CN101522518A - 飞行器机身的表层面板 - Google Patents

飞行器机身的表层面板 Download PDF

Info

Publication number
CN101522518A
CN101522518A CN200780038347.3A CN200780038347A CN101522518A CN 101522518 A CN101522518 A CN 101522518A CN 200780038347 A CN200780038347 A CN 200780038347A CN 101522518 A CN101522518 A CN 101522518A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fibre
skin panel
fiber
polymeric layer
reinforced polymeric
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.)
Pending
Application number
CN200780038347.3A
Other languages
English (en)
Inventor
G·H·J·J·罗布劳伊克斯
J·W·甘尼克
E·J·克罗恩
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.)
Howmet Aerospace Inc
Original Assignee
Alcoa Inc
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 Alcoa Inc filed Critical Alcoa Inc
Publication of CN101522518A publication Critical patent/CN101522518A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/04—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
    • B32B15/08—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material of synthetic resin
    • 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
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12444—Embodying fibers interengaged or between layers [e.g., paper, etc.]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及飞行器(1)的表层面板(11)，它包括至少一块第一金属片材(40)和优选与其相连的第一纤维增强的聚合物层(41)的层压体。连接表层面板(11)与加固元件(4)，所述加固元件(4)由第二金属片材(40)和与其相连的第二纤维增强的聚合物层(41)制成，条件是第二纤维增强的聚合物层包括张紧时弹性模量大于110GPa的纤维。本发明还涉及具有这种表层片材的飞行器或宇宙飞船。

Description

飞行器机身的表层面板
本发明涉及含至少一种金属片材的层压体的飞行器表层面板。本发明此外包括在飞行器或宇宙飞船，尤其其机身中采用这一表层面板。更特别地，本发明涉及飞行器的表层面板，它包括至少一种金属片材和连接到其上的纤维增强的聚合物层。
由至少一种金属片材和连接到其上的至少一种纤维增强的聚合物层的层压体制成的模塑体(下文称为金属层压体、纤维金属层压体或简称为层压体)愈加用于诸如运输工业，例如在汽车、火车、飞行器和宇宙飞船之类的工业上。这种层压体可例如用于机翼、技术和机尾面板和/或其他飞行器的表层面板，且通常确保飞行器组件改进的抗疲劳性。此外，纤维金属层压体比例如铝轻，从而节省重量和反过来节省燃料。
已知的纤维金属层压体由数量庞大的相对薄(典型地厚度为0.2mm-0.4mm)的在其间用芳族聚酰胺纤维(Arall
Figure A200780038347D0005144843QIETU
)或高强玻璃纤维(Glare
Figure A200780038347D0005144843QIETU
)增强的具有聚合物粘合剂层的铝片构成。这意味着在粘合剂层内纤维的体积含量相对高，且对于Arall
Figure A200780038347D0005144843QIETU
来说，典型数值为约50体积％，和对于G1are
Figure A200780038347D0005144843QIETU
来说，典型数值为60体积％。尽管已知的纤维层压体显示出良好的疲劳性能，但缺点是，与通常的铝合金相比，其劲度(stiffness)低。若已知纤维层压体用于例如飞行器机身上侧，和铝用于其下侧，则这可引起铝部分的负载增加。因此这一部分必须增厚，这意味着通过采用纤维金属层压体实现的重量优势至少部分损失。另一已知的可能是在其中机身上侧的应力高于平均值的那些地方，增加纤维金属层压体的层数。然而，这也导致重量增加。因此需要增加由在飞行器和宇宙飞船中使用的纤维金属层压体制成的表层片材的劲度，和尤其增加飞行器或宇宙飞船的机身的纵向劲度，且这没有导致显著的重量增加。
本发明的目的是提供在前言部分中提到的那类表层面板，可使用它，以便更有效地满足航海和空间工业设定的高要求，和特别地不具有或者仅仅在较低的程度上具有以上提到的缺点。
本发明的表层面板的特征如权利要求1中所提到的。本发明的表层面板的特征尤其在于它包括至少一种第一金属片材和优选至少一种第一金属片材和连接到其上的第一纤维增强的聚合物层的层压体，从而还提供具有至少一个加固元件的表层面板，所述加固元件包括两块金属片材和连接到其上的第二纤维增强的聚合物层的层压体，条件是第二纤维增强的聚合物层包括在张紧时弹性模量超过110GPa的纤维。证明在飞行器的机身中采用这种表层面板不仅导致以上所述的机身的铝部件负载下降，而且表层面板本身的纤维金属层压体的平均负载下降。这将产生节约重量的额外的可能性，和此外增加表层面板的损坏耐受度。取决于操作负载，同样可能的情况是，优化选择至少一种加固元件的位置。因此例如可选择其中至少一种加固元件随表层面板内张力的主要方向延伸的方向。例如若增加纤维金属层压体的层数以吸收较高负载，这就更加难了。本发明的表层面板的进一步的优点是，可选择至少一种加固元件的性能，其性能不同于表层面板的层压体的性能。因此，例如可选择比重低于第一纤维增强的聚合物层的第二纤维增强的聚合物层，以便可产生额外的生力节省。有利的是，本发明的表层面板的特征在于第二纤维增强的聚合物层包括张紧时弹性模量大于140GPa，和更优选大于250GPa的纤维。在这一优选的变通方案中，在较大程度上实现了以上提到的优点，这归因于劲度进一步增加。应当注意，明显不包括在第一和第二纤维增强的聚合物层内使用碳纤维。这些碳纤维没有提供本发明范围内所要求的性能。
在本发明的表层面板的优选实施方案中，表层面板的特征在于，第二纤维增强的聚合物层包括压缩时弹性模量与张紧时弹性模量之比小于0.8的纤维。这一比值更优选小于0.6，和甚至更优选小于0.4。这一纤维明显证明张紧时其弹性模量随伸长率锐增的性能。在本发明的层压体中合适地采用的纤维是拉伸的热塑性聚合物纤维、芳族聚酰胺纤维(Kevlar
Figure A200780038347D0005144843QIETU
)、聚(对亚苯基-2，6-苯并二噁唑)纤维(PBO，Zylon
Figure A200780038347D0005144843QIETU
)、聚(2，6-二咪唑基-(4，5b-4′，5′e)亚吡啶基-1，4-(2，5-二羟基)亚苯基)纤维(更好地称为M5
Figure A200780038347D0005144843QIETU
纤维)，和超高分子量聚乙烯或聚丙烯纤维，硼纤维，和/或上述纤维的结合物。本发明的层压体优选特征在于第二纤维增强的聚合物层包括由选自聚酰胺(芳族聚酰胺)、聚(对亚苯基-2，6-苯并二噁唑)(PBO)、硼和M5中的聚合物，和甚至更优选选自聚(对亚苯基-2，6-苯并二噁唑)(PBO)和硼中的聚合物形成的纤维。尽管采用以上提到的增强纤维获得了尤其有利的性能，但也可在第二纤维增强的聚合物层中采用具有相对高拉伸强度和/或劲度的增强纤维，并可能结合以玻璃为基础的纤维，例如优选S玻璃纤维。应当注意，硼纤维还理解为是指具有硼层的碳和/或金属纤维。
本发明的尤其有利的表层面板的特征在于，当加固元件处于未负载状态下时，压缩应力平均地存在于每一个第二金属片材上，和拉伸应力平均地存在于每一个第二纤维增强的聚合物层上。应当注意，在第二纤维增强的聚合物层内存在拉伸应力并不意味着这一层仅仅显示出拉伸应力。相反，根据本发明，拉伸应力在规定的方向上平均占主导。这一方向对应于在以下所述的获得加固元件的方法范围内描述的牵拉方向。在第二聚合物层内的这一方向上平均拉伸应力占主导将在加固元件的金属片材内的相同方向上产生平均压缩应力。为了使用加固元件得到最大的优势，牵拉方向优选主要沿着第二纤维增强的层内的纤维方向延伸。由于飞行器机身的表层面板用加固元件的形状通常为长条，因此牵拉方向优选基本上平行于加固元件的纵向。
根据本发明，通过在纵向(优选纵向方向)上在其上强加伸长，所述伸长率大于金属片材的弹性伸长率并小于第二纤维增强的聚合物层的断裂伸长率，从而获得在加固元件内的应力状态。由于强加的伸长率大于金属片材的弹性伸长率极限，因此金属将经历塑性变形。当除去伸长时，加固元件弹性返回，但仅仅部分基于塑性变形。在加固元件内的永久伸长程度因此决定了金属片材内的平均压缩应力和在纤维增强的聚合物层内的平均拉伸应力程度。根据本发明，可按照各种方式预压缩或预牵拉加固元件。例如，可通过在牵伸装置内对加固元件施加拉伸力，预张紧加固元件。在优选的实施方案中，通过将加固元件在压力下喂入轧制机，在加固元件上产生伸长。按照这一方式的预张紧是有利的，因为它可在高的传送速度下连续进行。还可使用这一优选的方法预张紧具有锥变厚度的加固元件。
本发明的表层面板的优选实施方案的特征在于，通过采用下述方法获得加固元件，其中至少两块金属片材与至少一个中间的第二纤维增强的聚合物层相连，在其连接之后，如此获得的长条形结构成形为三维轮廓，和于是在如此获得的结构上纵向施加伸长，这一伸长率大于金属片材的弹性伸长率并小于纤维增强的聚合物层的断裂伸长率。与未牵拉的加固元件相比，通过牵拉加固元件，获得具有增加的劲度的加固元件。此外，在加固元件中如此施加的应力状态会增加表层面板的龟裂耐受度。本发明表层面板的优选变通方案的进一步的优点是，可在不需要预牵拉整个表层面板的情况下实现高的劲度。尽管可视需要预牵拉本发明的表层面板，但预牵拉具有高劲度纤维的整个表层片材是一个复杂的工艺，和通常不会导致所需的结果。为了牵拉整个表层片材，将它们夹持在非常坚硬的钢的夹爪内固定并牵拉。提供在两侧上具有增强薄片(tab)的片材，以降低当夹持固定时任何破碎的机率，然后进行伸长，所述伸长率大于金属片材的弹性伸长率。牵拉工艺本身典型地可在±0.05％的精度下进行。这意味着0.4％的固定(永久)伸长率，例如实际的永久伸长率在0.35％-0.45％变化。由于实际的永久伸长率在表层面板表面上没有均匀地分布，和此外，由于特别地，在夹持高度处的反向收缩受阻，因此实际伸长率通常在约0.28％变化到约0.61％。这意味着表层面板中的纤维金属层压体的性能也显示出这一变化，这不是最佳的。本发明的表层面板不具有这一缺点。
本发明的表层面板的进一步优选的变通方案的特征在于，通过采用下述方法获得加固元件，其中至少两个第二金属片材连接到至少一个中间第二纤维增强的聚合物层上，在其连接之后，在如此获得的长条形状的结构上纵向施加伸长，这种伸长率大于金属片材的弹性伸长率并小于第二纤维增强的聚合物层的断裂伸长率，和其中将如此获得的结构形成为三维轮廓。在这一优选的变通方案中，通过预牵拉长条形式的加固元件，直到优选实现至少80GPa的劲度，获得不仅显示出较高劲度和损坏耐受度的表层面板，而且它还比预牵拉的表层面板具有显著较低的伸展(apread)性能。牵拉平坦和相对窄的长条(例如，尺寸数量级为至少100mm宽)是相对简单的工艺，且可在比以上提到的±0.05％的公差显著低的公差下进行。此外，在相对窄的长条上更加均匀地分配固定的伸长率。还可在没有引起太多浪费的情况下，从窄的长条中切割出具有夹持效果的区域。根据本发明，长条形式的加固元件可粘附到表层面板的纤维金属层压体上。然而，预牵拉的长条形式的加固元件优选进一步形成为三维轮廓。当它为这一形式时，加固元件还被称为“纵向加固件”。按照这一方式形成的纵向加固件具有的额外优点是，表层面板的劲度进一步增加。为了实现劲度相同的增加，需要使用具有相对大截面积的长条。为了使用长条有效地加固飞行器的机身，这些长条可容易地一直到占机身表层全部截面的至少20％。这导致重量和使用空间相对大的增加。按照这一方式，长条形式的加固元件可能会妨碍机身的表层桁架连接中足够铁钉的定位。通过将加固元件形成为纵向加固件，可防止这一现象。可按照任何已知的方式，通过长条形状的加固元件，形成具有三维成形截面的纵向加固件。例如，这可通过在适合于这一目的的模塑机内将长条形的加固元件弄整齐(square)来进行。通过反复这一工艺数次，原则上可形成任何可设想的截面。另一尤其合适的加固元件包括一体地提供有加固肋条和至少一层第二纤维增强的聚合物层的金属片材。这一加固元件优选包括挤出的铝片，本领域的技术人员称之为“挤出”。这一挤出包括基本上提供有加固元件的平坦片材部件，所述片材部件通过挤出管状结构，然后切割开，拉直并研磨它和视需要预处理它以供粘合而获得。
原则上可按照任何可设想的方式，将至少一个加固元件与表层面板的层压体相连。因此，例如可使用螺栓连接，固定加固元件到层压体上。尤其合适的方法包括借助由适合于这一目的的粘合剂材料制成的粘合剂层，粘附加固元件到表层面板的层压体上。在本发明的表层面板的进一步优选的实施方案中，加固元件借助含纤维增强的聚合物的粘合剂层与表层面板相连。本发明尤其合适的表层面板的特征在于，通过具有最多45％体积的降低的纤维体积含量的至少一层纤维增强的聚合物层，将至少一个加固元件与层压体相连。表层面板的这一优选的变通方案显示出损坏耐受度的进一步增加和改进的抗脱层。本发明的表层面板的进一步优选的实施方案的特征在于，规定的纤维增强的聚合物层的纤维体积含量为最多39体积％，更优选最多34体积％，和最优选最多30体积％。这一纤维体积含量低于在纤维增强的聚合物内通常采用的含量。当在本申请中提到具有降低的纤维体积含量的纤维增强的聚合物层时要理解为是纤维体积含量为最多45体积％，优选最多39体积％，更优选最多34体积％和最优选最多30体积％的层。可例如通过使用半成品来获得具有降低的纤维体积含量的纤维增强的聚合物层，其中在所述半成品中，用处于部分固化状态下的合适的聚合物(称为预浸料坯)浸渍具有规定体积含量的纤维。还可结合具有60体积％的常用纤维体积含量的预浸料坯与例如一层或更多层聚合物层，以便实现平均下降的纤维体积含量。在这一情况下，优选施加具有例如聚合物纤维网络形式，例如聚酰胺纤维网络形式的载体的粘合剂层。该载体将确保甚至在粘合与固化之后粘合剂层保留特定的预定厚度。根据本发明，还可以在合适的体积比下结合干燥，即未浸渍的纤维与聚合物粘合剂层。
有利的是，通过在由不同于第二金属片材和/或第二纤维增强的聚合物层的材料形成的层压体内包括第一金属片材和/或第一纤维增强的聚合物层来表征本发明的表层面板。按照这一方式，可固定金属片材和/或纤维增强的聚合物层的性能，其方式使得对于表层面板所要求的功能来说，它们是最佳的。例如，证明有利的是，在最靠近层压体布置的加固元件内第二纤维增强的聚合物层具有降低的纤维体积含量。
在层压体内第一金属片材的厚度和在加固元件内第二金属片材的厚度可在宽泛的范围内选择。第一金属片材的厚度优选小于3.0mm，和更优选0.3-0.6mm，包括端值，其中不同的片材可视需要具有不同的厚度。对于性能本身来说，使用较薄的金属片材是有利的，但通常需要较大的成本。本发明的表层面板的优点另外在于，厚度为0.6-0.8mm的较厚的金属片材例如没有必然导致较差的性能。第二金属片材的厚度优选为0.2-1.0mm，包括端值，更优选0.2-0.6mm，包括端值，和最优选0.2-0.4mm，包括端值，其中不同的片材可视需要具有不同的厚度。
在表层面板中纤维金属层压体和加固元件内采用的纤维增强的聚合物轻且坚固，它包括包埋在聚合物内的增强纤维。聚合物还在各层之间起到粘结作用。适合于在第一纤维增强的聚合物层内使用的增强纤维包括例如玻璃纤维和/或金属纤维，和视需要还可包括拉伸的热塑性聚合物纤维，例如芳族聚酰胺纤维、PBO纤维(Zylon
Figure A200780038347D0005144843QIETU
)、M5
Figure A200780038347D0005144843QIETU
纤维，和超高分子量聚乙烯或聚丙烯纤维，以及天然纤维，例如亚麻、木材和大麻纤维，和/或上述纤维的结合物。还可使用缠结和/或混合的纱线。这种纱线包括增强纤维和纤维形式的热塑性聚合物。第一和第二纤维增强的聚合物层中的增强纤维用的合适的基体材料的实例是热塑性聚合物，例如聚酰胺、聚酰亚胺、聚醚砜、聚醚醚酮、聚氨酯、聚乙烯、聚丙烯、聚苯硫醚(PPS)、聚酰胺-酰亚胺、丙烯腈丁二烯苯乙烯(ABS)、苯乙烯/马来酸酐(SMA)、聚碳酸酯、聚苯醚共混物(PPO)、热塑性聚酯，例如聚对苯二甲酸乙二酯、聚对苯二甲酸丁二酯，以及上述聚合物中的一种或更多种的混合物与共聚物。优选的热塑性聚合物进一步包括玻璃化转变温度Tg大于140℃，优选大于160℃的几乎无定形的热塑性聚合物，例如聚丙烯酸酯(PAR)、聚砜(PSO)、聚醚砜(PES)、聚醚酰亚胺(PEI)或聚苯醚(PPE)，和尤其聚-2，6-二甲基苯醚。根据本发明，还可采用晶体熔点Tm大于170℃，优选大于270℃的半晶或次晶热塑性聚合物，例如聚苯硫醚(PPS)、聚醚酮，尤其聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮(PEK)和聚醚酮酮(PEKK)，“液晶聚合物”，例如由单体双酚、对苯二甲酸和氢化苯甲酸衍生的由Dartco制造的XYDAR。合适的基体材料还包括热固性聚合物，例如环氧化物、不饱和聚酯树脂、三聚氰胺/甲醛树脂、苯酚/甲醛树脂、聚氨酯、等等。视需要，第一和第二纤维增强的聚合物层可包括大于一类纤维和/或基体材料。
在本发明的表层面板中，优选纤维增强的聚合物层包括主要在一个方向上延伸的基本上连续的纤维(所谓的UD材料)。有利的是，使用预浸渍的半成品形式的纤维增强的聚合物。这种“预浸料坯”在其固化之后，通常显示出良好的机械性能，这尤其是因为纤维事先被基体聚合物润湿。在本发明的表层面板的优选实施方案中，至少一部分第一纤维增强的聚合物层基本上包括平行延伸的两组连续纤维，其方向基本上彼此垂直。本领域的技术人员还将这一预浸料坯的层叠体称为“交叉叠层(cross-ply)”。
根据本发明，可通过在减压下加热许多金属片材和中间的纤维增强的聚合物层，使之彼此连接，然后冷却它们，从而获得纤维金属层压体和/或加固元件。视需要，可预牵拉按照这一方式获得的纤维金属层压体和/或增强元件，以实现有利的应力状态，正如以上详细地解释的。加固元件优选通过粘合剂层介质，优选具有降低的纤维体积含量的纤维增强的聚合物层形式的粘合剂层介质粘附到纤维金属层压体上。可按照已知的方式，通过提供与合适的粘合剂相连的表面，然后在合适的温度下至少部分固化这一粘合剂来实施粘附。
尤其适合于在本发明的表层面板中使用的金属包括轻金属，尤其铝合金，例如铝铜和/或铝锌和/或铝锂合金，或钛合金。根据本发明，可从下述铝合金组中选择优选由铝合金组成的金属片材，例如AA型(USA)No.2024、AA(USA)No.7075、AA(USA)No.7085、AA(USA)No.7475和/或AA(USA)No.6013。在其他方面中，本发明不限于使用这些金属的层压体，结果，视需要可使用其他铝合金和/或例如钢或另一合适结构的金属。
本发明的表层面板的尤其有利的实施方案包括金属片材，其中至少一部分所述金属片材包括铝-锂合金。这种合金会增加层压体和/或加固元件的剪切劲度。再一优选的实施方案包括具有金属片材的层压体，所述金属片材的至少一部分包括铝-镁-钪合金。这种合金继续提高抗腐蚀性，且尤其用于第一金属片材中。
取决于所打算的用途和设定的要求，可由本领域的技术人员容易地决定金属片材的最佳数量。本发明不限于具有特定数量金属片材的层压体。尽管本发明的加固元件尤其适合于含纤维金属层压体的表层面板，但显然应当注意，含金属，和尤其含铝合金和本发明的至少一种加固元件的表层面板组件也形成本发明的一部分。关于这一点，应当注意，视需要，由金属制成的表层面板可包括借助粘合剂膜和/或纤维增强的聚合物层，和/或具有降低的纤维体积含量的纤维增强的聚合物层互连的大于一块金属片材。可例如在其中出现应力的局部增加和必须使表层变厚的机身的门和窗户周围发现这一表层结构。
本发明还包括飞行器或宇宙飞船，其机身全部或部分由本发明的表层片材构成。用于飞行器机身等等的表层片材通常基本上为矩形，且施加在机身纵向和与其垂直的方向上延伸的肋条框架上。本发明的表层面板的特征有利地在于，第一纤维增强的聚合物层大致平行于矩形的一边延伸，和第二纤维增强的聚合物层大致平行于矩形片材的另一边延伸。此处应当注意，表层面板在设计上可以是平坦的，但它也可掺入单一或两个曲线，这例如通过在相应形状的模具上层压是可能的。
根据优选的变通方案，至少一个加固元件仅仅在例如大致平行于机身纵向方向延伸的基本上矩形长条和/或纵向加固件形式的表层面板的层压体表面的一部分上延伸。根据本发明，飞行器或宇宙飞船的机身用的表层面板优选由下述层压体形成，所述层压体从外侧到内侧由至少一块金属片材和至少两层第一纤维增强的聚合物层对称地构成，其中金属片材的厚度为0.1-0.5mm。本发明的飞行器或宇宙飞船的机身优选具有这种表层片材，以便第一纤维增强的聚合物层中的纤维基本上在机身四周方向上延伸，和第二纤维增强的聚合物层基本上在机身的纵向方向上延伸。按照这一方式，获得具有特别好性能的机身。可使用本发明的表层片材获得用于飞行器的机身，所述机身在机身的轴向和纵向上显示出良好的疲劳性能，在较低的表面重量(kg/m2)下，在机身的四周方向显示出高的强度和增加的抗扭曲性。应当注意，具有在不同方向上延伸的大于一个本发明的加固元件的机身也形成本发明的一部分。
根据下述示意图将呈现本发明的进一步的特征，这些附图不限制本发明，以下示出了：
-图1在剖视图中示出了具有本发明的表层片材的飞行器的机身的一部分；
-图2示出了本发明具有纵向加固件的表层面板的一部分；
-图3示出了预牵拉长条形式的本发明加固元件的实施方案；
-图4示出了由图3所示的加固元件获得的本发明的纵向加固件的另一实施方案，和
-图5示出了本发明表层面板的一个优选的实施方案。
图1示出了飞行器1的一部分，它具有由本发明的多个表层片材3生产的机身2。表层片材3具有基本上平行于表层面板3的侧面延伸的多个纵向加固件4(在工业上也称为“纵梁”)，而表层面板3的侧面在机身纵向6上延伸。机身2包括在其四周方向上延伸的多个交叉肋条5。这些肋条随机身2所需的曲率或多或少地弯曲。具有纵向加固件4的表层面板3借助适合于这一目的且本身已知的连接件(没有详细地示出)固定到交叉肋条5上。这将产生互连的纵向加固件4和交叉肋条5的框架，如图1所示，于是纵向加固件4通过交叉肋条5支撑。在图1中，在框架内用虚线示出了纵向加固件4，以表明纵向加固件4形成了表层面板3的一部分，且一旦表层片材3被定位，则仅仅形成框架的一部分。采用基本上密闭的配件，固定表层片材3到彼此上。按照这一方式，图1示出了沿着横向连接接缝7，第一表层面板3a与第二表层面板3b相邻。类似地，沿着横向连接接缝8，第一表层面板3a与第三表层面板3c相邻。横向相邻的表层面板可通过底下的长条互连，所述底下的长条通过例如三排铆钉(未示出)固定到两个面板上，但其他连接方式也是可能的。此外，第四和第五个表层面板(3d，3e)沿着纵向连接点(9，10)分别与第一表层面板3a相邻。在纵向上表层面板与部分重叠的边缘(例如具有75mm的重叠部分)借助三排铆钉(未示出)连接，但其他连接方式也是可能的。表层面板3包括由基于S玻璃纤维的Glare
Figure A200780038347D0005144843QIETU
纤维金属层压体制成的表层片材11。然而，表层面板3也可包括由金属，优选铝制成的表层片材11。
图2示出了具有2个纵向加固件4的本发明表层面板3的细节。纵向加固件4可例如借助中间粘合剂层12固定到表层面板3的表层片材11上。为了施加粘合剂，视需要按照已知的方式处理表层片材11。粘合剂层原则上可以包括任何合适的粘合剂。尤其合适类型的粘合剂包括环氧粘合剂，例如获自3M的AF163-2K型。正如图2所示，可视需要通过粘合剂层12b的介质，如图2所示，施加两个Glare
Figure A200780038347D0005144843QIETU
玻璃纤维层压体13，增强纵向加固件4和表层片材11之间的连接，其中视需要，所述粘合剂层12b使用与粘合剂层12a相同的粘合剂。然而，本发明并不总是需要采用这一额外的增强。视需要，可将表层片材11和加固元件4的组件置于高压和减压下的高压釜中，以固化粘合剂层(12a，12b)并引起表层片材11和加固元件4之间的连接。
图3示出了平坦的矩形或长条形式的本发明的加固元件4的实施方案。在所示的实施方案中，加固元件4由厚度为例如0.2mm的许多第二金属片材40构成，所述第二金属片材40包括铝合金，例如2024-T3。通过基于环氧树脂(它也是一种良好的金属粘合剂)的第二纤维增强的聚合物层41，牢固地互连第二金属片材40。纤维增强的连接层41包括用特定聚合物浸渍的PBO纤维且由其形成，所述特定聚合物具有约50体积％的纤维体积含量。这些厚度为约0.25mm的预浸渍的预浸料坯41由在方向42上彼此平行延伸的PBO纤维(单向)形成。在第一步中，按照图3所示的顺序，例如在平坦的模具上施加特定层40和41到彼此上，生产长条形状的加固元件4。在层压之后，全部结构在适合于环氧树脂的温度下固化。对于大多数应用来说，玻璃化转变温度高的环氧树脂是最合适的。这种环氧树脂通常在约120℃或约175℃的温度下固化。在固化之后，在纤维增强的聚合物层内通常形成残留的压缩应力，和在纤维金属层压体的铝片内形成残留的拉伸应力.根据本发明，通过牵引纤维金属层压体，直到它达到金属，尤其铝的塑性区域，这一应力状态发生翻转。当施加到这一端的拉伸负载除去时，在牵拉工艺过程中基本上弹性变形的纤维返回其起始长度，而塑性延伸的铝提供其抗力。按照这一方式，纤维增强的聚合物层中的纤维平均来说置于拉伸应力下，和铝置于压缩应力下，于是在金属片材和纤维增强的聚合物层内的应力体系基本上达成平衡。参考图3，在固化其内所示的结构之后，在该结构的纵向(方向42)上强加伸长ε，其伸长率大于第二金属片材40的弹性伸长率并小于第二纤维增强的聚合物层41的断裂伸长率。一旦除去负载，则所施加的伸长ε导致例如0.12％的永久伸长(所产生的实际伸长率较大)。取决于在第二纤维增强的聚合物层内采用的纤维，这一永久伸长率的范围也可位于别处。例如，永久伸长率优选为0.2-1.4％，和更特别地为0.3-0.7％。本领域的技术人员可容易地确定在本发明的方法中，在加固元件上产生的平均伸长ε。还应当注意，原则上可在加固元件4的任意纵向上产生伸长ε。例如，可平行于图3所示的加固元件4的短边BC，或者与这一短边成一定角度产生伸长ε。然而，有利的是在图3所示的加固元件4的长边AB方向上产生伸长，这是因为这一长边AB平行于第二纤维增强的聚合物的纤维方向42延伸。此外，有利的是，通过使加固元件4在压力下穿过轧制机，预张紧加固元件4。在这一优选的方法中，加固元件以连续片材形式以连续方式喂入并加压。因此提供可在工业规模上采用的方法，于是合适的器件可包括例如在加固元件4可在其间导引的在彼此上或者交叉地排列的至少一组圆柱形辊。通过固定所产生的压缩力在足够高的水平，在加固元件平面内的变形使得在纵向上强加的伸长ε超过第二金属片材40中金属的塑性极限，从而引起一块或多块第二金属片材40永久变形且没有使第二纤维增强的聚合物层41故障。通过纵向牵拉加固元件4，产生尤其有利的应力状态，且压缩应力平均存在于未负载状态下的每一块第二金属片材40上，和拉伸应力平均存在于每一块第二纤维增强的聚合物层41上。根据本发明，正是这一应力状态使得加固元件可产生所需的劲度和/或本申请已经提到的其他性能。
在图3所示的变通方案中，增强元件4可与表层片材11相连，以便获得本发明的表层面板3。实现它的可能方法如上所述。关于加固元件与表层片材11的一侧相连这一方面，优选该侧朝向(飞行器机身的)内部，如图1所示。根据本发明的表层面板的优选实施方案，预牵拉的长条形状的加固元件的截面进一步变形为三维轮廓。按照这一方式形成的纵向加固件4的实例如图4所示。这些部件的编号与在其他附图中使用的编号相对应。
施加在飞行器机身和机翼的表层片材上的本发明的加固元件会增加表层片材的弯曲劲度。若它们处于压力张紧下，则这使得它们对扭曲更加稳定，且可在没有显著局部弯曲的情况下在表层片材内产生力。加固元件的三维形式还有助于测定最终将实现的优点。图5示出了许多可能的加固元件4的截面。图5(a)示出了一侧外型(form)的所谓叶片(leaf)加固件4。图5(b)示出了两侧外型的相同类型的加固件。在采用后一外型的情况下，该附图的加固件的垂直部分互连(对于这一目的来说，粘合是最合适的连接方法，但铆接也是可能的)。图5(c)示出了所谓的C型加固件。视需要，这类加固件也可以以两侧外型施加(图5(d))。图5(e)示出了显示帽形加固件的再一变通方案.鉴于其高的外型稳定性，这一外型优选用于机翼表层内。表层片材11通常具有许多纵向加固件4，所述加固件4在机身的四周方向上以特定的中间距离固定。这一中间距离或间距特别地取决于飞行器机身的类型，但优选为50-300mm，更优选60-250mm，和最优选80-200mm。本发明的纵向加固件4的尺寸可在这些宽范围内选择。典型的高度优选为20-130mm，更优选25-100mm，和最优选30-60mm。本发明的纵向加固件4的厚度优选为0.6-10mm，包括端值，更优选0.8-5mm，和最优选0.8-3mm。纵向加固件的两腿在其下延伸的曲率半径R(关于曲率半径的定义，参见图5(a))原则上必须尽可能小，优选为1-8mm，更优选2-6mm，和最优选3-5mm、
可按照许多方式生产本发明的纵向加固件。例如，可在合适的温度下，使用模塑机，通过折叠、削方(square)、固定和旋转弯曲这一材料，或者对其进行相应的工艺，由平坦的片材材料形成纵向加固件。在进行这一操作中，并不总是可能使得折叠的密封件的弯曲半径足够小。对于在压缩负载下的纵向加固件的稳定性来说，小的弯曲半径通常是有利的。本发明的纵向加固件也可由大于一种挤出型材或者已经预成形的片材部件构造。在这一方法中，在加固件的纵向上具有纤维的相对平坦的长条被弄成三维型材。为了防止对加固件的最外部的金属片材和/或纤维增强的聚合物层损坏，优选考虑最小的弯曲半径。例如，对于具有两层厚度为0.4mm的2024-T3铝层的纤维金属层压体(它在其间具有PBO-纤维环氧层)来说，这一弯曲半径认为约等于4mm。加固件的纤维金属层压体的厚度越大，则所要求的最小弯曲半径越大。关于这一点，优选的方法包括例如如图1所示的“2/1”结构(在2块金属片材之间1层纤维增强的聚合物层)内，例如通过折叠或削方，使第二纤维金属层压体的数个长条单独变形为Z加固件。按照这一方式获得的Z加固件一起粘附，以便产生具有所需厚度的加固件。然后使用具有降低的纤维体积含量的粘合剂膜和/或纤维增强的聚合物，借助粘合性，和/或借助扭曲，将其与表层片材相连。通过在2/1结构内连接由纤维金属层压体制成的单一或者可能2个Z加固件与表层片材，获得本发明尤其有利的表层面板，其中在这一实施方案中，所述表层片材优选包括厚度为0.4mm-0.7mm的金属片材。由于金属片材的厚度略大于现有技术常用的厚度，因此在生产速度方面实现优势，且没有危及这些特征。
本发明生产纵向加固件的另一优选的方法包括层叠所需数量(长条形状)的金属片材和中间的纤维增强的聚合物层。例如借助本身已知的辊成形，将这一层叠件形成为未固化或仅仅部分固化状态下的所需的三维形式。按照这一方式形成的包装然后在具有纵向加固件外型的模具内固化。在固化之后，如以上详细地讨论的，牵拉本发明的加固件。
在说明书和权利要求中提到纤维的弹性模量、拉伸强度和断裂伸长率时，它们要理解为是指在纤维的纵向上在拉伸负载下的数值并借助在整个层压体上测量来测定。在本发明的范围内，可引入各种变化。尽管首先在本发明的表层片材内施加相同厚度的金属片材，但原则上也可在可能对称的层叠件内在同一层压体内施加具有两种或更多种不同厚度的金属片材。一般地，在加固元件内，在两个连续的金属片材之间聚合物层的厚度为与每一金属片材大致相同的数量级大小。此外，视需要，加固元件可显示出锥变的厚度以及锥变的深度。

Claims (29)

1.飞行器的表层面板，它包括至少一个第一金属片材的层压体，所述表层面板与至少一个加固元件相连，所述加固元件包括第二金属片材和与其相连的第二纤维增强的聚合物层的层压体，条件是第二纤维增强的聚合物层包括张紧时弹性模量大于110GPa的纤维。
2.权利要求1的表层面板，其特征在于该层压体包括与至少一个金属片材相连的至少一层第一纤维增强的聚合物层。
3.权利要求1或2的表层面板，其特征在于第二纤维增强的聚合物层包括张紧时弹性模量大于140GPa的纤维。
4.权利要求3的表层面板，其特征在于第二纤维增强的聚合物层包括张紧时弹性模量大于250GPa的纤维。
5.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于第二纤维增强的聚合物层包括选自芳族聚酰胺(aramid)、硼、聚(对亚苯基-2，6-苯并二噁唑)(PBO)和/或M5纤维中的纤维。
6.权利要求5的表层面板，其特征在于第二纤维增强的聚合物层包括由聚(对亚苯基-2，6-苯并二噁唑)(PBO)和/或硼纤维形成的纤维。
7.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于当加固元件处于未负载的状态下时，压缩应力平均存在于每一第二金属片材上，和拉伸应力平均存在于每一第二纤维增强的聚合物层上。
8.权利要求7的表层面板，其特征在于通过采用下述方法获得加固元件，其中将至少两块第二金属片材连接到至少一层中间的第二纤维增强的聚合物层上，在其连接之后，将如此获得的长条形状的结构形成为三维外形，和在如此获得的结构上在纵向强加伸长，这种伸长率大于金属片材的弹性伸长率并小于纤维增强的聚合物层的断裂伸长率。
9.权利要求7的表层面板，其特征在于通过采用下述方法，获得加固元件，其中将至少两块第二金属片材连接到至少一层中间的第二纤维增强的聚合物层上，在其连接之后，将如此获得的长条形状的结构在其纵向上进行伸长，这种伸长率大于金属片材的弹性伸长率并小于纤维增强的聚合物层的断裂伸长率，和其中将如此获得的结构形成为三维型材。
10.权利要求8或9的表层面板，其特征在于借助轧制机，通过加压这一结构，在结构上强加伸长。
11.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于第二纤维增强的聚合物层包括压缩时弹性模量与张紧时弹性模量之比小于0.8的纤维。
12.权利要求11的表层面板，其特征在于压缩时弹性模量与张紧时弹性模量之比小于0.6。
13.权利要求11的表层面板，其特征在于压缩时弹性模量与张紧时弹性模量之比小于0.4。
14.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于通过具有最多45体积％的降低的纤维体积含量的至少一层纤维增强的聚合物层将至少一个加固元件与层压体相连。
15.权利要求14的表层面板，其特征在于具有降低的纤维体积含量的纤维增强的聚合物层中纤维的体积含量为最多39体积％。
16.权利要求14的表层面板，其特征在于具有降低的纤维体积含量的纤维增强的聚合物层中纤维的体积含量为最多34体积％。
17.权利要求14的表层面板，其特征在于具有降低的纤维体积含量的纤维增强的聚合物层中纤维的体积含量为最多30体积％。
18.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于通过具有聚合物纤维网络形式的载体的至少一层聚合物粘合剂层将至少一个加固元件连接到层压体上。
19.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于第一纤维增强的聚合物层基本上包括平行地延伸的两组连续纤维，其中该组中纤维的方向彼此基本上垂直延伸。
20.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于层压体包括厚度为0.6-0.8mm，包括端值在内，的第一金属片材。
21.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于至少一部分金属片材中的金属包括铝-锂合金。
22.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于至少一部分金属片材中的金属选自铝-锌和铝-铜合金。
23.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于至少一部分金属片材中的金属包括铝-镁-钪合金。
24.前述任何一项权利要求的表层面板，其特征在于第一纤维增强的聚合物层包括选自芳族聚酰胺(aramid)、碳、硼、聚(对亚苯基-2，6-苯并二噁唑)(PBO)和/或M5纤维中的纤维。
25.飞行器或宇宙飞船，其特征在于其机身包括权利要求1-24任何一项的表层片材。
26.权利要求25的飞行器或宇宙飞船，其特征在于施加表层片材，以便第一纤维增强的聚合物层中的纤维基本上在机身的四周方向上延伸，和第二纤维增强的聚合物层中的纤维基本上在机身纵向上延伸。
27.权利要求25或26的飞行器或宇宙飞船，其特征在于机身包括在机身的纵向上延伸的加固元件的框架，和在机身的四周方向上延伸的加固元件。
28.权利要求25-27任何一项的飞行器或宇宙飞船，其特征在于加固元件为长条形状。
29.权利要求25-28任何一项的飞行器或宇宙飞船，其特征在于在纵向上延伸的加固元件具有三维外形，和在四周方向上延伸的加固元件为长条形状。
CN200780038347.3A 2006-09-12 2007-08-24 飞行器机身的表层面板 Pending CN101522518A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
NL2000232 2006-09-12
NL2000232A NL2000232C2 (nl) 2006-09-12 2006-09-12 Huidpaneel voor een vliegtuigromp.

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN101522518A true CN101522518A (zh) 2009-09-02

Family

ID=37891731

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200780038347.3A Pending CN101522518A (zh) 2006-09-12 2007-08-24 飞行器机身的表层面板

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20100133380A1 (zh)
EP (1) EP2061697A1 (zh)
CN (1) CN101522518A (zh)
BR (1) BRPI0716761A2 (zh)
NL (1) NL2000232C2 (zh)
WO (1) WO2008033017A1 (zh)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102795351A (zh) * 2011-05-20 2012-11-28 罗尔股份有限公司 用于防止航空器推进系统部件的破裂和分层的制止件
CN102963075A (zh) * 2012-11-28 2013-03-13 常熟市东涛金属复合材料有限公司 一种耐热复合金属材料
CN103338925A (zh) * 2010-11-29 2013-10-02 Gtm先进产品有限公司 改进的纤维金属层压板
CN103373011A (zh) * 2012-04-19 2013-10-30 波音公司 具有纵向变化几何形状的纤维的复合制品
CN105419325A (zh) * 2014-08-21 2016-03-23 黑龙江鑫达企业集团有限公司 一种高强度、耐高温聚酰亚胺复合材料的制备
CN106536186A (zh) * 2014-05-26 2017-03-22 Gtm先进产品有限公司 金属片材和结合到金属片材的粘合剂层的层压材料
CN111791552A (zh) * 2019-04-08 2020-10-20 波音公司 层压金属结构及其制造方法
CN113994058A (zh) * 2019-06-21 2022-01-28 Sabic环球技术有限责任公司 纤维增强的型压件
CN114247884A (zh) * 2020-09-22 2022-03-29 苹果公司 金属部件的表面处理

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7837147B2 (en) 2005-03-18 2010-11-23 The Boeing Company Systems and methods for reducing noise in aircraft fuselages and other structures
DE102006026170B4 (de) * 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026168A1 (de) 2006-06-06 2008-01-31 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026169B4 (de) * 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
NL2000100C2 (nl) 2006-06-13 2007-12-14 Gtm Consulting B V Laminaat uit metaalplaten en kunststof.
DE102006051989B4 (de) * 2006-11-03 2010-09-30 Airbus Deutschland Gmbh Versteifte Beplankung für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einem Laminat-Stringer hoher Steifigkeit
US9511571B2 (en) 2007-01-23 2016-12-06 The Boeing Company Composite laminate having a damping interlayer and method of making the same
ES2352941B1 (es) * 2008-05-16 2012-01-25 Airbus Operations, S.L. Estructura integrada de aeronave en material compuesto
DE102008042782A1 (de) * 2008-10-13 2010-04-29 Airbus Deutschland Gmbh Strukturelement zur Verstärkung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs
NL2002289C2 (en) * 2008-12-04 2010-06-07 Gtm Holding B V Sandwich panel, support member for use in a sandwich panel and aircraft provided with such a sandwich panel.
DE102009009491A1 (de) * 2009-02-18 2010-09-09 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Schalenkörpers
US8425710B2 (en) 2009-03-13 2013-04-23 The Boeing Company Automated placement of vibration damping materials
JP5592672B2 (ja) * 2009-03-27 2014-09-17 ホンダ・パテンツ・アンド・テクノロジーズ・ノース・アメリカ・エルエルシー 航空機用スキッドレール及びその製造方法
ES2382765B1 (es) * 2009-06-29 2013-05-03 Airbus Operations, S.L. Diseño de cuadernas de aeronave
JP5808111B2 (ja) * 2011-02-04 2015-11-10 三菱重工業株式会社 航空機用複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体
CA2842477C (en) * 2011-08-17 2017-09-12 B/E Aerospace, Inc High-strength aircraft interior panel with embedded insert
FR2983772B1 (fr) * 2011-12-13 2014-01-10 Airbus Operations Sas Paroi en materiau composite renforcee de maniere a limiter la propagation d'une crique selon une direction
US9120276B2 (en) * 2012-07-25 2015-09-01 The Boeing Company Laminated composite bending and stiffening members with reinforcement by inter-laminar metal sheets
FR3000018B1 (fr) * 2012-12-21 2016-12-09 Airbus Operations Sas Raidisseur de fuselage d'aeronef, son procede de fabrication, et fuselage d'aeronef equipe d'un tel raidisseur
FR3001199B1 (fr) * 2013-01-23 2016-07-15 Snecma Capot de moteur incorporant un circuit de ventilation d'equipement
US9253823B2 (en) 2013-02-10 2016-02-02 The Boeing Company Metal matrix composite used as a heating element
CN104210176A (zh) * 2013-05-31 2014-12-17 周奇迪 防爆车辆用防爆板及防爆车辆
EP2962840A1 (en) * 2014-06-30 2016-01-06 Airbus Operations, S.L. A leading edge for an aircraft lifting surface and manufacturing method thereof
CN104191731B (zh) * 2014-09-06 2017-12-15 宁波甬凌新材料科技有限公司 一种高硬度耐热复合金属材料及其成型方法
US9919791B2 (en) * 2015-04-15 2018-03-20 Gulfstream Aerospace Corporation Stiffening structures, wing structures, and methods for manufacturing stiffening structures
US10053203B2 (en) * 2015-10-13 2018-08-21 The Boeing Company Composite stiffener with integral conductive element
EP3178638A1 (de) * 2015-12-11 2017-06-14 Voestalpine Stahl GmbH Verfahren zur herstellung eines halbzeugs oder bauteils aus metall und faserverbund
GB2545655A (en) * 2015-12-18 2017-06-28 Airbus Operations Ltd A structure formed from composite material
US10220935B2 (en) * 2016-09-13 2019-03-05 The Boeing Company Open-channel stiffener
GB2581951B (en) * 2019-01-17 2022-11-30 Rayne Damian An aircraft
CN111347736B (zh) * 2020-03-13 2022-01-18 西安泰利达新材料科技有限公司 一种具有夹层芯材的复合金属结构及其制备方法

Family Cites Families (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2466735A (en) * 1946-10-23 1949-04-12 Shellmar Products Corp Heat-sealing device
US3580795A (en) * 1966-10-05 1971-05-25 John E Eichenlaub Apparatus for welding heat sealable sheet material
GB1539180A (en) * 1974-12-09 1979-01-31 Lilly Industries Ltd 1-cyclopentene-1-propanoic acid derivatives
US4197360A (en) * 1978-05-01 1980-04-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Multilayer laminate of improved resistance to fatigue cracking
DE2967605D1 (en) * 1979-04-16 1986-08-07 Grumman Aerospace Corp Method of fastening a composite sub-structure and structural assembly
NL8100087A (nl) * 1981-01-09 1982-08-02 Tech Hogeschool Delft Afdeling Laminaat uit metalen platen en daarmede verbonden draden.
NL8100088A (nl) * 1981-01-09 1982-08-02 Tech Hogeschool Delft Afdeling Laminaat uit metalen platen en daarmede verbonden draden, alsmede werkwijzen ter vervaardiging daarvan.
DE3148198A1 (de) * 1981-12-05 1983-06-09 Brown, Boveri & Cie Ag, 6800 Mannheim "hochtemperaturschutzschicht"
US4502092A (en) * 1982-09-30 1985-02-26 The Boeing Company Integral lightning protection system for composite aircraft skins
US4543140A (en) * 1984-07-09 1985-09-24 Price John G Steam sack vulcanizing method
US4792374B1 (en) * 1987-04-03 1995-02-14 Fischer Ag Georg Apparatus for fusion joining plastic pipe
EP0312150B1 (en) * 1987-10-14 1992-12-02 Structural Laminates Company Laminate of metal sheets and continuous filaments-reinforced thermoplastic synthetic material, as well as a process for the manufacture of such a laminate
ES2022602B3 (es) * 1987-10-14 1991-12-01 Akzo Nv Laminado de hojas metalicas y material sintetico reforzado por filamentos de vidrio continuos.
EP0322947B1 (en) * 1987-12-31 1992-07-15 Structural Laminates Company Composite laminate of metal sheets and continuous filaments-reinforced synthetic layers
GB2237239B (en) * 1989-10-27 1993-09-01 Reifenhaeuser Masch A process for the production of a ribbon of synthetic thermoplastic material in sheet form
US5160771A (en) * 1990-09-27 1992-11-03 Structural Laminates Company Joining metal-polymer-metal laminate sections
US5284996A (en) * 1992-02-28 1994-02-08 Mcdonnell Douglas Corporation Waste gas storage
US5429326A (en) * 1992-07-09 1995-07-04 Structural Laminates Company Spliced laminate for aircraft fuselage
US5429879A (en) * 1993-06-18 1995-07-04 The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy Laminated metal composite formed from low flow stress layers and high flow stress layers using flow constraining elements and making same
US5547735A (en) * 1994-10-26 1996-08-20 Structural Laminates Company Impact resistant laminate
US5814175A (en) * 1995-06-07 1998-09-29 Edlon Inc. Welded thermoplastic polymer article and a method and apparatus for making same
US5866272A (en) * 1996-01-11 1999-02-02 The Boeing Company Titanium-polymer hybrid laminates
ES2186184T3 (es) * 1997-05-28 2003-05-01 Structural Laminates Co Procedimiento para realizar un laminado y laminado obtenido mediante dicho procedimiento.
DE10015614B4 (de) * 2000-03-29 2009-02-19 Ceramtec Ag Gesinterter Formkörper mit poröser Schicht auf der Oberfläche sowie Verfahren zu seiner Herstellung und seine Verwendungen
JP4526698B2 (ja) * 2000-12-22 2010-08-18 富士重工業株式会社 複合材成形品及びその製造方法
US6648273B2 (en) * 2001-10-30 2003-11-18 The Boeing Company Light weight and high strength fuselage
EP1336469A1 (en) * 2002-02-19 2003-08-20 Alenia Aeronautica S.P.A. Methods of manufacturing a stiffening element for an aircraft skin panel and a skin panel provided with the stiffening element
US7192501B2 (en) * 2002-10-29 2007-03-20 The Boeing Company Method for improving crack resistance in fiber-metal-laminate structures
EP1495858B1 (de) * 2003-07-08 2019-08-07 Airbus Operations GmbH Leichtbaustruktur aus metallischen schichtwerkstoffen
NL1024076C2 (nl) * 2003-08-08 2005-02-10 Stork Fokker Aesp Bv Werkwijze voor het vormen van een laminaat met een uitsparing.
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
NL1030029C2 (nl) * 2005-09-26 2007-03-27 Gtm Consulting B V Werkwijze en inrichting voor het verlijmen van componenten tot een samengesteld vormdeel.
NL1030066C2 (nl) * 2005-09-29 2007-03-30 Gtm Consulting B V Werkwijze voor het vervaardigen van een vormdeel uit een samengesteld materiaal.
US20070175583A1 (en) * 2006-01-31 2007-08-02 Mosallam Ayman S Technique for prestressing composite members and related apparatuses
DE102007019716A1 (de) * 2007-04-26 2008-10-30 Airbus Deutschland Gmbh Faser-Metall-Laminat-Panel
US20090211697A1 (en) * 2007-05-15 2009-08-27 Heinimann Markus B Reinforced hybrid structures and methods thereof

Cited By (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103338925A (zh) * 2010-11-29 2013-10-02 Gtm先进产品有限公司 改进的纤维金属层压板
CN103338925B (zh) * 2010-11-29 2015-08-05 Gtm先进产品有限公司 改进的纤维金属层压板
CN102795351B (zh) * 2011-05-20 2016-12-14 罗尔股份有限公司 用于防止航空器推进系统部件的破裂和分层的制止件
CN102795351A (zh) * 2011-05-20 2012-11-28 罗尔股份有限公司 用于防止航空器推进系统部件的破裂和分层的制止件
CN103373011A (zh) * 2012-04-19 2013-10-30 波音公司 具有纵向变化几何形状的纤维的复合制品
CN105965906B (zh) * 2012-04-19 2018-10-26 波音公司 具有纵向变化几何形状的纤维的复合制品
CN103373011B (zh) * 2012-04-19 2016-05-11 波音公司 具有纵向变化几何形状的纤维的复合制品
CN105965906A (zh) * 2012-04-19 2016-09-28 波音公司 具有纵向变化几何形状的纤维的复合制品
CN102963075A (zh) * 2012-11-28 2013-03-13 常熟市东涛金属复合材料有限公司 一种耐热复合金属材料
CN106536186A (zh) * 2014-05-26 2017-03-22 Gtm先进产品有限公司 金属片材和结合到金属片材的粘合剂层的层压材料
CN105419325A (zh) * 2014-08-21 2016-03-23 黑龙江鑫达企业集团有限公司 一种高强度、耐高温聚酰亚胺复合材料的制备
CN111791552A (zh) * 2019-04-08 2020-10-20 波音公司 层压金属结构及其制造方法
US11820100B2 (en) 2019-04-08 2023-11-21 The Boeing Company Laminated metallic structures
CN111791552B (zh) * 2019-04-08 2024-03-12 波音公司 层压金属结构及其制造方法
CN113994058A (zh) * 2019-06-21 2022-01-28 Sabic环球技术有限责任公司 纤维增强的型压件
CN114247884A (zh) * 2020-09-22 2022-03-29 苹果公司 金属部件的表面处理
US11985781B2 (en) 2020-09-23 2024-05-14 Apple Inc. Surface treatment for metallic components

Also Published As

Publication number Publication date
NL2000232C2 (nl) 2008-03-13
US20100133380A1 (en) 2010-06-03
BRPI0716761A2 (pt) 2013-09-17
EP2061697A1 (en) 2009-05-27
WO2008033017A1 (en) 2008-03-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101522518A (zh) 飞行器机身的表层面板
EP2026962B1 (en) Laminate of metal sheets and polymer
EP2646242B1 (en) Metal sheet - fiber reinforced composite laminate
US8888169B2 (en) Motor vehicle structure, and method of making a motor vehicle structure
CA2413184C (en) Energy absorbent laminate
CA2601827C (en) Composite skin and stringer structure and method for forming the same
EP2671779A1 (en) Vehicle skeleton member
US20140284856A1 (en) Light weight composite leaf spring and method of making
US11878642B2 (en) Vehicle back beam and vehicle including same
NZ548594A (en) High impact strength, elastic, composite, fibre, metal laminate
CN106314545B (zh) 用于车辆的纤维增强塑料构件及其制造方法和相关车辆
CN103930266A (zh) 改进的纤维金属层压板
US11161322B2 (en) Reinforced composite material and article including same
KR20160133605A (ko) 자동차 부품용 보강재 및 이를 포함하는 자동차 부품
WO2007061304A1 (en) Laminate of metal sheets and polymer
CA2547090A1 (en) Sandwich panel and a method of producing a sandwich panel
RU2185964C1 (ru) Слоистый композиционный материал и изделие, выполненное из него
US20120312951A1 (en) Air Freight Pallet
CN112429193A (zh) 用于实心层压加强板的层片堆叠
CN211942349U (zh) 三明治结构复合板材
US20170165904A1 (en) Composite steel
KR102239093B1 (ko) 보강 복합재 및 이를 포함하는 물품
US20240190103A1 (en) Sheet-type fiber-reinforced composite having heterogeneous properties and mehtod for manufacturing the same
JP2020203668A (ja) 複合ストリンガ及び複合ストリンガを形成するための方法
WO2024191510A2 (en) Continuous carbon fiber composite segmented laminated articles and methods to form them

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Open date: 20090902