An aircraft fuselage assembly comprises first and second skin sections each further comprising a plurality of plies of composite materials and having a mating edge, with the mating edges disposed in edgewise alignment with each other, and a plurality of tabs each extending longitudinally from the mating edge of the first skin section along an interior surface of the second skin section. Each tab includes an exterior surface in facing registration with a corresponding portion of the interior surface of the second skin section. Each of the tabs further includes at least one injection hole formed therethrough for injection of bonding material between the exterior surface and the corresponding portion for attaching the first and second skin sections, wherein at least one of the corresponding portions includes a recessed area adapted to matingly receive the exterior surface of at least one of the plurality of tabs, wherein at least one of the plurality of tabs includes a protrusion extending substantially orthogonally from the exterior surface thereof, and wherein the protrusion interfits with the recessed area disposed on the interior surface of the second skin section in facing registration with the exterior surface.

    Un ensemble de fuselage d'aéronef comprend une première et une deuxième section de revêtement chacune comportant une pluralité de plis de matériaux composites et présentant un rebord d'accouplement, les rebords d'accouplement étant disposés dans un alignement dans le sens du rebord à partir du rebord d'accouplement de la première section de revêtement le long dune surface intérieure de la deuxième section de revêtement. Chaque onglet comprend une surface extérieure en lien de face avec une portion correspondante de la surface intérieure de la deuxième section de revêtement. Chacun des onglets comprend également au moins un trou dinjection formé intégralement en vue de linjection dun matériau liant entre la surface extérieure et la portion correspondante en vue de la fixation de la première et la deuxième section de revêtement, où au moins une des portions correspondantes comprend une zone creuse adaptée pour recevoir par accouplement la surface extérieure dau moins un dune pluralité donglets, où au moins un de la pluralité donglets comprend une saillie se prolongeant substantiellement orthogonalement de la surface extérieure de celui-ci et où la saisie sintègre à la zone en creux disposée sur la surface intérieure de la deuxième section de revêtement en lien de face avec la surface extérieure.


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    Titel :

    COMPOSITE STRUCTURAL PANELS AND AIRCRAFT FUSELAGES


    Weitere Titelangaben:

    PANNEAUX STRUCTURAUX COMPOSITES ET FUSELAGES D'AERONEF


    Beteiligte:
    CARDIN RACHEL (Autor:in)

    Erscheinungsdatum :

    30.08.2016


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Englisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge / F16B DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES , Vorrichtungen zum Befestigen oder Sichern von Konstruktionselementen oder Maschinenteilen, z.B. Nägel, Bolzen, Schrauben, Sprengringe, Klemmen, Klammern oder Keile



    Composite structural panels and aircraft fuselages

    CARDIN RACHEL | Europäisches Patentamt | 2016

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    Composite structural panels and aircraft fuselages

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