CN103003146A - 制造中心翼盒的方法 - Google Patents

制造中心翼盒的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN103003146A
CN103003146A CN2011800345177A CN201180034517A CN103003146A CN 103003146 A CN103003146 A CN 103003146A CN 2011800345177 A CN2011800345177 A CN 2011800345177A CN 201180034517 A CN201180034517 A CN 201180034517A CN 103003146 A CN103003146 A CN 103003146A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing box
core
spar
axis
center
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.)
Granted
Application number
CN2011800345177A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103003146B (zh
Inventor
菲利普·布洛
热罗姆·科尔芒格罗
德尼·苏拉
朱利安·吉耶莫
托马·勒埃泰
多米尼克·吉塔尔
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.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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 Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CN103003146A publication Critical patent/CN103003146A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103003146B publication Critical patent/CN103003146B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/32—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core on a rotating mould, former or core
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • B29C70/446—Moulding structures having an axis of symmetry or at least one channel, e.g. tubular structures, frames
    • 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
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3082—Fuselages
    • 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
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Civil Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

本发明涉及中心翼盒的制造方法，所述中心翼盒包括上面板(32)、下面板(34)、前翼梁(36)和后翼梁(38)，大致平行于Y轴的所述翼梁(36，38)的上边缘通过所述上面板(32)连接，大致平行于Y轴的所述翼梁(36，38)的下边缘通过所述下面板(34)连接，其中所述方法包括由复合材料一体制造至少一个面板和至少一个翼梁。

Description

制造中心翼盒的方法
技术领域
本发明涉及一种制造中心翼盒的方法。
背景技术
如图1所示，飞行器的结构包括两个子组件，一个是机身10，另一个是机翼12，两者通过被称为中心翼盒的盒形结构14连接。
如图2所示，中心翼盒14一方面包括两个面板，即上面板16和下面板18，另一方面包括最少两个翼梁，即前翼梁20和后翼梁22。
通过一种已知的方式，这四个元件分别制成并随后利用如图2、3A和3B示出的中间零件24(例如角材)以及/或者通过图3B和3C示出的在边缘法兰型面板或翼梁处的轻型延长件26彼此连接。
在所有情况下，有必要对每个翼梁提供至少两个连接件，即，至少四个连接件用于中心翼盒14。
对于金属零件来说，每个连接件都需要待组装的两个元件的定位阶段、预组装阶段(例如通过销连接)、钻孔/打孔阶段、清除碎屑阶段以及铆接数排用于固定的阶段。
这些操作费时且对翼盒的成本有显著影响。
对于由复合材料制成的面板和翼梁来说，制造方法包括与金属元件相同的步骤，但由于薄片剥落的风险，钻孔阶段时间更长且更加困难。
根据另一个与复合材料相关的问题，待组装零件之间的间隙应小于3/10mm以获得零件之间的接触，使得它们没有残余弯曲应力地组装。这种应力需要对待组装零件的制造方法的精确控制，尤其是接触表面的区域。
然而，经常需要提供额外的步骤在两个待组装零件之间置入楔形树脂，以处于接触公差以内。
这种操作是费时的，因为在树脂沉积后零件必须被暂时组装以校准树脂的厚度，然后拆卸用以干燥树脂。最后的组装在树脂干燥之后才进行。
根据另一点，在待组装零件的边缘，通过铆接来组装生成了需要额外厚度的大量局部应力。对于复合材料来说，这些额外的厚度更加明显，因为纤维加强件的定向必须是最优的。当然，这些额外的厚度增加了有效载荷。
发明内容
因此，本发明提出一种由复合材料制成的翼盒的制造方法来克服现有技术中的缺陷，所述方法使减少制造时间成为可能。
根据另一目的，本发明涉及限制与中心翼盒的外表面相关的缺陷。
为此，本发明涉及制造中心翼盒的方法，所述中心翼盒具有上面板、下面板、前翼梁和后翼梁，所述翼梁的上边缘大致平行于Y轴，并通过所述上面板连接，所述翼梁的下边缘大致平行于Y轴，并通过所述下面板连接，其中，所述方法包括由复合材料一体制造至少一个面板和至少一个翼梁。
附图说明
本发明的其他特征和优点将通过如下仅通过实例给出的描述变得清楚，附图中：
图1示出了飞行器的中心剖面的透视图；
图2示出了根据现有技术的中心翼盒的透视图；
图3A至3C是根据现有技术用于组装的不同实施方式的简图；
图4示出了根据本发明一种实施方式的一部分中心翼盒外部的透视图；
图5示出了根据图4的部分中心翼盒的内部的透视图；
图6示出了根据本发明另一种实施方式的中心翼盒的前视图；
图7示出了根据图6的中心翼盒中面板和翼梁的连接区域的详细透视图；
图8示出了本发明的中心翼盒的另一种实施方式的透视图；
图9示出了用于根据图8所示实施方式的中心翼盒的加强筋的透视图；
图10是图9中加强筋的截面图；
图11示出了用于根据图8所示实施方式的中心翼盒的斜角加强筋的截面图；
图12示出了确保纤维加强件在芯模上的布置以获得根据本发明的中心翼盒的装置的透视图；
图13示出了用于制造根据本发明的中心翼盒的芯模的截面图；
图14示出了在芯模上定位防漏套的装置的侧面图；
图15示出了在压制纤维加强件之前中心翼盒的面板和翼梁的连接区域的截面图；
图16示出了在压制之后图15的拐角的截面图；
图17示出了在压制纤维加强件之前中心翼盒的面板和翼梁的连接区域内纤维加强件的布置的截面图；
图18示出了在压制纤维加强件之后中心翼盒的面板和翼梁的连接区域内纤维加强件的布置的截面图。
具体实施方式
在下文中，纵轴(也被称为X轴)被认为是对应从飞行器的前翼尖延伸至机身末端的轴线。横向平面对应垂直于纵轴的平面，包括Y轴(当飞行器在地面上时为水平)和Z轴(当飞行器在地面上时为竖直)。
如图8所示，中心翼盒30包括上面板32、下面板34、前翼梁36和后翼梁38。翼梁36和38基本上是平面的并且大致布置在横向平面内。这些翼梁被间隔开且它们的大致平行于Y轴的上边缘由上面板32连接，而它们的大致平行于Y轴的下边缘由下面板34连接。
面板32和34通常不是平面的而是稍微凸出的。
翼盒的轴线对应Y轴。翼梁或面板的内表面对应所述面板或所述翼梁朝向另一面板或翼梁的表面，外表面是与内表面相对的表面。
面板和翼梁不以相同的方式受载。因而，面板32和34承受沿Y轴的压缩力和张力以及在XZ平面内的挠曲力。
为了吸收这些载荷，面板32、34在其内表面区域内包括平行于Y轴的加强筋40。
翼梁承受沿Y轴的压缩力和张力以及在XZ平面内一方向上的剪切力。
有利地，在翼梁36、38的内表面区域内包括平行于Y轴的加强筋42。
根据本发明，中心翼盒30包括由复合材料一体制成的至少一个面板和至少一个翼梁。
根据图4和图5示出的实施方式，中心翼盒30包括两个子组件，每个都具有由复合材料一体制成的面板和翼梁，所述两个子组件通过两个接口彼此连接。因此，第一子组件的翼梁通过一个接口连接至第二子组件的面板，而第二子组件的翼梁通过一个接口连接至第一子组件的面板。根据情况而定，接口可以为单独元件的形式，例如角材，或者可采用并入翼梁或面板中的元件形式，例如边缘法兰。
根据一种操作模式，所述两个子组件由置入模具的干燥的预成型件来获得，液态树脂被注入模具中并整体至少部分聚合。根据第一种实施方式，两个子组件彼此独立地完全聚合，然后如同现有技术一样用相同的接口组装。根据另一种实施方式，两个子组件部分聚合，然后在完全聚合前的半成品状态下组装。这种组件能够在带有补充的纤维加强件的芯模上加工，如后面将要详细描述的。
因此，根据本发明，每个翼梁都包括至多一个接口。考虑到待组装零件数量的减少，这一方案可减少组装时间。
根据该实施方式，加强筋42能够设置在翼梁的外表面上。
根据图6和8所示的优选实施方式，中心翼盒30被一体制成。
这种方案的优点在于消除了所有的接口，因而进一步减少了组装时间，因为翼梁不包括任何接口。
根据另一方面，这种方案还具有优点：通过不包括用于在边缘法兰情况下确保两个元件之间连接的任何重叠区域(如图7所示)，或者不提供用于在固定装置例如铆钉情况下需要吸收局部应力的任何额外厚度区域，减少了有效载荷。
根据本发明的一个特点，通过在芯模46上围绕Y轴(对应翼盒的轴线)卷绕至少一个纤维加强件44来获得中心翼盒30。
所述卷绕来自于芯模46和用于沉积所述纤维加强件44的装置之间围绕Y轴的相对旋转运动。根据情况而定，芯模能够围绕Y轴枢转并且/或者沉积装置能够围绕Y轴枢转。
“纤维加强件”被理解为是指至少一个纤维、一个纤维组件或者一个或数个纤维迷你板(厚度小于15mm)。
举例来说，在芯模上的沉积操作过程中，数个(例如多达32个)纤维加强件同时沉积。由于这些纤维加强件彼此独立，可将它们沉积在具有双曲率半径的表面上。
“卷绕”被理解为是指纤维加强件44沿相割于Y轴的平面内的一方向延伸过至少一个翼梁和一个面板。
中心翼盒的制造可来自于纤维板的沉积和/或纤维加强件沿Y轴的沉积以及纤维加强件44围绕Y轴的卷绕。
根据情况而定，板和纤维加强件可被干燥或预浸渍。
为了确保力被吸收，对于面板而言，纤维加强件多半平行于Y轴定向。对于翼梁来说，它们在某种程度上平行于Y轴定向并且在某种程度上按+/-45°定向，以承受剪切应力。
沿与Y轴相割的平面内的一方向提供纤维加强件确保了面板和翼梁的内聚力。
在面板区域内沿Y轴方向的某些层片在翼梁区域可由具有其它方向的层片中断和替换。
然而，具有在与Y轴相割的平面内方向的加强件主要是连续的，以确保中心翼盒的阻力和内聚力。
对于纤维元件的制造和沉积，可使用机器来尤其沿Y轴沉积条带，并且/或者使用机器47(图12中可见)来沉积纤维，尤其是在相割于Y轴的平面内的方向上围绕芯模例如以90°和+/-45°卷绕纤维。
作为一种实施方式，可使用机器来尤其在Y方向上沉积重型纤维，并且可使用机器来沉积轻型纤维，尤其是在相割于Y轴的平面内的方向上围绕芯模例如以90°和+/-45°卷绕纤维。
芯模46的形状用于构造中心翼盒的内表面。
根据图9至11示出的实施方式，加强筋40和42由具有U形截面的板型48制成，具有两个臂和能够平贴面板或翼梁的内表面放置的底部。所述板型以这样的方式彼此连接，使得两个相邻板型的两个连接的臂形成加强筋。
靠近面板和翼梁的连接区域的加强筋能够由板型50获得，如图11所示，其包括通过L形底部54连接的两个臂52。
被称为钉头的元件可被放置在两个板型48，50连接时出现的间隙处。
图10和11示出了在每一侧具有半钉头55的加强筋。
当中心翼盒包括平行于Y轴的加强筋40和42时，芯模46有利地包括数个零件、主芯模56和下面被称为可移除芯模58的可移除零件，如图13所示。可移除芯模通过任何适当的装置(例如固定键60)固定在主芯模上。
根据一种操作模式，如果加强筋和面板或翼梁之间(例如通过焊接或胶合)的连接是受控的，那么板型能够由具有热塑性基体的复合材料获得。
根据另一种操作模式，板型48、50可由预浸渍纤维材料制得并覆盖可移除的芯模58。有利地，板型48、50部分聚合，以限制所述板型48、50的后续的尺寸变化。
然后，其上设置有板型48、50的可移除的芯模58连接到主芯模56。最后，形成面板和加强筋的纤维加强件覆盖并直接卷绕在加强筋48、50上。
在纤维元件沉积之后，组件由排水系统和也被称为囊状物62的防漏套覆盖。
有利地，主芯模56是防漏的且长度大于中心翼盒的长度，主芯模在中心翼盒的每一侧上延伸，以在每侧上提供与囊状物62接触的表面。这种布置使其可能减少泄露以及因此在聚合后带有缺陷材料的风险。
根据第一种实施方式，板型、翼梁和面板由预浸渍的纤维元件制成。
根据另一种实施方式，它们由干燥的纤维元件制成。在这种情况下，树脂被注入或引入由防漏的主芯模56和囊状物62限定的空间内。
囊状物62能够借助于沉积头64连接，如图14所示，这样能够将囊状物62卷绕到包括主芯模、可移除芯模、加强筋、面板和翼梁的组件上。
最后，该组件经受一个聚合周期用以确保中心翼盒的固化。
这种操作模式能够获得中心翼盒的内表面上的非常良好的几何结构，该几何结构便于操作连接在所述内表面区域内的各元件例如连接杆等的组装。
根据一种实施方式，芯模56和58是金属的或者由类似的材料制成，从而在聚合后芯模56和58的热收缩有助于脱模。
在外表面区域内提供有可能的额外厚度，使得芯模是平滑的且有助于脱模。
有利地，在形成中心翼盒的元件和囊状物62之间设置有平滑板，以确保高效的压制。
根据本发明的另一特点，至少一个平滑板包括至少两个由活接接头连接的零件，以允许所述两个零件之间沿平行于Y轴的旋转轴线的相对旋转运动。这种配置可在连接面板和翼梁的曲率半径区域内施加恒定压力。
这种活接接头可以是铰链或者可由活接接头区域内的平滑板材料的柔性来形成。
在连接面板和翼梁的至少一个曲率半径区域内，芯模46包括在至少一个曲率半径区域内扩张的装置66，从而在构成中心翼盒的纤维加强件的压制过程中增加所述芯模的周长。
图15示出了在压制纤维加强件之前面板和翼梁的连接区域内的纤维加强件的一部分预成型件。
图16示出了压制后的同一部分，芯模46在曲率半径区域内被扩张。这种布置可限制压制期间可能影响曲率半径区域内翼盒机械特性的波动的出现。
根据一种实施方式，芯模的扩张装置66可呈现为置于芯模和纤维加强件之间的可充气的囊状物形式。然而，可设想其他方案来获得曲率半径区域内芯模的扩张。
根据本发明的另一特点，相对于Y轴以90°设置的纤维加强件44在面板和翼梁的连接区域附近被切断。在纤维加强件不能扩张的范围内，这种布置可避免对芯模的膨胀或扩张的阻碍。
有利地，在所述纤维加强件的定位期间，设置在切口70的每一侧上的纤维加强件部分68、68′是叠加的，如图17所示。叠加长度被调整为使得在压制、芯模的扩张以及曲率半径的变形之后，所述部分68、68′再次以容许的间隔端对端地定位，如图18所示。
在曲率半径区域内，一个层片上的叠加与另一个层片上的叠加是偏移的，从而分配切口70以避免中心翼盒结构中的局部衰减，如图17和18所示。

Claims (10)

1.一种中心翼盒的制造方法，所述中心翼盒包括上面板(32)、下面板(34)、前翼梁(36)和后翼梁(38)，大致平行于Y轴的所述翼梁(36，38)的上边缘通过所述上面板(32)连接，大致平行于Y轴的所述翼梁(36，38)的下边缘通过所述下面板(34)连接，其特征在于，所述方法包括由复合材料一体制造至少一个面板和至少一个翼梁。
2.根据权利要求1所述的中心翼盒的制造方法，其特征在于，两个面板和两个翼梁一体地制成。
3.根据权利要求1或2所述的中心翼盒的制造方法，其特征在于，通过围绕Y轴在芯模(46)上卷绕至少一个纤维加强件(44)来制造。
4.根据权利要求3所述的中心翼盒的制造方法，其特征在于，所述中心翼盒在内表面区域内具有平行于Y轴的加强筋，所述方法包括在被称为可移除芯模的芯模(58)上沉积纤维加强件，以获得用于每个可移除芯模的U形板型，通过将两个相邻U形板型的两个臂形成加强筋的方式连接所述U形板型，来将所述可移除芯模(58)结合至主芯模(56)上，然后围绕Y轴卷绕至少一个纤维加强件(44)。
5.根据权利要求3或4所述的中心翼盒的制造方法，其特征在于，所述芯模(46)或主芯模(56)是防漏的，并且在中心翼盒的每一侧延伸以在每一侧上提供与防漏空间(62)接触的表面，所述防漏空间(62)可与所述芯模或主芯模形成密封空间。
6.根据权利要求5所述的中心翼盒的制造方法，其特征在于，所述方法包括在形成中心翼盒的纤维元件和囊状物(62)之间放置至少一个平滑板，所述平滑板包括至少两个通过活接接头连接的零件，以允许所述两个零件之间沿平行于Y轴的旋转轴线的相对旋转运动。
7.根据权利要求3至6中任一所述的中心翼盒的制造方法，其特征在于，所述芯模(46)包括在至少一个曲率半径区域内扩张的装置(66)，从而在构成中心翼盒的所述纤维加强件的压制过程中增加所述芯模的周长。
8.根据权利要求3至7中任一所述的中心翼盒的制造方法，其特征在于，相对于Y轴以90°设置的所述纤维加强件(44)在面板和翼梁的连接区域附近被切断。
9.根据权利要求8所述的中心翼盒的制造方法，其特征在于，在所述纤维加强件的定位期间，设置在切口(70)的每一侧上的纤维加强件部分(68、68′)是叠加的，叠加长度被调整为使得在压制之后，所述部分(68、68′)再次端对端地定位。
10.根据权利要求9所述的中心翼盒的制造方法，其特征在于，在曲率半径区域内，一个层片上的叠加与另一个层片上的叠加是偏移的，从而分配所述切口(70)。
CN201180034517.7A 2010-07-09 2011-06-24 制造中心翼盒的方法 Active CN103003146B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1055615A FR2962409B1 (fr) 2010-07-09 2010-07-09 Procede de realisation d'un caisson central de voilure
FR1055615 2010-07-09
PCT/FR2011/051467 WO2012004490A1 (fr) 2010-07-09 2011-06-24 Procede de realisation d'un caisson central de voilure

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103003146A true CN103003146A (zh) 2013-03-27
CN103003146B CN103003146B (zh) 2016-08-24

Family

ID=43589409

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201180034517.7A Active CN103003146B (zh) 2010-07-09 2011-06-24 制造中心翼盒的方法

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9114582B2 (zh)
EP (1) EP2590856B1 (zh)
JP (1) JP5939488B2 (zh)
CN (1) CN103003146B (zh)
CA (1) CA2803974C (zh)
ES (1) ES2585631T3 (zh)
FR (1) FR2962409B1 (zh)
WO (1) WO2012004490A1 (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103249542A (zh) * 2010-07-13 2013-08-14 里尔喷射机公司 复合结构及其形成方法
CN103625633A (zh) * 2013-08-23 2014-03-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种复合材料翼面翼盒主承力支柱
CN104724278A (zh) * 2013-12-20 2015-06-24 空中客车运营简化股份公司 制造中央翼盒的方法
CN112537435A (zh) * 2020-11-20 2021-03-23 上海复合材料科技有限公司 具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁及其制备方法

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2784499T3 (es) * 2014-10-08 2020-09-28 Salver S P A Procedimiento de ensamblaje de superficies de control de aeronaves
FR3030443B1 (fr) * 2014-12-18 2016-12-09 Airbus Operations Sas Procede de fabrication d'un caisson central de voilure integrant au moins un longeron intermediaire et caisson central de voilure ainsi obtenu
GB201508375D0 (en) * 2015-05-15 2015-07-01 Airbus Operations Ltd Method of forming composite structures
US10807280B2 (en) * 2015-06-22 2020-10-20 The Boeing Company Method of extracting a tooling mandrel from a composite laminate cavity
GB2550403A (en) * 2016-05-19 2017-11-22 Airbus Operations Ltd Aerofoil body with integral curved spar-cover
US10875625B2 (en) * 2017-08-23 2020-12-29 The Boeing Company Co-cured spar and stringer center wing box
RU2682697C1 (ru) * 2018-02-15 2019-03-20 Публичное акционерное общество (ПАО) "Туполев" Конструкция крепления консоли крыла к фюзеляжу
FR3078011A1 (fr) * 2018-02-22 2019-08-23 Airbus Operations Procede de fabrication d'un caisson central de voilure a partir de profiles realises par formage a pression elevee et a basse temperature et caisson central de voilure obtenu a partir de la mise en œuvre dudit procede
FR3089450A1 (fr) * 2018-12-11 2020-06-12 Airbus Operations (S.A.S.) Procédé de fabrication d’un caisson central de voilure d’aéronef comportant au moins un raidisseur présentant au moins un trou traversant et caisson central de voilure d’aéronef obtenu à partir dudit procédé
FR3106577A1 (fr) * 2020-01-29 2021-07-30 Airbus Operations Procédé de fabrication d’un caisson central de voilure d’aéronef en matériau composite
US20210237370A1 (en) * 2020-02-04 2021-08-05 The Boeing Company Composite Assembly with Integrally Formed Panels and Stiffeners
EP4095031A1 (en) * 2021-05-28 2022-11-30 Airbus Operations GmbH Method for manufacturing a structural component of a vehicle and structural component

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3607504A (en) * 1969-01-30 1971-09-21 Rohr Corp Method of fabricating a box beam
US5190773A (en) * 1991-11-18 1993-03-02 United Technologies Corporation Mold for fabricating composite articles having integrally bonded stiffening members
US6190484B1 (en) * 1999-02-19 2001-02-20 Kari Appa Monolithic composite wing manufacturing process
WO2008121005A1 (en) * 2007-03-29 2008-10-09 Falcomposite Limited Aircraft component manufacture and assembly
CN101466595A (zh) * 2006-06-13 2009-06-24 波音公司 复合机翼-机身接头

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2337007A (en) * 1938-06-30 1943-12-14 Vidal Corp Veneer structure
US3962394A (en) * 1975-06-02 1976-06-08 Trw Inc. Method for molding fiber reinforced composite tube
DE3606316A1 (de) * 1986-02-27 1987-09-03 Kernforschungsz Karlsruhe Verfahren und vorrichtung zur dekontamination des abgases des brennstoffkreislaufs eines fusionsreaktors von tritium und/oder deuterium in chemisch gebundener form enthaltenden abgas-bestandteilen
US5223067A (en) * 1990-02-28 1993-06-29 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Method of fabricating aircraft fuselage structure
FR2766407B1 (fr) * 1997-07-22 1999-10-15 Aerospatiale Procede de fabrication de pieces de grandes dimensions en materiau composite a matrice thermoplastique, telles que des troncons de fuselage d'aeronefs
US6513757B1 (en) * 1999-07-19 2003-02-04 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Wing of composite material and method of fabricating the same
US7824171B2 (en) * 2005-10-31 2010-11-02 The Boeing Company Corner-consolidating inflatable apparatus and method for manufacturing composite structures
US7459048B2 (en) * 2006-01-31 2008-12-02 The Boeing Company One-piece inner shell for full barrel composite fuselage
FR2915173B1 (fr) 2007-04-17 2009-10-23 Airbus Sa Sa Dispositif de fixation d'un organe de sustentation au fuselage d'un avion.

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3607504A (en) * 1969-01-30 1971-09-21 Rohr Corp Method of fabricating a box beam
US5190773A (en) * 1991-11-18 1993-03-02 United Technologies Corporation Mold for fabricating composite articles having integrally bonded stiffening members
US6190484B1 (en) * 1999-02-19 2001-02-20 Kari Appa Monolithic composite wing manufacturing process
CN101466595A (zh) * 2006-06-13 2009-06-24 波音公司 复合机翼-机身接头
WO2008121005A1 (en) * 2007-03-29 2008-10-09 Falcomposite Limited Aircraft component manufacture and assembly

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103249542A (zh) * 2010-07-13 2013-08-14 里尔喷射机公司 复合结构及其形成方法
CN103625633A (zh) * 2013-08-23 2014-03-12 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种复合材料翼面翼盒主承力支柱
CN104724278A (zh) * 2013-12-20 2015-06-24 空中客车运营简化股份公司 制造中央翼盒的方法
CN112537435A (zh) * 2020-11-20 2021-03-23 上海复合材料科技有限公司 具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁及其制备方法
CN112537435B (zh) * 2020-11-20 2023-03-17 上海复合材料科技有限公司 具有高精度曲面大长径比的复合材料翼梁及其制备方法

Also Published As

Publication number Publication date
JP2013530873A (ja) 2013-08-01
ES2585631T3 (es) 2016-10-07
FR2962409B1 (fr) 2012-09-21
US20130206324A1 (en) 2013-08-15
EP2590856B1 (fr) 2016-05-25
FR2962409A1 (fr) 2012-01-13
JP5939488B2 (ja) 2016-06-22
WO2012004490A1 (fr) 2012-01-12
CA2803974C (fr) 2018-05-22
US9114582B2 (en) 2015-08-25
CN103003146B (zh) 2016-08-24
EP2590856A1 (fr) 2013-05-15
CA2803974A1 (fr) 2012-01-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103003146A (zh) 制造中心翼盒的方法
CN106662070B (zh) 用于风力涡轮机叶片的叶尖系统
EP3475068B1 (en) Manufacture of a wind turbine blade
EP2318197B1 (en) A method of manufacturing a spar for a wind turbine from elements having geometrically well-defined joint surface portions, and the related spar
US9187167B2 (en) Method for joining two fuselage sections by creating a transverse butt joint as well as transverse butt joint connection
US8899936B2 (en) Method of manufacturing a spar for a wind turbine from elements having end portions extending transversely to an intermediate portion
US20180301820A1 (en) Waveguide elements, fabrication techniques and arrangements thereof
EP2418072B1 (en) A method of manufacturing an elongated composite structure
US8777579B2 (en) Method of manufacturing a spar for a wind turbine from elements comprising different materials
EP2878435B1 (en) Method for manufacturing an integrated composite trailing edge
EP1800840A1 (en) A stiffening element and a method for manufacturing of a stiffening element
CN104245266A (zh) 供风轮机叶片的模具壳体用的模具壳体段、模具壳体以及使用该模具壳体段的方法
CN102686381A (zh) 用于制造用于飞行器的由纤维复合材料制成的机身外壳的装置和方法
CN103832574B (zh) 用于航行器的优化的抗扭箱
CN103370185A (zh) 包括带有平滑尾段的集成加筋件的复合材料结构及其制造方法
CN103158888A (zh) 生产大型集成翼型的方法和装置
CN104918762A (zh) 具有避雷保护的风轮机叶片
CN105508131A (zh) 一种分段组合式风力发电机叶片及其制造方法
WO2021228338A1 (en) Wind turbine blade
CN208247512U (zh) 复合材料工型加筋壁板固化成型装置
EP3894190B1 (en) Method of forming a wind turbine blade shear web flange section and a wind turbine blade shear web.
WO2020231828A1 (en) Longitudinal edge extension
CN110509575A (zh) 碳纤维复合材料壳体精密弹翼座铺设缠绕成型方法
CN107559155B (zh) 一种风力发电机组叶片及其铺层粘结方法和风电机组
US11761422B2 (en) Relating to wind turbine blade manufacture

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant