CN104669728B - 具有加强芯部的复合结构及其制造方法 - Google Patents

具有加强芯部的复合结构及其制造方法 Download PDF

Info

Publication number
CN104669728B
CN104669728B CN201510077201.6A CN201510077201A CN104669728B CN 104669728 B CN104669728 B CN 104669728B CN 201510077201 A CN201510077201 A CN 201510077201A CN 104669728 B CN104669728 B CN 104669728B
Authority
CN
China
Prior art keywords
pin
core
panel
intermediate layer
composite intermediate
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.)
Active
Application number
CN201510077201.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104669728A (zh
Inventor
巴德哈德夫·查克拉巴蒂
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.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
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 Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN104669728A publication Critical patent/CN104669728A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104669728B publication Critical patent/CN104669728B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
    • B32B7/04—Interconnection of layers
    • B32B7/08—Interconnection of layers by mechanical means
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E04—BUILDING
    • E04C—STRUCTURAL ELEMENTS; BUILDING MATERIALS
    • E04C2/00—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels
    • E04C2/02—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by specified materials
    • E04C2/26—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by specified materials composed of materials covered by two or more of groups E04C2/04, E04C2/08, E04C2/10 or of materials covered by one of these groups with a material not specified in one of the groups
    • E04C2/284—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by specified materials composed of materials covered by two or more of groups E04C2/04, E04C2/08, E04C2/10 or of materials covered by one of these groups with a material not specified in one of the groups at least one of the materials being insulating
    • E04C2/296—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by specified materials composed of materials covered by two or more of groups E04C2/04, E04C2/08, E04C2/10 or of materials covered by one of these groups with a material not specified in one of the groups at least one of the materials being insulating composed of insulating material and non-metallic or unspecified sheet-material
    • 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
    • B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
    • B32B27/34—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising polyamides
    • 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
    • B32B37/00—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding
    • B32B37/12—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by using adhesives
    • 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
    • B32B37/00—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding
    • B32B37/14—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by the properties of the layers
    • B32B37/15—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by the properties of the layers with at least one layer being manufactured and immediately laminated before reaching its stable state, e.g. in which a layer is extruded and laminated while in semi-molten state
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E04—BUILDING
    • E04C—STRUCTURAL ELEMENTS; BUILDING MATERIALS
    • E04C2/00—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels
    • E04C2/30—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by the shape or structure
    • E04C2/34—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by the shape or structure composed of two or more spaced sheet-like parts
    • E04C2/3405—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by the shape or structure composed of two or more spaced sheet-like parts spaced apart by profiled spacer sheets
    • 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
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/04—Impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/046—Synthetic resin
    • E—FIXED CONSTRUCTIONS
    • E04—BUILDING
    • E04C—STRUCTURAL ELEMENTS; BUILDING MATERIALS
    • E04C2/00—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels
    • E04C2/30—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by the shape or structure
    • E04C2/34—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by the shape or structure composed of two or more spaced sheet-like parts
    • E04C2002/3488—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by the shape or structure composed of two or more spaced sheet-like parts spaced apart by frame like structures
    • 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
    • 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
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24149—Honeycomb-like
    • 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
    • Y10T428/249921—Web or sheet containing structurally defined element or component
    • Y10T428/249923—Including interlaminar mechanical fastener

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Civil Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

一种基于聚合物的复合夹层件，包括结合在纤维加强的树脂面板之间的芯部。所述芯部包括由保持在低密度泡沫中的复合销钉组件形成的构架。每个组件中的销钉相交，形成靠近其中一块面板的节点。所述销钉端部平行于所述面板延伸并结合到所述面板。

Description

具有加强芯部的复合结构及其制造方法
本申请是2008年7月29日提交的名称为“具有加强芯部的复合结构及其制造方法”的中国专利申请200810144130.7的分案申请。
技术领域
本发明一般涉及复合结构，更特别涉及具有加强芯部的复合夹层件，以及该复合夹层件的制造方法。
背景技术
复合夹层结构可以通过将结构加强件放入结合在两块面板之间的芯部而进行加强。芯部加强件可以包括限定载荷路径的结构元件，这些载荷路径用来在面板之间传递压缩、拉伸和剪切载荷。复合夹层件的性能部分地取决于芯部加强件的类型以及芯部和面板之间的结合质量。常用芯部材料可以包括刚性塑料泡沫和蜂巢件。虽然蜂巢芯部展现出良好的结构效率，但是它们在某些场合下可能承受较高的芯部-面板载荷，诸如在长期空间飞行中，此时在芯部和周围环境之间会产生压力差。
如果遭遇水分或空间中的较高温度或者极低温度，未加强的闭合单元刚性泡沫会展现出结构效率降低。
与上述夹层结构关联的问题通过引入所谓X-COR结构芯部而部分地得到解决，该芯部包括轻体闭合单元聚甲基丙烯酰胺(PMI)泡沫，利用布置在四方构架网络中的小直径共挤压(poltrude)碳纤维/环氧销钉进行加强。X-COR销钉延伸超过泡沫芯部并且嵌入面板中。X-COR的变形方案在2001年9月18日授权的US6,291,049中进行了公开，其中销钉端部弯折，从而铺平贴靠芯部所结合的面板。
上述采用了碳纤维/环氧销钉的构架网络在某些航空应用中可能无法提供足够的性能。因此，需要一种具有加强芯部的复合结构，其适合航空应用的需求，此时要求面板和芯部之间的存在优良的结合强度。本发明的实施例用来满足这种需要。
发明内容
本发明的实施例提供一种复合夹层结构，其中实现了面板-芯部结合强度的改善，同时保证维持芯部的结构整体性。所述夹层结构所用的结构和选材使其适合航空应用，包括执行长期的空间任务，此时在芯部和周围环境之间可能会产生压力差。由所公开的实施例提供的结合强度改善效果可以在宽泛的温度和湿度条件范围内得到维持。
根据一种实施例，复合夹层件包括：第一和第二纤维加强的聚合物面板；和位于所述第一和第二面板之间的加强芯部。该芯部包括多个布置成组件以形成构架的销钉；和包围这些销钉的载体。每个销钉包括在面板之间延伸的中间部分；和基本上平行于面板延伸并分别结合到面板的远端部分。每个组件中的销钉在其中一块面板附近的节点处交叉。所述销钉和所述面板可以包括碳纤维加强的树脂，诸如环氧，以使芯部构架的热膨胀系数基本上等于面板。每个组件中的销钉远端部分从节点向外辐射，并且节点彼此基本上等距隔开。销钉组件包括至少3个销钉，它们相对于面板平面倾斜。载体可以包括刚性低密度闭合单元泡沫，诸如聚甲基丙烯酰胺，其热膨胀系数基本上与面板相符。包括载体泡沫和石墨/环氧共挤压杆栅格结构的加强芯部，其密度介于约6.9和12磅每立方英尺之间，且所述芯部的厚度介于二分之一英寸和一英寸之间，而所述节点彼此隔开的距离介于0.168英寸和0.191英寸之间。
根据另一种实施例，加强的聚合物复合结构包括：一对纤维加强的聚合物面板；和面板之间的加强芯部。加强芯部可以包括布置成组件的多个结构销钉，每个组件中的销钉彼此交叉接触并且围绕基本上正交所述面板的中轴线隔开。每个组件中的销钉对称布置在中轴线周围，并且包括基本上平行于面板延伸并结合到面板的远端部分。
根据一种方法实施例，加强的复合夹层件可以通过以下步骤制造，包括：形成泡沫层，并在该泡沫层中形成交叉的结构销钉组件，从而制造芯部；弯折所述销钉的端部；和将销钉弯折的端部结合到一对纤维加强的面板。可以通过将销钉沿着接近相交的轨迹插入泡沫层来形成销钉组件。该方法进一步包括步骤：共挤压一定长度的石墨环氧复合材料；局部固结所述一定长度的环氧石墨材料；和切割所述一定长度的石墨环氧材料来形成所述销钉。
一种复合夹层件，包括：
第一和第二纤维加强的聚合物面板；和
位于所述第一和第二面板之间的加强芯部，所述加强芯部包括：
(i)多个布置成组件而形成构架的销钉，每个销钉包括在所述第一和第二面板之间延伸的中间部分和基本上平行于所述第一和第二面板分别延伸并结合到所述第一和第二面板的远端部分，每个组件中的销钉在所述第一和第二面板其中之一附近的节点处交叉；和
(ii)包围所述销钉的载体。
所述复合夹层件，其中每个组件中的销钉相对于所述面板的平面倾斜大约30度。
所述复合夹层件，其中所述刚性泡沫包括聚甲基丙烯酰胺。
所述复合夹层件，其中所述载体是闭合单元泡沫，并且芯部的密度介于大约6.9至12磅每立方英尺之间。
所述复合夹层件，其中所述芯部厚度介于大约二分之一英寸到一英寸之间。
所述复合夹层件，其中所述节点彼此隔开大约0.168英寸到0.191英寸之间。
一种包含所述复合夹层件的飞行器结构。
一种加强的聚合物复合结构，包括：
一对纤维加强的聚合物面板；和
位于所述面板之间的加强芯部，所述加强芯部包括多个布置成组件的结构销钉，每个组件中的销钉基本上彼此相交，并且在基本上正交所述面板延伸的中轴线周围隔开。
所述加强的聚合物复合结构，其中每个组件中的销钉对称布置在所述中轴线周围。
所述加强的聚合物复合结构，其中每个销钉包括基本上平行于所述面板延伸并结合到所述面板的远端部分。
所述加强的聚合物复合结构，其中销钉的每个组件包括至少3个销钉。
所述加强的聚合物复合结构，其中所述销钉和所述面板以保持在环氧结合剂中的石墨纤维形成。
所述加强的聚合物复合结构，所述芯部的热膨胀系数基本上与每块面板的热膨胀系数相符。
所述加强的聚合物复合结构，其中每个销钉相对于所述面板的平面倾斜的角度大约为30度。
所述加强的聚合物复合结构，其中：
所述第一和第二面板各自包括碳纤维加强的树脂叠压层；和
所述销钉包括基本上平行于所述面板延伸并结合在所述层之间的远端部分。
所述加强的聚合物复合结构，其中：
每个销钉包括基本上横穿所述面板延伸的中间部分；和基本上平行于所述面板延伸的远端部分，和
其中每个组件中的销钉在基本上位于所述销钉的中间部分和远端部分之间的结合点处彼此相交。
所述加强的聚合物复合结构，其中每个组件中的销钉包括对称布置在中轴线周围并从其辐射的远端部分。
所述加强的聚合物复合结构，所述芯部的密度基本上介于6.9和12磅每立方英尺之间。
所述加强的聚合物复合结构，其中所述芯部的厚度基本上介于二分之一英寸和一英寸之间。
所述加强的聚合物复合结构，其中每个销钉包括石墨纤维加强的环氧，其销钉直径介于大约0.020和0.028英寸之间。
所述加强的聚合物复合结构，相邻销钉组件的中轴线彼此隔开的距离大约介于0.169和0.191英寸之间。
所述加强的聚合物复合结构，其中所述芯部包括包围所述销钉的聚甲基丙烯酰胺泡沫。
一种包括所述加强的聚合物复合结构的飞行器子组件。
附图说明
在参考附图和权利要求书审视时，本发明实施方式的其他特征、益处和优势将从以下实施方式的说明中体现出来。
图1是根据实施方式具有加强芯部的复合夹层件截面图；
图2是图1所示芯部的加强构架成形部件的立体图；
图3是沿图2所示3-3方向观察的构架平面图；
图4是放大截面图，示出了图1所示的复合夹层件；
图5是图2所述芯部中所用销钉组件其中之一的立体图；
图6是沿着图5所述6-6方向观察的视图；
图7是沿着图6所示7-7方向观察的视图；
图8是沿着图6所示8-8方向观察的视图；
图9是类似于图6的视图，但是示出了采用3个销钉的销钉组件的替代形式；
图10是图1所示夹层结构中结合到面板的销钉远端部分的截面图；
图11是类似于图10的视图，但是示出了结合在面板的相邻层之间的销钉远端部分；
图12是示出采用了加强芯部的夹层结构剪切强度较之未加强泡沫芯部取得改善的曲线；
图13是示出了用于确定包括所公开的实施例的夹层结构的剪切强度的三点弯折测试结果的曲线；
图14是用于诠释图13所示曲线的信息；
图15是示出了表征所公开的实施例的关键参数值的表；
图16-23是示出夹层结构各实施例上实施的测试结果的曲线，与采用未加强泡沫芯部的夹层结构相对比；
图24是示出制造方法中间步骤的截面图，其中销钉插入泡沫芯部，示出了销钉剥开之前其远端部分从芯部伸出；
图25示出了制造方法的另一个步骤，其中加热的压板弯折销钉的远端部并将其剥开；
图26是示出制造复合夹层件的方法的流程图；
图27飞行器生产和维护方法的流程图；
图28是飞行器的方块图。
具体实施方式
现在首先参照图1-9，一种复合夹层结构通常以附图标记30来宽泛地表示，包括夹置在一对外面板34、36之间并与之结合的加强芯部32。每块面板34、46可以包括多层纤维加强的聚合物树脂层38，诸如保持在环氧结合剂中的布料石墨纤维或其他形式。
芯部32可以宽泛地包括保持在载体中的加强构架33，载体可以包括轻体低密度泡沫层46。泡沫层46可以无限制地包括聚甲基丙烯酰胺(PMI)刚性闭合泡沫单元，已知商品名为可以买到不同密度和厚度的产品，并且线性热膨胀系数相对较低。泡沫层46用来在制造芯部32的过程中将构架33保持就位，并且还某种程度上增加芯部32的结构强度。
加强构架33可以包括结构销钉40阵列，其布置成组件42，利用预选节距“x”和“y”彼此规律地隔开，正如图3最佳示出。在一种实施例中，节距“x”和“y”相等，形成方形节距，使得组件42沿着对角轴线44对准。
如图5-8最佳示出，每个组件42中，销钉40对称布置在中轴线50周围，并且彼此基本上均等地圆周隔开。每个销钉40包括相对于面板34、36平面倾斜的中间部分40a和基本上平行于面板34、36延伸的远端部分40b、40c。销钉40中间部分40a从垂直方向倾斜角(图4)，该角度在一种实施例中可以大约为30度，也可以是其他角度。每个组件42中的销钉40布置成让中间部分40a彼此交叉，并嵌套在与中轴线50对准的节点52周围。虽然可以采用4个销钉40，但是图9中示出的另一种实施例42a采用了围绕节点52圆周均等隔开的3个销钉40。
如图4最佳示出，在一种实施例中，远端部分40b、40c平行于面板34、36内侧表面延伸并分别结合于此。如图10所示，远端部分40b、40c的长度“L”取决于具体应用场合，但是在一种实施例中，长度“L”可以大约为销钉40直径的4至6倍。正如以下将会详细论述的，长度“L”可以根据制造芯部32所用的过程来确定。
在一种实施例中，销钉40可以由保持在环氧结合剂中的共挤出(poltruded)石墨形成。当面板34、36结合到芯部32时，销钉40远端部分40b、40c中的环氧结合剂与相邻面板层34a(图10)转移过来的环氧结合剂48熔合，以使销钉40端部结合到面板34、36并形成其一部分。可以选择的是，远端部分40b、40c(例如参见图11中的40c)可以结合到面板34、36的相邻层34a、34b之间，从而将销钉40的端部锁定在面板34、36中。干膜粘结剂置于芯部32和面板34和36之间，改善远端部分40b、40c与面板34、36的结合效果。销钉40中的环氧结合剂、干膜粘结剂和面板34、36应该根据相容性进行选择，以使它们在固结过程中在相同的固结温度下熔合。干膜的用量和类型可能显著影响最终结构的强度。
正如以下讨论的，对表征包括构架33的芯部32的特定参数进行选值，形成一种特别耐用和可靠的夹层结构30，其可以方便地改变尺度来满足各种应用要求。构造夹层结构30特别感兴趣的参数包括：载体泡沫46的类型、销钉40的直径、销钉40(离开垂直方向)的取向角销钉彼此的间隔、销钉40显露高度(“L”)、每个销钉组件42中的销钉数目以及用来制造销钉40的具体材料类型。
图12图示了相对于采用未加强芯部的夹层结构来说，两种实施例的优良结构特性。曲线60和64分别表示两种夹层结构30的剪切强度随着温度的函数变化，这两种夹层结构根据所公开的实施例，分别采用了泡沫密度为12和6.9磅每立方英尺的加强芯部。于此对照，由62和66表示的曲线分别示出了采用12和6.9磅每立方英尺的未加强ROHACELL泡沫的1/2英寸芯部的剪切强度。从图12所示的测试结果可以看出，较之相同密度的未加强芯部来说，采用了加强芯部32的公开实施例展示出了优良的剪切强度。
参照图13和14，进行了一系列测试来确定夹层结构30的参数，这些参数可以为夹层结构30带来显著改善的结构特性，同时保证芯部32足够的结合强度并且避免芯部断裂或者其他劣化。诠释图13所示测试结果的信息在图14中示出。例如，利用各种参数值制造的夹层结构给出了由图13中的曲线“A”表示的测试结果。由曲线“A”表示的具体实施例包括密度为12.08磅每立方英尺、1/2”厚的芯部32，直径为0.020英寸且相对垂直方向倾斜35度、显露高度(“L”)为0.080英寸并且销钉密度为8.8的销钉40。利用图13所示的测试结果，对于各种应用场合研制了一组参数值，如图15所示。这些参数包括芯部密度68、芯部厚度70、销钉直径72、销钉离开垂直方向的角度74、销钉间隔(节距)、销钉显露长度78、每个节点的销钉数目以及泡沫载体类型82。希望的泡沫密度范围为6.9-12磅每立方英尺。芯部厚度范围为1/2-1英寸，而销钉直径范围为0.02-0.028英寸。优选的销钉角度大约为30度，且节点52之间的方形节距间隔范围为0.168-0.191英寸。显露高度(“L”)大约为0.055英寸。采用每节点4个销钉，且载体泡沫为PMI诸如51WF ROHACELL型。
利用图15所示的参数值，在夹层样本上进行了一系列测试，其结果在图16-23中显示。图16示出了根据ASTM C-393采用3点弯折剪切强度测试，在具有1/2”芯部32的各种夹层结构30上进行的测试结果。ASTM C-393是一种标准化测试方法，用来测试平坦夹层结构发生弯曲时的芯部剪切特性，弯曲的方式使得施加的力矩让夹层面板发生弯曲。曲线86表示密度为6.9磅每立方英尺的构架加强芯部32的3种实施例的测试结果，而曲线84表示采用了包括ROHACELL泡沫的未加强芯部的实施例的测试结果。测试结果以单位为磅每平方英寸的平均剪切强度作为温度的函数给出。
图16所示测试结果所表示的样本根据ASTM C365接受平坦压缩强度测试，产生的测试结果如图17所示。图17的测试结果以单位为磅每平方英寸的压缩强度作为温度函数给出。图18和19示出了类似于图16和17的测试结果，但是采用密度为12磅每立方英尺的测试样本。
图20和21给出了芯部32为3/4”厚且密度为6.9磅每立方英尺的样本的比较测试结果。同样，图22和23给出了芯部32为3/4”厚且密度为12磅每立方英尺的样本的比较测试结果。
正如图16-23表示的测试结果所体现，采用图15所列范围内的参数值的测试样本，相对于采用未加强芯部的夹层结构来说，基本上展现出优良的剪切和压缩强度。
现在同时参照图24-26，制造复合夹层件30的方法以利用预浸渍体铺设面板34、36的步骤88开始，所述预浸渍体可以包括以聚合物树脂例如环氧浸渍的石墨织物或其他形式的石墨纤维。在其他实施例中，可以通过将树脂注入干织物或粗缝(tacked)织物预制件中来制造面板34、36。接着，在步骤90，将面板34、36抹平(debaulk)。然后，在步骤92，将干膜粘结剂施加到面板34、36，然后再次将铺设件抹平。
分开来说，通过以下步骤96-112来制备芯部32。以步骤96开始，通过共挤压石墨/环氧来制备销钉材料，包括牵引精细碳纤维穿过模具和树脂池。销钉材料局部固结并在步骤98中存放在卷轴上。在步骤100，石墨/环氧销钉40插入PMI泡沫层46中，形成三维栅格模型。可以以利用商用设备(未示出)来实施销钉插入过程，该设备包括但不限于以编程过的计算机操作的自动化工具头。插入头将销钉材料以离开垂直方向的希望角度插入，插入之后，自动切割固定长度，并且调节插入深度，以使希望的显露高度“L”暴露在泡沫层46的顶表面和底表面上。销钉40沿着围绕中轴线50索引的轨迹插入。图24示出了其中一个销钉40刚刚插入泡沫层46，且远端部分40c在泡沫层46上表面上方延伸，对应于显露长度“L”。
接着，在步骤102，将远端部分40b、40c剥开(flay)并在图25所示的过程中弯折，其中热压板47向下移动，接触远端部分40c，将纤维弯折并局部熔化环氧结合剂，从而让纤维分开并倾斜张开，平行于泡沫层46的外表面。由于销钉40包括多条精细纤维和共挤压树脂，所以当通过热板压力机向销钉40的远端部分施加压力时，远端部分的纤维向扇形一样张开，而不是作为一个单元弯折。步骤108表示在泡沫层46中完成了构架33。
泡沫层46可以如步骤104所示作为外购部件获得或者制造获得，此后，在步骤106中对泡沫层46进行加热处理。在泡沫易于吸收大气中的水分的某些情况下，可以任选对泡沫层46进行加热处理。泡沫层46的加热处理不仅去除水分，而且能改善泡沫层46的机械强度，以使泡沫层46更好地支撑销钉40并为芯部32提供某种程度的结构强度。
在步骤108中，在泡沫层46中形成构架33以后，然后在步骤110中加热芯部32，从而固结构架33。步骤110的加热处理导致局部固结的销钉40完全固结。然后在步骤112中干燥预制芯部32。步骤112中的干燥处理可以包括主干燥步骤和随后的最终干燥和预铺设干燥循环。两阶段干燥循环的目的是去除预制芯部32中的任何残留水分，以及保证构架33完全固结。主干燥步骤可以包括根据预定安排长时间连续提高温度，但是精确的安排将取决于应用场合。最终干燥步骤可以涉及将芯部32置于恒定温度下，持续一段时间，例如在一种实施例中，在250℉下持续8至24小时。
在步骤94，完全形成并固结的芯部32沉积在面板34上，然后干膜粘结剂层施加到芯部32剩下的暴露表面上。干膜粘结剂例如可以包括350℉固结的环氧膜粘结剂，市场上称为FM300膜粘结剂，可以从Cytec买到。然后在步骤114中进行抹平，在芯部32剩余的暴露表面上施加第二面板36，如步骤116所示。最后，在步骤118中将夹层结构30压实并固结。
所公开的实施例可以在各种可能领域发现其用武之地，特别是在运输行业中，包括例如航空和汽车领域。因此，现在参照图27和28，所公开的实施例可以用在飞行器制造和维护方法120中，如图27所示，以及用于图28所示的飞行器136中。所公开的实施例在飞行器中的应用可以包括但不限于：例如，复合加强构件诸如机身蒙皮、机翼蒙皮、控制表面、舱口盖、舱底板、门底板、入口底板和尾翼，仅指出一些。在生产过程中，示例方法120可以包括飞行器136的定制和设计122以及材料采购124。在生产过程中，发生部件和子组件制造126以及飞行器136的系统集成138。此后，飞行器136经过检验并运送130，以投入运营132。虽然由客户运营，但是飞行器136安排了例行维修和维护134(还包括改良、重新配置、刷新等等)。
本发明的优选方法非常适合在飞行器机身支撑框架中形成热塑性复合加强构件。热塑性复合加强构件的可能示例包括但不限于机身蒙皮、机翼蒙皮、控制表面、门底板和入口底板。加强构件包括但不限于龙骨、地板梁和上承梁。仅为了说明的目的，本发明首先参照形成商用飞行器机身中所用的热塑性复合地板梁20进行说明。而且，虽然示出了为I形截面，但是以后将说明加强构件的其他几何形状，诸如Z形截面、U形截面、T形截面等等，包括那些沿着长度具有曲线的截面。
方法120的每个过程都可以由系统集成商、第三方和/或运营商(例如，客户)实施或执行。为了对此进行说明，系统集成商包括但不限于任何数目的飞行器制造商和主要的系统转包商；第三方可以包括但不限于任何数目的零售商、转包商和供应商；而运营商可以为航线公司、租赁公司、军事实体、服务组织等等。
如图28所示，通过示例方法120生产的飞行器136可以包括机体138，带有多个系统142和内部140。高度系统142的示例包括一个或多个推进系统148、电气系统144、液压系统150和环境系统146。还可以包括任何数目的其他系统。虽然示出了航空工业，但是本发明的原理也可以适用于其他工业，诸如汽车工业。
本文实施的装置可以在生产和维护方法120的任何一个或多个阶段所采用。例如，对应于生产过程126的部件或子组件可以通过类似已生产的部件或子组件的方式进行加工或制造，而飞行器136仍在运营。而且，在生产阶段126和128可以利用一个或多个装置实施例，例如为了显著加速飞行器136的装配或降低其成本。同样，在飞行器136仍在运营的同时，也可以采用一个或个装置实施例，例如但不限于进行维修和维护134。
虽然已经针对特定实施例对本公开的实施方式进行了说明，但是应该理解，具体的实施方式是为了说明的目的而不作为限制，因为本领域技术人员可以制作其他变形方案。

Claims (19)

1.一种复合夹层件，包括：
第一和第二纤维加强的聚合物面板；
位于所述第一和第二纤维加强的聚合物面板之间的加强芯部，所述加强芯部包括：
(i)布置成组件而形成构架的多个销钉，每个所述销钉包括在所述第一和第二纤维加强的聚合物面板之间延伸的中间部分和基本上平行于所述第一和第二纤维加强的聚合物面板分别延伸并结合到所述第一和第二纤维加强的聚合物面板的远端部分，每个组件中的所述销钉在所述第一和第二纤维加强的聚合物面板其中之一附近的节点处交叉；和
(ii)包围所述销钉的载体，以及
在所述加强芯部和所述面板之间的干膜粘结剂；
其中：每个组件中的所述销钉布置成让所述中间部分彼此交叉，并嵌套在与中轴线对准的节点周围；以及所述销钉的端部被剥开，并且通过将所述销钉的弯折端部结合到所述面板而将所述加强芯部结合到所述面板。
2.如权利要求1所述的复合夹层件，其特征在于，每个所述组件中的所述销钉的远端部分从成组销钉形成的节点向外辐射。
3.如权利要求1所述的复合夹层件，其特征在于，所述节点彼此基本上等距隔开。
4.如权利要求1所述的复合夹层件，其特征在于，每个所述组件包括至少3个销钉。
5.如权利要求1所述的复合夹层件，其特征在于，每个所述组件中的所述销钉相对于所述面板的平面倾斜30度。
6.如权利要求1所述的复合夹层件，其特征在于，所述载体包括刚性泡沫。
7.如权利要求6所述的复合夹层件，其特征在于，所述刚性泡沫包括聚甲基丙烯酰胺。
8.如权利要求1所述的复合夹层件，其特征在于，每个所述组件中的所述销钉在成组销钉形成的节点周围彼此基本上等距径向隔开。
9.如权利要求1所述的复合夹层件，其特征在于，所述载体是闭合单元泡沫，并且所述芯部具有的密度介于6.9至12磅每立方英尺之间。
10.如权利要求9所述的复合夹层件，其特征在于，所述芯部具有的厚度介于二分之一英寸到一英寸之间。
11.如权利要求1所述的复合夹层件，其特征在于，所述节点彼此隔开0.168英寸到0.191英寸之间。
12.如权利要求1所述的复合夹层件，其特征在于，所述芯部具有的热膨胀系数与所述第一和第二纤维加强的聚合物面板的热膨胀系数基本上相符。
13.一种制造权利要求1所述的复合夹层件的方法，包括步骤：
(A)通过以下步骤制造芯部：
(i)形成泡沫层；
(ii)在该泡沫层中形成相交的结构销钉的组件；和
(iii)剥开所述结构销钉的端部；
(B)固结所述结构销钉；
(C)将所述芯部结合到干膜粘结剂；和
(D)通过将所述结构销钉的弯折端部结合到一对纤维加强的面板而将所述芯部结合到所述面板。
14.如权利要求13所述的方法，其特征在于，步骤(A)(ii)包括沿着相交轨迹将所述结构销钉插入所述泡沫层。
15.如权利要求13所述的方法，进一步包括步骤：
(E)共挤压一定长度的石墨环氧复合材料；
(F)局部固结所述一定长度的石墨环氧材料；和
(G)切割所述一定长度的石墨环氧材料而形成所述结构销钉。
16.如权利要求13所述的方法，其特征在于，进一步包括步骤：
(E)在步骤(D)完成之后压实并固结所述面板和所述芯部。
17.一种借助权利要求13所述方法制造的飞行器子组件。
18.利用权利要求13所述的方法对飞行器进行维护和维修。
19.利用由权利要求13所述方法生产的复合夹层件装配交通工具。
CN201510077201.6A 2007-07-31 2008-07-29 具有加强芯部的复合结构及其制造方法 Active CN104669728B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/831,066 US8512853B2 (en) 2007-07-31 2007-07-31 Composite structure having reinforced core
US11/831,066 2007-07-31
CNA2008101441307A CN101357516A (zh) 2007-07-31 2008-07-29 具有加强芯部的复合结构及其制造方法

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNA2008101441307A Division CN101357516A (zh) 2007-07-31 2008-07-29 具有加强芯部的复合结构及其制造方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104669728A CN104669728A (zh) 2015-06-03
CN104669728B true CN104669728B (zh) 2017-04-12

Family

ID=39820977

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNA2008101441307A Pending CN101357516A (zh) 2007-07-31 2008-07-29 具有加强芯部的复合结构及其制造方法
CN201510077201.6A Active CN104669728B (zh) 2007-07-31 2008-07-29 具有加强芯部的复合结构及其制造方法

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNA2008101441307A Pending CN101357516A (zh) 2007-07-31 2008-07-29 具有加强芯部的复合结构及其制造方法

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8512853B2 (zh)
EP (1) EP2025504B1 (zh)
JP (1) JP5503853B2 (zh)
CN (2) CN101357516A (zh)
AU (1) AU2008203134B2 (zh)
CA (1) CA2636880C (zh)
ES (1) ES2452827T3 (zh)
HK (1) HK1122245A1 (zh)
PT (1) PT2025504E (zh)

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR876M (zh) 1960-10-12 1961-10-16
US9586699B1 (en) 1999-08-16 2017-03-07 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus for monitoring and fixing holes in composite aircraft
US9625361B1 (en) 2001-08-19 2017-04-18 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials
US9375864B2 (en) 2007-05-10 2016-06-28 Hrl Laboratories, Llc Architected materials for enhanced energy absorption
US9782951B2 (en) * 2007-07-18 2017-10-10 The Boeing Company Composite structure having ceramic truss core and method for making the same
US8431214B2 (en) 2007-07-31 2013-04-30 The Boeing Company Composite structure having reinforced core and method of making same
US8512853B2 (en) 2007-07-31 2013-08-20 The Boeing Company Composite structure having reinforced core
GB2466045B (en) * 2008-12-09 2011-10-05 Gurit Core for composite laminated article and manufacture thereof
US20100196652A1 (en) * 2009-02-03 2010-08-05 Demien Jacquinet Quasi-isotropic sandwich structures
WO2010098712A1 (en) * 2009-02-27 2010-09-02 Givent Holdings Ltd. Constructional element, and a method for producing the element
DE102009026458A1 (de) * 2009-05-25 2010-12-09 Airbus Operations Gmbh Strukturbauteil und Herstellungsverfahren für ein Strukturbauteil
US8465825B1 (en) * 2009-05-29 2013-06-18 Hrl Laboratories, Llc Micro-truss based composite friction-and-wear apparatus and methods of manufacturing the same
GB0919196D0 (en) * 2009-11-02 2009-12-16 Bae Systems Plc Improvements relating to armour
US8626478B1 (en) 2010-07-16 2014-01-07 The Boeing Company Cross flow parameter calculation for aerodynamic analysis
EP2595878B1 (de) 2010-07-20 2017-05-03 Airbus Operations GmbH Hauptlast-tragende beplankungsschale sowie strukturbauteil und strömungskörper mit einer solchen hauptlast-tragenden beplankungsschale
DE102010038408B4 (de) * 2010-07-26 2020-11-19 Airbus Operations Gmbh Strukturelement für ein Luft- und Raumfahrzeug und Verfahren zum Herstellen eines derartigen Strukturelementes
US9091049B2 (en) 2010-08-24 2015-07-28 James Walker Ventilated structural panels and method of construction with ventilated structural panels
US9604428B2 (en) 2010-08-24 2017-03-28 James Walker Ventilated structural panels and method of construction with ventilated structural panels
DE102010039705B4 (de) 2010-08-24 2020-02-27 Airbus Operations Gmbh Strukturelement für ein Luft- und Raumfahrzeug und Verfahren zum Herstellen eines derartigen Strukturelementes
US9050766B2 (en) 2013-03-01 2015-06-09 James Walker Variations and methods of producing ventilated structural panels
US8534018B2 (en) * 2010-08-24 2013-09-17 James Walker Ventilated structural panels and method of construction with ventilated structural panels
GB201020189D0 (en) 2010-11-29 2011-01-12 Airbus Uk Ltd An aircraft structure
US9315988B2 (en) * 2012-05-11 2016-04-19 Owen Derek Barr Web frame
PL2914869T3 (pl) * 2012-11-05 2017-08-31 University Of The Witwatersrand, Johannesburg Mechaniczne urządzenie cierne zawierające porowaty rdzeń
KR101599503B1 (ko) * 2014-10-06 2016-03-04 한국철도기술연구원 규칙적 다공질 금속을 적용한 도시철도차량 전동차 출입문
KR101599508B1 (ko) * 2014-10-06 2016-03-15 한국철도기술연구원 프리즈매틱 코어 금속을 적용한 도시철도차량 전동차 출입문
GB201417769D0 (en) * 2014-10-08 2014-11-19 Rolls Royce Plc Composite article
JP6856976B2 (ja) * 2014-12-15 2021-04-14 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 容器断熱アセンブリ
DE102015105603B4 (de) * 2015-04-13 2017-02-09 Airbus Operations Gmbh Sandwichpaneel für ein Luftfahrzeug
WO2016209945A1 (en) * 2015-06-26 2016-12-29 Lieberman Steven D Cell structure for composite sandwich core and method of making sandwich panels
US10273935B2 (en) 2016-01-15 2019-04-30 General Electric Company Rotor blades having structural skin insert and methods of making same
DE102016226022A1 (de) * 2016-12-22 2018-06-28 Airbus Defence and Space GmbH Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils, Strukturbauteil sowie Hebelsystem
US10309109B2 (en) * 2017-06-29 2019-06-04 Manitowoc Fsg Operations, Llc Method and apparatus for panels having an embedment bracket
US10364571B1 (en) * 2018-01-11 2019-07-30 Morteza Moghaddam Lightweight structural panel
EP3533599B1 (en) * 2018-02-28 2023-04-05 Airbus Defence and Space GmbH Composite panel with reinforcing pins
GB2582290A (en) * 2019-03-13 2020-09-23 Airbus Operations Ltd Composite material
US12152647B2 (en) * 2021-06-28 2024-11-26 Hamilton Sundstrand Corporation Customized foam structures
GB202118072D0 (en) * 2021-12-14 2022-01-26 Rolls Royce Plc A rotatable aerofoil component with z-pins
CN114291249B (zh) * 2021-12-31 2023-08-04 中国飞机强度研究所 一种变厚度机翼结构
CN115214874A (zh) * 2022-06-17 2022-10-21 航天特种材料及工艺技术研究所 一种防变形复合材料翼面夹芯泡沫结构及其制备方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4614013A (en) * 1984-02-21 1986-09-30 David Stevenson Method of forming a reinforced structural building panel
US6291049B1 (en) * 1998-10-20 2001-09-18 Aztex, Inc. Sandwich structure and method of making same

Family Cites Families (54)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3579411A (en) 1967-09-27 1971-05-18 William L Mackie Filament reinforced structure and method of making
US4103470A (en) 1976-10-14 1978-08-01 Cook Charles E Stressed skin structural diaphragm
US4151031A (en) 1977-07-05 1979-04-24 General Dynamics Corporation Apparatus for continuously forming composite shapes
US4361613A (en) 1981-09-21 1982-11-30 The Quaker Oats Company Composite construction materials with improved fire resistance
US4556591A (en) 1981-09-25 1985-12-03 The Boeing Company Conductive bonded/bolted joint seals for composite aircraft
US4556592A (en) 1981-09-25 1985-12-03 The Boeing Company Conductive joint seals for composite aircraft
US4709714A (en) 1984-08-06 1987-12-01 Hitachi Zosen Corporation Apparatus for exposing fibrous reinforcements of fiber reinforced resin body
US4664731A (en) 1985-01-07 1987-05-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Pultrusion of glass and glass-ceramic matrix composites
US4786343A (en) 1985-05-10 1988-11-22 The Boeing Company Method of making delamination resistant composites
US4822660A (en) 1987-06-02 1989-04-18 Corning Glass Works Lightweight ceramic structures and method
US4808461A (en) 1987-12-14 1989-02-28 Foster-Miller, Inc. Composite structure reinforcement
US5102723A (en) * 1989-11-13 1992-04-07 Pepin John N Structural sandwich panel with energy-absorbing material pierced by rigid rods
DE4030529A1 (de) 1990-09-27 1992-04-02 Dornier Gmbh Verfahren zur herstellung von sandwichstrukturen aus faserverstaerkter keramik
US5177039A (en) 1990-12-06 1993-01-05 Corning Incorporated Method for making ceramic matrix composites
US5225015A (en) 1991-04-15 1993-07-06 Corning Incorporated Method for making stiffened ceramic matrix composite panel
AU671749B2 (en) 1993-04-30 1996-09-05 Foster-Miller Inc. A reinforced joint for composite structures and method of joining composite parts
US5474635A (en) 1994-03-07 1995-12-12 United Technologies Corporation Joining non-coplanar panels and structures of fiber reinforced composites
WO1996018494A1 (en) 1994-12-13 1996-06-20 Dow-United Technologies Composite Products, Inc. Shaped unidirectional fiber filler
CA2229996C (en) 1995-08-21 2001-06-05 Foster-Miller, Inc. Method and system for inserting reinforcing elements in a composite structure
US6027798A (en) 1995-11-01 2000-02-22 The Boeing Company Pin-reinforced sandwich structure
US5789061A (en) 1996-02-13 1998-08-04 Foster-Miller, Inc. Stiffener reinforced assembly and method of manufacturing same
US5876652A (en) 1996-04-05 1999-03-02 The Boeing Company Method for improving pulloff strength in pin-reinforced sandwich structure
AU720157B2 (en) 1997-01-23 2000-05-25 Sika Technology Ag Flat strip lamellas for reinforcing building components and method for their production
EP1265744B1 (en) * 1999-12-28 2016-03-09 Milliken & Company Fiber reinforced composite cores
MXPA02010454A (es) * 2000-04-24 2003-06-06 Hunter Douglas Ind Bv Panel estructural compresible.
US20020007607A1 (en) * 2000-07-12 2002-01-24 Christopher Matlack Laminated protective wrap
US7105071B2 (en) 2001-04-06 2006-09-12 Ebert Composites Corporation Method of inserting z-axis reinforcing fibers into a composite laminate
US6645333B2 (en) 2001-04-06 2003-11-11 Ebert Composites Corporation Method of inserting z-axis reinforcing fibers into a composite laminate
US20050025948A1 (en) 2001-04-06 2005-02-03 Johnson David W. Composite laminate reinforced with curvilinear 3-D fiber and method of making the same
US7056576B2 (en) 2001-04-06 2006-06-06 Ebert Composites, Inc. 3D fiber elements with high moment of inertia characteristics in composite sandwich laminates
US7731046B2 (en) 2001-04-06 2010-06-08 Ebert Composites Corporation Composite sandwich panel and method of making same
US6676785B2 (en) 2001-04-06 2004-01-13 Ebert Composites Corporation Method of clinching the top and bottom ends of Z-axis fibers into the respective top and bottom surfaces of a composite laminate
US7785693B2 (en) 2001-04-06 2010-08-31 Ebert Composites Corporation Composite laminate structure
US6746755B2 (en) 2001-09-24 2004-06-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite structure having integral cooling passages and method of manufacture
DE10159067A1 (de) 2001-12-01 2003-06-26 Daimler Chrysler Ag Faserverbund-Crashstruktur
US6716782B2 (en) 2002-08-16 2004-04-06 The Boeing Company Rigid insulation and method of producing same
US7424967B2 (en) 2002-09-03 2008-09-16 University Of Virginia Patent Foundation Method for manufacture of truss core sandwich structures and related structures thereof
FR2852004B1 (fr) 2003-03-04 2005-05-27 Snecma Propulsion Solide Realisation d'une preforme par renforcement d'une structure fibreuse et/ou par liaison entre elles de structures fibreuses et application a la realisation de pieces en materiau composite
US6969546B2 (en) 2003-10-20 2005-11-29 The Boeing Company Thermal insulation system employing oxide ceramic matrix composites
US7312274B2 (en) 2003-11-24 2007-12-25 General Electric Company Composition and method for use with ceramic matrix composite T-sections
EP1596024A1 (en) 2004-05-11 2005-11-16 Groep Stevens International, Naamloze Vennootschap Reinforced sandwich panel
US8601694B2 (en) 2008-06-13 2013-12-10 The Boeing Company Method for forming and installing stringers
US8709584B2 (en) * 2006-01-31 2014-04-29 Sikorsky Aircraft Corporation Composite aircraft floor system
GB2440133A (en) 2006-07-18 2008-01-23 Gkn Aerospace Transparency Sys A de-icing heated leading edge component of an aircraft
US8038894B2 (en) 2006-11-29 2011-10-18 General Electric Company Method of selectively stripping an engine-run ceramic coating
DE102006056568A1 (de) * 2006-11-30 2008-06-05 Airbus Deutschland Gmbh Kernstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Kernstruktur
US7891096B2 (en) 2007-01-23 2011-02-22 Airbus Deutschland Gmbh Method for reinforcing a foam material as well as a sandwich component
US8097106B2 (en) 2007-06-28 2012-01-17 The Boeing Company Method for fabricating composite structures having reinforced edge bonded joints
US9782951B2 (en) 2007-07-18 2017-10-10 The Boeing Company Composite structure having ceramic truss core and method for making the same
US8512853B2 (en) 2007-07-31 2013-08-20 The Boeing Company Composite structure having reinforced core
US8431214B2 (en) 2007-07-31 2013-04-30 The Boeing Company Composite structure having reinforced core and method of making same
EP2052846B1 (en) 2007-10-25 2013-12-11 Saab Ab Method of forming a T-shaped composite structure comprising a radius filler and radius filler
US8127450B2 (en) 2008-01-31 2012-03-06 Airbus Operations Gmbh Method for producing a sandwich construction, in particular a sandwich construction for the aeronautical and aerospace fields
US8349105B2 (en) 2008-04-17 2013-01-08 The Boeing Company Curved composite frames and method of making the same

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4614013A (en) * 1984-02-21 1986-09-30 David Stevenson Method of forming a reinforced structural building panel
US6291049B1 (en) * 1998-10-20 2001-09-18 Aztex, Inc. Sandwich structure and method of making same

Also Published As

Publication number Publication date
JP2009143540A (ja) 2009-07-02
AU2008203134B2 (en) 2012-05-03
CA2636880A1 (en) 2009-01-31
ES2452827T3 (es) 2014-04-02
EP2025504A1 (en) 2009-02-18
US20090035510A1 (en) 2009-02-05
PT2025504E (pt) 2014-04-07
HK1122245A1 (en) 2009-05-15
AU2008203134A1 (en) 2009-02-19
EP2025504B1 (en) 2014-03-05
CA2636880C (en) 2011-09-06
US8512853B2 (en) 2013-08-20
CN101357516A (zh) 2009-02-04
CN104669728A (zh) 2015-06-03
JP5503853B2 (ja) 2014-05-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104669728B (zh) 具有加强芯部的复合结构及其制造方法
US8431214B2 (en) Composite structure having reinforced core and method of making same
EP2015924B1 (en) Methods for the manufacture of a sandwich structure with a high load-bearing capacity
US11390006B2 (en) Composite feedstock strips for additive manufacturing and methods of forming thereof
US11046050B2 (en) Fabrication of composite laminates using temporarily stitched preforms
US9586379B2 (en) Joining curved composite sandwich panels
US7232605B2 (en) Hybrid natural-fiber composites with cellular skeletal structures
US8097106B2 (en) Method for fabricating composite structures having reinforced edge bonded joints
EP2933094B1 (en) Method of forming radius fillers for composite structures
CN108431109A (zh) 增强的泡沫结构和相关的形成方法以及制品
WO2010025413A2 (en) Optimizing the shape of a composite structure
DE112008001526T5 (de) Flexible 3D-Textilstruktur und Verfahren zu ihrer Herstellung
Manjunath et al. Influence of augmented tuning of core architecture in 3D woven sandwich structures on flexural and compression properties of their composites
JPS63315238A (ja) サンドウィッチ構造体を用いて成形物品を製造する方法
US20170021596A1 (en) Fiber Reinforced Core
Abedzade Atar et al. Determination of corrugated core sandwich panels elastic constant based on three different experimental methods and effect of structural integrity on flexural properties
CN102416716A (zh) 带有泡沫夹芯梁的金字塔型点阵芯材及其制备工艺
Stefan et al. Manufacturing process, mechanical behavior and modeling of composites structures sandwich panel
US20090308521A1 (en) Compression-selective sheet-material density and thickness and methodology
DE3915249C2 (zh)
US20200384720A1 (en) Cores for Composite Material Sandwich Panels
Atar et al. The Effect of Structural Integrity and Geometric Configurations of Corrugated Cores on Flexural Properties of Sandwich Panels: Experimental and Numerical Method

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant