公开(公告)号：JP2019093714A

公开(公告)日：2019-06-20

申请号：JP2018218874

申请日：2018-11-22

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SL

Inventor： JESUS JAVIER VAZQUEZ CASTRO ,  MELANIA SANCHEZ PEREZ ,  ZULIMA MARTIN MORENO ,  ASUNCION BUTRAGUENO MARTINEZ

IPC: B29C65/02

Abstract: 【課題】航空機産業に特に適合した、2つの熱可塑性要素を接合するための溶接方法を提供すること。【解決手段】本発明によれば、熱可塑性要素の接合方法であって、接合する2つの表面を有する2つの熱可塑性部品1を提供するステップと、接合する表面に隣接して2つの熱可塑性部品1の間にグラフェン層2を配置するステップと、接合された2つの熱可塑性部品1の隣接する表面の熱可塑性樹脂をグラフェン層2が溶融するように、グラフェン層2を加熱するステップとを含む、熱可塑性要素の接合方法が提供される。【選択図】図1

公开(公告)号：ES2366510A1

公开(公告)日：2011-10-21

申请号：ES200803748

申请日：2008-12-30

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SL ,  AIRBUS OPERATIONS SL

Inventor： MIGUEL GIRALDO CARLOS ,  ORCHA VILLACORTA JULIO ,  CONTENTO TERCEDOR RAFAEL ,  PATON GUTIERREZ MANUEL

IPC: G02B6/38

Abstract: Dispositivo (1) de conexión de fibra óptica (7) para estructuras (50) de material compuesto, comprendiendo dicho dispositivo (1) un primer elemento de conexión (2) que queda embebido en la citada estructura de material compuesto (50), comprendiendo en su interior dicha al menos una fibra óptica (7), comprendiendo además dicho dispositivo (1):- un elemento protector (3) que se une al primer elemento de conexión (2) durante la fabricación y el montaje de la estructura de material compuesto (50), quedando embebido en la misma, de tal forma que evita la intrusión de resina en el citado primer elemento de conexión (2) durante el curado de dicha estructura (50);- un segundo elemento de conexión (4) que comprende al menos una fibra óptica (7) de salida y un elemento elástico (14), uniéndose dicho segundo elemento de conexión (4) al primer elemento de conexión (2) tras la retirada del elemento protector (3) una vez finalizado el curado de la estructura (50), haciendo que la citada estructura (50) entre en servicio, conectándose así la al menos una fibra óptica (7) del primer elemento de conexión (2) y del segundo elemento de conexión (4) gracias al elemento elástico (14).

公开(公告)号：ES2371951A1

公开(公告)日：2012-01-12

申请号：ES200900810

申请日：2009-03-25

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SL ,  AIRBUS OPERATIONS SL

Inventor： PINA LOPEZ JOSE MARIA ,  VERA VILLARES ENRIQUE

IPC: F16S3/08 ,  B29C63/44 ,  B64C1/12

Abstract: Disposición de junta de elementos estructurales de un material compuesto en componentes que comprende un revestimiento y una pluralidad de elementos estructurales, aplicable a parejas de un primer y un segundo elemento estructural (11, 21) que se cruzan, tales como una viga y una cuaderna en un fuselaje de una aeronave, teniendo ambos elementos una configuración que incluye unas almas (31, 41), unas faldillas interiores (33, 43) Y unas faldillas exteriores (35, 45), en la que en la zona de cruce entre dichos elementos (11, 21) el laminado de una ó las dos faldillas (33, 35) del primer elemento (11) incluye unas solapas transversales (53, 55; 57, 59) que se unen a una o las dos faldillas (43, 45) de los extremos de los segmentos (23, 25) del segundo elemento (21) que quedan separados en el cruce, sirviendo de medios de paso de cargas entre ellos.

公开(公告)号：ES2347507B1

公开(公告)日：2011-08-17

申请号：ES200703453

申请日：2007-12-27

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SL ,  AIRBUS OPERATIONS SL

Inventor： ZUNIGA SAGREDO JUAN

IPC: B64C1/14 ,  B64C3/34

公开(公告)号：WO2012104463A3

公开(公告)日：2012-11-22

申请号：PCT/ES2012070057

申请日：2012-01-31

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SL ,  CASADO ABARQUERO HUGO ,  HONORATO RUIZ FRANCISCO JAVIER ,  CRUZ DOMINGUEZ FRANCISCO JOSE

Inventor： CASADO ABARQUERO HUGO ,  HONORATO RUIZ FRANCISCO JAVIER ,  CRUZ DOMINGUEZ FRANCISCO JOSE

IPC: B64C1/06 ,  B64C3/18

CPC classification number: B64C3/182 ,  B64C3/20 ,  B64C3/26 ,  B64C5/02

Abstract: The invention relates to a torsion box skin stiffened with non-parallel stringers. More specifically, the invention relates to a torsion box of an aircraft airfoil, comprising a front spar (15), a rear spar (17), ribs (21) and upper and lower stiffened skins. According to the invention, at least one of the skins (31) is stiffened with a plurality of stringers (33, 43), preferably omega-stringers, which all extend over the entire span of the skin, preferably in a conical arrangement, and which have a cross-section that decreases towards the outer edge of the skin.

Abstract translation: 本发明涉及一种用非平行桁架加强的扭转箱蒙皮。 更具体地说，本发明涉及飞机翼型的扭转箱，其包括前翼梁15，后翼梁17，肋21以及上部和下部加强蒙皮。 根据本发明，至少一个表皮（31）用多个纵梁（33,43）（优选Ω形纵梁）加强，所述纵梁全部在皮肤的整个跨度上延伸，优选呈圆锥形布置，并且 其横截面朝向皮肤的外边缘减小。

公开(公告)号：WO2012001207A3

公开(公告)日：2012-07-05

申请号：PCT/ES2011070478

申请日：2011-06-30

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SL ,  AREVALO RODRIGUEZ ELENA ,  CRUZ DOMINGUEZ FRANCISCO JOSE

Inventor： AREVALO RODRIGUEZ ELENA ,  CRUZ DOMINGUEZ FRANCISCO JOSE

IPC: B64C1/06

CPC classification number: B64C1/061 ,  B64C1/064 ,  B64C1/068 ,  B64C2001/0072 ,  Y02T50/433 ,  Y10T29/49826 ,  Y10T29/49957 ,  Y10T156/1002

Abstract: Aircraft fuselage made out with composite material and manufacturing processes. The structure of the fuselage (1 1 ) comprises a skin (13), a plurality of frames (17) positioned transversely to the longitudinal axis (9) of the fuselage (11) and a plurality of longitudinal stiffening elements (14, 15) that can be either stringers (14) or beams (15), being the ratio between the distance (X) between frames (17) and the distance (Y) between longitudinal stiffening elements (14, 15) is less than one. If the stiffening elements are stringers (14) the manufacturing process is based on assembling the fuselage section (11) joining the skin (13) with the stringers (14) to the frames (17). If the stiffening elements are beams (15) the manufacturing process is based on joining the skin to an internal structure made up with frames (17) and beams (15).

Abstract translation: 飞机机身由复合材料和制造工艺制成。 机身（11）的结构包括蒙皮（13），与机身（11）的纵向轴线（9）横向地定位的多个框架（17）和多个纵向加强元件（14,15） 其可以是纵梁（14）或横梁（15），即框架（17）之间的距离（X）与纵向加强元件（14,15）之间的距离（Y）之间的比率小于1。 如果加强元件是桁条（14），则制造过程基于组装将蒙皮（13）与桁条（14）连接到框架（17）的机身部分（11）。 如果加强元件是梁（15），则制造过程基于将蒙皮与由框架（17）和梁（15）组成的内部结构连接。

公开(公告)号：WO2011086221A3

公开(公告)日：2012-06-28

申请号：PCT/ES2011070019

申请日：2011-01-14

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SL ,  FOLCH CORTES DIEGO ,  SANZ MARTINEZ PABLO TIMOTEO

Inventor： FOLCH CORTES DIEGO ,  SANZ MARTINEZ PABLO TIMOTEO

IPC: B64D27/14

CPC classification number: B64D27/14 ,  B64D2027/005 ,  B64D2027/026 ,  Y02T50/66

Abstract: Support pylon (19) for aircraft engines joined to a section of the fuselage (17) that has a curved closed cross-section including a skin (31) and a plurality of frames (33); its structural configuration comprising a central box (41) inside the fuselage and two external lateral boxes (51, 61) on both sides of it, all of which are made of composite material, the three boxes (41, 51, 61) being structured as multi-spar boxes with upper and lower skins (43, 45; 53, 55; 63, 65), lateral spars (47, 49; 57, 59, 67, 69) and at least one central spar (48, 58; 68); having an entirely continuous interface between the central box (41) and the skin (31) of the fuselage; being joined to the fuselage (17) maintaining total continuity in the skin (31) of the fuselage and full load transfer between any frame interrupted (33') where it reaches the central box (41).

Abstract translation: 支撑塔架（19），用于连接到机身（17）的具有包括皮肤（31）和多个框架（33）的弯曲的封闭横截面的一部分的飞机发动机; 其结构构造包括在机身内部的中心盒（41）和在其两侧的两个外部侧面箱（51,61），所有这些都由复合材料制成，所述三个盒（41,51,61）被构造成 作为具有上和下皮肤（43,45; 53,55; 63,65）的多翼梁箱，横向​​翼梁（47,49; 57,59,67,69）和至少一个中心翼梁（48,58; 68）; 在机身的中央箱体（41）和皮肤（31）之间具有完全连续的界面; 连接到机身（17），保持机身的皮肤（31）的完整连续性，并且在其到达中心盒（41）的中断（33'）的任何帧之间进行满载传输。

公开(公告)号：WO2011135135A3

公开(公告)日：2011-12-22

申请号：PCT/ES2011070289

申请日：2011-04-20

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SL ,  LOPEZ-REINA TORRIJOS JOSE IGNACIO

Inventor： LOPEZ-REINA TORRIJOS JOSE IGNACIO

IPC: B65D45/02 ,  B64D37/32 ,  H01R4/34

CPC classification number: B64D45/02 ,  B64D37/32

Abstract: The invention relates to a device (1) for installing a conducting component (2) on a structure (3) made of compound material, the inside of said structure (3) including a starter substance, that includes an installation element (4) on which the conducting component (2) is placed, a conducting insertion element (5) by means of which the installation element (4) is connected to the inside of the compound material structure (3), a conducting layer (6) disposed on the outside of the installation element (4), and a conducting fastener element (7) that connects the structure (3) and the installation element (4) with the insertion element (5) and the conducting layer (6) such that the device (1) determines a low impedance current path through the conducting layer (6) and the insertion element (5), by means of which the energy is dissipated from an atmospheric discharge on the component (2) or on the structure (3), keeping the inner side of the structure (3) isolated.

Abstract translation: 本发明涉及一种用于在由复合材料制成的结构（3）上安装导电部件（2）的装置（1），所述结构（3）的内部包括起动器物质，该起动器物质包括安装元件 （2）放置的导电层（6）;导电插入元件（5），通过该导电插入元件将安装元件（4）连接到复合材料结构（3）的内部;导电层 在所述安装元件（4）的外部，以及将所述结构（3）和所述安装元件（4）与所述插入元件（5）和所述导电层（6）连接的导电紧固件元件（7），使得所述装置 1）确定通过导电层（6）和插入元件（5）的低阻抗电流路径，通过该路径，能量从部件（2）或结构（3）上的大气放电中消耗，保持 结构（3）的内侧被隔离。

公开(公告)号：WO2011086220A2

公开(公告)日：2011-07-21

申请号：PCT/ES2011070018

申请日：2011-01-14

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SL ,  DE JULIAN AGUADO ANTONIO ,  MARTINEZ FERNANDEZ LORETO ,  DE LA CRUZ GARCIA OSCAR

Inventor： DE JULIAN AGUADO ANTONIO ,  MARTINEZ FERNANDEZ LORETO ,  DE LA CRUZ GARCIA OSCAR

IPC: B29C70/30

CPC classification number: B29C70/30 ,  B29C65/483 ,  B29C65/5078 ,  B29C66/112 ,  B29C66/131 ,  B29C66/54 ,  B29C66/721 ,  B29C66/7212 ,  B29C66/72141 ,  B29C66/72523 ,  B29C70/48 ,  Y02T50/433 ,  Y10T29/4998 ,  Y10T29/53 ,  B29K2307/04

Abstract: Joining arrangement for two boxes (11, 11') of composite material with an intermediate part (31) and method for producing said intermediate part (31). The join is effected using rivets between the skins (15, 15'; 17, 17') of said boxes (11, 11') and the upper and lower flanges (33, 35) of said T-shaped part (31). The production method comprises the following steps: a) Providing two C-shaped preforms (41, 41'), configured such that their webs (43, 43') are parallel to one another and their upper and lower flanges (55, 55'; 57, 57') are approximately parallel to the end zones of said skins (15, 15'; 7', 15'); b) Providing two flat preforms (45, 47) to reinforce the flanges (35, 37); c) Shaping and curing the part (31) from said preforms (41, 41', 45, 47) using an RTM method.

Abstract translation: 具有中间部分（31）的复合材料的两个箱（11,11'）的连接装置和用于产生所述中间部分（31）的方法。 所述连接是利用所述盒子（11,11'）的表皮（15,15'; 17,17'）与所述T形部分（31）的上下凸缘（33,35）之间的铆钉实现的。 该制造方法包括以下步骤：a）提供两个C形预成形件（41,41'），其被构造成使得它们的腹板（43,43'）彼此平行并且它们的上下凸缘（55,55' ; 57,57'）大致平行于所述表皮（15,15'; 7'，15'）的端部区域; b）提供两个扁平预制件（45,47）以加强凸缘（35,37）; c）使用RTM方法从所述预成型件（41,41'，45,47）成形和固化部件（31）。

公开(公告)号：WO2010136630A3

公开(公告)日：2011-05-19

申请号：PCT/ES2010070351

申请日：2010-05-27

Applicant: AIRBUS OPERATIONS SL ,  BURGOS GALLEGO FRANCISCO DE PAULA ,  BALSA GONZALEZ ALBERTO

Inventor： BURGOS GALLEGO FRANCISCO DE PAULA ,  BALSA GONZALEZ ALBERTO

IPC: B64F5/00 ,  B29C73/06

CPC classification number: B29C73/04 ,  B29C2073/264 ,  B64F5/40 ,  Y10T29/49616 ,  Y10T29/49618 ,  Y10T29/49622 ,  Y10T29/49732 ,  Y10T29/49734 ,  Y10T29/49735 ,  Y10T29/49739

Abstract: A repair process for a composite material panel (1) that forms part of the fuselage, the wings or the stabilizers of an aircraft, with the panel (1) having large dimensions and having irregular contours in some areas, comprising of edges (2) prone to damages occurring from the handling and assembly of said panel (1), characterized because it comprises of the following steps: a. Locating the damage (3) in the element (2) of the composite material panel (1); b. Sanding the area that comprises the damage (3) in an area larger than said damage 3, making a cut (9) in the panel (1), having said cut (9) being the same form as piece (7) that will serve to repair panel (1); c. Placement of the piece (7) in the cut (9), so that it is perfectly flush with the panel to be repaired (1); d. Attachment of the piece (7) to the composite material panel (1).

Abstract translation: 复合材料面板（1）的修复过程，其形成飞机的机身，翼或稳定器的一部分，其中面板（1）具有大的尺寸并且在一些区域中具有不规则轮廓，包括边缘（2） 易于因所述面板（1）的处理和组装而发生损伤，其特征在于包括以下步骤：a。 将复合材料面板（1）的元件（2）中的损坏（3）定位; 湾 将包含损坏（3）的区域打磨在大于所述损坏3的区域中，在面板（1）中切割（9），其中所述切割（9）具有与将被服务的部件（7）相同的形式 修理面板（1）; C。 将切片（7）放置在切割（9）中，使其与要修复的面板完全齐平（1）; 天。 将件（7）连接到复合材料面板（1）上。