Juntas de empalme para fuselajes compuestos de aeronave y otras estructuras
Una estructura de cubierta que comprende: una primera parte de panel (210a), incluyendo la primera parte de panel: un primer revestimiento (112a); y un primer rigidizador (214a) fijado al primer revestimiento en el que el primer rigidizador incluye una primera parte de brida (226a) directamente fija...
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| creator | STULC, Jeffrey F CLAPP, Brian C ROLFES, Neal G CHAN, Wallace C |
| description | Una estructura de cubierta que comprende: una primera parte de panel (210a), incluyendo la primera parte de panel: un primer revestimiento (112a); y un primer rigidizador (214a) fijado al primer revestimiento en el que el primer rigidizador incluye una primera parte de brida (226a) directamente fijada al primer revestimiento y una primera parte elevada (224) que se proyecta lejos del primer revestimiento; una segunda parte de panel (210b) situada adyacente a la primera parte de panel, incluyendo la segunda parte de panel: un segundo revestimiento (112b); y un segundo rigidizador (214f) fijado al segundo revestimiento en el que el segundo rigidizador incluye una segunda parte de brida fijada directamente al segundo revestimiento y a una segunda parte elevada que se proyecta lejos del segundo revestimiento; y un conector (230a) que se extiende a través de una primera zona de borde (213a) de la primera parte de panel y una segunda zona de borde (213b) de la segunda parte de panel, en el que una primera parte terminal (232a) del conector se superpone y está fijada a la primera parte de brida del primer rigidizador y el primer revestimiento y en el que la segunda parte terminal (232b) del conector se superpone y está fijada a la segunda parte de brida del segundo rigidizador y el segundo revestimiento para unir la primera parte de panel con la segunda parte de panel.
Structures and methods for joining composite fuselage sections and other panel assemblies together are disclosed herein. In one embodiment, a shell structure configured in accordance with the present invention includes a first panel portion positioned adjacent to a second panel portion. The first panel portion can include a first stiffener attached to a first composite skin, and the second panel portion can include a second stiffener attached to a second composite skin. The shell structure can further include a fitting extending across a first edge region of the first panel portion and a second edge region of the second panel portion. A first end portion of the fitting can be attached to the first stiffener and the first composite skin, and a second end portion of the fitting can be attached to a second stiffener and a second composite skin, to join the first panel portion to the second panel portion. |
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Structures and methods for joining composite fuselage sections and other panel assemblies together are disclosed herein. In one embodiment, a shell structure configured in accordance with the present invention includes a first panel portion positioned adjacent to a second panel portion. The first panel portion can include a first stiffener attached to a first composite skin, and the second panel portion can include a second stiffener attached to a second composite skin. The shell structure can further include a fitting extending across a first edge region of the first panel portion and a second edge region of the second panel portion. A first end portion of the fitting can be attached to the first stiffener and the first composite skin, and a second end portion of the fitting can be attached to a second stiffener and a second composite skin, to join the first panel portion to the second panel portion.</description><language>spa</language><subject>AEROPLANES ; AIRCRAFT ; AVIATION ; COSMONAUTICS ; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING ORREPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR ; GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLYADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT ; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFTCOMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR ; HELICOPTERS ; PERFORMING OPERATIONS ; TRANSPORTING</subject><creationdate>2017</creationdate><oa>free_for_read</oa><woscitedreferencessubscribed>false</woscitedreferencessubscribed></display><links><openurl>$$Topenurl_article</openurl><openurlfulltext>$$Topenurlfull_article</openurlfulltext><thumbnail>$$Tsyndetics_thumb_exl</thumbnail><linktohtml>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20170323&DB=EPODOC&CC=ES&NR=2606242T3$$EHTML$$P50$$Gepo$$Hfree_for_read</linktohtml><link.rule.ids>230,308,776,881,25542,76516</link.rule.ids><linktorsrc>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20170323&DB=EPODOC&CC=ES&NR=2606242T3$$EView_record_in_European_Patent_Office$$FView_record_in_$$GEuropean_Patent_Office$$Hfree_for_read</linktorsrc></links><search><creatorcontrib>STULC, Jeffrey F</creatorcontrib><creatorcontrib>CLAPP, Brian C</creatorcontrib><creatorcontrib>ROLFES, Neal G</creatorcontrib><creatorcontrib>CHAN, Wallace C</creatorcontrib><title>Juntas de empalme para fuselajes compuestos de aeronave y otras estructuras</title><description>Una estructura de cubierta que comprende: una primera parte de panel (210a), incluyendo la primera parte de panel: un primer revestimiento (112a); y un primer rigidizador (214a) fijado al primer revestimiento en el que el primer rigidizador incluye una primera parte de brida (226a) directamente fijada al primer revestimiento y una primera parte elevada (224) que se proyecta lejos del primer revestimiento; una segunda parte de panel (210b) situada adyacente a la primera parte de panel, incluyendo la segunda parte de panel: un segundo revestimiento (112b); y un segundo rigidizador (214f) fijado al segundo revestimiento en el que el segundo rigidizador incluye una segunda parte de brida fijada directamente al segundo revestimiento y a una segunda parte elevada que se proyecta lejos del segundo revestimiento; y un conector (230a) que se extiende a través de una primera zona de borde (213a) de la primera parte de panel y una segunda zona de borde (213b) de la segunda parte de panel, en el que una primera parte terminal (232a) del conector se superpone y está fijada a la primera parte de brida del primer rigidizador y el primer revestimiento y en el que la segunda parte terminal (232b) del conector se superpone y está fijada a la segunda parte de brida del segundo rigidizador y el segundo revestimiento para unir la primera parte de panel con la segunda parte de panel.
Structures and methods for joining composite fuselage sections and other panel assemblies together are disclosed herein. In one embodiment, a shell structure configured in accordance with the present invention includes a first panel portion positioned adjacent to a second panel portion. The first panel portion can include a first stiffener attached to a first composite skin, and the second panel portion can include a second stiffener attached to a second composite skin. The shell structure can further include a fitting extending across a first edge region of the first panel portion and a second edge region of the second panel portion. A first end portion of the fitting can be attached to the first stiffener and the first composite skin, and a second end portion of the fitting can be attached to a second stiffener and a second composite skin, to join the first panel portion to the second panel portion.</description><subject>AEROPLANES</subject><subject>AIRCRAFT</subject><subject>AVIATION</subject><subject>COSMONAUTICS</subject><subject>DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING ORREPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR</subject><subject>GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLYADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT</subject><subject>HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFTCOMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR</subject><subject>HELICOPTERS</subject><subject>PERFORMING OPERATIONS</subject><subject>TRANSPORTING</subject><fulltext>true</fulltext><rsrctype>patent</rsrctype><creationdate>2017</creationdate><recordtype>patent</recordtype><sourceid>EVB</sourceid><recordid>eNqNi0sKwjAURTNxIOoengsoSCrdgLRIHZp5ecTbgeRHXiK4e4O4AEf3wDl3q25zDYWFHiD4xM6DEmemtQocPyFko08VUuI3YuQY-AV6Uyy5HZvJ1ZbaeK82KzvB4bc7dZxGc7l2SHGBJLYIKMt418Np0GdtTN__03wAhE02OA</recordid><startdate>20170323</startdate><enddate>20170323</enddate><creator>STULC, Jeffrey F</creator><creator>CLAPP, Brian C</creator><creator>ROLFES, Neal G</creator><creator>CHAN, Wallace C</creator><scope>EVB</scope></search><sort><creationdate>20170323</creationdate><title>Juntas de empalme para fuselajes compuestos de aeronave y otras estructuras</title><author>STULC, Jeffrey F ; CLAPP, Brian C ; ROLFES, Neal G ; CHAN, Wallace C</author></sort><facets><frbrtype>5</frbrtype><frbrgroupid>cdi_FETCH-epo_espacenet_ES2606242TT33</frbrgroupid><rsrctype>patents</rsrctype><prefilter>patents</prefilter><language>spa</language><creationdate>2017</creationdate><topic>AEROPLANES</topic><topic>AIRCRAFT</topic><topic>AVIATION</topic><topic>COSMONAUTICS</topic><topic>DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING ORREPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR</topic><topic>GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLYADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT</topic><topic>HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFTCOMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR</topic><topic>HELICOPTERS</topic><topic>PERFORMING OPERATIONS</topic><topic>TRANSPORTING</topic><toplevel>online_resources</toplevel><creatorcontrib>STULC, Jeffrey F</creatorcontrib><creatorcontrib>CLAPP, Brian C</creatorcontrib><creatorcontrib>ROLFES, Neal G</creatorcontrib><creatorcontrib>CHAN, Wallace C</creatorcontrib><collection>esp@cenet</collection></facets><delivery><delcategory>Remote Search Resource</delcategory><fulltext>fulltext_linktorsrc</fulltext></delivery><addata><au>STULC, Jeffrey F</au><au>CLAPP, Brian C</au><au>ROLFES, Neal G</au><au>CHAN, Wallace C</au><format>patent</format><genre>patent</genre><ristype>GEN</ristype><title>Juntas de empalme para fuselajes compuestos de aeronave y otras estructuras</title><date>2017-03-23</date><risdate>2017</risdate><abstract>Una estructura de cubierta que comprende: una primera parte de panel (210a), incluyendo la primera parte de panel: un primer revestimiento (112a); y un primer rigidizador (214a) fijado al primer revestimiento en el que el primer rigidizador incluye una primera parte de brida (226a) directamente fijada al primer revestimiento y una primera parte elevada (224) que se proyecta lejos del primer revestimiento; una segunda parte de panel (210b) situada adyacente a la primera parte de panel, incluyendo la segunda parte de panel: un segundo revestimiento (112b); y un segundo rigidizador (214f) fijado al segundo revestimiento en el que el segundo rigidizador incluye una segunda parte de brida fijada directamente al segundo revestimiento y a una segunda parte elevada que se proyecta lejos del segundo revestimiento; y un conector (230a) que se extiende a través de una primera zona de borde (213a) de la primera parte de panel y una segunda zona de borde (213b) de la segunda parte de panel, en el que una primera parte terminal (232a) del conector se superpone y está fijada a la primera parte de brida del primer rigidizador y el primer revestimiento y en el que la segunda parte terminal (232b) del conector se superpone y está fijada a la segunda parte de brida del segundo rigidizador y el segundo revestimiento para unir la primera parte de panel con la segunda parte de panel.
Structures and methods for joining composite fuselage sections and other panel assemblies together are disclosed herein. In one embodiment, a shell structure configured in accordance with the present invention includes a first panel portion positioned adjacent to a second panel portion. The first panel portion can include a first stiffener attached to a first composite skin, and the second panel portion can include a second stiffener attached to a second composite skin. The shell structure can further include a fitting extending across a first edge region of the first panel portion and a second edge region of the second panel portion. A first end portion of the fitting can be attached to the first stiffener and the first composite skin, and a second end portion of the fitting can be attached to a second stiffener and a second composite skin, to join the first panel portion to the second panel portion.</abstract><oa>free_for_read</oa></addata></record> |
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