CN104743095A - 复合材料制成的高度集成的灌注箱及制造方法 - Google Patents

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Abstract

一种由复合材料形成的高度集成的灌注箱，灌注箱具有两个表皮(3)、若干个肋板(4)、若干个纵梁(5)、前翼梁和后翼梁，所述灌注箱包括通过连接装置结合的第一半箱(1)和第二半箱(2)，其中第一半箱(1)包括一个表皮(3)和肋板(4)，和第二半箱(2)包括一个表皮(3)、前翼梁、后翼梁和纵梁(5)。本发明还提供一种制造方法，其包括第一半箱(1)、第二半箱(2)的形成过程以及第一半箱(1)和第二半箱(2)的组装过程。

Description

复合材料制成的高度集成的灌注箱及制造方法
技术领域
本发明涉及一种复合材料制成的高度集成的灌注箱，特别涉及一种可以用在例如机翼、垂直稳定器(VTP)、水平稳定器(HTP)、外挂架和其它控制装置的航空器箱型结构中的抗扭箱。
背景技术
目前在航空公司之间的竞争非常激烈的航空业中，结构的整体性和高生产率是主要的特征。
在航空领域中，在复合结构的集中度方面，具有高度集成箱的结构被视为重要的手段。
数年前，大部分或全部航空器都使用金属部件制造，其在机械性能方面提供了良好的性能，但是，作为一个缺点，它们在重量上处于劣势。
由于一方面，航空工业需要能承受其所遭受的负荷且满足强度和刚度的高要求的结构，而且另一方面，需要该结构尽可能地轻，所以，越来越多地在主体结构中使用复合材料，因为在合适地应用所述复合材料的情况下，可能相对于金属材料设计而言实现显著的重量减轻。
一个最重要的措施是使用复合纤维增强聚合物(CFRP)用于主要的结构部件，以实现显著的重量节省以及操作成本的减少。
总的来说，已经证明，复合材料满足下面的要求：
-节省重量。 
-成本效率。 
-满足航空器条件下的结构要件。
-有利的成本/重量关系。 
典型的水平尾翼(HTP)结构被划分成如下组件：前缘、抗扭箱、后缘、顶端、升降舵以及在一些情况下的中心箱体。
关于抗扭箱，一些设计主要基于具有两个翼梁(前翼梁和后翼梁)的多肋板结构并且被两个加强罩封闭。在空客A330和A340中，可以使用中心箱体代替例如可以在A320中找到的中心肋板。在此情况下，由于该结构具有带有不同支肋的骨架，所以其被组装并且被铆接。
尽管例如A300和A310的第一架空客飞机是基于肋板和翼梁的金属结构，但是该设计不久被通过使用不同方法例如手工组坯(hand layup)、ATL和RTM生产的CFRP部件替代。与空客A350 XWB对应的设计是基于这种最新的方法，其中翼梁、表皮和肋板通过ATL工艺生产的整体的CFRP部件。
目前使用在HTP抗扭箱中的典型的CFRP结构为二翼梁结构，其包括前翼梁、后翼梁、纵梁、表皮和位于前翼梁与后翼梁之间的多个横向肋板，所述肋板的主要作用是提供扭转刚度，以纵向地限制表皮和纵梁，从而使分散屈曲载荷并且保持空气动力表面的形状。所述结构通过纵梁的方式而被纵向地加强。
典型地，用于制造抗扭箱的方法相当程度上是手工的并且以多个步骤实施。形成所述箱的不同部件(表皮、纵梁、翼梁和肋板)被单独地制造并且随后通过共同结合(co-bonding)的方式被整合(特别是表皮和纵梁)，并且在大多数情况下，它们在复杂的夹具的辅助下而被机械地结合，以满足由空气动力的和结构的需求规定的必须的公差。这涉及到不同的组装站和诸如铆钉等的大量的结合元件，其导致重量的增加、高生产率和组装成本、对逻辑能力的更大需求以及更坏的外表面中的空气动力质量。
除此之外，用于箱的一些标准的制造方法暗含了用于肋板、翼梁、纵梁和表皮的分开的固化步骤。
为此，最近存在极大的努力来在抗扭箱生产中用复合材料实现增加的集成度的更高水平，由此克服上述的缺陷。
例如，WO 2008/132251 A1涉及一种包括由复合材料制成的多翼梁抗扭箱的整体航空器结构，该抗扭箱不具有肋板、而具有多个I形的或T形的纵梁和翼梁，其旨在实现在强度/刚度以及低重量方面有效的结构。
名为“机翼箱及相关方法”的WO 2005/110842 A2公开了一种包括两个或多个半壳结构的机翼箱，其可以通过复合材料整体地形成。每一个半 壳结构都是包括机翼的外表皮的至少一部分以及加强构件和连接构件的整体的或一体的构件。所述半壳结构可以通过使用例如铆钉的紧固件的连接构件组装，以形成所述机翼箱。
一些现有技术提出，设法实现所述结构的整体度的高水平，并且设法避免形成所述箱的部件的单独制造以及预浸料技术的使用。
然而，一些现有的抗扭箱仍包括大量的部件并且其制造和组装过程仍涉及大量的操作。除此之外，由于固化过程需要压热器，所以在它们的一些中使用的预浸料技术是昂贵的。
发明内容
本发明的目的在于提供一种具有简化结构的由复合材料形成的高度集成的灌注箱，其可以通过能够减少制造和组装操作步骤的方法制造。
本发明涉及一种由复合材料形成的高度集成的灌注箱，灌注箱具有两个表皮、若干个肋板、若干个纵梁、前翼梁和后翼梁，所述灌注箱包括通过连接装置结合的第一半箱和第二半箱，其中：
-第一半箱包括肋板和一个表皮，和
-第二半箱包括、前翼梁、后翼梁、纵梁和一个表皮。
本发明的集成灌注箱通过使用LRI(液体树脂灌注)技术制造，并且包括两个半箱，两个半箱的每一个具有在一个方向上的加强件(第一半箱包括横向加强部分，同时第二半箱包括纵向加强部分)，这简化了箱的制造过程。
本发明还涉及飞行器箱体结构，包括本发明的高度集成灌注箱。
本发明还涉及制造由复合材料形成的高度集成的灌注箱的方法，包括下列步骤：
-预备用于注入过程和肋板、表皮和纵梁的干ATL的工具：
○工具清洁； 
○将脱模装置应用至工具；
-组坯：在板层之间使用带结合剂的干纤维层合表皮、纵梁、翼梁以及肋板；
-翼梁、肋板和纵梁的形成过程：纵梁被形成为H形式并且随后被切分为两个T形，翼梁和肋板形成为J形；
-第一半箱的制造过程，包括下列步骤：
○将表皮布置在基础工具上；
○将肋板布置在表皮之上；
○在肋板之间布置刚性肋板腹板工具模块，使得每个肋板腹板的不包含肋板的上凸缘的面与工具一侧的面接触，并且所有部件被真空包覆盖；
○使用LRI(液体树脂灌注)技术用树脂灌注第一半箱；
○用自动加热工具固化或在炉内固化；
○脱模：一旦完成固化过程，移除真空包和将工具脱模；
○超声检测和尺寸检测；
-第二半箱的制造过程，包括下列步骤
○将表皮布置在基础工具上；
○将纵梁和翼梁布置在表皮之上；
○将具有树脂入口的纵梁腹板柔性工具模块布置在纵梁之上；
○在表皮上和纵梁腹板弹性工具模块上、以及在翼梁之间布置刚性翼梁腹板工具模块；
○使用LRI(液体树脂灌注)技术用树脂灌注第二半箱；
○用自动加热工具固化或在炉内固化；
○脱模：一旦完成固化过程，移除真空包和将工具脱模；
○超声检测和尺寸检测；
-通过钻孔和连接件的铆接实现第一半箱和第二半箱的组装过程。
比常规的制造过程有利的主要优点是基于减少制造和组装操作步骤，因为部件的数量和固化过程步骤减少。
某些箱的标准制造过程包含分开的用于肋板、翼梁、纵梁以及表皮的固化过程。相反，本发明的制造方法仅执行两个固化过程，一个固化过程用于第一半箱，另一个固化过程用于第二半箱。
本发明的另一优点在于，不需要高压罐(autoclave)用于固化。但是由预浸料坯构成的复合结构需要高压罐。
对于灌注过程，由于工具的简化以及其与RTM过程不同的是随后临时费用减少，因此选择LRI技术。
第二半箱包括一个表皮、前翼梁和后翼梁以及纵梁，并且不包括肋板，第二半箱具有一定的柔性(沿横跨方向的扭矩)，能够在两个半箱之间结合期间将翼梁打开一点。这种极小的扭矩使得可以在肋板和翼梁之间应用垫片和密封剂进行组装，由此避免在结合过程期间液体的散开，并且结构不会涉及应力变形的风险。
因为必要阶段和操作的数量大大减小，因而组装过程被大大缩短，因为避免了最消耗时间的横向箱组装操作的阶段。
因为大部分的结合是共同灌注，因此所需的铆接数量减少；因为这些机械接合的消除也减轻了重量。
参照附图，通过下文详细描述本发明的目的的典型实施例，将清楚理解本发明的其他特征和优点。
附图说明
图1、图3以及图5示出根据本发明的由复合材料形成的高度集成的灌注箱的第一半箱的不同视图。
图2、图4和图6示出根据本发明的由复合材料形成的高度集成的灌注箱的第二半箱的不同视图。
图7示出了在被结合在一起之前的由复合材料形成的高度集成的灌注箱的第一半箱和第二半箱。
图8示出第二半箱的柔性。
图9示出根据本发明的由复合材料形成的高度集成的灌注箱的纵梁的形成过程。
图11示出在第一半箱的制造过程中使用的工具和真空包。
图12示出在第二半箱的制造过程中使用的工具和真空包。
图13出根据本发明的由复合材料形成的高度集成的灌注箱的制造过程的示意性的顺序。
图14示出具有用于灌注过程的树脂入口的纵梁腹板弹性工具模块。
图15示出具有树脂入口的肋板和翼梁支撑工具。
具体实施方式
图1、3和5示出了根据本发明的由复合材料制成的高度集成的灌注箱的第一半箱1的多个视图。第一半箱1包括一个表皮3和肋板4。
图2、4和6示出了根据本发明的由复合材料制成的高度集成的灌注箱的第二半箱2的多个视图。第二半箱2包括表皮3、前翼梁、后翼梁和纵梁5。
两个半箱1、2使用干纤维(箔片织造或单向织造)。
如图7所示，两个半箱1、2是互补的，并且在被组装到一起之后，它们形成根据本发明的由复合材料制成的高度集成的灌注箱。
图8示出了第二半箱2的柔性。由于肋板4不被包括在这个半箱2中，所以半箱2具有一定的柔性，该柔性使得翼梁6可以在与第一半箱1结合的过程中稍微地打开，并且使得其可以通过连接装置连接到第一半箱。在本发明的实施例中，肋板4和翼梁6为J形的，并且纵梁5是T形的(参见图9)。
纵梁5通过结合两个C形的预制件而成形，两个C形的预制件一起形成了双C形(或H形)，随后它们将被切割成两个T形的纵梁5(图9)。
关于肋板4和翼梁6，使用包括两个步骤的成型工艺来形成所述肋板4和翼梁6：
-通过使用侧向模块(sdie modules)，形成两个L形，它们中的每一个都被划分成两个子模块(一个上部模块和一个下部模块)，在本阶段所述两个子模块被保持在一起。
-结合两个L形，移除下部子模块并且使腹板15弯曲以使T形变化成J形。
-在L形的各基部之间的间隙中引入粗纱(单向纤维条，该单向纤维条必须是与组坯中使用的材料相同的材料或兼容的材料)。
重要的是，肋板4、翼梁6和纵梁5在腹板15的任一侧设置有支脚16(参见图11和12)。肋板4和翼梁6的J形和纵梁5的T形允许这样的 构造。
粗纱还被引入进存在于纵梁5与表皮3之间的间隙中。
腹板15的任一侧上的支脚16能够提供如下优点：
-增强元件与表皮3之间的结合表面被增加。
-避免在与表皮3接触的区域中不具有支脚16的腹板15的一侧上出现间隙/拐角，这种间隙/拐角可能导致剥落的后果。
图13示出了根据本发明的由复合材料制成的高度集成的灌注箱的制造工艺的步骤的顺序的示意流程图。
根据本发明的由复合材料制成的高度集成的灌注箱的制造方法包括如下步骤：
-为肋板4、表皮3和纵梁5的注射工艺和干式ATL准备工具： 
○工具清洁 
○将脱模工具施加给工具(这将会使脱模容易)
-组坯：在层间使用带粘结剂的干纤维使表皮3、纵梁5、翼梁6和肋板4层合。由于层间的粘结剂，所以可以根据使用的材料执行与预浸料技术类似的自动的组坯工艺。
-翼梁6、肋板4和纵梁5的形成过程：纵梁5形成为H形，并且随后被切割成两个T形(参见图9)，并且翼梁6和肋板4形成为J形。由于干的叠层之间的粘结剂提供了在成形工艺中使层滑动的能力，因此类似的热成型的工艺可以施加给干纤维。
-第一半箱1的制造工艺，包括如下子步骤：
○将表皮3放置在基础工具7上。
○将肋板4放置在表皮3上。
○将刚性肋板腹板工具模块8放置在肋板4之间，以使得每个肋板腹板的不包含肋板4的上凸缘14的表面与模具8的一个侧面接触，并且全部的肋板腹板被真空包11覆盖。
○使用LRI(液体树脂灌注)技术将树脂灌注到第一半箱1中。
○使用自动加热工具或在炉内进行固化。
○脱模：一旦固化工艺完成，就将真空包11移除并且模具7、8被脱模。
○超声和尺寸检测。
-第二半箱2的制造工艺，包括如下子步骤：
○将表皮3放置在基础工具上。
○将纵梁5和翼梁6放置在表皮3上。
○将带有树脂入口12的纵梁腹板柔性工具模块10放置在纵梁5上。
○将刚性翼梁腹板的工具模块放置在翼梁(6)之间、表皮3上以及纵梁腹板的柔性工具模块10上。
○使用LRI(液体树脂灌注)技术将树脂灌注到第二半箱2中。
○使用自动加热工具或在烤箱内进行固化。
○脱模：一旦固化工艺完成，就将真空包11移除并且模具9、10被脱模。
○超声和尺寸检测。
-通过连接件的钻孔和铆接的方式实现第一半箱1与第二半箱2的组装过程。
在图12中可以看出，存在放置在纵梁5之间的表皮3的部分上以及在翼梁6的上凸缘上的工具模块(tooling module，或模具模块、加工模块)9，并且还存在围绕每一个纵梁5的腹板15的较小的工具模块10。较小的工具模块10允许部件的压紧及其脱模。图14示出了用于纵梁支撑的软工具和树脂入口工具。对于纵梁5来说，软支撑工具被使用以利用其轻质、易处理及多用途的优点。在树脂入口12位于纵梁5的头上上方的情况下，硅树脂轮廓被传统地用于灌注工艺的树脂分布。
图15示出了用于肋板4和翼梁6的硬工具17。该硬支撑工具17被需要，以确保良好的压紧并且减少多孔性。其还包括树脂入口通道18和边缘闭合口密封装置19。
肋板4的鼠洞区域(mouse hole area)上的工具边缘仅包含密封装置(密封衬片)，而不包含树脂通道，以使这些区域中的肋板4与纵梁5之间的距离最小化。
根据实施例，使用封闭螺栓(blind bolts)从外表面就能实现第一半箱1与第二半箱2的组装过程中的连接件的钻孔和铆接。
当翼梁6中的手孔(hand hole)与本发明的理念兼容而引入标准的超轻钛螺栓(hi-lite titanium bolt)时，这些标准的超轻钛螺栓可以用于翼梁6。盲紧固件用于肋板4与表皮3的结合，并且标准的超轻钛螺栓用于翼梁6与表皮3的结合以及用于翼梁6与肋板4的结合。
根据材料的不同，所述制造工艺中的组坯过程可以是自动或人工操作的。
在刚刚已经被描述的所述实施例中，可以在下面的权利要求限定的范围内引入一些修改。

Claims (8)

1.一种由复合材料形成的高度集成的灌注箱，所述灌注箱具有两个表皮(3)、若干个肋板(4)、若干个纵梁(5)、前翼梁和后翼梁，所述灌注箱包括通过连接装置结合的第一半箱(1)和第二半箱(2)，其特征在于：
-所述第一半箱(1)包括所述肋板(4)和一个表皮(3)，和
-所述第二半箱(2)包括所述前翼梁、所述后翼梁、所述纵梁(5)和一个表皮(3)。
2.根据权利要求1所述的由复合材料形成的高度集成的灌注箱，其特征在于，所述肋板(4)和所述翼梁(6)是J形的并且所述纵梁(5)是T形的。
3.一种飞行器箱结构，例如翼、垂直稳定器(VTP)、水平稳定器(HTP)或外挂架，包括如权利要求1或2所述的高度集成的灌注箱。
4.一种制造权利要求1所述的由复合材料形成的高度集成的灌注箱的方法，其特征在于，所述方法包括下列步骤：
-用于注入过程以及肋板(4)、表皮(3)和纵梁(5)的干ATL的工具的准备：
○清洁工具；
○将脱模装置应用至工具；
-组坯：在板层之间使用带结合剂的干纤维使表皮(3)、纵梁(5)、翼梁(6)以及肋板(4)层叠；
-翼梁(6)、肋板(4)和纵梁(5)的形成过程：纵梁(5)被形成为H形形状并且随后被切分为两个T形形状，翼梁(6)和肋板(4)被形成为J形形状；
-第一半箱(1)的制造过程，包括下列子步骤：
○将表皮(3)布置在基础工具(7)上；
○将肋板(4)布置在表皮(3)之上；
○在肋板(4)之间布置刚性肋板腹板工具模块(8)，使得每个肋板腹板的不包含肋板(4)的上凸缘(14)的面与工具(8)一侧的面接触，并且所有部件被真空包(11)覆盖；
○使用LRI(液体树脂灌注)技术用树脂灌注第一半箱(1)；
○用自动加热工具进行固化或在炉内进行固化；
○脱模：一旦完成固化过程，移除真空包(11)和将工具(7、8)脱模；
○超声波检测和尺寸检测；
-第二半箱(2)的制造过程，包括下列子步骤
○将表皮(3)布置在基础工具上；
○将纵梁(5)和翼梁(6)布置在表皮(3)之上；
○将具有树脂入口(12)的纵梁腹板柔性工具模块(10)布置在纵梁(5)之上；
○在表皮(3)上和纵梁腹板弹性工具模块(10)上、以及在翼梁(6)之间布置刚性翼梁腹板工具模块；
○使用LRI(液体树脂灌注)技术用树脂灌注第二半箱(2)；
○用自动加热工具进行固化或在炉内进行固化；
○脱模：一旦完成固化过程，移除真空包(11)和将工具(9、10)脱模；
○超声波检测和尺寸检测；
-通过钻孔和连接件的铆接实现第一半箱(1)和第二半箱(2)的组装过程。
5.根据权利要求4所述的制造由复合材料形成的高度集成的灌注箱的方法，其特征在于，在第一半箱(1)和第二半箱(2)的组装过程中的钻孔和连接件的铆接是通过使用封闭螺栓从外表面实现。
6.根据权利要求5所述的制造由复合材料形成的高度集成的灌注箱的方法，其特征在于，标准的高轻量的钛螺栓用于翼梁(6)。
7.根据权利要求4至6中任一项所述的制造由复合材料形成的高度集成的灌注箱的方法，其特征在于，组坯步骤是手工操作的。
8.根据权利要求4至6中任一项所述的制造由复合材料形成的高度集成的灌注箱的方法，其特征在于，组坯步骤是自动操作的。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105253291A (zh) * 2015-10-14 2016-01-20 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种带梳状接头的机翼整体机加壁板及应用
CN114919210A (zh) * 2022-04-22 2022-08-19 南京聚隆复合材料技术有限公司 一种复合材料机翼骨架的成型方法

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2674659T3 (es) * 2013-09-23 2018-07-03 Airbus Operations S.L. Método para fabricar una caja de torsión aeronáutica, caja de torsión y herramienta para fabricar una caja de torsión aeronáutica
FR3021898B1 (fr) * 2014-06-10 2016-07-15 Daher Aerospace Procede d’assemblage d’un ensemble de pieces composites et ensemble obtenu par un tel procede
ES2705124T3 (es) * 2015-09-29 2019-03-21 Airbus Operations Sl Costilla de composite para una caja de torsión de aeronave y procedimiento de fabricación de la misma
GB201522327D0 (en) * 2015-12-17 2016-02-03 Airbus Operations Ltd Wing structure
US10479474B2 (en) * 2016-07-14 2019-11-19 The Boeing Company Friction stir welded wingtip torque box
GB2557274A (en) * 2016-12-02 2018-06-20 Airbus Operations Ltd Aerofoil structure components
CN108688195B (zh) * 2018-06-13 2024-04-09 绍兴宝旌复合材料有限公司 一种碳纤维复合材料梯形骨架结构及其成型方法
ES2881952T3 (es) 2018-07-23 2021-11-30 Airbus Operations Slu Conjunto de fuselaje de composite y procedimientos y dispositivos para su fabricación
CN109353024B (zh) * 2018-09-03 2020-11-13 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机副翼j型肋的复材成型方法
US11001363B2 (en) * 2018-11-08 2021-05-11 The Boeing Company Composite spar for aircraft wing
IT201800010328A1 (it) * 2018-11-14 2020-05-14 Leonardo Spa Procedimento per la fabbricazione di un cassone multi-centina in materiale composito con pannelli irrigiditi integrati
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing
CN111452991A (zh) * 2019-01-20 2020-07-28 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种具有多接头的复合材料飞机舵面胶接定位方法
CN111452990A (zh) * 2019-01-20 2020-07-28 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种具有多接头的复合材料飞机舵面胶接定位方法
DE102019123012A1 (de) * 2019-08-28 2021-03-04 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Torsionskasten für eine Struktur eines Flugzeugs sowie ein Torsionskasten für eine Struktur eines Flugzeugs
US11161592B2 (en) * 2019-09-11 2021-11-02 Textron Innovations Inc. Torque box sleeves for aircraft wing assemblies
US11319051B2 (en) * 2020-01-03 2022-05-03 The Boeing Company Stiffened composite ribs
US11753184B2 (en) * 2020-11-18 2023-09-12 The Boeing Company Assembly line fabrication and assembly of aircraft wings
CN114441278B (zh) * 2021-12-20 2024-06-14 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种飞机用复合材料加筋壁板试验件灌封方法及装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050236524A1 (en) * 2004-04-27 2005-10-27 The Boeing Company Airfoil box and associated method
GB2466993A (en) * 2009-01-20 2010-07-21 Airbus Uk Ltd Aircraft Wing-Box
JP2012232506A (ja) * 2011-05-02 2012-11-29 Teijin Ltd 皮膜を有する熱可塑性炭素繊維複合材料の製造方法
CN202896871U (zh) * 2012-11-09 2013-04-24 北京航空航天大学 一种新型机翼翼梁
EP2604405A1 (en) * 2011-12-13 2013-06-19 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating large scale integrated airfoils

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5560102A (en) * 1992-10-13 1996-10-01 The Boeing Company Panel and fuselage assembly
AU2584497A (en) * 1996-03-22 1997-10-10 Boeing Company, The Determinant spar assembly
US7509740B2 (en) * 2001-11-13 2009-03-31 The Boeing Company Method of manufacturing a wing
JP4574086B2 (ja) * 2001-09-03 2010-11-04 富士重工業株式会社 複合材翼の製造方法および複合材翼
GB0616121D0 (en) * 2006-08-14 2006-09-20 Airbus Uk Ltd Moulding tool and method of manufacturing a part
EP2153979B1 (en) 2007-04-30 2016-10-19 Airbus Operations S.L. Multispar torsion box made from composite material

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050236524A1 (en) * 2004-04-27 2005-10-27 The Boeing Company Airfoil box and associated method
GB2466993A (en) * 2009-01-20 2010-07-21 Airbus Uk Ltd Aircraft Wing-Box
JP2012232506A (ja) * 2011-05-02 2012-11-29 Teijin Ltd 皮膜を有する熱可塑性炭素繊維複合材料の製造方法
EP2604405A1 (en) * 2011-12-13 2013-06-19 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating large scale integrated airfoils
CN202896871U (zh) * 2012-11-09 2013-04-24 北京航空航天大学 一种新型机翼翼梁

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105253291A (zh) * 2015-10-14 2016-01-20 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种带梳状接头的机翼整体机加壁板及应用
CN114919210A (zh) * 2022-04-22 2022-08-19 南京聚隆复合材料技术有限公司 一种复合材料机翼骨架的成型方法

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Publication number Publication date
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