DE60114430T2 - Trägerstrukturen aus verbundwerkstoffen mit sinusförmigen stegen und herstellungsverfahren solcher strukturen - Google Patents
Trägerstrukturen aus verbundwerkstoffen mit sinusförmigen stegen und herstellungsverfahren solcher strukturen Download PDFInfo
- Publication number
- DE60114430T2 DE60114430T2 DE60114430T DE60114430T DE60114430T2 DE 60114430 T2 DE60114430 T2 DE 60114430T2 DE 60114430 T DE60114430 T DE 60114430T DE 60114430 T DE60114430 T DE 60114430T DE 60114430 T2 DE60114430 T2 DE 60114430T2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- preform
- web
- legs
- base
- support structure
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 24
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 34
- 229920005989 resin Polymers 0.000 claims abstract description 20
- 239000011347 resin Substances 0.000 claims abstract description 20
- 239000011324 bead Substances 0.000 claims abstract description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 23
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 claims description 6
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 2
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 claims 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 claims 1
- 239000004634 thermosetting polymer Substances 0.000 abstract 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 10
- 238000009954 braiding Methods 0.000 description 6
- 238000009941 weaving Methods 0.000 description 5
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 3
- 230000001965 increasing effect Effects 0.000 description 2
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 description 1
- 239000007795 chemical reaction product Substances 0.000 description 1
- 230000003028 elevating effect Effects 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 235000019589 hardness Nutrition 0.000 description 1
- 238000001802 infusion Methods 0.000 description 1
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 229920002379 silicone rubber Polymers 0.000 description 1
- 239000004945 silicone rubber Substances 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 239000004753 textile Substances 0.000 description 1
- 238000001721 transfer moulding Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 1
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
- B64C1/065—Spars
-
- E—FIXED CONSTRUCTIONS
- E04—BUILDING
- E04C—STRUCTURAL ELEMENTS; BUILDING MATERIALS
- E04C3/00—Structural elongated elements designed for load-supporting
- E04C3/02—Joists; Girders, trusses, or trusslike structures, e.g. prefabricated; Lintels; Transoms; Braces
- E04C3/28—Joists; Girders, trusses, or trusslike structures, e.g. prefabricated; Lintels; Transoms; Braces of materials not covered by groups E04C3/04 - E04C3/20
-
- 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
- B29C70/34—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 and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
- B29C70/342—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 and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation using isostatic pressure
-
- 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
- B29C70/34—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 and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
- B29C70/345—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 and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation using matched moulds
-
- 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
- B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
- B29C70/48—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs and impregnating the reinforcements in the closed mould, e.g. resin transfer moulding [RTM], e.g. by vacuum
-
- 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
- B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
- B29C70/549—Details of caul plates, e.g. materials or shape
-
- 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
- B29C70/58—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising fillers only, e.g. particles, powder, beads, flakes, spheres
- B29C70/64—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising fillers only, e.g. particles, powder, beads, flakes, spheres the filler influencing the surface characteristics of the material, e.g. by concentrating near the surface or by incorporating in the surface by force
-
- 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
- B29D99/0003—Producing profiled members, e.g. beams
-
- 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
- B29L2031/001—Profiled members, e.g. beams, sections
- B29L2031/003—Profiled members, e.g. beams, sections having a profiled transverse cross-section
-
- 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
-
- 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
- Y10T403/00—Joints and connections
- Y10T403/47—Molded joint
-
- 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
- Y10T428/19—Sheets or webs edge spliced or joined
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Architecture (AREA)
- Civil Engineering (AREA)
- Structural Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Catalysts (AREA)
Description
- HINTERGRUND DER ERFINDUNG
- 1. Technisches Gebiet:
- Die vorliegende Erfindung bezieht sich im Allgemeinen auf ein verbessertes strukturelles Stützglied und insbesondere auf einen strukturellen Träger mit einem sinusförmigen Steg. Ganz besonders bezieht sich vorliegende Erfindung auf einen strukturellen Stützträger, der aus Verbundwerkstoffen gebildet ist und ein Paar von Endflanschen aufweist, die durch einen sinusförmigen Steg verbunden sind.
- 2. Beschreibung des Standes der Technik:
- Strukturelle Stützholme oder I-Träger haben typischerweise einen "I"-förmigen Querschnitt mit einem vertikal ausgerichteten Steg und einem Querbalken oder Flansch an jedem vertikalen Ende des Stegs. Der Steg und die Flansche erstrecken sich integral ent lang der Länge des Trägers, aber können in der Form, der Dicke usw. variieren. Beispielsweise vergrößert ein Träger mit einem sinusförmigen oder sinuswellenförmigen Steg die augenscheinliche Schnittdicke des Stegs. Träger mit sinusförmigen Stegen wurden verfolgt durch eine Verschiedenheit von Design- und Herstellungsmaßnahmen, da diese Strukturen das Potential bieten, die beste Steifheit und das beste Festigkeits-/Gewichts-Verhältnis jeglicher Stützstrukturen zu liefern.
- Gegenwärtig verwenden alle Verbundträger mit sinusförmigen Stegen Verbundwerkstoffe mit Fasern, die sich kontinuierlich von dem Steg in die Flansche erstrecken. Die Fasern werden einfach vor dem Härten von Harz in dem Träger um den gewünschten Winkel (90 Grad in Trägern mit Flanschen, die senkrecht zu dem Gurt sind) gebogen. Im Wesentlichen werden zwei "C"-förmige Abschnitte geschaffen und dann Rücken an Rücken verbunden durch gemeinsames Härten des Stegbereichs und der Flanschbereiche zu äußeren Kappenlaminaten, die die beiden C-Abschnitte seitlich vereinigen. Die Herstellung hat typischerweise einen großen Anteil von Handarbeit des Verbundwerkstoffs in die Sinuswellenkonfiguration einbezogen. Ein besonders arbeitsintensiver Schritt ist erforderlich, um die Fasern ordnungsgemäß an den Ecken umzubiegen, in denen sie von der gekrümmten zur flachen Geometrie zwischen dem Steg und den Flanschbereichen des Trägers übergehen. Viele Techniken wurden angewendet, um diese Konfiguration zu schaffen, einschließlich Schichten der Lagen und Härten von vorher imprägnierten ("prepreg")-Materialien und Schichten der Lagen von trockenen Textilmaterialien gefolgt durch Harzübertragungsformen oder andere Harzinfusionsverfahren. Wegen der inhärenten Herstellungsbeschränkungen die ser Techniken sind gewöhnlich Gewebematerialien anstelle von unidirektionalen Materialien erforderlich.
- Das Erzielen einer adäquaten Steifheit des Stegs ist ein anderes Problem für strukturelle Holme. Dieses Problem wurde bekämpft durch Erhöhen der Laminatverbunddicke des Stegs oder durch Verwendung eines flachen Stegs und Befestigen individueller Versteifungselemente wie Hüte, Messer, "J's" oder "C's". Unglücklicherweise erhöhen diese beiden Lösungen das Gewicht des Holms beträchtlich bzw. erhöhen die Herstellungskosten. Andere Ausgestaltungen enthalten flache, versteifte strukturelle Platten anstellen von Sinuswellenstegen. Diese zuletzt genannten Versionen verwenden typischerweise Wabenkerne oder ähnliche Materialien zwischen zwei Laminatflächen eines Stegs mit dem angemessenen ebenen Profil. Die Verwendung solcher versteifen flachen Stege ist nicht so gewichtseffizient wie Sinuswellenstege.
- ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
- Gemäß der vorliegenden Erfindung ist eine Stützstruktur vorgesehen, welche aufweist:
einen laminierten Steg, der aus Verbundwerkstoffen gebildet ist und ein Paar von Längskanten, ein Paar von Seitenkanten und ein sich in einer Längsrichtung erstreckendes wellenförmiges Profil aufweist;
ein Paar von Vorformlingen, die aus Verbundwerkstoffen gebildet sind, die jeweils eine Basis haben mit einem Paar von Beinen, die sich von dieser weg erstrecken, um einen Kanal dazwischen zu bilden, wobei jeder der Vorformlinge aus Faserseilen gebildet ist, die sich kontinuierlich durch die Basis und die Beine erstrecken; und worin
eine der Längskanten des Stegs in jedem der Kanäle befestigt ist. - Auch ist gemäß der vorliegenden Erfindung ein Verfahren zum Herstellen einer Stützstruktur vorgesehen, das die Schritte aufweist:
- (a) Vorsehen eines geschichteten Stegs, der aus Verbundwerkstoffen gebildet ist und eine Längskante und ein sich in Längsrichtung erstreckendes wellenförmiges Profil hat;
- (b) Bilden eines Vorformlings aus Verbundwerkstoffen, welcher Vorformling eine Basis mit einem Paar von Beinen, die sich von dieser weg erstrecken, um einen Kanal zwischen sich zu bilden, hat, wobei der Vorformling Faserseile hat, die sich kontinuierlich durch die Basis und die Beine in einer harzartigen Matrix erstrecken;
- (c) Befestigen der Längskante des Stegs in dem Kanal des Vorformlings derart, dass die Beine des Vorformlings den Steg überspannen;
- (d) Formen der Beine des Vorformlings zu der Längskante des Stegs, um eine Stützstruktur zu bilden; und dann
- (e) Positionieren eines angrenzenden Werkzeugs auf dem Vorformling und dem Steg und Erwärmen der Stützstruktur.
- Ein struktureller Stützträgerflansch-Vorformling kann dem griechischen Buchstaben "Pi" ähneln, mit einer Basis und zwei sich von dieser erstreckenden Beinen. Der Vorformling ist ein Verbundwerkstoff, der durch Weben oder Flechten von Bündeln oder Seilen aus Fasern gebildet sein kann. Die Fasern können so orientiert sein, dass sie sich durch jeweils die Basis und die Beine erstrecken. Wenn er mit einem flachen Steg verwendet wird, kann der Vorformling gewebt oder geflochten werden mit einer geradlinigen Bewegung durch die Web- oder Flechtmaschine. Wenn er mit einem sinusförmigen Steg verwendet wird, kann es wünschenswert sein, die axialen oder Kettfäden seitlich hin und her auszulenken, um einen sinusförmigen Vorformling zu schaffen. Der sich ergebende Vorformling kann entweder mit einem geeigneten wärmeaushärtenden Harz imprägniert sein oder er kann nicht imprägniert sein, so dass Harz in einem späteren Schritt des Gesamtherstellvorgangs eingeführt werden kann.
- Zwei der Vorformlinge können zu einem sinusförmigen Steg des strukturellen Trägers verbunden werden. Die Tafel kann aus Blättern aus ungehärtetem, wärmeaushärtendem Harz gebildet sein, die mit gerichteten Fasern verstärkt sind. Die Tafel kann zwei äußere Schichten aufweisen, die an jedem Ende zwei kürzere Schichten zwischen sich aufnehmen, und eine syntaktische oder geschäumte Harzschicht dazwischen. Die Beine jedes Vorformlings überspannen eine Kante der Tafel und können zu beiden Seiten der genauen Konturen der Tafel geformt sein. Ein Laminatstreifen kann gegen die Basis jedes Vorformlings positioniert sein, um ein Paar von Flanschen für das strukturelle Stützglied zu schaffen. Die zusammengesetzte Struktur kann dann erwärmt und erhärtet werden. Der Steg und/oder die Flansche der Struktur können auch mit abwechselnden Sicken ausgebildet, entweder in der vertikalen oder der horizontalen Richtung konisch verlaufen oder unter nicht orthogonalen Winkeln geneigt sein. Zusätzlich kann das strukturelle Stützglied als ein I-Träger, ein C-Träger oder ein Z-Träger ausgebildet sein.
- Die vorhergehenden und andere Aufgaben und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden für den Fachmann augenscheinlich angesichts der folgenden detaillierten Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung, genommen in Verbindung mit den angefügten Ansprüchen und den begleitenden Zeichnungen.
- KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
- Damit die Merkmale, Vorteile und Aufgaben der Erfindung augenscheinlich werden und im Einzelnen verstanden werden können, wird eine genaue Beschreibung der Erfindung, die vorstehend kurz zusammengefasst wurde, durch Bezugnahme auf das Ausführungsbeispiel von dieser gegeben, das in den angefügten Zeichnungen illustriert ist, welche Zeichnungen einen Teil dieser Darstellung bilden. Es ist jedoch festzustellen, dass die Zeichnungen nur ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung illustrieren und daher nicht als deren Bereich beschränkend anzusehen sind, da die Erfindung anderen in gleicher Weise wirksamen Ausführungsbeispielen zugänglich sein soll.
-
1 ist eine isometrische Ansicht eines kurzen, geraden pi-förmigen strukturellen Stützflansches für einen strukturellen Stützträger mit flachem Steg, der gemäß der Erfindung ausgebildet ist. -
2 ist eine Schnittendansicht des Flansches nach1 , die den Weg von Querfasern zeigt, die von einer Kante der pi-förmigen Basis ein Bein herauf, zurück nach unten, über und dann auf- und abwärts des zweiten Beins gehend, bevor sie zu dem entgegengesetzten Ende der Basis gehen. -
3 ist eine isometrische Ansicht eines sinusförmigen Stegs, der in Verbindung mit einem Typ von Flansch wie dem in1 illustrierten verwendet wird. -
4 ist eine schematische Zeichnung während der Herstellung, die eine Schnittansicht des Stegs und des Flansches nach den2 bzw.3 zeigt, mit einer Basiskappe oder einem Flansch, die gemeinsam mit diesem Flansch zu härten ist. -
5 ist eine Schnittansicht, die an einem Punkt entlang der Trägerlänge entsprechend mit der neutralen Achse eines Trägers mit sinusförmigem Steg oder eines Trägers mit flachem Steg genommen ist, und gemäß der Erfindung ausgebildet ist. - Die
6A und6B sind isometrische Ansicht von zwei Versionen von Stützträgern mit sinusförmigen Stegen nach5 . -
7 ist eine isometrische Ansicht eines zweiten Ausführungsbeispiels des Trägers nach5 , bei dem Schnittflächen des Stegs und der pi-förmigen Basen gerade sind, aber wo Sicken aus der Ebene des Stegs ge bildet sind, um eine Versteifung zu erhalten. -
8 ist eine isometrische Ansicht eines dritten Ausführungsbeispiels des Trägers nach5 , bei dem die Breite der Flanschkappen von einem Ende des Trägers zu dem anderen konisch verläuft. -
9 ist eine Draufsicht auf den Träger nach8 . -
10 ist eine Seitenansicht eines vierten Ausführungsbeispiels des Trägers nach5 , bei dem die Höhe des Stegs von einem Ende zu dem anderen Ende konisch verläuft. -
11 ist eine Endansicht des Trägers nach10 . -
12 ist eine Endansicht eines fünften Ausführungsbeispiels des Trägers nach5 , bei dem die Flansche unter einem nicht orthogonalen Winkel relativ zu dem Steg sind. -
13 ist eine Endansicht eines sechsten Ausführungsbeispiels des Trägers nach5 . -
14 ist eine Endansicht eines siebenten Ausführungsbeispiels des Trägers nach5 . -
15 ist eine Endansicht eines achten Ausführungsbeispiels des Trägers nach5 . - DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DES BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELS
- Es wird auf die
1 und2 Bezug genommen, in denen eine vorgeformte Komponente oder ein "Vorformling"11 für einen strukturellen Stützträger gezeigt ist. Wenn er von dem Ende oder im Querschnitt betrachtet wird, ähnelt der Vorformling11 dem griechischen Buchstaben Π oder "pi" mit einem sich in Längsrichtung erstreckenden Querbalken oder Basis13 mit zwei sich in Längsrichtung erstreckenden Beinen15 ,17 , die von dieser abstehen. Eine Nut oder ein Kanal19 ist zwischen den Beinen15 ,17 definiert. Der Vorformling11 ist ein Verbundwerkstoff, der durch Weben oder Flechten von Bündeln oder Seilen von Fasern21 gebildet ist (2 ). Die Fasern21 sind so orientiert, dass sie sich kontinuierlich durch jedes Segment des Vorformlings11 enthaltend die Basis13 und die Beine15 ,17 , erstrecken. Jedoch können die Faservorformlinge so ausgebildet sein, dass jede gewünschte Faserarchitektur gebildet wird, die benötigt wird, um eine gewählte Lasttragefähigkeit zu verleihen und jede gewünschte Stegtafeldicke aufzunehmen. Der Vorformling11 kann entweder mit einem geeigneten wärmehärtbaren Harz imprägniert sein oder er kann nicht imprägniert sein, so dass Harz in einem späteren Schritt des Gesamtherstellungsprozesses eingebracht werden kann. - Eine Tafel
31 wie die in3 gezeigte mit einer im Allgemeinen gewellten oder sinuswellenförmigen Konfiguration, die sich in der Längsrichtung erstreckt, wird als der Steg eines strukturellen Trägers in Verbindung mit zwei Vorformlingen11 verwendet. Die Tafel31 ist aus ungehärteten Blättern oder Schichten aus wärmehärtbarem Harz gebildet, die mit orientierten Fasern verstärkt sind, die segmentiert sind, um gewünschte Faserlängen zu erhalten. Die Blätter werden geschnitten und gestapelt, um Laminate des Verbundwerkstoffs für die Tafel31 zu bilden. Jede der Schichten kann in der gerichteten Orientierung ihrer Fasern variieren. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel hat die Tafel31 zwei äußere Laminate, zwischen denen eine syntaktische oder geschäumte Harzschicht angeordnet ist. Jedes der zusammengesetzten Laminate ist aus denselben Materialien und durch denselben Prozess gebildet. - Die ungehärtete Tafel
31 wird in eine flache Konfiguration zusammengesetzt, die erwärmt und in den Konturen eines Werkzeugs mit einem gewellten Profil oder gewellter Oberflächengeometrie geformt wird. Die Tafel31 wird dann weiterhin erwärmt, um die kombinierten zusammengesetzten und syntaktischen Harze in eine Reihe von Längswellen zu härten, die jede ihrer Schichten typisieren. Bei dem gezeigten Ausführungsbeispiel sind die Wellen in einem glatten, sinuswellenartigen Muster, die der Tafel31 ermöglichen, eine im Allgemeinen ebene Konfiguration beizubehalten. Obgleich sich die Fasern selbst nicht strecken, ermöglichen die kurzen Längen der Fasern ein Strecken des Materials in der Faserrichtung durch Bildung kleiner Spalte zwischen den Faserenden, so dass eine Verformung des Verbundwerkstoffs in allen Richtungen möglich ist. Somit ist die Tafel31 versteift sowohl durch Auseinanderhalten seiner äußeren Schichten durch die syntaktische Schicht und durch ihre gewellte Oberfläche. Das Auseinanderhalten der äußeren Schichten der Tafel31 hilft, eine gewichtseffiziente Versteifung gegen Biegungen in Längsrichtung in einer Richtung, die senkrecht zu der Stegoberfläche ist, zu erzielen. Die Welligkeiten in dem Steg helfen, eine gewichtseffiziente Versteifung gegen Biege- oder Knicklasten in der Höhenrichtung des Trägers zu erzielen. Biegelasten in Längsrichtung mit zu der Höhenrichtung parallelen Vektoren erfahren einen Widerstand durch die Flansche des Trägers. - Nach dem Härten können die Kanten der Tafel
31 nötigenfalls durch ein geeignetes Verfahren bearbeitet werden, um eine gewünschte Kantengeradlinigkeit, Glätte und dimensionale Steuerung zu erhalten. - Wie in der vereinfachten Schnittzeichnung nach
4 illustriert ist, ist eine der Kanten der sinusförmigen Tafel31 vollständig in den Kanal19 des Vorformlings11 eingesetzt, bis sie wie gezeigt auf dem Boden aufsitzt oder in annehmbarem Maße nahe diesem ist. Die beiden Beine15 ,17 überspannen die Gesamtdicke der Tafel31 , bevor sie auf beiden Seiten den genauen Konturen der Tafel31 angepasst sind. Alternativ kann ein vorangepasster Vorformling11 dem gewellten Profil des Stegs/der Tafel31 angepasst werden. Die Seitenkanten der Tafel31 sind nicht an Vorformlingen11 befestigt. Als Nächstes wird ein länglicher beschichteter Streifen33 mit geeigneter Dicke, Schichtung, Faserorientierung und Geometrie an der Basis13 des Vorformlings11 gegenüber der Tafel31 positioniert, um einen Querbalken oder Flansch für das künftige strukturelle Stützglied zu schaffen. Der geschichtete Streifen33 kann entweder gehärtet oder ungehärtet sein, aber das bevorzugte Ausführungsbeispiel dieser Erfindung besteht darin, dass er bereits gehärtet ist, um die gewünschte Konfiguration und die Abmessungstoleranzen zu erhalten, damit das erforderliche Montagewerkzeug vereinfacht wird. Bei dem Ausführungsbeispiel nach4 wird der geschichtete Streifen33 vor dem Zusammensetzen mit dem Vorform ling11 gehärtet. Wenn jedoch der geschichtete Streifen33 nicht vor dem Zusammensetzen mit dem Vorformling11 gehärtet wird, dann wird der Unterdruckbeutel39 über die linke und die rechte Seitenkante des geschichteten Streifens33 hinaus erweitert. In diesem letztgenannten Fall dichten die unteren Abdichtungen gegen ein Werkzeug ab, das die untere Oberfläche des geschichteten Streifens33 trägt. - Ein geeignetes Begrenzungswerkzeug wird dann gegen jede Seite des pi-förmigen Vorformlings
11 positioniert, und wenn der Vorformling vorher nicht imprägniert war, wird ein ausgewähltes Harz in dieses eingebracht. Bei dem gezeigten Ausführungsbeispiel wird ein herkömmlicher geformter Silikongummi-Druckverstärker35 über dem Vorformling11 angeordnet und mit Dichtleisten37 innerhalb eines Unterdruckbeutels39 abgedichtet. Die Gesamtstruktur wird erwärmt, um das Harz in dem Vorformling11 auszuhärten, wodurch strukturelle Verbindungen geschaffen werden, die integral den Vorformling11 mit der sinuswellenförmigen Tafel31 verbinden, um einen gewünschten sinuswellenförmigen Holm zu schaffen. Obgleich der Vorgang für nur eine Seite der Tafel31 beschrieben wurde, kann diese Folge von Schritten gleichzeitig auf beiden Seiten der Tafel31 durchgeführt werden, um den Holm oder Träger41 als Endprodukt auszubilden (5 und6 ). -
6A stellt eine Version des Trägers41a mit einem Vorformling11a mit geradlinigen Beinen15a ,17a dar, die den Konturen des Stegs31 angepasst sind. Der Vorformling11a ist mit gewellten Kanten gezeigt, die den Konturen des Stegs31 angepasst sind. Dies ergibt sich aufgrund eines Vorformlings11a , der aus der Flechtmaschine mit einer konstanten Breite kommt. - Wenn der Vorformling
11a der Gestalt des Stegs31 angepasst ist, muss die Basis13a ebenfalls angepasst sein. Dies bedeutet, dass die Fasern an den konvexen Punkten der Krümmung auseinandergestreckt und an den konkaven Punkten der Krümmung gebündelt werden. -
6B stellt eine Version des Trägers41b mit einem Vorformling11b mit gekrümmten Beinen15b ,17b , die entsprechend der Kontur des Stegs31 vorgeformt sind, dar. Die vertikalen Linien, die die Beine15b ,17b des Vorformlings11b darstellen, haben einen gleichförmigeren Abstand anstelle der abwechselnden Abstandbildung und Bündelung wie in6A . Bei der Version nach6B wird der Web- oder Flechtvorgang so durchgeführt, dass die axialen Fasern innerhalb der Web- oder Flechtmaschine von Seite zu Seite so bewegt werden, dass der erhaltene Vorformling11b eine inhärente Sinuswellenkonfiguration hat. Dies ist wichtig für Anwendungen, bei denen die Dicken der Beine15b ,17b und der Basis13b groß genug sind, um das Biegen eines geraden Vorformlings11 in eine Sinuswellenform schwierig zu machen. - Es ist für den Fachmann offensichtlich, dass alle Materialien zu der Zeit des Zusammensetzens der Tafel
31 , der Vorformlinge11 und der geschichteten Flansche33 ungehärtet sein können. Obgleich dies die Anzahl von erforderlichen Härtungszyklen verringert, werden hierdurch die Anforderungen an das Härtungswerkzeug der Anordnung beträchtlich komplizierter, wodurch sowohl die Kosten als auch die Gefahr erhöht werden. Es ist auch offensichtlich, dass die Tafel31 als ein festes dickeres Laminat gebildet werden kann ohne den Einschluss des vorbestimmten syntaktischen oder geschäumten Materials. Zusätzlich kann die Tafel31 geformt werden durch Legen eines kontinuierlichen Faser-Prepreg-Materials Schicht für Schicht entsprechend der Kontur des Formwerkzeugs, aber ein derartiger Prozess erhöht die Wahrscheinlichkeit höherer Herstellungskosten. - Gemäß
7 ist ein zweites Ausführungsbeispiel der Erfindung als Träger51 dargestellt. Der Träger51 hat abwechselnde Welligkeiten oder Rippen53 , die ähnlich der Sinuswellenform des Trägers41 sind, mit der Ausnahme, dass bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel die Rippen53 in einer flachen. Kante auf der Ober- und der Unterseite des Stegs55 vor dem Kreuzen mit den Beinen57 des Vorformlings59 enden. Somit hat der Steg55 im Wesentlichen flache Längskanten, die sich entlang seiner Länge erstrecken. Jedoch können die Rippen53 sich über den gesamten Weg zu den Längskanten des Stegs55 erstrecken. - Bei dem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung stellen die
8 und9 einen Träger61 mit Basen63 dar, die in der Breite von links nach rechts entlang des sinusförmigen Stegs65 konisch abnehmen. Somit ist die Breite der Basen63 an einem Ende (der linken Seite) kleiner als die Breite von Basen63 an dem anderen Ende (der rechten Seite). In gleicher Weise sind die geschichteten Flansche33 in der Breite konusförmig. Das vierte Ausführungsbeispiel nach den10 und11 ist ein Träger71 mit Flanschen73 , die von links nach rechts entlang des sinusförmigen Stegs75 in der Höhe konusförmig abnehmen. Somit ist die Höhe oder vertikale Abmessung des Trägers71 an dem linken Ende kleiner als die Höhe des Trägers71 an dem rechten Ende. - Gemäß einem fünften Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt
12 einen Träger81 mit einem oberen und einem unteren Flansch83 ,85 , die unter einem nicht orthogonalen Winkel relativ zu dem sinusförmigen Steg87 geneigt sind. Bei den vorhergehenden Ausführungsbeispielen der Träger wurden die Flansche im Wesentlichen senkrecht zu ihren jeweiligen Stegen gezeigt. Jedoch sind bei dieser Version die Flansche83 ,85 unter demselben spitzen Winkel relativ zum Steg87 geneigt, um an eine gewünschte Endverwendungsgeornetrie angepasst zu sein. In gleicher Weise illustriert in13 ein sechstes Ausführungsbeispiel der Erfindung einen Träger91 mit einem oberen und einem unteren Flansch93 ,95 , die unter entgegengesetzten nicht orthogonalen Winkeln relativ zum Steg97 geneigt sind. - Die letzten beiden Ausführungsbeispiele der Erfindung (
14 und15 ) illustrieren, dass die hier offenbarten Konzepte nicht auf strukturelle Stützglieder vom I-Trägertyp beschränkt, sondern ohne weiteres auch für die Verwendung in Strukturen mit anderen Formen ausgebildet sein können.14 zeigt eine U-förmige oder C-förmige Struktur101 , und15 zeigt eine Z-förmige Struktur111 . Diese Ausführungsbeispiele sind ansonsten wie vorstehend für die vorhergehenden Ausführungsbeispiele beschrieben ausgebildet. - Die Erfindung hat mehrere Vorteile. Die Verwendung von gewebten oder geflochtenen pi-förmigen Vorformlingen zum Vereinigen des sinuswellenförmigen Stegs und der geschichteten Flansche anstelle des Biegens kontinuierlicher Fasern eliminiert die Faltenbildung und andere qualitätsbezogene Probleme beim Stand der Technik, während die Herstellung vereinfacht und deren Kosten verringert werden. Zusätzlich ermöglicht die Verwendung von Verbundwerkstoffen mit einem mit Fasern von ausgewählter oder variabler Länge verstärkten wärmehärtbaren Harz das Legen des sinuswellenversteiften strukturellen Holms in eine einfache flache Form, die dann in die Sinuswellenform umgestaltet wird. Dieser Vorgang erzielt die gewünschte Steifigkeit, während die Kosten der Tafelbildung herabgesetzt werden. Gleichzeitige geometrische Versteifung durch Auseinanderhalten der lasttragenden, zusammengesetzten Flächenlaminate mittels syntaktischem oder geschäumtem Harz verleiht einen zusätzlichen Pegel von Steifigkeit und Festigkeit bei geringerem Gewicht und niedrigeren Kosten als durch jedes andere Mittel.
- Währen die Erfindung in nur einigen ihrer Formen gezeigt oder beschrieben wurde, ist für den Fachmann offensichtlich, dass sie nicht so beschränkt ist, sondern für verschiedene Änderungen empfänglich ist, ohne den Bereich der Erfindung zu verlassen.
Claims (26)
- Stützstruktur (
41 ,41a ,41b ,51 ,61 ,71 ,81 ,91 ,101 ,111 ), welche aufweist: einen laminierten Steg (31 ,55 ,65 ,75 ,87 ,97 ), der aus Verbundwerkstoffen gebildet ist und ein Paar von Längskanten, ein Paar von Seitenkanten und ein sich in einer Längsrichtung erstreckendes wellenförmiges Profil aufweist; ein Paar von Vorformlingen (11 ,11a ,11b ), die aus Verbundwerkstoffen gebildet sind, die jeweils eine Basis (13 ,13a ,13b ,63 ) haben mit einem Paar von Beinen (15 ,15a ,17 ,17a ,17b ), die sich von dieser erstrecken, um einen Kanal (19 ) zwischen sich zu bilden, wobei jeder der Vorformlinge aus Faserseilen (21 ) gebildet ist, die sich kontinuierlich durch die Basis und die Beine erstrecken; und worin eine der Längskanten des Stegs in jedem der Kanäle befestigt ist. - Stützstruktur nach Anspruch 1, bei der die Beine der Vorformlinge so in einer Kontur des wellenförmigen Profils des Stegs gebildet sind, dass das wellenförmige Profil zwischen den Beinen gehalten wird.
- Stützstruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, weiterhin aufweisend einen beschichteten Streifen (
33 ), der an der Basis von jedem der Vorformlinge entgegensetzt zum Steg befes tigt ist, um Flansche der Stützstruktur zu bilden. - Stützstruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der das wellenförmige Profil des Stegs die Konfiguration einer Sinuswelle hat.
- Stützstruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der jeder der Vorformlinge einen Pi-förmigen Querschnitt hat.
- Stützstruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der das wellenförmige Profil eine abwechselnde Sickenkonfiguration (
53 ) hat und bei der die Längskanten des Stegs im Wesentlichen flach sind. - Stützstruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der die Basis der Vorformlinge in seitlicher Richtung in der Breite konisch ist, derart, dass der Träger an einem Ende breiter als am entgegengesetzten Ende ist.
- Stützstruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der der Steg in der Längsrichtung konisch ist, derart, dass der Träger in der Höhe an einem Ende größer als am entgegengesetzten Ende ist.
- Stützstruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der die Basen jedes der Vorformlinge unter nicht orthogonalen Winkeln relativ zu dem Steg geneigt sind.
- Stützstruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der die die Vorformlinge bildenden Faserseile gewebt sind.
- Stützstruktur nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der die Flansche unter nicht orthogonalen Winkeln relativ zum Steg geneigt sind.
- Verfahren zum Herstellen einer Stützstruktur (
41 ,41a ,41b ,51 ,61 ,71 ,81 ,91 ,101 ,111 ), das die Schritte aufweist: (a) Vorsehen eines geschichteten Stegs (31 ,55 ,65 ,75 ,87 ,97 ), der aus Verbundwerkstoffen gebildet ist und eine Längskante und ein sich in Längsrichtung erstreckendes wellenförmiges Profil hat; (b) Bilden eines Vorformlings (11 ,11a ,11b ) aus Verbundwerkstoffen, welcher Vorformling eine Basis (13 ,13a ,13b ,63 ) mit einem Paar von Beinen (15 ,15a ,15b ,17a ,17b ), die sich von dieser erstrecken, um einen Kanal (19 ) zwischen sich zu bilden, hat, wobei der Vorformling Faserseile (21 ) hat, die sich kontinuierlich durch die Basis und die Beine in einer harzartigen Matrix erstrecken; (c) Befestigen der Längskante des Stegs in dem Kanal des Vorformlings derart, dass die Beine des Vorformlings den Steg überspannen; (d) Formen der Beine des Vorformlings zu der Längskante des Stegs, um eine Stützstruktur zu bilden; und dann (e) Positionieren eines angrenzenden Werkzeugs auf dem Vorformling und dem Steg und Erwärmen der Stützstruktur - Verfahren nach Anspruch 12, bei dem der Schritt (b) die Bildung des Vorformlings mit gewebten Faserseilen aufweist.
- Verfahren nach Anspruch 12, bei dem der Schritt (b) das Bilden des Vorformlings mit geflochtenen Faserseilen aufweist.
- Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 14, weiterhin aufweisend den Schritt des Imprägnierens des Vorformlings mit einem wärmeaushärtenden Harz vor dem Schritt (b).
- Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 14, bei dem der Vorformling des Schrittes (b) nicht imprägniert ist, und weiterhin aufweisend den Schritt des Einbringens von Harz in den nicht imprägnierten Vorformling.
- Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 16, weiterhin aufweisend den Schritt des Befestigens eines geschichteten Streifens (
33 ) an der Basis des Vorformlings entgegengesetzt zum Steg, um einen Flansch zu bilden. - Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 17, weiterhin aufweisend den Schritt des Härtens des geschichteten Streifens.
- Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 18, bei dem der Schritt (e) das Anordnen eines abgedichteten Druckverstärkers (
35 ) über dem Vorformling innerhalb eines Unterdruckbeutels (39 ) aufweist. - Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 19, bei dem der Schritt (d) die Konturierung der Beine des Vorformlings an das wellenförmige Profil des Stegs aufweist.
- Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 19, bei dem der Schritt (d) die Anpassung eines vorkonfektionierten Vorformlings an das wellenförmige Profil des Stegs aufweist.
- Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 21, bei dem der Schritt (a) das Vorsehen des wellenförmigen Profils des Stegs mit der Konfiguration einer Sinuswelle, dessen Längskante wellenförmig ist, aufweist.
- Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 21, bei dem der Schritt (a) das Vorsehen des wellenförmigen Profils des Stegs mit einer abwechselnden Sickenkonfiguration (
13 ), dessen Längskante im Wesentlichen flach ist, aufweist. - Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 23, weiterhin aufweisend den Schritt des konusförmigen Ausbildens einer Breite der Basis des Vorformlings in einer seitlichen Richtung derart, dass der Träger an einem Ende breiter als an einem entgegengesetzten Ende ist.
- Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 24, weiterhin aufweisend den Schritt des konischen Ausbildens des Stegs in einer Längsrichtung derart, dass der Träger in der Höhe an einem Ende größer als an einem entgegengesetzten Ende ist.
- Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 25, weiterhin aufweisend den Schritt des Neigens der Basis des Vorformlings unter einem nicht orthogonalen Winkel relativ zu dem Steg.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US648488 | 1991-02-01 | ||
US09/648,488 US6520706B1 (en) | 2000-08-25 | 2000-08-25 | Composite material support structures with sinusoidal webs and method of fabricating same |
PCT/US2001/041852 WO2002016197A1 (en) | 2000-08-25 | 2001-08-23 | Composite material support structures with sinusoidal webs and method of fabricating same |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE60114430D1 DE60114430D1 (de) | 2005-12-01 |
DE60114430T2 true DE60114430T2 (de) | 2006-07-27 |
Family
ID=24600987
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE60114430T Expired - Fee Related DE60114430T2 (de) | 2000-08-25 | 2001-08-23 | Trägerstrukturen aus verbundwerkstoffen mit sinusförmigen stegen und herstellungsverfahren solcher strukturen |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6520706B1 (de) |
EP (1) | EP1311426B1 (de) |
JP (1) | JP2004506554A (de) |
KR (1) | KR20030031160A (de) |
AT (1) | ATE307756T1 (de) |
AU (2) | AU2001287206B2 (de) |
CA (1) | CA2418646A1 (de) |
DE (1) | DE60114430T2 (de) |
WO (1) | WO2002016197A1 (de) |
Families Citing this family (84)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6676882B2 (en) * | 2001-08-28 | 2004-01-13 | Lockheed Martin Corporation | Methods of hot-melt resin impregnation of 3-D, woven, textile preforms |
FR2835854B1 (fr) * | 2002-02-14 | 2005-12-30 | Jean Dessinges | Preformes fibreuses et leur procede de fabrication |
US7205066B1 (en) * | 2002-05-23 | 2007-04-17 | Rohr, Inc. | Structural element with rib-receiving member |
US7238409B1 (en) * | 2002-05-23 | 2007-07-03 | Rohr, Inc. | Structural element with rib-receiving member |
US6945727B2 (en) * | 2002-07-19 | 2005-09-20 | The Boeing Company | Apparatuses and methods for joining structural members, such as composite structural members |
US6964723B2 (en) * | 2002-10-04 | 2005-11-15 | The Boeing Company | Method for applying pressure to composite laminate areas masked by secondary features |
US7104428B2 (en) * | 2003-02-14 | 2006-09-12 | Spotless Plastic Pty. Ltd. | Hanger beam construction |
ES2427639T3 (es) | 2003-03-06 | 2013-10-31 | Vestas Wind Systems A/S | Procedimiento para preparar una preforma |
US7244487B2 (en) * | 2003-04-24 | 2007-07-17 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus, system, and method of joining structural components with a tapered tension bond joint |
US6976343B2 (en) * | 2003-04-24 | 2005-12-20 | Mcgushion Kevin D | Compressive flange sinusoidal structural member |
US7037568B1 (en) * | 2003-07-15 | 2006-05-02 | Rogers Terry W | Joining member for mechanically joining a skin to a supporting rib |
AU2004267119B2 (en) * | 2003-08-25 | 2008-12-04 | James Hardie Technology Limited | Building panels |
US7014805B1 (en) * | 2004-02-17 | 2006-03-21 | Northrop Grumman Corporation | Process for making a curved PI shaped preform made from woven composite materials |
US7045084B1 (en) * | 2004-02-17 | 2006-05-16 | Northrop Grumman Corporation | Process for making a curved preform made from woven composite materials |
CN100432348C (zh) * | 2004-06-14 | 2008-11-12 | 东洋综合建业株式会社 | 具有混凝土板和波纹钢腹板梁的预应力混合梁 |
US7441692B2 (en) * | 2004-09-08 | 2008-10-28 | Simmons Robert J | Method and structure for I-beam end geometry stabilization |
DE102004051253A1 (de) * | 2004-10-21 | 2006-04-27 | Voith Paper Patent Gmbh | Wickelmaschine |
EP1666354B1 (de) * | 2004-12-01 | 2010-09-29 | Airbus Operations GmbH | Strukturbauteil, Verfahren zum Herstellen eines Strukturbauteils und Verwendung eines Strukturbauteils für eine Flugzeugschale |
US7713893B2 (en) * | 2004-12-08 | 2010-05-11 | Albany Engineered Composites, Inc. | Three-dimensional woven integrally stiffened panel |
US7818945B2 (en) * | 2005-03-31 | 2010-10-26 | The Boeing Company | Composite structural member having an undulating web and method for forming same |
US7740932B2 (en) | 2005-03-31 | 2010-06-22 | The Boeing Company | Hybrid fiberglass composite structures and methods of forming the same |
US20060237588A1 (en) * | 2005-03-31 | 2006-10-26 | The Boeing Company | Composite structural member having an undulating web and method for forming the same |
US8444087B2 (en) | 2005-04-28 | 2013-05-21 | The Boeing Company | Composite skin and stringer structure and method for forming the same |
US7721495B2 (en) | 2005-03-31 | 2010-05-25 | The Boeing Company | Composite structural members and methods for forming the same |
US7467763B2 (en) | 2005-06-03 | 2008-12-23 | Kismarton Max U | Composite landing gear apparatus and methods |
US7574835B2 (en) * | 2005-04-07 | 2009-08-18 | The Boeing Company | Composite-to-metal joint |
US7748119B2 (en) | 2005-06-03 | 2010-07-06 | The Boeing Company | Method for manufacturing composite components |
DE102005026010B4 (de) * | 2005-06-07 | 2010-12-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung einer verstärkten Schale zur Bildung von Teilkomponenten für Luftfahrzeuge |
DE102005034621B3 (de) * | 2005-07-19 | 2007-01-11 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verbundstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur |
ATE486183T1 (de) * | 2005-09-13 | 2010-11-15 | Airbus Operations Sl | Verbundträger mit einem gewickelten steg |
US7625510B2 (en) * | 2005-11-29 | 2009-12-01 | Lockheed Martin Corporation | System, method, and apparatus for production-worthy, low cost composite tool fabrication |
FR2896770B1 (fr) * | 2006-01-27 | 2008-04-11 | Eurocopter France | Structure composite anti-crash a maintien lateral pour aeronef. |
DE102006041654A1 (de) * | 2006-08-24 | 2008-03-20 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines Faserverbundwerkstoff-Bauteils |
US7712488B2 (en) * | 2008-03-31 | 2010-05-11 | Albany Engineered Composites, Inc. | Fiber architecture for Pi-preforms |
NL1035756C2 (nl) * | 2008-07-25 | 2010-01-28 | Kors Capital Man B V | Geleidingselement en werkwijze voor de vervaardiging daarvan. |
US8079387B2 (en) * | 2008-10-29 | 2011-12-20 | Albany Engineered Composites, Inc. | Pi-shaped preform |
US8127802B2 (en) * | 2008-10-29 | 2012-03-06 | Albany Engineered Composites, Inc. | Pi-preform with variable width clevis |
US8846553B2 (en) * | 2008-12-30 | 2014-09-30 | Albany Engineered Composites, Inc. | Woven preform with integral off axis stiffeners |
NL2003586C2 (nl) * | 2009-10-01 | 2011-04-04 | W B Bijl Beheer B V | Werkwijze voor het vervaardigen van een kunststoffen draagprofiel, kunststof draagprofiel en constructie voorzien van dergelijk draagprofiel. |
ES2391102B1 (es) * | 2010-01-14 | 2013-10-09 | Airbus Operations, S.L. | Disposicion de union de dos cajones de material compuesto con una pieza intermedia y procedimiento de fabricacion de dicha pieza intermedia |
KR200459308Y1 (ko) * | 2010-12-01 | 2012-03-22 | 주식회사 캬라반이에스 | 저비중 비철금속으로 만들어지는 탈착형 에이치 빔 |
CA2820004C (en) | 2010-12-28 | 2016-02-16 | Bell Helicopter Textron Inc. | Multi-directional load joint system |
US8642151B2 (en) * | 2011-01-21 | 2014-02-04 | Albany Engineered Composites, Inc. | Preform and method for reinforcing woven fiber nodes |
GB201106794D0 (en) | 2011-04-21 | 2011-06-01 | Rolls Royce Plc | A composite flange element |
US20140059974A1 (en) * | 2011-05-03 | 2014-03-06 | Lrm Industries International, Inc | Polymer Composite Beam with In-Molded Flange Inserts |
US8262362B2 (en) | 2011-06-08 | 2012-09-11 | General Electric Company | Wind turbine blade shear web with spring flanges |
US8393871B2 (en) | 2011-07-19 | 2013-03-12 | General Electric Company | Wind turbine blade shear web connection assembly |
US8257048B2 (en) | 2011-07-19 | 2012-09-04 | General Electric Company | Wind turbine blade multi-component shear web with intermediate connection assembly |
US8235671B2 (en) * | 2011-07-19 | 2012-08-07 | General Electric Company | Wind turbine blade shear web connection assembly |
GB201120707D0 (en) * | 2011-12-01 | 2012-01-11 | Airbus Operations Ltd | Leading edge structure |
WO2013086667A1 (en) * | 2011-12-12 | 2013-06-20 | General Electric Company | Wind turbine blade shear web connection assembly |
US9604389B2 (en) * | 2012-02-17 | 2017-03-28 | Albany Engineered Composites, Inc. | Pi-shaped preform with bias fibers |
EP2888095B1 (de) * | 2012-08-21 | 2020-09-30 | Saab Ab | Verstärkte struktur und verfahren zur herstellung einer verstärkten struktur |
US9878773B2 (en) | 2012-12-03 | 2018-01-30 | The Boeing Company | Split resistant composite laminate |
US20140166191A1 (en) * | 2012-12-14 | 2014-06-19 | Aurora Flight Sciences Corporation | Methods for combining components of varying stages of cure |
US20160311188A1 (en) * | 2013-10-08 | 2016-10-27 | Johann Schwöller | Lightweight structure and method for producing a lightweight structure |
DE102013224460A1 (de) * | 2013-11-28 | 2015-05-28 | Maurer Söhne Engineering GmbH & Co. KG | Überbrückungsvorrichtung |
US9745954B2 (en) | 2014-04-30 | 2017-08-29 | General Electric Company | Rotor blade joint assembly with multi-component shear web |
US9527572B2 (en) | 2014-06-26 | 2016-12-27 | The Boeing Company | Elongated structures and related assemblies |
EP3020628B1 (de) * | 2014-11-11 | 2018-01-03 | Airbus Operations GmbH | Verfahren zur Herstellung einer Sitzschiene zur Abstützung von Sitzen in einem Flugzeug |
GB201507519D0 (en) | 2015-05-01 | 2015-06-17 | Vestas Wind Sys As | Reinforcing Structure for a Wind Turbine Blade |
NL2015927B1 (en) | 2015-12-08 | 2017-06-28 | Atg Europe B V | Composite grid structure. |
DE102016208650A1 (de) * | 2016-05-19 | 2017-11-23 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines schienenförmigen Hybridbauteils sowie ein derartiges Hybridbauteil |
US11524761B2 (en) * | 2016-12-09 | 2022-12-13 | The Boeing Company | Stringer-frame intersection of aircraft body |
US10519927B2 (en) | 2017-02-20 | 2019-12-31 | General Electric Company | Shear web for a wind turbine rotor blade |
CN107130734B (zh) * | 2017-04-30 | 2019-01-01 | 浙江大学宁波理工学院 | 波纹板式工字形结构梁及其施工方法 |
US10570879B2 (en) | 2017-05-23 | 2020-02-25 | General Electric Company | Joint assembly for a wind turbine rotor blade with flanged bushings |
US10563636B2 (en) | 2017-08-07 | 2020-02-18 | General Electric Company | Joint assembly for a wind turbine rotor blade |
US10745098B2 (en) * | 2017-09-05 | 2020-08-18 | The Boeing Company | Energy-absorbing under-floor airframe |
US10889364B1 (en) * | 2017-09-15 | 2021-01-12 | Northrop Grumman Systems Corporation | Aircraft full depth pi preform joints |
GB2571911A (en) | 2017-12-21 | 2019-09-18 | Airbus Operations Gmbh | A Stiffener for an Aircraft Assembly |
US10933595B2 (en) * | 2018-02-15 | 2021-03-02 | The Boeing Company | Laminated composite structures with interlaminar corrugations to improve impact damage resistance, and system and method of forming the same |
US11332228B2 (en) | 2018-04-06 | 2022-05-17 | Aurora Flight Sciences Corporation | Aircraft fuselage with composite pre-form |
US11167836B2 (en) * | 2018-06-21 | 2021-11-09 | Sierra Nevada Corporation | Devices and methods to attach composite core to a surrounding structure |
CN113329864B (zh) * | 2019-01-28 | 2023-09-29 | W·E·史密斯 | 用于组装或展开预加应力结构的机械系统 |
US11001375B2 (en) | 2019-03-18 | 2021-05-11 | The Boeing Company | Structurally tunable cores |
GB2582832C (en) * | 2019-04-29 | 2021-07-07 | Wavebeam Ltd | Support Member |
EP3789191B1 (de) * | 2019-09-05 | 2023-07-05 | Airbus Operations, S.L.U. | Verfahren zur herstellung einer verbundmaterialstruktur unter verwendung eines cohärtungsverfahrens |
US11505301B2 (en) * | 2019-11-21 | 2022-11-22 | Spirit Aerosystems, Inc. | Bulb stiffener with sinusoidal web |
EP3885573B1 (de) * | 2020-03-27 | 2022-10-12 | Nordex Energy SE & Co. KG | Steg zur versteifung eines windenergieanlagenrotorblatts |
FR3112507B1 (fr) * | 2020-07-17 | 2023-01-06 | Arianegroup Sas | Structure de raidissage amelioree destinee a raidir une piece en materiau composite thermodurcissable et procede de raidissage associe |
CN115042453B (zh) * | 2022-06-22 | 2024-03-08 | 沈阳飞机工业(集团)有限公司 | 制造h型变截面蜂窝夹层结构复合材料制件的薄壁工装 |
WO2024040548A1 (en) * | 2022-08-26 | 2024-02-29 | Envision Energy Co., Ltd | A web, a wind turbine blade and a manufacturing method thereof |
CN116122504B (zh) * | 2022-12-19 | 2023-09-12 | 江苏天鸟高新技术股份有限公司 | 基于纤维工字梁的双向连续交叉件预制体及其制备方法 |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1956826A1 (de) | 1969-11-12 | 1971-05-13 | Helmut Schrader | Kunststoff-Leichtbautraeger |
US4782864A (en) | 1984-12-31 | 1988-11-08 | Edo Corporation | Three dimensional woven fabric connector |
US4734146A (en) | 1986-03-31 | 1988-03-29 | Rockwell International Corporation | Method of producing a composite sine wave beam |
GB9117863D0 (en) | 1991-08-19 | 1991-10-09 | Cambridge Consultants | Fibre preforms for structural composite components |
AT398064B (de) | 1992-07-01 | 1994-09-26 | Hoac Austria Flugzeugwerk Wr N | Kunststoff-verbundprofil, insbesondere flügelholm für den flugzeugbau |
US5829716A (en) * | 1995-06-07 | 1998-11-03 | The Boeing Company | Welded aerospace structure using a hybrid metal webbed composite beam |
US5556565A (en) * | 1995-06-07 | 1996-09-17 | The Boeing Company | Method for composite welding using a hybrid metal webbed composite beam |
US5795094A (en) | 1996-11-19 | 1998-08-18 | Lockheed Martin Corporation | Composite metallic tension fitting |
-
2000
- 2000-08-25 US US09/648,488 patent/US6520706B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2001
- 2001-08-23 DE DE60114430T patent/DE60114430T2/de not_active Expired - Fee Related
- 2001-08-23 AU AU2001287206A patent/AU2001287206B2/en not_active Ceased
- 2001-08-23 WO PCT/US2001/041852 patent/WO2002016197A1/en active IP Right Grant
- 2001-08-23 CA CA002418646A patent/CA2418646A1/en not_active Withdrawn
- 2001-08-23 AT AT01966719T patent/ATE307756T1/de not_active IP Right Cessation
- 2001-08-23 KR KR10-2003-7002342A patent/KR20030031160A/ko active IP Right Grant
- 2001-08-23 JP JP2002521086A patent/JP2004506554A/ja active Pending
- 2001-08-23 EP EP01966719A patent/EP1311426B1/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-08-23 AU AU8720601A patent/AU8720601A/xx active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2418646A1 (en) | 2002-02-28 |
AU2001287206B2 (en) | 2006-01-05 |
EP1311426A1 (de) | 2003-05-21 |
AU8720601A (en) | 2002-03-04 |
EP1311426B1 (de) | 2005-10-26 |
US6520706B1 (en) | 2003-02-18 |
KR20030031160A (ko) | 2003-04-18 |
WO2002016197A1 (en) | 2002-02-28 |
DE60114430D1 (de) | 2005-12-01 |
JP2004506554A (ja) | 2004-03-04 |
ATE307756T1 (de) | 2005-11-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE60114430T2 (de) | Trägerstrukturen aus verbundwerkstoffen mit sinusförmigen stegen und herstellungsverfahren solcher strukturen | |
AT398064B (de) | Kunststoff-verbundprofil, insbesondere flügelholm für den flugzeugbau | |
DE60223222T2 (de) | 3D gewebte Vorformlinge mit minimalem Verzug | |
DE3685586T2 (de) | Verbindung von flugzeugbeplankungsblech des sandwich-typs mit spantsegmenten. | |
DE602005002300T2 (de) | Ein Verfahren zur Herstellung eines strukturellen Verbundträgers für Flugzeuge | |
DE102006035939B4 (de) | Verfahren zur Herstellung von Faserverbundbauteilen und Faserverbundbauteil | |
DE1659119A1 (de) | Zellenartiges Kernmaterial | |
EP2419325B1 (de) | Spant und verfahren zur herstellung eines solchen spants | |
EP3218170B1 (de) | Faserverbundwerkstoffbauteil sowie verfahren zur herstellung eines faserverbundwerkstoffbauteils | |
WO2009098088A2 (de) | Verfahren zur herstellung eines fvw-bauteils, fvw-bauteil sowie ein fvw-rumpfteil eines flugzeugs | |
WO2018029240A1 (de) | Gurt aus vorgefertigten elementen mit gelege und ein verfahren zu seiner fertigung | |
DE4342575A1 (de) | Textileinlage zur Herstellung eines Faserverbundwerkstoffes sowie Faserverbundwerkstoff | |
DE60211185T2 (de) | Verbundwerkstoffstruktur | |
DE102010030550B4 (de) | Verbundbauteil mit einem Gewebe mit integrierten Profilen | |
DE102019111836B4 (de) | Profilbauteil zur Verstärkung von Bauteilstrukturen, Bauteilstruktur sowie Herstellungsverfahren hierzu | |
WO2018083307A1 (de) | Bewehrungsgitterelement, baukörper mit einem solchen bewehrungsgitterelement sowie verfahren zur herstellung eines bewehrungsgitterelements | |
DE102018215356B4 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Rumpfbauteils für ein Luftfahrzeug | |
DE102009056996B4 (de) | Versteifungsstruktur zum Versteifen eines Flächengebildes und Flugzeug | |
DE102014217756B4 (de) | Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Kunststoffteils und faserverstärktes Kunststoffteil | |
EP3677418B1 (de) | Rumpfbauteil für ein luftfahrzeug, verfahren zur herstellung eines rumpfbauteils sowie luftfahrzeug | |
EP2719521A1 (de) | Elastomerzwickel | |
EP3656527B1 (de) | Fertigungsverfahren sowie verformbare konstruktionsplatte zum formlosen herstellen eines faserverstärkten formteils, insbesondere eines bootsrumpfs | |
DE2718002A1 (de) | Mehrschichtiger, plattenfoermiger verbundwerkstoff und dessen verwendung fuer flugkoerper | |
DE1635605A1 (de) | Verformbares,glasfaserverstaerktes Traegerelement fuer die Herstellung,insbesondere von gewoelbten Koerpern aus Giessharzen | |
EP3019388B1 (de) | Preform-element für die herstellung einer kraftfahrzeugskarosserie |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |