructura aeronáutica con una forma
aerodinámica que asegure la continuidad de la forma aerodinámica en el área
3 o
de interfaz, así como un fácil mantenimiento, rellenando el hueco asociado a la
interfaz.
Otro objetivo de la presente invención es proporcionar una disposición de ello una pieza de sellado que puede ser ensamblada y desensamblada Otras características y ventajas de la presente invención se La Figura 1 muestra la disposición de interfaz típica entre un
interfaz entre componentes de una estructura aeronáutica con una forma
aerodinámica que asegure la continuidad de la forma aerodinámica en el área
de interfaz reduciendo significativamente la cantidad de sellante aerodinámico
5
de alisado aplicado para sellar el hueco asociado a la interfaz.
En un aspecto, estos y otros objetivos se consiguen con una disposición
de interfaz entre un primer componente y un segundo componente de una
estructura de aeronave con una forma aerodinámica, teniendo el primer
componente un escalón de manera que incluye una primera área cuya
1 o
superficie pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave y una segunda
área en la que tiene lugar la unión con el segundo componente, teniendo el
segundo componente una superficie perteneciente a la forma aerodinámica de
la aeronave, en la que una pieza de sellado, con una forma apropiada para
mantener la continuidad de la forma aerodinámica de la aeronave en la interfaz
15
de dichos componentes así como para rellenar el hueco esperado entre dichos
componentes, se une al segundo componente.
En una realización preferente, dicha pieza de sellado está realizada con
un material elastómero. Se consigue con ello una pieza de sellado capaz de ser
prefabricada y fácil de instalar en dicho segundo componente.
2 o
En otra realización preferente el hueco relleno con dicha pieza de sellado
tiene una anchura W comprendida entre 10-15 mm y una altura H mayor de 3
mm. Se consigue con ello una disposición de interfaz aplicable a muchas
estructuras de aeronave.
En otra realización preferente dichos primer y segundo componentes son
2 5
piezas de material compuesto. Se consigue con ello una disposición de interfaz
suave apropiada para unos componentes que ocasionan huecos de ciertas
dimensiones.
En otra realización preferente, dicha pieza de sellado está unida al
segundo componente de una forma desmontable de manera que pueda ser
3 o
reemplazada fácilmente cuando está deteriorada o dañada. Se consigue con
fácilmente en el segundo componente facilitando el mantenimiento.
En otra realización preferente, la pieza de sellado comprende una
sección de forma laminar para facilitar su unión al segundo componente y una
5
sección con forma de cuña para rellenar dicho hueco, y el segundo componente
comprende un área escalonada en la unión con el primer componente para
mantener la continuidad de la forma aerodinámica de la aeronave a lo largo de
todo el segundo componente cuando dicha pieza de sellado con dicha sección
de forma laminar está unida al segundo componente. Se consigue con ello una
1 o
pieza de sellado que también proporciona protección al borde del segundo
componente en el área de unión.
En otro aspecto, los objetivos mencionados anteriormente se consiguen
con un procedimiento para llevar a cabo la disposición de interfaz mencionada
anteriormente que comprende pasos de: a) unir la pieza de sellado al segundo
15
componente; b) unir el segundo componente al primer componente. Se
consigue con ello un procedimiento que facilita el ensamblaje de dichos primer y
segundo componentes.
Un campo particular de aplicación de la presente invención es la interfaz
entre un revestimiento y un panel del borde de ataque o un panel del borde de
2 o
salida en una superficie sustentadora de una aeronave tal como un ala o un
estabilizador horizontal de cola.
Otro campo particular de aplicación de la presente invención es la
interfaz entre secciones circunferenciales de un fuselaje de aeronave.
Esta invención es aplicable a interfaces entre piezas de material
2 5
compuesto y también entre piezas metálicas.
desprenderán de la siguiente descripción detallada de una realización
ilustrativa y no limitativa de su objeto en relación con las figuras que se
acompañan.
5
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La Figura 1 es una vista en sección transversal de una disposición de
interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque de un ala
1 o
mostrando un hueco entre sus superficies aerodinámicas.
La Figura 2 es una vista en sección transversal de una disposición de
interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque de un ala
comprendiendo una pieza de sellado según una primera realización de la
presente invención.
15
La Figura 3 es una vista en sección transversal de una disposición de
interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque de un ala
comprendiendo una pieza de sellado según una segunda realización de la
presente invención.
2 o
DESCRIPCION DETALLADA DE LA INVENCION
Sigue a continuación una descripción detallada de la invención para una
disposición de interfaz entre un revestimiento de ala y un panel del borde de ataque
de ala.
2 5
La estructura principal de las superficies sustentadoras de una aeronave
está constituida por un borde de ataque, un cajón de torsión, un borde de
salida, una raíz de unión y una punta. El cajón de torsión está constituido
estructuralmente por largueros, costillas y unos revestimientos superior e
inferior rigidizados por larguerillos. Los revestimientos superior e inferior se
3 o
unen a paneles del borde de ataque y del borde de salida para formar las
superficies aerodinámicas superior e inferior del ala.
revestimiento de ala 11 que se extiende por delante del larguero frontal 19 y un
panel del borde de ataque de ala. El revestimiento del ala 11 tiene un escalón
de manera que la superficie 15 de la primera área 13 pertenece a la forma
5
aerodinámica del ala y la segunda área 17 es el área donde tiene lugar la unión
con el panel del borde de ataque 21 que se lleva a cabo por medio
habitualmente de, al menos, una fila de bulones situados en la posición
indicada por la línea 24. La superficie 23 del panel de borde de ataque 21
también pertenece a la forma aerodinámica del ala.
1 o
Esta disposición de interfaz crea un hueco 25 de anchura W y altura H
que no puede ser sellado satisfactoriamente usando un sellante aerodinámico
de alisado cuando H es mayor de 1 O mm. Por otro lado, dicho sellante presenta
varios problemas de mantenimiento debidos a ciertos defectos (particularmente
el agrietamiento) o a su despegue del revestimiento del ala 11.
15
Según la presente invención, el hueco 25 se rellena con una pieza de
sellado 31 (ver la Figura 2) instalada en el panel del borde de ataque 21
mediante cualquier medio desmontable 39 apropiado.
La pieza de sellado 31, que en una realización preferente está hecha con
un material elastómero, puede por tanto ser desmontada cuando sea necesario
2 o
y reemplazada por una nueva pieza de sellado facilitando con ello el
mantenimiento.
La pieza de sellado se realiza con una forma apropiada para rellenar el
hueco 25 (cuya forma viene determinada por las características geométricas del
revestimiento del ala 11 en la zona intermedia entre dichas primera y segunda
2 5
áreas 13, 17) teniendo en cuenta los márgenes de tolerancia en el ensamblaje
del panel del borde de ataque 21 con el revestimiento del ala 11. Es posible por
tanto disponer de varios juegos de piezas de sellado 31 para diferentes
tolerancias y márgenes de fabricación para escoger el correcto en la línea de
ensamblaje.
En una realización preferente, el hueco 25 rellenado con dicha pieza de
sellado 31 tiene una anchura W comprendida entre 10-15 mm y una altura H
mayor de 3 mm.
En la realización preferente mostrada en la Figura 3, la pieza de sellado
5
31 comprende una sección con forma laminar 33 y una sección con forma de
cuña 35 y el panel del borde de ataque 31 comprende un escalón de una altura
H1 similar al espesor de la sección con forma laminar 33 con un área
escalonada 27 en la que tiene lugar la unión con el revestimiento del ala 15. La
pieza de sellado se instala en ese área escalonada 27 por medio de su sección
1 o
con forma laminar 33 por cualquier medio desmontable tal como medios de
pegado ó medios mecánicos. La continuidad de la forma aerodinámica se
mantiene en ese área por la sección con forma laminar 33.
La pieza de sellado 31 según esta realización rellena el hueco 25 y
proporciona una protección adicional al borde del panel del borde de ataque 21
15
contra golpes é impactos; si ocurren no es el panel del borde de ataque 21 el
que hay que reparar sino la pieza de sellado 31.
El procedimiento para llevar a cabo la disposición de unión de la
presente invención comprende un primer paso en el que la pieza de sellado 31
se une al panel del borde de ataque 21 previamente al paso de unir el panel del
2 o
borde de ataque 21 al revestimiento del ala 11. Se facilita por tanto su
ensamblaje en comparación con una disposición de junta usando un sellante
aerodinámico de alisado.
Aunque la presente invención se ha descrito enteramente en conexión
con realizaciones preferidas, es evidente que se pueden introducir aquellas
2 5
modificaciones dentro de su alcance, no considerando éste como limitado por
las anteriores realizaciones, sino por el contenido de las reivindicaciones
siguientes.

Claims (3)

  1. REIVINDICACIONES
    5 1 o
    1.-Disposición de interfaz entre un primer componente (11) y un segundo componente (21) de una estructura de aeronave con una forma aerodinámica, teniendo el primer componente (11) un escalón de manera que incluye una primera área (13) cuya superficie (15) pertenece a la forma aerodinámica de la aeronave y una segunda área (17) en la que tiene lugar la unión con el segundo componente (21 ), teniendo el segundo componente (21) una superficie (23) perteneciente a la forma aerodinámica de la aeronave, caracterizado porque una pieza de sellado (31 ), con una forma apropiada para mantener la continuidad de la forma aerodinámica de la aeronave en la interfaz de dichos componentes (11, 21) así como para rellenar el hueco (25) esperado entre dichos componentes (11, 21 ), se une al segundo componente (21 ).
    15
    2.-Disposición de interfaz según la reivindicación 1, pieza de sellado (31) está hecha con un material elastómero. en la que dicha
    20
    3.-Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-2, en la que el hueco (25) rellenado con dicha pieza de sellado (31) tiene una anchura W comprendida entre 10-15 mm y una altura H mayor de 3 mm.
    25
    4.-Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en la que dichos primer y segundo componentes (11, 21) son piezas de material compuesto. 5.-Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-3, en la que dichos primer y segundo componentes (11, 21) son piezas de material metálico.
    3 o
    6.-Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-5, en la que dicha pieza de sellado (31) está unida al segundo componente (21)
    de una manera desmontable, de manera que pueda ser reemplazas cuando
    está deteriorada o dañada.
    5 1 o
    7.-Disposición de interfaz según la reivindicación 6, en la que la pieza de sellado (31) comprende una sección de forma laminar (33) para facilitar su unión al segundo componente (21) y una sección con forma de cuña (33) para rellenar dicho hueco (25), y el segundo componente (21) comprende un área escalonada (27) en la unión con el primer componente (11) para mantener la continuidad de la forma aerodinámica de la aeronave a lo largo de todo el segundo componente (21) cuando dicha pieza de sellado (31) con dicha sección de forma laminar (33) está unida al segundo componente (21 ).
    15
    8.-Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-7, en la que dicha estructura de aeronave es una superficie sustentadora. 9.-Disposición de interfaz según la reivindicación 8, en la que dicho primer componente (11) es un revestimiento y dicho segundo componente (21) es un panel del borde de ataque.
    2 o
    10.-Disposición de interfaz según la reivindicación 8, en la que dicho primer componente (11) es un revestimiento y dicho segundo componente (21) es un panel del borde de salida.
    2 5
    11.-Disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-7, en la que dicha estructura de aeronave es un fuselaje.
  2. 12.-Disposición de interfaz según la reivindicación 11, en la que dichos primer y segundo componentes (11, 12) son secciones circunferenciales del revestimiento.
  3. 13.-Procedimiento para llevar a cabo la disposición de interfaz según cualquiera de las reivindicaciones 1-12, caracterizada porque comprende pasos de: a) unir la pieza de sellado (31) al segundo componente (21 );
    s b) unir el segundo componente (21) al primer componente (11 ).
ES201031768A 2010-11-30 2010-11-30 Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza de sellado. Active ES2396881B1 (es)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ES201031768A ES2396881B1 (es) 2010-11-30 2010-11-30 Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza de sellado.
US13/161,905 US20120132752A1 (en) 2010-11-30 2011-06-16 Interface arrangement between two components of an aircraft structure using a sealing part

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ES201031768A ES2396881B1 (es) 2010-11-30 2010-11-30 Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza de sellado.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
ES2396881A1 true ES2396881A1 (es) 2013-03-01
ES2396881B1 ES2396881B1 (es) 2014-01-29

Family

ID=46125962

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES201031768A Active ES2396881B1 (es) 2010-11-30 2010-11-30 Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza de sellado.

Country Status (2)

Country Link
US (1) US20120132752A1 (es)
ES (1) ES2396881B1 (es)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2426111B1 (es) * 2012-04-17 2015-03-24 Airbus Operations S.L. Interfaz para superficie de sustentación de aeronave
US10329009B2 (en) 2014-09-17 2019-06-25 The Boeing Company Composite wing edge attachment and method

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009118548A2 (en) * 2008-03-25 2009-10-01 Airbus Uk Limited Composite aircraft joint
FR2936495A1 (fr) * 2008-09-30 2010-04-02 Airbus France Assemblage de panneaux pour fuselage d'aeronef.

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2015020A (en) * 1931-03-16 1935-09-17 Johns Manville Roof and elements for the construction thereof
US2225779A (en) * 1937-06-21 1940-12-24 Deekay Aircraft Corp Ltd Aircraft wing construction
US4507011A (en) * 1982-05-03 1985-03-26 The Boeing Company Reinforced elastomer attachment joint
US4888451A (en) * 1988-11-29 1989-12-19 United Technologies Corporation Electrical continuity means for composite joints
DE4234038C2 (de) * 1992-10-09 1997-07-03 Daimler Benz Aerospace Airbus Schalenbauteil aus Faserverbundwerkstoff
GB9919787D0 (en) * 1999-08-21 1999-10-27 British Aerospace Manufacture and assembly of structures
US7048505B2 (en) * 2002-06-21 2006-05-23 Darko Segota Method and system for regulating fluid flow over an airfoil or a hydrofoil
US20050098685A1 (en) * 2002-06-21 2005-05-12 Darko Segota Method and system for regulating pressure and optimizing fluid flow about a fuselage similar body
US7475853B2 (en) * 2002-06-21 2009-01-13 Darko Segota Method and system for regulating external fluid flow over an object's surface, and particularly a wing and diffuser
WO2005009768A1 (en) * 2003-07-23 2005-02-03 Meggitt Aerospace Equipment Composite seal
GB0525896D0 (en) * 2005-12-20 2006-02-01 Airbus Uk Ltd A joint for use in aircraft construction
JP4657194B2 (ja) * 2006-11-20 2011-03-23 本田技研工業株式会社 前縁スキンの段差調整構造および前縁スキンの組付方法
GB0802938D0 (en) * 2008-02-19 2008-03-26 Airbus Uk Ltd Clamped friction joint
ES2384920B1 (es) * 2009-03-31 2013-05-21 Airbus Operations, S.L. Pieza de material con una rampa entre dos zonas.
DE102010026839A1 (de) * 2010-07-12 2012-01-12 Airbus Operations Gmbh Aerodynamische Verkleidungsvorrichtung, Flugzeug-Bauteilanordnung mit einer aerodynamischen Verkleidungsvorrichtung sowie Verfahren zur Montage eines solchen Verkleidungsteils

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009118548A2 (en) * 2008-03-25 2009-10-01 Airbus Uk Limited Composite aircraft joint
FR2936495A1 (fr) * 2008-09-30 2010-04-02 Airbus France Assemblage de panneaux pour fuselage d'aeronef.

Also Published As

Publication number Publication date
US20120132752A1 (en) 2012-05-31
ES2396881B1 (es) 2014-01-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2396843B1 (es) Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza intermedia.
ES2654855T3 (es) Largueros compuestos curvos con punta cónica y paneles correspondientes
ES2418858T3 (es) Soporte costal para paneles de alas
US8915471B2 (en) Bonded splice joint
ES2813395T3 (es) Estructuras compuestas que tienen juntas de compuesto a metal y métodos para hacer las mismas
ES2678083T3 (es) Unión de lado de fuselaje de una aeronave
CA2847675C (en) Lower joints between outboard wing boxes and center wing sections of aircraft wing assemblies
US20120234978A1 (en) Load transfer devices at a stringer run-out
US10228005B2 (en) Fastener receptacle strip
JP2016175631A (ja) 航空機翼の複合固定縁及びその取り付け方法
ES2744590T3 (es) Conjunto de panel compuesto para aeronave y procedimiento de fabricación del mismo
JP5808112B2 (ja) 複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼
CA2705426A1 (en) Coupling element for connecting two longitudinal stiffening elements
US20100282907A1 (en) Sealing system for the gap existing between the fuselage and the elevator of the orientable horizontal stabiliser of an aircraft, extended with an aerodynamic fairing for sealing of the opening existing between the fuselage and the orientable horizontal stabiliser
EP2723640B1 (en) Aircraft wing with wing tip device
US9381992B2 (en) Leading edge for an aircraft lifting surface
ES2426111B1 (es) Interfaz para superficie de sustentación de aeronave
ES2396881B1 (es) Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave usando una pieza de sellado.
EP2641830B1 (en) Seal assembly for an aircraft wing
EP2634093A1 (en) Filler panels for aircraft fuel tank coverings
ES2953735T3 (es) Borde de salida para una superficie de elevación integrada multilarguero de material compuesto y método de fabricación de dicho borde de salida
ES2396882B1 (es) Disposición de interfaz entre dos componentes de una estructura de una aeronave.
EP2540618B1 (en) Filler panel for bulkhead to skin joint in integral tanks
ES2524651B1 (es) Procedimiento de fabricación de una estructura de una aeronave
ES2659555T3 (es) Estabilizador horizontal y procedimiento de fabricación de dicho estabilizador horizontal

Legal Events

Date Code Title Description
FG2A Definitive protection

Ref document number: 2396881

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: B1

Effective date: 20140129