The present invention refers to a technique for coupling the run-out section of stringers (5) with ribs, frames or other structural elements (2). A structural element of an aircraft composite structure comprises at least one pair of cleats (13a,13a') integrally formed with the structural element, wherein the cleats are configured, and relatively arranged with respect to each other, to copy the cross-sectional shape of the stringer run-out section such that, when a run-out section of one stringer is placed within the space defined between the cleats, the stringer foot at its run-out section is sandwiched between a part of the cleats and the skin cover (12,12'). The load transfer at the interface between stringer run-outs and the structural element is enhanced and de-bonding or peeling problems at the stringer run-out section are minimized. The invention applies preferably to a horizontal tail plane having upper and lower skin covers (12,12') obtained as unitary bodies.

    La presente invención se refiere a una técnica para el acoplamiento de la sección de terminación de larguerillos (5) con costillas, cuadernas u otros elementos estructurales (2). Un elemento estructural de una estructura de material compuesto para aeronave comprende al menos un par de escuadras (13a, 13a') formadas integralmente con el elemento estructural, en el cual las escuadras están configuradas, y dispuestas relativamente entre sí, para copiar la forma de la sección transversal de la sección de terminación de larguerillo, de tal modo que cuando una sección de terminación de un larguerillo esté situada dentro de un espacio definido entre las escuadras, el pie de larguerillo esté emparedado en su sección de terminación entre una parte de las escuadras y la cubierta de revestimiento (12, 12'). Se aumenta la transferencia de carga en la interfaz entre las terminaciones de larguerillos y el elemento estructural, y se minimizan los problemas de despegado o pelado en la sección de terminación de larguerillo. La invención se aplica preferiblemente a un estabilizador horizontal de cola que tenga unas cubiertas de revestimiento superior e inferior (12, 12') obtenidas como órganos unitarios.

    La présente invention concerne une technique pour le couplage de la section de terminaison de lisses (5) à nervures, couples ou autres éléments structuraux (2). Un élément structural d'une structure en matériau composite pour aéronef comprend au moins une paire d'équerres (13a, 13a') formées monobloc avec l'élément structural, lesquelles équerres sont configurées et disposées les uns par rapport aux autres pour copier la forme de la section transversale de la section de terminaison de lisse, de telle sorte que quand une section de terminaison d'une lisse se situe dans un espace défini entre les équerres, l'embase de lisse se trouve intercalée au niveau de sa section de terminaison entre une partie des équerres et la peau du revêtement (12, 12'). Le transfert de charge au niveau de l'interface entre les terminaisons des lisses et l'élément structural est accru et les problèmes de décollement ou de pelage sur la section de terminaison de lisse sont réduits au minimum. L'invention s'applique de préférence à un stabilisateur horizontal de queue qui comporte des peaux de revêtement supérieur et inférieur (12, 12') réalisés sous forme d'organes monoblocs.


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    Title :

    ESTRUCTURAS COMPUESTAS DE AERONAVE RIGIDIZADAS CON LARGUERILLOS


    Additional title:

    .
    STRUCTURES HYBRIDES D'AÉRONEF RIGIDIFIÉES PAR DES LISSES



    Publication date :

    2016-07-07


    Type of media :

    Patent


    Type of material :

    Electronic Resource


    Language :

    Spanish


    Classification :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge



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