EP2280817A2 - Panneau structural d'aéronef en matériau composite incorporant une protection contre les impacts à haute énergie - Google Patents

Panneau structural d'aéronef en matériau composite incorporant une protection contre les impacts à haute énergie

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EP2280817A2
EP2280817A2 EP09738291A EP09738291A EP2280817A2 EP 2280817 A2 EP2280817 A2 EP 2280817A2 EP 09738291 A EP09738291 A EP 09738291A EP 09738291 A EP09738291 A EP 09738291A EP 2280817 A2 EP2280817 A2 EP 2280817A2
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EP
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skin
hyper
elastic material
layer
composite
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Withdrawn
Application number
EP09738291A
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Nicolas Pechnik
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Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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Publication date
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Definitions

  • the present invention relates to structural panels of laminated composite material used for the construction of aircraft fuselages. More particularly, the invention relates to an aircraft structural panel subjected to high energy impacts and whose particular structure avoids the intrusion of projectiles impacting beyond a defined distance inside the fuselage. It is known that the use of composite materials makes it possible, for equal mechanical performance, to form lighter structures. This is particularly advantageous in the case of aeronautical structures. In many cases, the composite structures of low or medium thickness such as the skin of an aircraft fuselage, the nacelle panels, the gear box panels, do not contain projectiles having a speed and / or high incident energy.
  • wrinkling can lead to delamination (detachment of folds) that is harmful under impact and special features can appear during dimensioning under static loads and fatigue.
  • shielding protection solutions (combination of several absorbent or resistant materials within a laminate) as a secondary structure, as disclosed in international application WO 2006/070014 are disadvantageous from several points of view:
  • US patent application 2007/095982 discloses an aircraft structural panel made of a composite material with fiber reinforcement and capable of withstanding impacts such as collisions with birds.
  • the skin is made of a composite material specially optimized in its composition to resist shocks and not to break during these impacts but to deform and deflect the trajectory of the impacting body.
  • This solution is effective in the event of impact with a projectile such as a bird that behaves like a viscous fluid and whose impact energy is distributed over a large panel area.
  • the solution is not effective against shocks with debris that generally impact a small area.
  • the invention proposes a structural panel made of a laminated composite material and comprising a face exposed to impacts, further comprising a layer made of a hyper-elastic material reported by collage on his other face.
  • a debris impinging the exposed face of this composite panel will see a part of its energy dissipated by the local rupture of the composite skin, the remaining energy being absorbed by the deformation of the layer of material hyper- elastic that holds the debris and pushes it outward. Thanks to the layer of hyper- elastic, the dissipative power of the composite material can be exploited to sound. maximum.
  • the structural panel comprises a fiber reinforced composite skin in the form of continuous carbon fibers in an epoxy matrix.
  • This type of material has optimum structural resistance characteristics with respect to service demands such as static mechanical stresses or fatigue and thus allows significant gains in mass on the primary structure of the aircraft, in comparison with a primary structure. metallic.
  • this material has no significant plastic deformation capacity capable of dissipating the energy of an impact and prevent the penetration of a projectile by its own deformation.
  • the addition of a layer of hyper-elastic material makes it possible to dimension such a panel with respect to service requirements only, the layer of hyper-elastic material ensuring the absence of penetration of the projectile into the fuselage where it would be likely to degrade systems.
  • the structural panels implemented according to this embodiment are particularly suitable for constituting fuselage structures in areas of the aircraft where protection of the systems by the composite primary structure is necessary and where an analysis of the damage tolerance of said primary structure makes it possible to demonstrate the feasibility of aircraft return after damage. Indeed, a structural panel according to the invention dissipates part of the impact by the damage and the fractures of the composite folds.
  • the primary structure panels concerned have a thickness of between 2 mm and 4 mm of carbon composite - epoxy resin for a continuous fiber volume ratio greater than or equal to 50%.
  • the density of such a panel is of the order of 1500 kg / m 3 .
  • the thickness of the layer of hyper-elastic material is equal to or less than the skin thickness of composite material.
  • the typical density of the hyper-elastic materials with rubber behavior is of the order of 1000 Kg / m 3 . So that the protection according to the invention of the internal systems of the aircraft with respect to the penetration into the fuselage of a projectile is obtained for a mass of material used less than the solution of the prior art of dimension the thickness of the composite material so that the impact can not cause it to break.
  • the structural panel is a panel stiffened by profiles reported on said panel by any means known to those skilled in the art such as co-firing, gluing or riveting, the layer of hyper-elastic material is simply reported between the stiffeners.
  • the layer of hyper-elastic material consists of a polychloropene elastomer such as NEOPRENE® distributed by the company Dupont Chemicals.
  • This material has hyperelastic elongation capacities of the order of 500% and is able to withstand the operating conditions which involve, in the zones considered, temperature variations between -55 0 C and +70 0 C in a humid atmosphere, depending on the phases of the flight, but also chemical attacks such as products such as hydraulic oils or fuel.
  • the layer of hyper-elastic material is preferably reported by gluing. Although the direct vulcanization on the relevant face of the structural composite material panel is possible this solution involves modifying the embodiment of the panels and handling heavier panels during assembly, itself made more complex because of the presence of the layer of hyper-elastic material. It is therefore preferable to report the layer of hyper-elastic material after assembly. Said bonding must be strong so that the penetration of the projectile or debris mainly causes a local hyper-elastic deformation of the layer of rubber material and not a "peeling" of this layer by breaking the adhesive along the surface. composite skin interface - layer of hyper-elastic material. The bonding must also withstand the same environmental conditions as the layer of hyper-elastic material.
  • the structural element exposed to the impacts of an aircraft fuselage is manufactured according to the steps of: fabricating skin panels of composite material assembling said panels to constitute the fuselage element to report the layer of hyper-elastic material on the inner faces of the panels exposed to impacts after assembly.
  • a composite structural panel according to the invention makes it possible to exploit damage by rupture of the skin made of stratified composite material which is a major source of dissipation of energy.
  • a laminated composite skin would be dimensioned so as not to break under the effect of the impact because ensuring only the non penetration of the projectile.
  • a landing gear box roof of carbon-epoxy resin composite material which, according to the prior art, would require a thickness of 6.5 mm in order to withstand the impact of a tire debris
  • a thickness of 3.25 mm corresponding to the thickness necessary for the resumption of operating stress, associated with a layer of hyper-elastic material of chloropolymer type of 3 mm , a gain in mass of the order of 20%.
  • Figure 1 shows schematically the different phases (Figures IA, IB, IC) of the impact of a projectile on the outer face of a structural panel 1 according to the invention.
  • Figure 2 shows schematically the structural features of a panel according to the invention comprising stiffeners.
  • FIG. IA a projectile (1) impacting the composite panel according to the invention (2) on the side of the composite material skin (3).
  • This type of projectile (1) may consist of: debris such as debris of tires whose behavior is flexible, that is to say that the projectile is likely to deform elastically under the effect of the impact , and arrives on the structure with an incident energy of the order of 4000 joules.
  • This type of debris generates a so-called local loading of the structure, the surface of the impact being approximately equal to the largest area of undistorted debris
  • Figure 1B when the projectile (1) encounters the composite skin (3), a large part of the incident energy is dissipated by the mechanisms of damage and rupture of the material on a zone affected by the impact (5). These modes of damage (delamination, fiber breakage, vaporization of the resin and others) dissipate a good part of the incident energy and slow down the projectile.
  • Figure IC the projectile passes through the composite skin and meets the layer of hyper-elastic material (4) which thanks to its hyper-elastic deformation capacity absorbs the remaining kinetic energy of the projectile without breaking and then pushes it outside .
  • the thickness of the layer of hyper-elastic material is chosen so that for a projectile of characteristics given the penetration distance of the projectile remains below a threshold (s) thus ensuring the absence of damage to the systems located behind the structural panel.
  • a threshold s
  • the structural panels have stiffeners (6) attached to the inner face of the skin.
  • the layer of hyper-elastic material (4) is simply reported by gluing (7) between said stiffeners after assembly of the structural panels.

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Abstract

L'invention propose un panneau structural (2) constitué d'un matériau composite stratifié et comprenant une face exposée à des impacts, comprenant en outre une couche constituée d'un matériau hyper-élastique (3) rapportée par collage sur son autre face. Selon ce mode de réalisation, un débris venant impacter la face exposée de ce panneau composite verra une partie de son énergie dissipée par la rupture locale de la peau en composite, l'énergie restante étant absorbée par la déformation de la couche de matériau hyper-élastique qui retient le débris et le repousse vers l'extérieur.

Description

PANNEAU STRUCTURAL D'AERONEF EN MATERIAU COMPOSITE INCORPORANT UNE PROTECTION CONTRE LES IMPACTS A HAUTE
ÉNERGIE
L'invention présente se rapporte aux panneaux structuraux en matériau composite stratifié utilisés pour la construction de fuselages d'aéronefs. Plus particulièrement l'invention se rapporte à un panneau structural d'aéronef soumis à des impacts à haute énergie et dont la structure particulière permet d'éviter l'intrusion des projectiles impactant au delà d'une distance définie à l'intérieur du fuselage. Il est connu que l'utilisation des matériaux composites permet, à performance mécanique égale, de constituer des structures plus légères. Ceci est particulièrement avantageux dans le cas des structures aéronautiques. Dans de nombreux cas, les structures composites de faible ou moyenne épaisseur telle que la peau d'un fuselage d'aéronef, les panneaux de nacelles, les panneaux de case de train, ne permettent pas de contenir des projectiles présentant une vitesse et /ou une énergie incidente élevées. Contrairement aux matériaux métalliques pouvant dissiper l'énergie par déformation plastique, les matériaux composites possèdent un comportement fragile sous impact qui ne permet pas d'utiliser d'une manière robuste le potentiel absorbant du matériau. Il est alors classiquement recommandé d'épaissir fortement le stratifié pour éviter la rupture dans les zones où la structure doit faire office de protection de systèmes avions vitaux. Néanmoins, dans la plupart des cas, cette solution entraîne d'autres difficultés :
Introduction de gradients de rigidité locale : l'arrêt de plis peut entraîner des délaminages (décollements de plis) néfastes sous impact et des particularités peuvent apparaître lors du dimensionnement sous charges statiques et de fatigue.
Introduction d'une épaisseur trop importante faisant apparaître des phénomènes de traction transverse par réflexion d'ondes, entraînant des délaminages pouvant se propager.
Fabrication plus complexe : traitement des surépaisseurs entraînant des modifications dans le cycle de production.
Augmentation de la masse
D'autre part, des solutions de protection par blindage (association de plusieurs matériaux absorbants ou résistants au sein d'un stratifié) comme structure secondaire, telle que le divulgue la demande internationale WO 2006/070014 sont désavantageuses selon plusieurs points de vue :
- Ajout d'une masse supplémentaire non travaillante vis à vis des sollicitations de services - Durabilité des éléments de blindage dans les conditions environnementales subies par l'aéronef Modification du procédé de fabrication et des procédures de contrôle et de maintenance.
Il existe donc un besoin pour un panneau structural d'aéronef incorporant une protection contre les impacts à haute énergie. Or les seuls mécanismes de déformation aptes à dissiper de l'énergie dans les matériaux composites sont des modes d' endommagement .
La demande de brevet US 2007/095982 décrit un panneau structural d'aéronef constitué d'un matériau composite à renfort fibreux et apte à résister aux impacts tel que des collisions avec des oiseaux. Dans ce cas la peau est réalisée dans un matériau composite spécialement optimisé dans sa composition pour résister aux chocs et ne pas se rompre lors de ces impacts mais se déformer et dévier la trajectoire du corps impactant. Cette solution est efficace en cas de choc avec un projectile tel qu'un oiseau qui se comporte comme un fluide visqueux et dont l'énergie d'impact est répartie sur une surface importante de panneau. La solution n' est pas efficace vis à vis des chocs avec des débris qui d'une manière générale impactent une surface réduite. Afin de résoudre les inconvénients constatés de l'art antérieur, l'invention propose un panneau structural constitué d'un matériau composite stratifié et comprenant une face exposée à des impacts, comprenant en outre une couche constituée d'un matériau hyper- élastique rapportée par collage sur son autre face. Selon ce mode de réalisation, un débris venant impacter la face exposée de ce panneau composite verra une partie de son énergie dissipée par la rupture locale de la peau en composite, l'énergie restante étant absorbée par la déformation de la couche de matériau hyper- élastique qui retient le débris et le repousse vers l'extérieur. Grâce à la couche de matériau hyper- élastique, le pouvoir dissipatif du matériau composite peut être exploité à son. maximum.
La couche de matériau hyper-élastique étant située en zone interne, c'est-à-dire à l'intérieur du fuselage, l'accès et la contrôlabilité de la santé de la structure primaire au cours de la vie de l'avion sont maintenus. D'autre part la couche de matériau hyper- élastique est protégée de l'environnement extérieur et des agressions physico-chimiques telles que l'exposition aux rayonnements, aux intempéries et aux agents chimiques de nettoyage ou de dégivrage etc ... Selon ce mode de réalisation, le panneau structural comprend une peau en composite .à renfort fibreux sous forme de fibres de carbone continues dans une matrice époxyde. Ce type de matériau présente des caractéristiques de tenue structurale optimales vis à vis des sollicitations de services telles les sollicitations mécaniques statiques ou la fatigue et permet ainsi des gains significatifs de masse sur la structure primaire de l'avion, en comparaison d'une structure primaire métallique. Toutefois ce matériau ne présente pas de capacité de déformation plastique significative apte à dissiper l'énergie d'un impact et empêcher la pénétration d'un projectile par sa propre déformation. L'adjonction d'une couche de matériau hyper-élastique permet de dimensionner un tel panneau vis à vis des sollicitations de service uniquement, la couche de matériau hyper-élastique assurant l'absence de pénétration du projectile dans le fuselage où celui- ci serait susceptible de dégrader des systèmes. Les panneaux structuraux mis en œuvre selon ce mode de réalisation sont particulièrement adaptés pour constituer des structures de fuselage dans des zones de l'aéronef où une protection des systèmes par la structure primaire en composite est nécessaire et où une analyse de la tolérance aux dommages de ladite structure primaire permet de démontrer la faisabilité du retour avion après endommagement . En effet, un panneau structural selon l'invention dissipe une partie de l'impact par les endommagements et les multi- ruptures des plis composites.
Les panneaux de structure primaire concernés présentent une épaisseur comprise entre 2 mm et 4 mm de composite carbone - résine époxyde pour un taux volumique de fibres continues supérieur ou égal à 50%. La masse volumique d'un tel panneau est de l'ordre de 1500 kg/m3. L'épaisseur de la couche de matériau hyper- élastique est égale ou inférieure à l'épaisseur de peau en matériau composite. La masse volumique typique des matériaux hyper-élastique à comportement caoutchouctique est de l'ordre de 1000 Kg/m3. De sorte que la protection selon l'invention des systèmes internes de l'aéronef vis à vis de la pénétration dans le fuselage d'un projectile est obtenue pour une masse de matériau mis en œuvre inférieure à la solution de l'art antérieur consistant à dimensionner l'épaisseur de matériau composite de telle sorte que l'impact ne puisse provoquer sa rupture. Dans le cas fréquent où le panneau structural est un panneau raidi par des profilés rapportés sur ledit panneau par tous moyens connus de l'homme du métier tels que co-cuisson, collage ou rivetage, la couche de matériau hyper-élastique est simplement rapportée entre les raidisseurs.
Selon un mode de réalisation avantageux la couche de matériau hyper-élastique est constituée d'un élastomère polychloropène tel que le NEOPRENE® distribué par la société Dupont Chemicals. Ce matériau présente des capacités d'allongement hyper-élastique de l'ordre de 500% et est apte à résister aux conditions de fonctionnement qui impliquent, dans les zones considérées, des variations de température comprise entre -550C et +700C sous une ambiance humide, selon les phases du vol, mais aussi des agressions chimiques telles par des produits tels que des huiles hydrauliques ou du carburant.
La couche de matériau hyper-élastique est rapportée préférentiellement par collage. Bien que la vulcanisation directe sur la face concernée du panneau structural en matériau composite soit possible cette solution implique de modifier le mode de réalisation des panneaux et de manipuler des panneaux plus lourds durant l'assemblage, lui même rendu plus complexe du fait de la présence de la couche de matériau hyper- élastique. Il est donc préférable de rapporter la couche de matériau hyper-élastique après assemblage. Ledit collage doit être fort de manière à ce que la pénétration du projectile ou des débris provoque majoritairement une déformation hyper-élastique locale de la couche de matériau caoutchoutique et non un « pelage » de cette couche par la rupture de la colle le long de l'interface peau composite - couche de matériau hyper-élastique. Le collage doit en outre résister aux mêmes conditions environnementales que la couche de matériau hyper-élastique. Une colle de type époxyde répond à ces exigences . Selon un procédé de mise en œuvre avantageux de l'invention, l'élément structural exposé aux impacts d'un fuselage d'aéronef est fabriqué selon les étapes consistant à : fabriquer des panneaux de peau en matériau composite assembler lesdits panneaux afin de constituer l'élément de fuselage rapporter la couche de matériau hyper- élastique sur les faces internes des panneaux exposés aux impacts après l'assemblage.
Lorsque le panneau structural est de type raidi ce procédé de fabrication intègre en outre une étape de montage et de fixation des raidisseurs sur la peau après la première étape. Ainsi la mise en œuvre de la couche de protection est locale et n'entre pas dans le processus de fabrication de la structure primaire, les procédures d'assemblage ne sont pas modifiées. Avantageusement un panneau composite structural selon l'invention permet d'exploiter l' endommagement par rupture de la peau en matériau composite stratifié qui est une source majeure de dissipation de l'énergie. Selon l'art antérieur une telle peau en composite stratifiée serait dimensionnée pour ne pas rompre sous l'effet de l'impact car assurant seule la non pénétration du projectile. A titre d' exemple non limitatif, un toit de case de train d'atterrissage en matériau composite carbone- résine époxyde, qui, selon l'art antérieur, nécessiterait une épaisseur de 6,5 mm afin de résister à l'impact d'un débris de pneumatique, peut être réalisé selon l'invention avec une épaisseur de 3,25 mm, correspondant à l'épaisseur nécessaire à la reprise des sollicitations de service, associée à une couche de matériau hyper-élastique de type chloropolymère de 3 mm, soit un gain de masse de l'ordre de 20%.
La figure 1 représente schématiquement les différentes phases (figures IA, IB, IC) de l'impact d'un projectile sur la face externe d'un panneau structural selon 1' invention. La figure 2 représente schématiquement les caractéristiques structurelles d' un panneau selon l'invention comportant des raidisseurs.
Figure IA, un projectile (1) venant impacter le panneau composite selon l'invention (2) du côté de la peau en matériau composite (3) . Ce type de projectile (1) peut être constitué par : des débris tels que des débris de pneumatiques dont le comportement est souple, c'est-à-dire que le projectile est susceptible de se déformer élastiquement sous l'effet de l'impact, et arrive sur la structure avec une énergie incidente de l'ordre de 4000 joules. Ce type de débris engendre une sollicitation dite locale de la structure, la surface de l'impact étant approximativement égale à la plus grande surface du débris non déformé
- de petits débris émanant des moteurs. Ce type de débris présente un comportement très rigide et engendrent une sollicitation très locale de la structure, la zone d' impact étant approximativement égale à la surface de contact entre le projectile et le panneau. L'énergie incidente est comprise entre 1000 et 4000 joules
- un oiseau, le comportement de ce projectile est assimilable à celui d'un fluide visqueux. Celui-ci va, au moment de l'impact, « s'écouler » sur la structure, engendrant ainsi un effort réparti. L'énergie incidente est de l'ordre de 30000 joules
Figure IB, lorsque le projectile (1) rencontre la peau composite (3), une part importante de l'énergie incidente est dissipée par les mécanismes d' endommageπient et de rupture du matériau sur une zone affectée par l'impact (5) . Ces modes d' endommagement (délaminage, rupture de fibres, vaporisation de la résine et autres) dissipent une bonne partie de l'énergie incidente et ralentissent le projectile. Figure IC, le projectile traverse la peau composite et rencontre la couche de matériau hyper-élastique (4) qui grâce à sa capacité de déformation hyper-élastique absorbe l'énergie cinétique restante du projectile sans rompre puis repousse celui-ci à l'extérieur. L'épaisseur de la couche de matériau hyper-élastique est choisie de telle sorte que pour un projectile de caractéristiques données la distance de pénétration du projectile reste inférieure à un seuil (s) garantissant ainsi l'absence d' endommagement des systèmes situés derrière le panneau structural. Figure 2, dans la majorité des cas les panneaux structuraux comportent des raidisseurs (6) rapportés sur la face interne de la peau. Dans ce cas la couche de matériau hyper-élastique (4) est simplement rapportée par collage (7) entre lesdits raidisseurs après assemblage des panneaux structuraux.

Claims

REVENDICATIONS
1. Panneau structural (2) apte à constituer une structure résistant aux sollicitations statiques et de fatigue de service qui lui sont imposées caractérisé en ce qu' il comprend une peau composite à renfort fibreux sous forme de fibres continues, une face de ladite peau étant exposée à des impacts (3), et une couche constituée d'un matériau hyper- élastique (3) d'épaisseur égale ou inférieure à l'épaisseur de ladite peau et rapportée par collage sur son autre face.
2. Panneau selon la revendication 1 caractérisé en ce que la peau est constituée d'un composite à renfort fibreux sous forme de fibres de carbone continues dans une matrice époxyde.
3. Panneau selon la revendication 2 caractérisé en ce que son épaisseur de peau est comprise entre 2 et 4 mm.
4. Panneau selon la revendication 3 caractérisé en ce qu'il comprend des raidisseurs (6) et que la couche de matériau hyper-élastique (4) est collée sur la peau entre lesdits raidisseurs.
5. Panneau selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que la couche de matériau hyper-élastique (4) est constituée d'un élastomère polychloroprène.
6. Panneau selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le collage est réalisé par une colle époxyde (7) .
7. Procédé de fabrication d' un élément structural exposé aux impacts (2) d'un fuselage d'aéronef selon la revendication 1 comprenant les étapes consistant à : - fabriquer des panneaux de peau en matériau composite - assembler lesdits panneaux afin de constituer l'élément de fuselage caractérisé en ce qu' il comprend une étape consistant à rapporter une couche de matériau hyper- élastique (3) sur les faces internes des panneaux exposés aux impacts après l'assemblage.
8. Procédé selon la revendication 7 caractérisé en ce qu' il comprend en outre une étape consistant à rapporter des raidisseurs (6) par co-cuisson ou par collage sur au moins un des panneaux de peau avant 1' assemblage et que la couche de matériau hyper- élastique (3) est rapportée entre les raidisseurs après l'assemblage des panneaux.
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10894616B2 (en) * 2014-10-08 2021-01-19 Textron Innovations, Inc. Adjustable interior mockup
US11014690B2 (en) 2014-10-08 2021-05-25 Textron Innovations, Inc. Adjustable interior mockup
RU2637001C1 (ru) * 2016-12-14 2017-11-29 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Гибридная композитная панель для авиаконструкций
US11338903B2 (en) * 2019-10-21 2022-05-24 The Boeing Company Integrally stiffened bonded panel with vented pockets and methods of manufacture
US11724823B2 (en) * 2019-10-21 2023-08-15 The Boeing Company Integrally stiffened bonded panel with machined recesses and improved methods of manufacture
US11554561B2 (en) 2019-10-21 2023-01-17 The Boeing Company Integrally stiffened bonded panel with machined pockets and methods of manufacture
US11685509B2 (en) 2019-10-21 2023-06-27 The Boeing Company Integrally stiffened bonded panel with vented pockets and methods of manufacture

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3160549A (en) * 1960-12-29 1964-12-08 Minnesota Mining & Mfg Vibration damping structures
US3525703A (en) * 1966-08-22 1970-08-25 Bridgestone Tire Co Ltd Method of adhering a synthetic fibre to a rubber,an adhesive solution and a laminate obtained by improving a method of adhering a synthetic fibre to a rubber
US3472730A (en) * 1967-12-28 1969-10-14 Minnesota Mining & Mfg Heat-curable filament-reinforced resinous sheeting and laminating process using same
US3616185A (en) * 1970-06-17 1971-10-26 Samuel Goldberg Glass fiber articles with a protective layer of polyurethane and method of preparation
AU565384B2 (en) * 1982-09-13 1987-09-17 James Hardie Building Products Pty. Limited Lining polymers with elastomers
US5028056A (en) * 1986-11-24 1991-07-02 The Gates Rubber Company Fiber composite sealing element
JP4318381B2 (ja) * 2000-04-27 2009-08-19 本田技研工業株式会社 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体
AU2002344461B2 (en) * 2001-11-07 2007-07-12 Toray Industries, Inc. Epoxy resin compositions for fiber-reinforced composite materials, process for production of the materials and fiber-reinforced composite materials
ES2279663B1 (es) * 2004-12-30 2008-08-01 Airbus España, S.L. Avion con escudo de proteccion del fuselaje trasero.
ITVE20050020A1 (it) * 2005-04-07 2006-10-08 Isolgomma Srl Prodotto multistrato isolante acustico per edilizia, metodo per la sua produzione ed impianto per attuare il metodo
US9359061B2 (en) * 2005-10-31 2016-06-07 The Boeing Company Compliant stiffener for aircraft fuselage
DE102006008423A1 (de) 2006-02-23 2007-08-30 Wilo Ag Motorkreiselpumpe

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None *
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FR2929169A1 (fr) 2009-10-02

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