ES2392442T3 - Secciones de barril compuestas para fuselajes de aviones - Google Patents
Secciones de barril compuestas para fuselajes de aviones Download PDFInfo
- Publication number
- ES2392442T3 ES2392442T3 ES05788126T ES05788126T ES2392442T3 ES 2392442 T3 ES2392442 T3 ES 2392442T3 ES 05788126 T ES05788126 T ES 05788126T ES 05788126 T ES05788126 T ES 05788126T ES 2392442 T3 ES2392442 T3 ES 2392442T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- section
- rod
- liner
- flank
- frame
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 42
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 65
- 239000004744 fabric Substances 0.000 claims abstract description 16
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 9
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 9
- 229920005989 resin Polymers 0.000 claims description 7
- 239000011347 resin Substances 0.000 claims description 7
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 claims description 3
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 claims description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 31
- 238000000034 method Methods 0.000 description 31
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 29
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 16
- 239000000463 material Substances 0.000 description 16
- 230000008569 process Effects 0.000 description 10
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 7
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 5
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 230000032258 transport Effects 0.000 description 5
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 4
- 238000009730 filament winding Methods 0.000 description 4
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 3
- 238000005056 compaction Methods 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 3
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 2
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 2
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 229920001296 polysiloxane Polymers 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 description 2
- 239000004416 thermosoftening plastic Substances 0.000 description 2
- 229910001374 Invar Inorganic materials 0.000 description 1
- 229920000914 Metallic fiber Polymers 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 239000004760 aramid Substances 0.000 description 1
- 229920006231 aramid fiber Polymers 0.000 description 1
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000007596 consolidation process Methods 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 239000012792 core layer Substances 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 230000032050 esterification Effects 0.000 description 1
- 238000005886 esterification reaction Methods 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 239000002657 fibrous material Substances 0.000 description 1
- 238000003475 lamination Methods 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- 238000011417 postcuring Methods 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
- 238000003892 spreading Methods 0.000 description 1
- 230000007480 spreading Effects 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000013517 stratification Methods 0.000 description 1
- 239000004753 textile Substances 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
- 238000004046 wet winding Methods 0.000 description 1
- 238000004804 winding Methods 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
- B64C1/068—Fuselage sections
-
- 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
- B29C53/00—Shaping by bending, folding, twisting, straightening or flattening; Apparatus therefor
- B29C53/56—Winding and joining, e.g. winding spirally
- B29C53/58—Winding and joining, e.g. winding spirally helically
- B29C53/583—Winding and joining, e.g. winding spirally helically for making tubular articles with particular features
- B29C53/587—Winding and joining, e.g. winding spirally helically for making tubular articles with particular features having a non-uniform wall-structure, e.g. with inserts, perforations, locally concentrated reinforcements
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
- B29C70/32—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core on a rotating mould, former or core
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/30—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
- B29C70/38—Automated lay-up, e.g. using robots, laying filaments according to predetermined patterns
- B29C70/382—Automated fiber placement [AFP]
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
- B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
- B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
- B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
- B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
- B29D99/0014—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with ridges or ribs, e.g. joined ribs
-
- 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
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
- B29L2031/00—Other particular articles
- B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
- B29L2031/3076—Aircrafts
- B29L2031/3082—Fuselages
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24628—Nonplanar uniform thickness material
- Y10T428/24636—Embodying mechanically interengaged strand[s], strand-portion[s] or strand-like strip[s] [e.g., weave, knit, etc.]
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Robotics (AREA)
- Architecture (AREA)
- Civil Engineering (AREA)
- Structural Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Una sección (110; 310; 410; 510) de un fuselaje de avión (102), comprendiendo la sección (110; 310; 410; 510):una capa (721) de tejido compuesto que forma una primera parte más interior de un forro (220; 320; 420; 520;1420) que forma una superficie continua (820) que se extiende 360 grados alrededor del eje longitudinal (707)de la sección;una pluralidad de haces de fibra (818) estratos sobre la capa (721) de tejido compuesto, en el que lapluralidad de haces de fibra (818) forma una segunda parte exterior del forro;una primera varilla (230; 336; 450; 530; 730; 1430) que tiene una primera parte del flanco (231; 237; 431;437; 531; 1431) pegado a una superficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520; 1420), yuna primera parte elevada (234; 334; 434) que se proyecta hacia dentro y alejándose de la superficie interiorde la primera parte del forro (230; 320; 420; 520; 1420); yal menos una segunda varilla (230; 338; 450; 530; 730; 1430) separado del primer varilla (230; 336; 450; 530;730; 1430), teniendo el segundo varilla (230; 338; 450; 530; 730; 1430) una segunda parte del flanco (231;337; 431; 437; 531; 1431) pegada a la superficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520;1420), y una segunda parte elevada (234; 334; 434) que se proyecta hacia dentro y alejándose de lasuperficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520; 1420).
Description
Secciones de barril compuestas para fuselajes de aviones.
CAMPO TECNICO La descripción siguiente trata en general de estructuras para aviones y, más en particular, de secciones del barril compuestas para el fuselaje de aviones.
ANTECEDENTES Los fabricantes de aviones se esfuerzan continuamente por encontrar modos de incrementar la eficiencia del avión y reducir los costes de fabricación. Un método muy conocido para incrementar la eficiencia de la aeronave es reducir el peso del fuselaje a través del uso de materiales compuestos que tienen ratios de resistencia frente a peso relativamente altos. Los materiales compuestos han sido utilizados en los fuselajes de aviones de caza, de aviones privados de alta eficiencia, y en reactores de negocios. Los aviones más grandes, sin embargo, como por ejemplo los aviones de transporte comercial grandes, utilizan típicamente materiales metálicos para toda o para la mayor parte de la estructura primaria. Las planchas del fuselaje para aviones comerciales de transporte, por ejemplo, están fabricadas típicamente de aluminio y otros metales.
Los métodos convencionales para fabricar los fuselajes de reactores de negocios con materiales compuestos requieren típicamente composiciones de herramientas grandes y procedimientos de ensamblaje muy intensivos en mano de obra. Un método conocido utilizado por la Raytheon Aircraft Company de Wichita, Kansas, para fabricar los reactores de negocios Premier I y Hawker Horizon incluye envolver fibras de carbono alrededor de un mandril rotativo con un sistema de colocación de la fibra automático. El mandril proporciona la forma básica de una sección del fuselaje. Las fibras de carbono están preimpregnadas con una resina epoxy termoestable, y son aplicadas sobre el mandril rotativo en múltiples capas para formar el forro interior de la sección de fuselaje. El forro interior es cubierto a continuación con una capa de núcleo en forma de panel de abeja. El sistema de colocación de fibra aplica a continuación capas adicionales de fibra de carbono preimpregnadas sobre el núcleo en forma de panel de abeja para formar el forro exterior, lo que resulta en una estructura de sandwich. La capa final incluye una tejido híbrida de fibra de carbono y finos hilos metálicos para proporcionar protección contra los impactos de los rayos.
El fuselaje del Premier I incluye dos secciones de fuselaje de compuestas formadas de la manera descrita. El fuselaje del Hawker Horizon incluye tres secciones formadas de esta manera. Tras ser formadas, las secciones de fuselaje respectivas son pegadas entre sí a lo largo de juntas circulares para formar el armazón del fuselaje completo. Otro método para formar armazones de fuselajes compuestos de acuerdo con la técnica anterior incluye formar mitades del fuselaje o paneles de un cuarto de sección de manera separada (por ejemplo, por un proceso de extensión de capas), y a continuación uniendo las partes separadas entre sí a lo largo de juntas longitudinales para formar una sección completa del fuselaje.
El arrollamiento de los filamentos, la colocación de fibra, y la extensión de cinta son tres métodos conocidos para aplicar fibras compuestas unidireccionales a un mandril rotativo para formar una capa del barril continua. En el proceso de arrollamiento de filamentos, el mandril está típicamente suspendido horizontalmente entre unos soportes extremos. El mandril gira sobre su eje horizontal a medida que un instrumento de aplicación de la fibra se mueve adelante y atrás de lo largo de la longitud del mandril, colocando fibra sobre el mandril en una configuración predeterminada. En la mayoría de aplicaciones, el aparato de arrollamiento de filamentos hace pasar el material de la fibra a través de un “baño” de resina justo antes de que el material toque el mandril. A esto se le llama “arrollamiento húmedo”. En otras aplicaciones, la fibra ha sido preimpregnada con resina, eliminando la necesidad de un baño de resina. Continuando con el curado en horno o autoclave de la resina, el mandril puede permanecer colocado y convertirse en parte del componente cilíndrico, o puede ser retirado.
El proceso de colocación de la fibra incluye típicamente la colocación automatizada de múltiples “haces” (esto es, un conjunto de filamentos continuos no enrollados, como por ejemplo fibras de carbono o grafito, preimpregnadas con un material de resina termoestable como por ejemplo epoxy), cintas, o cintas cortadas sobre un mandril que gira a alta velocidad. Un haz típico está entre 3,05 mm (0,12 “) y 6,35 mm (0,25 ”) de ancho cuando se aplasta. Las máquinas de colocación de fibra convencionales suministran varios haces a un cabezal de suministro móvil que ordena los haces (esto es, coloca los haces paralelos) y aplica los haces a la superficie del mandril rotativo utilizando un o más rodillos de compactación que comprimen los haces contra la superficie. Adicionalmente, tales máquinas incluyen típicamente medios para suministrar, unir, cortar y restablecer haces individuales durante la colocación.
La colocación en cinta es similar al proceso de colocación de fibras descrito anteriormente con la excepción de que se extienden cintas de fibra preimpregnadas, en lugar de haces individuales, sobre el mandril rotativo para formar la pieza. Una forma de cinta incluye un papel de soporte que mantiene el ancho y la orientación de las fibras. El papel de soporte se retira durante la aplicación. La cinta cortada es una cinta que ha sido cortada tras ser producida en anchos estándares por el fabricante. Al cortar la cinta se producen anchuras más pequeñas que permite una esterificación mejorada y el ajuste durante la aplicación para conseguir los objetivos de diseño y producción. La cinta cortada puede tener anchos que varía desde aproximadamente 3,05 mm (0,12 “) y 152,4 mm (6 “) y puede incluir, o no, papel de soporte. Otra forma de cinta incluye múltiples fibras individuales tejidas junto con un material textil. Tal como se usa a lo largo de esta descripción, a menos que se indique lo contrario, el término “cinta” se refiere a cinta, cinta con papel de soporte, cinta cortada, y otros tipos de material compuesto en forma de cinta para ser utilizado en la fabricación de estructuras compuestas. La colocación de cintas es utilizada con frecuencia para las partes con contornos de alta complejidad o con ángulos porque la cinta permite cambios de dirección con relativa facilidad.
El documento de la técnica anterior más próxima US 6,613,258 B1 titulado “Método para fabricar piezas en materiales compuestos con una matriz termoplástica” describe un proceso para la fabricación de piezas de grandes dimensiones formadas por un forro y varillas, como por ejemplo segmentos del fuselaje de una aeronave, hechos de un material compuesto con una matriz termoplástica. Una vez que las varillas han sido hechas de manera separada mediante extensión, la consolidación y el conformado, estas varillas se colocan en una herramienta y el forro se fabrica y se ensambla a las varillas simultáneamente por soldadura de difusión. Más precisamente, el forro es extendido y consolidado continuamente mediante un cabezal de extendido, de manera que las partes necesarias se obtienen directamente.
El documento US 5,223,067 titulado “Método para fabricar estructuras de fuselaje de aviones” describe una estructura que está fabricada siguiendo los siguientes pasos. Se preparan en primer lugar una pluralidad de miembros en forma de anillo, estando provisto cada miembro de una pluralidad de rebajes alrededor de la superficie periférica exterior de los mismos y en posiciones separadas en la dirección circunferencial de los mismos. Se proveen unos miembros de placa alargados que tienen unas partes convexas respectivas que se corresponden con los rebajes, para formar largueros. Los miembros en forma de anillo se disponen a continuación separados de manera coaxial en posiciones paralelas, tras lo cual se inserta una plantilla de estrato en el interior de los miembros con forma de anillo dispuesta de manera coaxial con una bolsa de silicona interpuesta entre los mismos, teniendo la bolsa de silicona un extremo opuesto abierto. Los miembros con forma de anillo se colocan en rebajes anulares previstos en la plantilla de estrato y en los rebajes anulares correspondientes previstos en la bolsa. Los largueros se colocan en los miembros con forma de anillo con las partes convexas ajustadas en los rebajes de los miembros con forma de anillo, de manera que se forma un bastidor con los miembros en forma de anillo y los largueros. El bastidor es colocado a continuación en una herramienta de arrollamiento, y una cinta preimpregnada de fibra reforzada es arrollada alrededor del bastidor. El conjunto completo se somete a los procesos de curado y embolsado. Finalmente, la plantilla y la bolsa finalmente son retiradas.
El documento US 6,155,450 titulado “Cubierta compuesta formada como un cuerpo de revolución” describe un bastidor de cojinete de carga de una estructura multicapa que consiste en tiras anulares y espirales que se cruzan dispuestas a intervalos y formando nodos cruzados y nervaduras de refuerzo entre las mismas, una cubierta del cojinete de carga, capas celulares finas que consisten en tiras anulares y espirales entre las mismas, rodeando las nervaduras de refuerzo del bastidor en la dirección de las mismas, y teniendo un ancho que excede el ancho de las tiras en las nervaduras y formando los flancos del cojinete. Las tiras anulares y espirales del bastidor y de las capas celulares finas, y la cubierta del cojinete de carga, están hechas de fibras unidireccionales y de un polímero aglomerante.
SUMARIO La invención presente se dirige en general hacia secciones compuestas para fuselajes de aviones y otras estructuras. La invención presente se define por la reivindicación 1. Una sección configurada de acuerdo con un aspecto de la invención incluye un forro que tiene una capa de tejido compuesto y una pluralidad de haces de fibra que forman una superficie continua que se extiende 360 grados alrededor de un eje. La sección incluye al menos un primer y un segundo varilla. El primer varilla puede tener una primera parte del flanco pegada a una superficie interior del forro y una primera parte elevada que se proyecta hacia dentro alejándose de la superficie interior del forro. El segundo varilla puede tener una segunda parte del flanco pegada a la superficie interior del forro y una segunda parte elevada que se proyecta hacia dentro y alejándose de la superficie interior del forro. Una sección configurada de acuerdo con otro aspecto de la invención puede incluir un forro que tiene una pluralidad de cintas de fibra que forman una superficie continua en lugar de o adicionalmente a la pluralidad de haces de fibra colmatados.
Un método para fabricar una sección de un fuselaje incluye colocar una pluralidad de varillas en un conjunto de mandril y rotar el conjunto de mandril alrededor de un eje longitudinal. El método puede incluir además aplicar una pluralidad de haces de fibra para formar un forro continuo que se extiende 360 grados alrededor de conjunto de mandril. Tras la aplicación de los haces de fibra, las varillas y los haces de fibra pueden ser curados a la vez. Un método para fabricar una sección de un fuselaje de acuerdo con otro aspecto de la invención puede incluir extender una cinta de fibra sobre las varillas en el conjunto de mandril rotativo en lugar de o además de los haces de fibra.
BREVE DESCRIPCION DE LOS DIBUJOS
La Figura 1 es una vista isométrica parcialmente oculta de un avión que tiene un fuselaje que incluye una
pluralidad de secciones del barril configuradas de acuerdo con una realización de la invención.
Las Figuras 2A y 2B son una vista isométrica de un despiece y una vista isométrica de un ensamblaje,
respectivamente, de una parte de una sección del barril del fuselaje configurada de acuerdo con una
realización de la invención.
Las Figuras 3A y 3B son vistas superior y del extremo, respectivamente, de una parte de una sección del
barril del fuselaje configurada de acuerdo con otra realización de la invención.
Las Figuras 4A y 4B son vistas superior y desde el extremo, respectivamente, de una parte de la sección del barril del fuselaje configurada de acuerdo con una realización adicional de la invención. Las Figuras 5A y 5B son vistas en corte de partes de secciones del barril del fuselaje configuradas de acuerdo con otra realización más de la invención. La Figura 6 es una vista isométrica parcial esquemática de un sistema para la fabricación de secciones del barril. Las Figuras 7A y 7B son vistas isométricas parciales esquemáticas, agrandadas, de una estación de carga de varillas de la sección del barril que ilustra dos etapas de un método para cargar varillas en un conjunto de herramienta. La Figura 8 es una vista isométrica parcial esquemática, agrandada, de una estación de estrato de la sección del barril. La Figura 9 es una vista isométrica parcial esquemática, agrandada, de una estación de embolsado al vacío de la sección del barril. La Figura 10 es una vista isométrica parcial esquemática, agrandada, de una estación de curado de la sección del barril. La Figura 11 es una vista isométrica parcial esquemática, agrandada, de una estación de inspección de la sección del barril. La Figura 12 es una vista isométrica parcial esquemática, agrandada, de una estación de conformado de la sección del barril. La Figura 13 es una vista isométrica parcial esquemática, agrandada, de una estación de ensamblaje de la sección del barril. Las Figuras 14A a 14C son vistas de cortes que ilustran etapas de un método para pegar una varilla a un estrato.
DESCRIPCION DETALLADA La descripción que sigue describe secciones del barril compuestas para el fuselaje de aviones y otras estructuras, así como métodos y sistemas para fabricar tales secciones del barril. A lo largo de esta descripción, el término sección del barril se utiliza por conveniencia para referirse en general a una carcasa cerrada que se extiende 360 grados alrededor de un eje. Tales estructuras pueden incluir, por ejemplo, carcasas del barril que tienen forma circular, oval, elíptica, de huevo, y otras formas de sección simétricas o asimétricas. Tales estructuras pueden incluir además carcasas no del barril, interiores. Ciertos detalles se establecen en la descripción que sigue y en las Figuras 1 a 14C para proporcionar una comprensión completa de varias realizaciones de la invención. Otros detalles que describen estructuras y sistemas bien conocidos asociados a menudo con estructuras de avión y técnicas de fabricación compuestas no se describen en la descripción que sigue para evitar una complicación innecesaria de la descripción de las diversas realizaciones de la invención.
Muchos de los detalles, dimensiones, ángulos, y otras características mostradas en las Figuras son meramente ilustrativos en las realizaciones particulares de la invención.
De acuerdo con lo anterior, otras realizaciones pueden tener otros detalles, dimensiones, ángulos y características sin separarse del enfoque de la invención presente como se define en las reivindicaciones incluidas. Adicionalmente, se pueden realizar realizaciones adicionales sin muchos de los detalles descritos a continuación.
En las Figuras, los números de referencia idénticos identifican elementos idénticos o, al menos similares. Para facilitar la discusión de cualquier elemento particular, los dígitos o el dígito más significativo de cualquier número de referencia tiene relación con la Figura en que dicho elemento ha sido introducido por primera vez. Por ejemplo, el elemento 110 se introduce por primera vez y se describe en referencia a la Figura 1.
La Figura 1 es una vista isométrica parcialmente oculta de un avión 100 que tiene un fuselaje 102 que incluye una pluralidad de secciones del barril 110 configuradas de acuerdo con una realización de la invención. En un aspecto de esta realización descrito con mayor detalle más adelante, cada una de las secciones del barril 110 pueden ser fabricadas individualmente como una sección de una pieza en materiales compuestos, como por ejemplo fibra de carbono y / o materiales de grafito – epoxy. Tras la fabricación, las secciones del barril 110 pueden ser unidas entre sí mediante pegado con adhesivo y / o acoplamiento mecánico a lo largo de las uniones circulares 112 para formar el fuselaje 102.
En otro aspecto de esta realización, el fuselaje 102 puede incluir una cabina de pasajeros 104 configurada para contener una pluralidad de asientos de pasajeros 106. En las realizaciones ilustradas, la cabina de pasajeros 104 está configurada para contener al menos alrededor de 50 de los asientos de pasajeros 106, por ejemplo, entre 50 y 700 asientos de pasajeros. En otra realización, la cabina de pasajeros 104 puede ser configurada para contener entre 150 y 400 de los asientos de pasajeros 106. En otras realizaciones, la cabina de pasajeros 104 puede ser configurada para contener más o menos asientos o, alternativamente, los asientos de pasajeros 106 pueden ser omitidos y el espacio de la cabina se puede utilizar para otros propósitos, como por ejemplo transportar carga.
La Figura 2A es una vista isométrica interior, agrandada, parcialmente expandida de una parte de una de las secciones del barril 110 de la Figura 1, configurada de acuerdo con una realización de la invención. La Figura 2B es una vista isométrica de un conjunto de la parte de la sección del barril de la Figura 2A. En referencia a las Figuras 2A y 2B en conjunto, la sección del barril 110 puede incluir una pluralidad de varillas 230 (identificados individualmente como varillas 230a – d) unidos al forro 220a. Cada uno de las varillas 230 puede incluir una parte elevada 234 que se proyecta alejándose del forro 220 y una pluralidad de partes del flanco 231 (identificados como una pluralidad de primeras partes del flanco 231a que se extienden hacia el exterior desde un lateral de la varilla 230, y una pluralidad de segundas partes del flanco 231b que se extiende hacia fuera desde el lado opuesto de la varilla 230). Las partes del flanco 231 pueden estar entretejidas directamente con el forro 220. En la realización ilustrada, las varillas 230 tienen secciones con forma de sombrero. En otras realizaciones descritas más adelante, sin embargo, las varillas 230 pueden tener secciones de otras formas.
En una realización descrita con mayor detalle más adelante, el forro 220 y las varillas 230 pueden incluir materiales compuestos, como por ejemplo materiales de fibra de carbono. En esta realización, las varillas 230 pueden estar pegadas al forro 220. Por ejemplo, en una realización descrita con detalle más abajo, las varillas 230 pueden ser pegados al forro 220 durante un proceso de curado en el que las varillas 230 y el forro 220 son curados conjuntamente a una temperatura elevada y a presión. En otra realización, las varillas 230 pueden estar curadas previamente y pegados mediante adhesivo al forro 220 cuando se exponen a una presión y temperatura elevadas.
Cada una de las varillas 230 puede ser colocada en el forro 220 de manera que la pluralidad de primeras partes del flanco 231a de las varillas 230 esté alineadas con la pluralidad de segundas partes del flanco 231b correspondientes de la varilla 230 adyacente. Por ejemplo, cada una de las primeras partes del flanco 231a pueden incluir un primer borde exterior 233a, y cada una de las segundas partes del flanco 231b pueden incluir un segundo borde exterior 233b correspondiente. En una realización, el primer borde exterior 233a puede estar separado del segundo borde exterior 233b una distancia D de aproximadamente 12,7 mm (0,5 pulgadas) o menos. En otra realización, la distancia D puede ser de alrededor de 5,08 mm (0,2 pulgadas) o menos, por ejemplo, alrededor de 2,54 mm (0,1 pulgadas). En cualquier otra realización, las varillas 230 pueden ser colocadas en el forro 220 de manera que la primera parte del flanco 231a contacte aproximadamente al menos con la segunda parte del flanco 231b. En este caso, la distancia D es al menos aproximadamente cero. Cuando las partes del flanco 231 están alineadas de la manera anterior, las partes del flanco 231 pueden formar una pluralidad de superficies de soporte al menos aproximadamente continuas 235 que se extienden entre las partes elevadas 234 de las varillas 230.
La sección del barril 110 puede incluir además una pluralidad de miembros de soporte o bastidores 240 (identificados individualmente como un primer bastidor 241a y un segundo bastidor 240b). En la realización ilustrada, los bastidores 240 son bastidores de dos piezas que incluyen una primera sección del bastidor 241 y una segunda sección del bastidor 242. En esta realización, la segunda sección del bastidor 242 tiene una sección en forma de C. En otras realizaciones, la segunda sección del bastidor 242 puede tener una sección de otra forma, como por ejemplo una sección en forma de L. Todavía en otras realizaciones, los bastidores 240 pueden ser omitidos o, alternativamente, la sección del barril 110 puede incluir otros bastidores compuestos de más o menos secciones de bastidor.
La primera sección del bastidor 241 incluye una parte de la base 244 y una parte levantada 246 que se proyecta alejándose de la parte de la base 244. La parte levantada 246 puede incluir una pluralidad de aberturas, por ejemplo, “agujeros de ratón” 248 a través de las cuales se extienden las partes elevadas 234 de las varillas 230 . La parte de la base 244 puede incluir una pluralidad de superficies de unión 243 que se extienden entre los agujeros de ratón
248. Las superficies de unión 243 están configuradas para contactar con las correspondientes superficies de soporte 235 que se extienden entre las partes elevadas 234 de las varillas 230. Las superficies de unión 243 de la realización ilustrada carecen de cualquier junta de ensamblaje entre los agujeros de ratón 248 porque las superficies de soporte 235 correspondientes sobre las que se acoplan son al menos aproximadamente continuas entre las varillas 230 y no incluyen ningún escalón en la superficie o desalineación significativa. Una ventaja de esta característica es que se evita el coste añadido asociado a la fabricación de bastidores con juntas de ensamblaje. Tales costes pueden ser particularmente significativos cuando se trabaja con materiales compuestos porque, al contrario que cuando se crean juntas de ensamblaje o escalones en metales, que son maleables y pueden ser formados fácilmente, crear juntas de ensamblaje o escalones en superficie compuestas requiere típicamente herramientas especiales y / o maquinaria post-curado.
En una realización de la invención, la primera sección del bastidor 241 puede ser fijada a la sección del barril 110 en primer lugar, y a continuación la segunda sección del bastidor 242 puede ser fijada a la primera sección del bastidor
241. Cuando se fija la primera sección del bastidor 241 a la sección del barril 110, la parte de la base 244 de la primera sección del bastidor 241 es acoplada a las partes del flanco 231 de las varillas 230 sin estar unidas al forro
220. Esto es, las superficies de unión 243 de la parte de la base 244 contactan con las superficies de soporte 235 pero no con el forro 220. De esta manera, las partes del flanco 231 son emparedadas efectivamente entre la primera sección del bastidor 241 y el forro 220. En una realización, la primera sección del bastidor 241 puede ser remachada a la sección del barril 110 con una serie de remaches 252 adecuados, como se muestra en la Figura 2B. En otra realización, la parte de la base 244 puede ser pegada mediante adhesivo directamente a las partes del flanco 233.
Después de que la primera sección del bastidor 241 haya sido unida a la sección del barril 110, la segunda sección del bastidor 242 puede ser unida a la primera sección del bastidor 241. En una realización, la segunda sección del bastidor 242 puede ser remachada a la parte levantada 246 de la primera sección del bastidor 241 mediante una serie de remaches 250 adecuados, como se muestra en la Figura 2A. En otra realización, la segunda sección del bastidor 242 puede ser pegada mediante adhesivo a la parte levantada 246. Una ventaja de unir la segunda sección del bastidor 242 a la primera sección del bastidor 241 después de que la primera sección del bastidor 241 haya sido instalada es que la posición final de la segunda sección del bastidor 242 puede ser ajustada para compensar cualquier desalineación de la primera sección del bastidor 241 que pueda haberse producido durante la instalación de la primera sección del bastidor 241. En otras realizaciones, sin embargo, la primera sección del bastidor 241 puede ser fijada a la segunda sección del bastidor 242 en primer lugar, y a continuación el bastidor 240 puede ser fijado a la sección del barril 110 como una unidad completa.
En otra realización de la invención, las partes del flanco 231 de las varillas 230 pueden ser omitidas al menos parcialmente. En esta realización, una parte elevada puede estar formada sobre el forro 220 entre las varillas 230 mediante una capa o capas adicionales de material. La parte elevada puede ocupar el lugar de las partes del flanco 231 formando la superficie de soporte 235 a la que se une la parte de la base 244 de la primera sección del bastidor
241.
Las Figuras 3A y 3B son vistas superior y lateral, respectivamente, de una parte de una sección del barril 310 configurada de acuerdo con otra realización de la invención. En referencia a las Figuras 3A y 3B en su conjunto, la sección del barril 310 puede incluir una pluralidad de primeros varillas 336 y una pluralidad de segundos varillas 338 unidos a un forro 320. Cada uno de las varillas 336 y 338 puede incluir un parte elevada 334 que se proyecta alejándose del forro 320. Cada uno de los primeros varillas 336 puede incluir además una primera parte del flanco 337a y una segunda parte del flanco 337b opuesta que son al menos generalmente rectas. Cada uno de los segundos varillas 338, sin embargo, puede incluir también una pluralidad de primeras partes del flanco 331a y una pluralidad de segundas partes del flanco 331b opuestas que se extienden hacia fuera de la parte elevada 334 hasta al menos la proximidad de las partes del flanco 337 correspondientes de los primeros varillas 336 adyacentes. Un bastidor (no mostrado) puede acoplarse a las partes del flanco 331 y 337 como se ha descrito anteriormente en referencia a las Figuras 2A y 2B.
Las Figuras 4A y 4B son vistas superior y lateral, respectivamente, de una parte de una sección del barril 410 configurada de acuerdo con otra realización adicional de la invención. En referencia a las Figuras 4A y 4B en su conjunto la sección del barril 410 puede incluir una pluralidad de varillas asimétricos 450 fijados al forro 420. Cada uno de las varillas asimétricos 450 puede incluir una pluralidad de primeras partes del flanco 431 que se extienden hacia fuera desde un lateral de una parte elevada 434, y una segunda parte del flanco 437 que se extiende hacia fuera desde un lado opuesto de la parte elevada 434. La segunda parte del flanco 437 puede ser al menos aproximadamente recta. La primera parte del flanco 431, sin embargo, puede proyectarse hacia fuera de la parte elevada 434 hasta al menos las proximidades de la segunda parte del flanco 437 correspondiente de la varilla adyacente 450. Un bastidor (no mostrado) puede estar unido a las partes del flanco 431 y 437 como se ha descrito anteriormente en referencia a las Figuras 2A y 2B.
Las Figuras 5A y 5B son vistas en corte de un extremo de partes de la sección del barril 510a y 510b, respectivamente, configuradas de acuerdo con otra realización de la invención. En referencia en primer lugar a la Figura 5A, en un aspecto de esta realización, a la sección del barril 510a incluye una pluralidad de varillas 530a con sección en I unidos al forro 520a. Cada una de las varillas con sección en I 530a puede incluir una pluralidad de primeras partes del flanco 531a y una pluralidad de segundas partes del flanco 531b que son al menos generalmente similares en su estructura y función a las partes del flanco 321 correspondientes descritas anteriormente en referencia a las Figuras 2A y 2B. En otro aspecto de esta realización, un bastidor 540a puede acoplarse a las partes del flanco 531 como se ha descrito anteriormente en referencia a las Figuras 2A y 2B.
En referencia a continuación a la Figura 5B, en un aspecto de esta realización, las secciones del barril 510b incluyen una pluralidad de varillas con sección en forma de C 530b unidos al forro 520b. Las varillas con sección en forma de C 530b pueden incluir unas partes del flanco 531 que son al menso generalmente similares en su estructura y función a las primeras partes del flanco 431 descritas anteriormente en referencia a las Figuras 4A y 4B. En otro aspecto de esta realización, un bastidor 540b puede acoplarse a las partes del flanco 531 como se ha descrito anteriormente en referencia a las Figuras 2A y 2B.
La Figura 6 es una vista isométrica esquemática parcial de un sistema para la fabricación de secciones del barril 600, dispuesto sobre el suelo de una factoría 602 de acuerdo con una realización de la invención. En un aspecto de esta realización descrito con mayor detalle más adelante, el sistema para la fabricación de secciones del barril 600 incluye una disposición en línea de estaciones de fabricación configuradas para fabricar las secciones del barril de fuselaje descritas anteriormente en referencia a las Figuras 1 a 5B. Como descripción general, en la realización ilustrada, la fabricación de las secciones del barril empieza en una estación de carga de varillas 610 antes de trasladarse a una estación de estrato del forro 620. Tras la laminación del forro, la sección del barril (no mostrada) se mueve a una estación de vacío 630 para el moldeado al vacío antes de ser trasladada a una estación de curado
640. Desde aquí, la sección del barril se mueve sucesivamente a una estación de inspección 650, a una estación de montaje de accesorios 660 y a una estación de ensamblaje 670.
La disposición que sigue de estaciones de fabricación solo es una disposición que puede ser usada para fabricar las secciones de fuselaje del barril descritas anteriormente. En otras realizaciones, se pueden utilizar otras disposiciones de fabricación y / o otros tipos de estaciones de fabricación en lugar o adicionalmente a una o más de las estaciones de fabricación ilustradas en la Figura 6. Por ejemplo, en una realización, una o más de las estaciones de fabricación pueden estar situadas en una disposición paralela en lugar de en una disposición del tipo en línea ilustrada en la Figura 6. En otras realizaciones, dos o más de las estaciones de fabricación pueden ser combinadas para formar una única estación. Las Figuras 7A y 7B son vistas isométricas esquemáticas parciales, agradadas, de la estación de carga de varillas 610 ilustrando dos pasos de un método para cargar una pluralidad de varillas 630 en un conjunto de herramientas de sección del barril 700 de acuerdo con una realización de la invención. En referencia en primer lugar a la Figura 7A, en un aspecto de esta realización, el conjunto de herramienta de sección del barril 700 incluye una fijación de herramienta rotativa 702 configurada para soportar una pluralidad de segmentos de herramienta 706 (identificados individualmente como segmentos de herramienta 706a – f) en una disposición del barril. Los segmentos de herramienta 706 pueden ser fabricados en una pluralidad de materiales adecuados incluyendo acero, invar, aluminio, y materiales compuestos, Cada uno de los segmentos de herramienta 706 puede incluir una pluralidad de ranuras para varillas 708 configuradas para recibir cada una de ellas uno de las varillas 730 correspondiente. En una realización, las varillas 730 pueden ser varillas con sección en forma de sombrero (por ejemplo, varillas con forma de sombrero que son al menos similares en estructura y función generalmente a las varillas 230 descritos anteriormente en referencia a las Figuras 2A y 2B). En esta realización, cada uno de las varillas 730 está invertido en la ranura para varilla 708 correspondiente de manera que las partes del flanco de las varillas (por ejemplo, las partes del flanco 231 de la Figura 2A) descansen en los rebajes correspondientes formados en los segmentos de herramienta 706 adyacentes a las ranuras para varillas 708.
En otro aspecto de esta realización, las varillas 730 pueden ser al menos en general no curados cuando se colocan en las ranuras para la varilla 708. En la condición no curada, las varillas 730 son relativamente moldeables. Como resultado, puede ser necesaria herramienta adecuada (no mostrada) para al menos temporalmente mantener las varillas 730 en posición contra los segmentos de herramienta 706 tras la instalación en las ranuras para varilla 708. En otras realizaciones, las varillas 730 pueden estar al menos parcialmente curados, en cuyo caso puede ser necesaria menso herramienta o herramientas diferentes para mantener las varillas 730 en su lugar.
Una vez que los segmentos de herramienta 706 estén completamente cargados con las varillas 730, los segmentos de herramienta 706 son colocados en la fijación de herramienta 702, como se ilustra en la Figura 7B. En un aspecto de esta realización, la fijación de herramienta 702 está soportada de manera giratoria en una estructura de soporte de la herramienta 704 mediante una pluralidad de rodillos 705. Los rodillos 705 permiten que la fijación de la herramienta 702 gire alrededor de un eje longitudinal 707. Para evitar que las varillas 730 se salgan de las ranuras para varilla 708 durante la rotación, se envuelve una capa interior 721 de tejido de material plástico alrededor de los segmentos de herramienta 706 para mantener las varillas 730 en su posición. En otras realizaciones, la capa interior 721 puede ser omitida y las varillas 730 pueden ser retenidos en posición por otros medios, incluyendo clips locales u otros medios. Después de que la capa interior 721 haya sido instalada totalmente, la estructura de soporte de herramienta 704 transporta el conjunto de herramienta 700 a la estación de estrato 620 (Figura 6) por los raíles del suelo 702.
El conjunto de herramienta 700 descrito anteriormente en referencia a las Figuras 7A y 7B no es más que un tipo de conjunto de herramienta que puede ser utilizado de acuerdo con la invención presente para colocar las varillas en una disposición del barril antes de la aplicación de los materiales compuestos del forro. En otras realizaciones, se pueden utilizar otros tipos de conjunto de herramienta. Por ejemplo, en otra realización, se puede utilizar un conjunto de herramienta similar con un vástago central para soportar y girar la fijación de herramienta 702 en lugar de los rodillos externos 705. En otra realización adicional, los segmentos de herramienta individuales 706 pueden ser omitidos y en su lugar la fijación de herramienta 702 puede incluir una superficie del barril completa configurada para mantener las varillas 730. Este enfoque en particular puede ofrecer la ventaja de reducir el tiempo de carga de las varillas. Sin embargo, el otro enfoque de utilizar múltiples segmentos de herramienta puede tener la ventaja de reducir el tiempo requerido para separar la sección del barril terminada del conjunto de herramientas tras el curado.
La Figura 8 es una vista isométrica esquemática parcial, agrandada, de una estación de estrato 620 configurada de acuerdo con una realización de la invención. En un aspecto de esta realización, la estación de estrato 620 incluye una máquina de colocación de fibra 814 (mostrada esquemáticamente) soportada de manera móvil en una viga raíl
816. La viga raíl 816 puede ser parte de una plataforma de trabajo 822 colocada adyacente al conjunto de herramienta 700 cuando el conjunto de herramienta 700 es situado en la estación de estrato 620. Aunque no se ilustra con detalle en la Figura 8 al objeto de mantener la claridad, la máquina de colocación de fibra 814 puede incluir uno o más cabezales de suministro configurados para colimar múltiples haces de fibra 818. Adicionalmente, la máquina de colocación de fibra 814 puede incluir además equipo de soporte (como por ejemplo cestas, rodillos de compactación, etc.) utilizado típicamente en máquinas de colocación montadas en caballete, multiaxiales, para suministrar, fijar, cortar, y recomenzar los haces de fibras y / o otros materiales compuestos como por ejemplo tejidos, cintas, filamentos individuales, y otros materiales compuestos unidireccionales y multidireccionales preimpregnados y no preimpregnados y combinaciones de los mismos.
Durante la operación, la máquina de colocación de fibra 814 se mueve adelante y atrás a lo largo de la viga raíl 816 laminando los haces de fibra colimados 818 sobre la capa interior 721 a medida que el conjunto de herramienta 700 gira alrededor del eje longitudinal 707. La máquina de colocación de fibra 814 puede incluir uno o más rodillos u otros dispositivos adecuados (no mostrados) para mantener la capa interior 721 en su lugar durante la aplicación de los haces de fibra 818 para evitar que se arrugue la capa interior 721. La máquina de colocación de fibra 814 puede aplicar múltiples capas con varios diseños. Por ejemplo, en una realización, la máquina de colocación de fibra 814 puede extender capas en una inclinación de – 45 / 0 /+ 45 grados para proporcionar las propiedades estructurales deseadas. En otras realizaciones, se pueden utilizar otras orientaciones o diseños de la capa para conseguir otras propiedades estructurales. Adicionalmente, la colocación de capas de tejidos preimpregnadas puede ser también aplicada sobre o entre capas de haces para proporcionar una resistencia adicional alrededor de los cortes y de otras características locales. De la manera siguiente, los haces de fibra 818 junto con la capa interior 721 forman un forro cilíndrico continuo o estrato 820 que se extiende alrededor de una pluralidad de varillas 730 (Figura 7A y 7B).
En la realización descrita anteriormente, la máquina de colocación de fibra 814 aplica haces de fibra (por ejemplo, haces de fibra de carbono preimpregnada con una resina epoxy termoestable) al estrato 820. Tales haces de fibra pueden tener anchos de entre 0,15 cm (0,06 pulgadas) a aproximadamente 1,27 cm (0,50 pulgadas) (por ejemplo, alrededor de 0,965 cm (0,38 pulgadas)) tras ser aplastadas por un rodillo de compactación. En otras realizaciones, la máquina de colocación de fibra puede aplicar otros tipos de haces, por ejemplo haces de fibra de vidrio, haces de fibra de grafito, y / o haces que incluyen otros tipos de fibras de aramida y resinas.
En otra realización, la máquina de colocación de fibra 814 puede aplicar una cinta de fibra y / o tiras de cinta de fibra al estrato 820 a medida que el conjunto de herramienta 700 gira. La cinta de fibra puede incluir una pluralidad de fibras unidireccionales, por ejemplo fibras de carbono. Las fibras pueden estar entretejidas con otro material en una cinta de tejido, y / o las fibras pueden ser mantenidas unidas mediante un papel de soporte que se retira antes de la aplicación.
En una realización adicional, la máquina de colocación de fibra 814 puede aplicar filamentos individuales al estrato 820 en un proceso de arrollamiento del filamento. Aún en otra realización, la máquina de colocación de fibra 814 puede aplicar varias combinaciones de los materiales compuestos nombrados, así como hojas de tejido compuestas, al estrato 820. La capa final del material aplicado al estrato 820 puede incluir una tejido de hilos entretejidos que proporcionan capacidad para soportar carga estructural así como protección contra el impacto de rayos. En las realizaciones anteriores, el conjunto de herramienta 700 gira alrededor del eje longitudinal 707 a medida que la máquina de colocación de fibra 814 aplica el material. En otras realizaciones, sin embargo, el conjunto de herramienta 700 puede ser fijado en sentido rotativo, y la máquina de colocación de fibra 814 se puede mover alrededor del exterior del conjunto de herramienta 700 para aplicar el material. Una vez que ha sido aplicada la capa final de material, la estructura de soporte de la herramienta 704 transporta el conjunto de herramienta 700 de la estación de estrato 620 a la estación de vacío 630 (Figura 6) a través de los raíles 712.
La Figura 9 es una vista isométrica esquemática parcial, agrandada, de la estación de vacío 630 configurada de acuerdo con una realización de la invención. En un aspecto de esta realización, la estación de vacío 630 incluye unos soportes de superficies de presión 924 opuestos (identificados individualmente como unos primeros soportes de superficies de presión 924a y unos segundos soportes de superficies de presión 924b) que se pueden mover para colocarlos en los lados opuestos de los raíles 712. Cada uno de los soportes de las superficies de presión 924 lleva su superficie de presión 926 correspondiente (identificada individualmente como una primera superficie de presión 926a y una segunda superficie de presión 926b). Durante la operación, los soportes de las superficies de presión 924 se mueven hacia dentro en dirección al conjunto de herramienta 700 para colocar las superficies de presión 926 correspondientes alrededor del estrato 820 en una configuración de abrazadera. En una realización, loas superficies de presión 926 pueden incluir superficies de presión conformables y / o hojas redondeadas configuradas para aplicar una presión uniforme al estrato 820 durante el curado siguiente para producir una superficie exterior relativamente lisa. Una vez que las superficies de presión 926 han sido instaladas sobre el estrato 820, los soportes de las superficies de presión 924 son retraídos y se puede instalar una bolsa de vacío (no mostrada) alrededor de las superficies de presión 926 y del estrato 820. Una vez que la bolsa de vacío ha sido vaciada, el conjunto de herramienta 700 es levantado de la estructura de soporte de la herramienta 704 y trasladado a la estación de curado 640 (Figura 6) utilizando un puente grúa 912 sobre ella. En otras realizaciones, la bolsa de vacío puede ser omitida y el estrato 820 puede ser curado sin el vacío previo.
La Figura 10 es una vista isométrica esquemática parcial, agrandada, de la estación de curado 640 configurada de acuerdo con una realización de la invención. En un aspecto de esta realización, el puente grúa 912 se extiende desde la estación de vacío 630 a un autoclave 1050 colocado en la estación de curado 640. El autoclave 1050 puede incluir una puerta 1051 en cada extremo (identificadas individualmente como primera puerta 1051a y segunda puerta 1051b). La primera puerta 1051a se abre para permitir que el conjunto de herramienta 700 se mueva introduciéndose en le autoclave 1050 por el puente grúa 912. Una vez que el conjunto de herramienta 700 está colocado totalmente dentro del autoclave 1050, una sección de la puerta 1013 del puente grúa 912 se retira del recorrido para permitir que la primera puerta 1051a regrese a su posición. La temperatura dentro del autoclave 1050 es elevada a continuación para curar el estrato 820 y las varillas 730 (no mostrados). En una realización, el autoclave 1050 puede curar el estrato 820 y las varillas 730 utilizando un ciclo de curado estándar de 176,7º C (350º F). En otras realizaciones, se pueden utilizar otros ciclos de curado dependiendo de varios factores como por ejemplo la composición del material, el grosor, etc. Una vez que las piezas se han enfriado, la segunda puerta 1051b se retira comos e muestra en la Figura 11, y a continuación el conjunto de herramienta 700 se mueve al exterior del autoclave 1050 y hacia la estación de inspección 650 a través del puente grúa 912. En otras realizaciones, la estación de curado 640 puede incluir otro sistema para mover el conjunto de herramienta 700 para introducirlo y extraerlo del autoclave 1050. Tales sistemas pueden incluir, por ejemplo, un carro de autoclave, raíles montados en el suelo, etc.
La Figura 11 es una vista isométrica esquemática parcial, agrandada, de la estación de inspección 650 configurada de acuerdo con una realización de la invención. Cuando el conjunto de herramienta 700 llega a la estación de inspección 750, es bajada del puente grúa 912 hasta una estructura de soporte de la herramienta 1104. A continuación, el estrato 820 es desembolsado y se retiran las superficies de presión 926 (Figura 9). La estructura de soporte de la herramienta 1104 puede ser al menos generalmente similar en estructura y en función a la estructura de soporte de la herramienta 704 descrita anteriormente en referencia a las Figuras 7A y 7B. De acuerdo con lo anterior, la estructura de soporte de la herramienta 1104 puede incluir una pluralidad de rodillos 1105 configurados para girar el conjunto de herramienta 700 alrededor del eje longitudinal 707.
En un aspecto de esta realización la estación de inspección 650 incluye una máquina de inspección 1160 soportada de manera móvil adyacente a la estructura de soporte de la herramienta 1104. La máquina de inspección 1160 puede ser configurada para ser movida adelante y atrás a lo largo de la longitud del estrato 820 a medida que el soporte de herramienta 700 gira para inspeccionar la integridad estructural del estrato 820. En una realización, la máquina de inspección 1160 puede incluir un dispositivo de inspección ultrasónico para localizar huecos en el estrato 820. En otras realizaciones, se puede utilizar otros tipos de equipo de inspección adecuados conocidos en la técnica para inspeccionar el estrato 820. Tal equipo puede incluir, por ejemplo, un aparato de inspección de pulso – eco o un aparato de inspección termográfico. Una vez que el estrato 820 ha sido inspeccionado en su totalidad, el conjunto de herramienta 700 es elevado de nuevo por el puente grúa 912 y movido a la estación de montaje de accesorios 660 (Figura 6).
La Figura 12 es una vista isométrica esquemática parcial, agrandada, de la estación de montaje de accesorios 660 configurada de acuerdo con una realización de la invención. Cuando el conjunto de herramienta 700 llega a la estación de montaje de accesorios 660, es bajada del puente grúa 912 hasta una estructura de soporte de la herramienta 1204. La estructura de soporte de la herramienta 1204 puede ser al menos generalmente similar en estructura y en función a la estructura de soporte de la herramienta 704 y 1104 descrita anteriormente. De acuerdo con ello, la estructura de soporte de la herramienta 1204 puede incluir una pluralidad de rodillos 1205 configurados para girar el conjunto de herramienta 700 alrededor del eje longitudinal 707.
En un aspecto de esta realización, la estación de montaje de accesorios 660 incluye un trazador CNC (controlado numéricamente por ordenador) 1270 y un dispositivo de fresa CNC 1272 soportado de manera móvil adyacente a la estructura de soporte de la herramienta 1204. Utilizando un dispositivo localizador determinado, el trazado CNC 1270 puede ser configurado para realizar una pluralidad de huecos para ventana 1228 en el estrato 820. El conjunto de herramienta 700 puede ser girado alrededor del eje longitudinal 707 para facilitar la localización precisa de los huecos para las ventanas 1228. De manera similar, el dispositivo de fresa CNC 1272 puede estar configurado para perforar una pluralidad de uniones y / o orificios de ensamblaje en el estrato 820 en este momento. Tras estas operaciones de montaje de accesorios y corte, los anillos de soporte del barril (no mostrados) son colocados dentro del estrato 820 para mantener el perfil de la virola mientas los segmentos herramienta 706 (Figura 7A y 7B) son retirados. Los segmentos de herramienta 706 pueden ser a continuación devueltos a la estación de carga de varillas 610 (Figura 6) y preparados para el siguiente ciclo de fabricación. Una vez que los segmentos herramienta 706 han sido retirados, la estructura de soporte de la herramienta 1204 trasporta el conjunto de herramienta 700 desde la estación de montaje de accesorios 660 hasta la estación de montaje final 670 (Figura 6) a través de los raíles del suelo 702.
La Figura 13 es una vista isométrica esquemática parcial, agrandada, de la estación de ensamblaje 670 configurada de acuerdo con una realización de la invención. En un aspecto de esta realización, la estación de montaje final 670 puede incluir una plataforma de trabajo interna 1380 configurada para soportar una máquina de inspección (no mostrada), como por ejemplo una máquina de inspección de ultrasonidos robotizada, para inspeccionar la integridad estructural del estrato 820 desde la superficie interior. Tras esta inspección, una pluralidad de secciones del bastidor 1340 pueden ser al menos generalmente similares en estructura y función a los bastidores 240 y / o los bastidores 540 descritos anteriormente en referencia a las Figuras 2A – B y 5A – B, respectivamente. En otras realizaciones, las secciones del bastidor 1340 pueden tener otras formas o, alternativamente, puede ser omitidas. Las secciones del bastidor 1340 pueden ser colocadas utilizando los orificios de ensamblaje determinados taladrados previamente en la estación de montaje de accesorios 660 (Figura 12), y pueden ser fijados utilizando un proceso de sellado y abrochado semiautomatizado. El conjunto de herramienta 700 puede girar alrededor del eje longitudinal 707 para facilitar la instalación de las secciones del bastidor 1340. Adicionalmente, un módulo de suelo preensamblado (no mostrado) puede ser insertado, colocado, y fijado en salientes del bastidor en este momento. En un aspecto adicional de esta realización, las operaciones de fabricación que siguen terminan el ensamblaje estructural básico de la sección del barril del fuselaje 110 hasta un punto en el que pueden ser instaladas cargas preensambladas y equipos interiores. Tras esto, la sección del barril 110 puede ser unida a secciones del barril adyacentes para el ensamblaje final del fuselaje 102 ilustrado en la Figura 1.
Las Figuras 14A - 14C son vistas de cortes del extremo que ilustran varias etapas de un método para pegar una varilla 1430 a un estrato 1420 de acuerdo con una realización de la invención. En referencia en primer lugar a la Figura 14A, la varilla sin curar 1430 puede ser colocado en una herramienta 1406. La varilla 1430 puede ser una varilla de sección en forma de sombrero (por ejemplo, una varilla con sección en forma de sombrero que el al menos en general similar en estructura y función a las varillas 230 y 730 descritos anteriormente en referencia a las Figuras 2A – 2B y a las Figuras 7A – 7B, respectivamente). Adicionalmente, la herramienta 1406 puede ser al menos en general similar en estructura y función al segmento de herramienta 706 descrito anteriormente en referencia a las Figuras 7A – 7B. Después de que la varilla 1430 esté colocada en la herramienta 1406, un cojín tubular hinchable 1480 que soporta una pieza de tejido 1482 (o cinta, etc.) es colocado dentro del varilla 1430 de manera que el tejido 1482 contacte con la superficie interior 1432 de la varilla 1430 entre las partes del flanco opuestas 1431A y 1431B.
En referencia a continuación a la Figura 14B, una vez que el cojín 1480 y el tejido 1482 estén colocados dentro de la varilla 1430, se estratifican materiales compuestos sobre el segmento de herramienta 1406 para formar un forro 1420 que contacta con las partes del flanco 1431 y con el tejido 1482. En un aspecto de esta realización, el forro 1420 puede ser al menos en general similar en estructura y función al forro 220 y al estrato 820 descritos anteriormente en referencia a las Figuras 2A – 2B y a la Figura 8, respectivamente.
En referencia a continuación a la Figura 14C, una superficie compresible o porción de virola 1490 se coloca sobre el forro 1420. A continuación, una bolsa de vacío 1492 se coloca alrededor de la porción de virola 1490 y del segmento de herramienta 1406. El espacio entre la bolsa de vacío 1492 y el cojín tubular 1480 es a continuación evacuado para aplicar una presión uniforme sobre las partes compuestas (esto es, la varilla 1430, el forro 1420, y el tejido 1482). Las partes compuestas son curadas a continuación a una temperatura elevada mientras se encuentran al vacío. Tras ser curadas, la combinación de varillas y estrato es desembolsada y retirada del segmento de herramienta 1406.
En una realización del método descrito anteriormente mediante referencia a las Figuras 14A – C, las varillas 1430 pueden ser fabricados extendiendo una o más capas de material directamente sobre la herramienta 1406. En otra realización, las varillas pueden estar curadas previamente, o al menos parcialmente curados, antes de su colocación en la herramienta 1406. Cuando se utiliza varillas curados previamente, son pegados secundariamente al forro 1420 con un adhesivo durante el proceso de curado siguiente.
Una característica del método descrito anteriormente es que el tejido 1482 sirve como un doblez interior pegando la superficie interior de la varilla 1430 a una parte adyacente del forro 1420 entre las partes del flanco opuestas 1431. Una ventaja de esta característica es que el tejido 1482 reduce las tensiones de cizalladura en las partes del flanco 1431. Como resultado, hay menso tendencia de que la varilla 1430 se despegue del forro 1420 bajo las tensiones cíclicas altas que se pueden producir durante el servicio.
Varios componentes descritos aquí pueden ser fabricados y / o ensamblados de acuerdo con las enseñanzas de la Solicitud de Patente Provisional de los Estados Unidos nº {Certificado de la Abogacía nº 03004.8135US00}, titulado “PANELES ESTRUCTURALES PARA SER USADOS EN FUSELAJES DE AVIONES Y OTRAS ESTRUCTURAS”, y / o el documento de Solicitud de Patente de los Estados Unidos nº {Certificado de la Abogacía nº 03004.8137US00}, titulado “PANELES ESTRUCTURALES PARA SER UTILIZADOS EN FUSELAJES DE AVIONES Y OTRAS ESTRUCTURAS” ambos fechados el 6 de abril de 2004.
Además, la cuestión sujeto del documento Solicitud de Patente de los Estados Unidos nº 10/646,509, titulada “MAQUINA DE ESTRATIFICACIÓN DE COMPUESTOS AUTOMATIZADA DE MULTIPLES CABEZALES PARA LA FABRICACION DE GRANDES COMPONENTES DE SECCIONES DEL BARRIL”, fechada el 22 de agosto de 2003; 10/717,030, titulada “METODO PARA TRANSFERIR GRANDES ESTRATOS COMPUESTOS NO CURADOS”, fechada el 18 de noviembre de 2003; 10/646,392, titulada “COLOCACION DE CAPA COMPUESTA AUTOMATIZADA EN UN MANDRIL DE FUSELAJE INTERIOR”, fechado el 22 de agosto de 2003; 10/630,594, titulada “MAQUINA DE FUSELAJE COMPUESTA”, fechada el 28 de julio de 2003; 10/646,316, titulada “COLOCACION DE FIBRA MULTICABEZA UNIDIRECCIONAL”, fechada el 22 de agosto de 2003; 10/301,949, titulada “FABRICADOR DE MATERIALES COMPUESTOS DE CONFIGURACION PARALELA”, fechada el 22 de noviembre de 2002; 10/799,306, titulada “SISTEMAS Y METODOS QUE PERMITEN EL RETORNO AUTOMATICO A Y / O LA REPARACION DE DEFECTOS CON UNA MAQUINA DE COLOCACIÓN DE MATERIAL”, fechada el 12 de marzo de 2004; 10/726,099, titulada “SISTEMAS Y METODOS PARA DETERMINAR LOS DEFECTOS CARACTERISTICOS DE UNA ESTRUCTURA COMPUESTA”, fechada el 2 de diciembre de 2003; 10/628,691,titulada “SISTEMAS Y METODOS PARA IDENTIFICAR OBJETOS EXTRAÑOS Y RESIDUOS (FOD) Y DEFECTOS DURANTE LA FABRICACION DE UNA ESTRUCTURA COMPUESTA”, fechada el 28 de julio de 2003; y {Certificado de la Abogacía nº 7784-000696}, titulada “SISTEMAS Y METODOS PARA UTILIZAR LUZ PARA INDICAR LA POSICION DE DEFECTOS EN UNA ESTRUCTURA COMPUESTA”, fechada el 12 de abril de 2004. Adicionalmente, la materia objeto del documento Patente de los Estados Unidos nº 6,168,358 proporciona información adicional.
De todo lo anterior, se apreciará que las realizaciones específicas de la invención han sido descritas aquí a modo de ilustración, pero que se pueden hacer varias modificaciones sin desviarse del objeto de la invención. Por ejemplo, aunque las diferentes secciones del barril descritas anteriormente han sido descritas en el contexto de estructuras de aviones, en otras realizaciones, tales secciones pueden ser utilizadas en otras aplicaciones estructurales, como por ejemplo espacio, agua, y en aplicaciones de vehículos terrestres. De acuerdo con ello, la invención no está limitada, excepto por las reivindicaciones adjuntas.
Claims (9)
- REIVINDICACIONES1.-Una sección (110; 310; 410; 510) de un fuselaje de avión (102), comprendiendo la sección (110; 310; 410; 510):una capa (721) de tejido compuesto que forma una primera parte más interior de un forro (220; 320; 420; 520; 1420) que forma una superficie continua (820) que se extiende 360 grados alrededor del eje longitudinal (707) de la sección; una pluralidad de haces de fibra (818) estratos sobre la capa (721) de tejido compuesto, en el que la pluralidad de haces de fibra (818) forma una segunda parte exterior del forro; una primera varilla (230; 336; 450; 530; 730; 1430) que tiene una primera parte del flanco (231; 237; 431; 437; 531; 1431) pegado a una superficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520; 1420), y una primera parte elevada (234; 334; 434) que se proyecta hacia dentro y alejándose de la superficie interior de la primera parte del forro (230; 320; 420; 520; 1420); y al menos una segunda varilla (230; 338; 450; 530; 730; 1430) separado del primer varilla (230; 336; 450; 530; 730; 1430), teniendo el segundo varilla (230; 338; 450; 530; 730; 1430) una segunda parte del flanco (231; 337; 431; 437; 531; 1431) pegada a la superficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520; 1420), y una segunda parte elevada (234; 334; 434) que se proyecta hacia dentro y alejándose de la superficie interior de la primera parte del forro (220; 320; 420; 520; 1420).
- 2.- La sección de la reivindicación 1 en la que cada uno de los haces de fibra (818) incluye un conjunto de fibras preimpregnadas con resina.
- 3.- La sección de la reivindicación 1 en la que cada uno de los haces de fibra (818) incluye un conjunto de fibras de carbono preimpregnadas con resina epoxy, y en la que cada una de los haces de fibra colimados tiene una anchura comprimida de entre aproximadamente 0,15 cm y aproximadamente 1,27 cm.
- 4.- La sección de la reivindicación 1, que comprende además una sección del bastidor (241, 242) unida a la superficie interior del forro (220; 320; 420; 520; 1420).
- 5.- La sección de la reivindicación 1, que comprende además una sección del bastidor (241, 242) unida al primer y al segundo varilla (336, 338).
- 6.- La sección de la reivindicación 1, que comprende además una sección del bastidor (241, 242) unida al menos de manera proximal a la superficie interior del forro (320), en el que la sección del bastidor (241, 242) incluye al menos una primera y una segunda abertura (248), y en la que la primera parte elevada (234; 334; 434) del primer varilla(336) se extiende a través de la primera abertura (248) y de la segunda parte elevada (234; 334; 434) del segundo varilla (338) que se extiende a través de la segunda abertura (248).
- 7.- La sección de la reivindicación 1, que comprende además una sección del bastidor (241, 242) que tiene una parte de la base (244) acoplada a una primera parte del flanco (337a) del primer varilla (336) y una segunda parte del flanco (337b) del segundo varilla (338) sin estar acoplada al forro (320) entre la primera parte elevada (334) del primer varilla (336) y la segunda parte elevada (334) del segundo varilla (338).
- 8.- La sección de la reivindicación 1, que comprende además una sección del bastidor (241, 242) que tiene una parte de la base (244), en la que al menos una de entre la primera parte del flanco (337a) del primer varilla (336) y de la segunda parte del flanco (337b) del segundo varilla (338) se extiende hacia la otra de la primera parte del flanco (227a) y la segunda parte del flanco (337b) para formar al menos aproximadamente una superficie de soporte continua (235) que se extiende entre la primera parte elevada (334) del primer varilla (336) y la segunda parte elevada (334) del segundo varilla (338), y en la que la parte de la base (244) de la sección del bastidor (241, 242) se acopla al menos aproximadamente a la superficie de soporte continua (235).
- 9.- La sección de la reivindicación 1 en la que la pluralidad de haces de fibra (818) incluye una pluralidad de haces de fibra colimados o compactados.
Applications Claiming Priority (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US55989004P | 2004-04-06 | 2004-04-06 | |
US559890P | 2004-04-06 | ||
US851381 | 2004-05-20 | ||
US10/851,381 US7527222B2 (en) | 2004-04-06 | 2004-05-20 | Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections |
PCT/US2005/010341 WO2006001860A2 (en) | 2004-04-06 | 2005-03-28 | Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
ES2392442T3 true ES2392442T3 (es) | 2012-12-10 |
Family
ID=35197695
Family Applications (3)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
ES11195511.8T Active ES2608704T3 (es) | 2004-04-06 | 2005-03-28 | Método para fabricar secciones de barril compuestas para fuselajes de aviones |
ES11174903.2T Active ES2620776T3 (es) | 2004-04-06 | 2005-03-28 | Secciones compuestas en barril par fuselajes de aeronaves y métodos para fabricar tales secciones en barril |
ES05788126T Active ES2392442T3 (es) | 2004-04-06 | 2005-03-28 | Secciones de barril compuestas para fuselajes de aviones |
Family Applications Before (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
ES11195511.8T Active ES2608704T3 (es) | 2004-04-06 | 2005-03-28 | Método para fabricar secciones de barril compuestas para fuselajes de aviones |
ES11174903.2T Active ES2620776T3 (es) | 2004-04-06 | 2005-03-28 | Secciones compuestas en barril par fuselajes de aeronaves y métodos para fabricar tales secciones en barril |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (4) | US7527222B2 (es) |
EP (4) | EP2561976B1 (es) |
JP (5) | JP5087390B2 (es) |
CA (2) | CA2857682C (es) |
ES (3) | ES2608704T3 (es) |
PT (2) | PT2394909T (es) |
WO (1) | WO2006001860A2 (es) |
Families Citing this family (180)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9586699B1 (en) | 1999-08-16 | 2017-03-07 | Smart Drilling And Completion, Inc. | Methods and apparatus for monitoring and fixing holes in composite aircraft |
US20140372082A1 (en) * | 2000-12-01 | 2014-12-18 | Aleksandr I. KAMENOMOSTSKIY | Tool for optimized thin wall profile member (tpm) and tpm-panel design and selection |
US9625361B1 (en) | 2001-08-19 | 2017-04-18 | Smart Drilling And Completion, Inc. | Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials |
US8336596B2 (en) | 2002-11-22 | 2012-12-25 | The Boeing Company | Composite lamination using array of parallel material dispensing heads |
US7249943B2 (en) * | 2003-08-01 | 2007-07-31 | Alliant Techsystems Inc. | Apparatus for forming composite stiffeners and reinforcing structures |
US7289656B2 (en) | 2003-12-02 | 2007-10-30 | The Boeing Company | Systems and methods for determining inconsistency characteristics of a composite structure |
US8934702B2 (en) | 2003-12-02 | 2015-01-13 | The Boeing Company | System and method for determining cumulative tow gap width |
US7527222B2 (en) * | 2004-04-06 | 2009-05-05 | The Boeing Company | Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections |
US7134629B2 (en) | 2004-04-06 | 2006-11-14 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
US7325771B2 (en) | 2004-09-23 | 2008-02-05 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
US7503368B2 (en) | 2004-11-24 | 2009-03-17 | The Boeing Company | Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections |
US7837147B2 (en) | 2005-03-18 | 2010-11-23 | The Boeing Company | Systems and methods for reducing noise in aircraft fuselages and other structures |
US7410352B2 (en) * | 2005-04-13 | 2008-08-12 | The Boeing Company | Multi-ring system for fuselage barrel formation |
US7673433B2 (en) * | 2005-04-29 | 2010-03-09 | The Boeing Company | Damage-tolerant monolithic structures |
US8632653B2 (en) | 2005-05-03 | 2014-01-21 | The Boeing Company | Method of manufacturing curved composite structural elements |
FR2894869B1 (fr) * | 2005-12-20 | 2009-10-09 | Airbus France Sas | Procede de fabrication d'un fuselage d'aeronef en materiau composite |
DE102006002248B4 (de) * | 2006-01-17 | 2008-01-03 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturgebende Konstruktion für einen Flugzeugrumpf |
US7913390B2 (en) * | 2006-02-16 | 2011-03-29 | The Boeing Company | Transport tool |
GB0606079D0 (en) * | 2006-03-27 | 2006-05-03 | Airbus Uk Ltd | Aircraft component |
DE102006025145B3 (de) * | 2006-05-30 | 2008-01-03 | Airbus Deutschland Gmbh | Testvorrichtung |
DE102006026170B4 (de) * | 2006-06-06 | 2012-06-21 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung |
DE102006026168A1 (de) | 2006-06-06 | 2008-01-31 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung |
DE102006026169B4 (de) * | 2006-06-06 | 2012-06-21 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung |
ITTO20060518A1 (it) | 2006-07-14 | 2008-01-15 | Alenia Aeronautica Spa | Metodo, attrezzatura e impianto per la lavorazione di strutture a guscio |
DE102006035847B4 (de) * | 2006-08-01 | 2009-11-19 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturanordnung sowie Verfahren zum Herstellen eines Bauteils für die Luft-und Raumfahrt |
ITTO20060600A1 (it) | 2006-08-11 | 2008-02-12 | Alenia Aeronautica Spa | Metodo, impianto e attrezzatura per realizzare parti in materiale composito, in particolare parti o tronchi di fusoliera per aeromobile |
GB0616121D0 (en) * | 2006-08-14 | 2006-09-20 | Airbus Uk Ltd | Moulding tool and method of manufacturing a part |
DE102006039290A1 (de) * | 2006-08-22 | 2008-03-13 | Airbus Deutschland Gmbh | Rahmenelement, Flugzeugkomponentenmontagesystem sowie Verfahren zur Montage einer Komponente in einem Flugzeug |
ES2430554T3 (es) | 2006-08-31 | 2013-11-21 | Airbus Operations S.L. | Procedimiento y útil para la fabricación de componentes tubulares para fuselajes aeronáuticos |
FR2906785B1 (fr) * | 2006-10-10 | 2009-12-04 | Airbus France | Fuselage d'aeronef realise a partir de panneaux longitudinaux et procede de realisation d'un tel fuselage |
US7871040B2 (en) * | 2006-11-10 | 2011-01-18 | The Boeing Company | Composite aircraft structures with hat stiffeners |
US8691037B2 (en) * | 2006-12-14 | 2014-04-08 | The Boeing Company | Method for minimizing fiber distortion during fabrication of one-piece composite barrel section |
US9511571B2 (en) | 2007-01-23 | 2016-12-06 | The Boeing Company | Composite laminate having a damping interlayer and method of making the same |
JP5475465B2 (ja) * | 2007-01-30 | 2014-04-16 | エアバス オペレーションズ,ソシエダド リミタダ | 航空機の胴体のための複合材料構造物およびその製造方法 |
US8388795B2 (en) * | 2007-05-17 | 2013-03-05 | The Boeing Company | Nanotube-enhanced interlayers for composite structures |
US7861969B2 (en) * | 2007-05-24 | 2011-01-04 | The Boeing Company | Shaped composite stringers and methods of making |
US8375839B2 (en) * | 2007-08-29 | 2013-02-19 | Supracor, Inc. | Lightweight armor and ballistic projectile defense apparatus |
US8042767B2 (en) * | 2007-09-04 | 2011-10-25 | The Boeing Company | Composite fabric with rigid member structure |
US8668858B2 (en) * | 2007-09-14 | 2014-03-11 | Spectrum Aeronautical, Llc | Method for manufacturing a reinforced panel of composite material |
FR2921898B1 (fr) * | 2007-10-08 | 2009-12-11 | Airbus France | Structure de fuselage pour fuselage d'aeronef en materiau composite et aeronef equipe d'une telle structure de fuselage |
DE102007060029A1 (de) * | 2007-12-13 | 2009-06-18 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung röhrenförmiger Strukturbauteile |
US8100361B2 (en) * | 2007-12-20 | 2012-01-24 | Airbus Deutschland Gmbh | Hull structure |
US9090028B2 (en) | 2008-04-17 | 2015-07-28 | The Boeing Company | Method for producing contoured composite structures and structures produced thereby |
US8932423B2 (en) * | 2008-04-17 | 2015-01-13 | The Boeing Company | Method for producing contoured composite structures and structures produced thereby |
US9278484B2 (en) | 2008-04-17 | 2016-03-08 | The Boeing Company | Method and apparatus for producing contoured composite structures and structures produced thereby |
US8349105B2 (en) * | 2008-04-17 | 2013-01-08 | The Boeing Company | Curved composite frames and method of making the same |
US8038099B2 (en) * | 2008-04-30 | 2011-10-18 | The Boeing Company | Bonded metal fuselage and method for making the same |
ES2352941B1 (es) | 2008-05-16 | 2012-01-25 | Airbus Operations, S.L. | Estructura integrada de aeronave en material compuesto |
US8079549B2 (en) * | 2008-06-30 | 2011-12-20 | EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronautica S.A. | Monolithic integrated structural panels especially useful for aircraft structures |
US9238335B2 (en) * | 2008-07-10 | 2016-01-19 | The Boeing Company | Mandrel for autoclave curing applications |
US9327467B2 (en) * | 2008-07-10 | 2016-05-03 | The Boeing Company | Composite mandrel for autoclave curing applications |
US8025499B2 (en) | 2008-11-03 | 2011-09-27 | Rohr, Inc. | Multi-segment tool and method for composite formation |
DE102009009491A1 (de) * | 2009-02-18 | 2010-09-09 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zum Herstellen eines Schalenkörpers |
US20100233424A1 (en) * | 2009-03-10 | 2010-09-16 | The Boeing Company | Composite structures employing quasi-isotropic laminates |
US8425710B2 (en) | 2009-03-13 | 2013-04-23 | The Boeing Company | Automated placement of vibration damping materials |
DE102010010685A1 (de) | 2009-03-19 | 2011-02-03 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur toleranzangepassten Klebstoffapplikation im Fahrzeugbau |
DE102010010686A1 (de) * | 2009-03-19 | 2011-01-05 | Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. | Verfahren und Vorrichtung zum klebtechnischen Fügen großflächiger Komponenten im Fahrzeugbau |
DE102009019434B4 (de) * | 2009-04-29 | 2016-01-07 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeugtür und Verfahren zur Herstellung einer derartigen Flugzeugtür |
BRPI1013976A2 (pt) * | 2009-05-04 | 2016-04-05 | Faisal H-J Knappe | composto de fibras e método para sua produção. |
FR2946024B1 (fr) * | 2009-05-27 | 2011-07-22 | Airbus France | Installation de realisation d'un troncon de fuselage d'aeronef. |
US8282042B2 (en) * | 2009-06-22 | 2012-10-09 | The Boeing Company | Skin panel joint for improved airflow |
EP2284076A1 (de) * | 2009-08-12 | 2011-02-16 | Dermond-Forstner & Sreboth OG | Verfahren zur Herstellung eines - als Sandwichkonstruktion ausgebildeten - Hohlkörpers |
ES2383424B1 (es) * | 2009-09-29 | 2013-05-03 | Airbus Operations S.L. | Cuaderna de aeronave y metodo de obtencion de la misma |
ES2670225T3 (es) * | 2009-10-20 | 2018-05-29 | Vestas Wind Systems A/S | Método para fabricar un cuerpo de materiales compuestos y una disposición de fabricación de cuerpo de materiales compuestos |
US8282757B2 (en) * | 2009-11-10 | 2012-10-09 | Alliant Techsystems Inc. | Automated composite annular structure forming |
US9662841B2 (en) | 2009-11-10 | 2017-05-30 | Orbital Atk, Inc. | Radially extending composite structures |
JP2011104906A (ja) * | 2009-11-18 | 2011-06-02 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 検査方法、複合材部品の製造方法、検査装置、及び複合材部品製造装置 |
JP5576652B2 (ja) | 2009-12-25 | 2014-08-20 | 川崎重工業株式会社 | 複合材料構造物製造用マンドレルの分解方法およびマンドレルの分解装置 |
JP5576651B2 (ja) * | 2009-12-25 | 2014-08-20 | 川崎重工業株式会社 | 複合材料構造物製造用マンドレルの組立方法およびマンドレルの組立装置 |
JP5576650B2 (ja) | 2009-12-25 | 2014-08-20 | 川崎重工業株式会社 | 複合材料構造物製造用成形型 |
DE102009060695A1 (de) * | 2009-12-29 | 2011-07-07 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Flugzeugrumpf und Hautfeld |
US20110156304A1 (en) * | 2009-12-31 | 2011-06-30 | Bryant Walker | Die Tool Production Methods Utilizing Additive Manufacturing Techniques |
DE102010008711A1 (de) * | 2010-02-19 | 2011-08-25 | GKN Aerospace Services Limited, Isle of Wight | Verfahren und Anordnung zur Herstellung eines einstückigen Hohlprofilbauteils mit Faserverbundwerkstoff |
US9682762B1 (en) * | 2010-05-20 | 2017-06-20 | The Boeing Company | Stiffener with shaped end termination |
US9682514B2 (en) | 2010-06-25 | 2017-06-20 | The Boeing Company | Method of manufacturing resin infused composite parts using a perforated caul sheet |
US8940213B2 (en) | 2010-06-25 | 2015-01-27 | The Boeing Company | Resin infusion of composite parts using a perforated caul sheet |
US8628717B2 (en) * | 2010-06-25 | 2014-01-14 | The Boeing Company | Composite structures having integrated stiffeners and method of making the same |
US8636252B2 (en) | 2010-06-25 | 2014-01-28 | The Boeing Company | Composite structures having integrated stiffeners with smooth runouts and method of making the same |
JP5610881B2 (ja) * | 2010-07-01 | 2014-10-22 | 三菱重工業株式会社 | 複合材成形型及びその製造方法 |
CA2804960A1 (en) | 2010-07-13 | 2012-01-19 | Learjet Inc. | Composite structure and method of forming same |
US8877114B2 (en) * | 2010-11-11 | 2014-11-04 | Spirit Aerosystems, Inc. | Method for removing a SMP apparatus from a cured composite part |
US9409361B2 (en) | 2010-12-27 | 2016-08-09 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Mold, molding jig and molding method |
WO2012136222A1 (en) * | 2011-04-06 | 2012-10-11 | Vestas Wind Systems A/S | Method and apparatus for preparing a fibre reinforced composite component |
US9228451B2 (en) | 2011-05-03 | 2016-01-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine module adapter to a carrier |
US9180960B2 (en) | 2011-06-10 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Boron fiber reinforced structural components |
FR2980732B1 (fr) * | 2011-10-04 | 2013-10-11 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif pour le soudage d'un raidisseur thermoplastique |
US8993097B2 (en) * | 2011-10-10 | 2015-03-31 | The Boeing Company | Tapered height curved composite stringers and corresponding panels |
US9486965B2 (en) | 2011-11-03 | 2016-11-08 | The Boeing Company | Composite columnar structure having co-bonded reinforcement and fabrication method |
US10464656B2 (en) * | 2011-11-03 | 2019-11-05 | The Boeing Company | Tubular composite strut having internal stiffening and method for making the same |
US10457011B2 (en) | 2011-11-03 | 2019-10-29 | The Boeing Company | Composite columnar structure having co-bonded reinforcement and fabrication method |
US9090357B2 (en) * | 2011-12-15 | 2015-07-28 | The Boeing Company | Method of assembling panelized aircraft fuselages |
US8771443B2 (en) * | 2012-01-05 | 2014-07-08 | The Boeing Company | Method of fabricating a composite laminate enabling structural monitoring using electromagnetic radiation |
US8714226B2 (en) * | 2012-02-27 | 2014-05-06 | The Boeing Company | Automated fiber placement including layup mandrel tool |
ITTO20120317A1 (it) * | 2012-04-12 | 2013-10-13 | Alenia Aermacchi Spa | Procedimento per la fabbricazione di barili integrali di fusoliera in materiale composito |
US8800628B2 (en) | 2012-05-23 | 2014-08-12 | Lockheed Martin Corporation | Self-propelled airship hull repair system |
US8985514B2 (en) | 2012-06-20 | 2015-03-24 | The Boeing Company | Composite structural panels and aircraft fuselages |
US8939406B2 (en) * | 2012-07-02 | 2015-01-27 | The Boeing Company | Joining composite fuselage sections along window belts |
US9333713B2 (en) | 2012-10-04 | 2016-05-10 | The Boeing Company | Method for co-curing composite skins and stiffeners in an autoclave |
US8974618B1 (en) | 2012-12-04 | 2015-03-10 | The Boeing Company | Systems and methods for assembling a skin of a composite structure |
US9278748B2 (en) | 2012-12-28 | 2016-03-08 | Embraer S.A. | Processes to fabricate composite tubular-reinforced panels integrating skin and stringers and the panels thereby fabricated |
JP6093192B2 (ja) * | 2013-01-25 | 2017-03-08 | 三菱航空機株式会社 | 航空機の機体用パネル、航空機の翼 |
US9314976B2 (en) | 2013-02-15 | 2016-04-19 | The Boeing Company | Systems and methods for compacting a charge of composite material |
US8906179B2 (en) * | 2013-02-21 | 2014-12-09 | The Boeing Company | Systems, tools, and methods for forming composite tubular stringers and stiffened composite structures having composite tubular stringers |
US9211679B1 (en) | 2013-05-03 | 2015-12-15 | The Boeing Company | Systems and methods of forming a skin for a composite structure and composite structures including the same |
US9375908B2 (en) | 2013-05-03 | 2016-06-28 | The Boeing Company | Flexible material transfer devices, flexible vacuum compaction devices, flexible vacuum chucks, and systems and methods including the same |
KR101422129B1 (ko) | 2013-05-16 | 2014-07-22 | 재단법인 중소조선연구원 | 회전식 몰드를 이용한 고속 적층성형 장치 |
US9205634B2 (en) * | 2013-05-16 | 2015-12-08 | The Boeing Company | Composite structure and method |
US9523431B2 (en) | 2013-05-31 | 2016-12-20 | The Boeing Company | Sealing and testing segmented tools |
US9144959B1 (en) | 2013-09-04 | 2015-09-29 | The Boeing Company | Methods for assembling a skin of a composite structure |
GB2519160B (en) * | 2013-10-11 | 2016-06-22 | Spirit Aerosys Inc | Method of liquid resin infusion of a composite preform |
US9511548B1 (en) | 2013-10-16 | 2016-12-06 | The Boeing Company | Systems and methods for assembling a skin of a composite structure |
US9566746B2 (en) | 2013-11-06 | 2017-02-14 | The Boeing Company | Methods and tools for forming contoured composite structures with shape memory alloy |
US9403334B1 (en) | 2013-11-18 | 2016-08-02 | The Boeing Company | Methods and tools for forming composite structures with non-planar patterns of contours |
DE102013224233A1 (de) * | 2013-11-27 | 2015-05-28 | Airbus Operations Gmbh | Druckschott für ein Flugzeug und Vorrichtung sowie Verfahren zur Herstellung eines Flugzeugstrukturbauteils |
WO2015094059A1 (en) * | 2013-12-20 | 2015-06-25 | Saab Ab | Stiffening element and reinforced structure |
US8894011B1 (en) | 2014-02-14 | 2014-11-25 | The Boeing Company | Aircraft fuselage constructed of aircraft fuselage sections screwed together |
ES2898091T3 (es) | 2014-04-24 | 2022-03-03 | Bae Systems Plc | Producción de componentes de un armazón de aeronave |
EP3134785B1 (en) | 2014-04-24 | 2021-06-02 | BAE Systems PLC | Aircraft airframe assembly |
EP3134783B1 (en) | 2014-04-24 | 2021-03-03 | BAE Systems PLC | Assembly tool production |
GB2527889B (en) | 2014-04-24 | 2017-06-21 | Bae Systems Plc | Airframe production |
WO2015162400A2 (en) | 2014-04-24 | 2015-10-29 | Bae Systems Plc | Object production |
US10025288B2 (en) | 2014-04-24 | 2018-07-17 | Bae Systems Plc | Machining fixture production |
GB2528080A (en) * | 2014-07-08 | 2016-01-13 | Airbus Operations Ltd | Structure |
US9610728B2 (en) | 2014-07-18 | 2017-04-04 | The Boeing Company | Apparatus and methods for bonding laminate structures |
USD777014S1 (en) * | 2014-08-12 | 2017-01-24 | Servi-Sure, LLC | Integrated stiffener |
US9555587B2 (en) * | 2014-08-13 | 2017-01-31 | The Boeing Company | Composite layup tools for aircraft fuselage barrels, methods of assembling the layup tools, and aircraft fuselage barrel sections formed utilizing the layup tools |
US10137607B2 (en) * | 2014-10-01 | 2018-11-27 | The Boeing Company | Methods and apparatus for curing composite nacelle structure |
GB2532451B (en) * | 2014-11-19 | 2018-12-26 | Bae Systems Plc | Object production |
CA2970070A1 (en) * | 2014-12-12 | 2016-06-16 | Bombardier Inc. | Method of making pad-ups for composite structures and composite structures including pad-ups |
US10040537B2 (en) * | 2015-01-15 | 2018-08-07 | The Boeing Company | Laminate composite wing structures |
US9545759B2 (en) | 2015-01-30 | 2017-01-17 | CGTech | Automated fiber placement with course trajectory compensation |
DE102015002775A1 (de) * | 2015-03-06 | 2016-09-08 | Brötje-Automation GmbH | System zur Fertigung von Faser-Verbundbauteilen |
DE102015002777A1 (de) * | 2015-03-06 | 2016-09-08 | Broetje-Automation Gmbh | Faserlegemaschine |
US9809297B2 (en) * | 2015-08-26 | 2017-11-07 | The Boeing Company | Structures containing stiffeners having transition portions |
US10040221B2 (en) | 2015-10-16 | 2018-08-07 | The Boeing Company | Elongated elastomeric parts and mandrels for facilitating removal of elongated elastomeric parts formed thereon |
US10293519B2 (en) | 2015-10-30 | 2019-05-21 | The Boeing Company | Mandrel bladder end fitting |
EP3383640B1 (en) | 2015-11-30 | 2023-06-07 | Cytec Industries Inc. | Surfacing materials for composite structures |
US10697470B2 (en) | 2016-02-15 | 2020-06-30 | General Electric Company | Containment case trench filler layer and method of containing releasable components from rotatable machines |
US10144497B2 (en) * | 2016-04-18 | 2018-12-04 | The Boeing Company | Hat section door frame with integral gussets |
JP6622645B2 (ja) * | 2016-04-20 | 2019-12-18 | 川崎重工業株式会社 | 航空機胴体組立治具およびその使用方法 |
US10899103B2 (en) | 2016-11-03 | 2021-01-26 | Anthony A. DUPont | Isogrid stiffening elements |
WO2018109255A1 (es) | 2016-12-16 | 2018-06-21 | Torres Martinez M | Procedimiento de fabricación de estructuras reforzadas monocasco y estructura obtenida |
EP3659774B1 (en) * | 2017-07-25 | 2023-05-31 | Subaru Corporation | Composite material molding jig and composite material molding method |
US10562262B2 (en) * | 2018-04-19 | 2020-02-18 | The Boeing Company | Thermoplastic cellular network toughened composites |
US10940648B2 (en) * | 2018-04-19 | 2021-03-09 | The Boeing Company | Three dimensional printed fibrous interlocking interlayers |
US11052571B2 (en) * | 2018-07-26 | 2021-07-06 | The Boeing Company | Continuous fabrication for composite preforms |
US11090882B2 (en) | 2018-09-26 | 2021-08-17 | The Boeing Company | Test system and method for creating controlled and repeatable out-of-plane fiber distortion in composite laminates |
US11198267B2 (en) | 2018-10-29 | 2021-12-14 | The Boeing Company | Bulk factor compensated tool for fabrication of a composite part |
US11180238B2 (en) * | 2018-11-19 | 2021-11-23 | The Boeing Company | Shear ties for aircraft wing |
US11358348B2 (en) | 2019-01-02 | 2022-06-14 | The Boeing Company | Mold insert for use with a mandrel for forming a composite structure |
US11110671B2 (en) | 2019-03-06 | 2021-09-07 | The Boeing Company | Layup support configured to provide support for laying up composite material |
JP6766268B1 (ja) * | 2019-03-08 | 2020-10-07 | 株式会社Ihiエアロスペース | Frp成形システムと方法 |
CN117028377A (zh) * | 2019-04-12 | 2023-11-10 | 株式会社Ihi空间技术 | 接头结构体及其装配方法 |
US10828880B1 (en) * | 2019-05-07 | 2020-11-10 | Spirit Aerosystems, Inc. | Method of fusing thermoplastic composite structures |
GB2583940A (en) * | 2019-05-14 | 2020-11-18 | Airbus Operations Ltd | Aircraft panel assembly |
WO2020229501A1 (en) * | 2019-05-14 | 2020-11-19 | Airbus Operations Limited | Aircraft panel assembly |
US11148373B2 (en) | 2019-07-01 | 2021-10-19 | The Boeing Company | System and method for laying up a composite laminate having integrally laminated filler elements |
US11628922B2 (en) * | 2020-02-18 | 2023-04-18 | The Boeing Company | Composite plank support for stringer panel |
US20230123571A1 (en) * | 2020-08-31 | 2023-04-20 | Ihi Aerospace Co., Ltd. | Frp molding system and method |
EP4011535A1 (en) | 2020-11-18 | 2022-06-15 | The Boeing Company | Edge trimming for moving-line fabrication of aircraft |
EP4000847A1 (en) | 2020-11-18 | 2022-05-25 | The Boeing Company | Fabrication system for fuselage sections |
NL2027420B1 (en) * | 2021-01-26 | 2022-08-26 | Boeing Co | Fabrication line, systems, and methods for fuselage sections |
NL2027399B1 (en) * | 2021-01-26 | 2022-08-17 | Boeing Co | Composite assembly for unhardened fuselage components |
NL2027427B1 (en) * | 2021-01-26 | 2022-08-26 | Boeing Co | Edge trimming for moving-line fabrication of aircraft |
US11597044B2 (en) * | 2020-11-18 | 2023-03-07 | The Boeing Company | Composite assembly for unhardened fuselage components |
US11986917B2 (en) * | 2020-11-18 | 2024-05-21 | The Boeing Company | Indexing apparatus and method of indexing |
EP4000841A1 (en) | 2020-11-18 | 2022-05-25 | The Boeing Company | Composite assembly for unhardened fuselage components |
EP4000846A1 (en) | 2020-11-18 | 2022-05-25 | The Boeing Company | Fabrication line and systems for fuselage sections |
NL2027419B1 (en) * | 2021-01-26 | 2022-08-26 | Boeing Co | Fabrication line, systems, and methods for fuselage sections |
EP4011606A3 (en) * | 2020-11-18 | 2022-10-05 | The Boeing Company | Caul plate system for aircraft fabrication |
NL2028100B1 (en) * | 2021-04-30 | 2022-11-09 | Boeing Co | Frame installation station for aircraft fuselage segments |
NL2028118B1 (en) * | 2021-04-30 | 2022-11-09 | Boeing Co | Cut-out processes for moving-line structure assembly |
EP4000901A1 (en) * | 2020-11-18 | 2022-05-25 | The Boeing Company | Frame installation station for aircraft fuselage segments |
JP2022080869A (ja) | 2020-11-18 | 2022-05-30 | ザ・ボーイング・カンパニー | 航空機製造のための当て板システム |
EP4002035A3 (en) | 2020-11-19 | 2022-07-20 | The Boeing Company | Continuous-line manufacturing system and method for automated machine allocation |
EP4011783B1 (en) * | 2020-12-09 | 2023-08-30 | The Boeing Company | Fractional pulse line for aircraft fuselage manufacturing |
NL2027415B1 (en) * | 2021-01-26 | 2022-08-26 | Boeing Co | Fabrication line, systems, and methods for fuselage sections |
US11911978B2 (en) * | 2021-05-07 | 2024-02-27 | The Boeing Company | Methods and associated systems for manufacturing composite barrel structures |
GB2612958B (en) * | 2021-11-08 | 2023-12-20 | Airbus Operations Ltd | Panel assembly |
GB2615755A (en) * | 2022-02-15 | 2023-08-23 | Airbus Operations Ltd | Fuel tank stringer with flow passage |
Family Cites Families (217)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US559911A (en) * | 1896-05-12 | sheridan | ||
US559890A (en) * | 1896-05-12 | Screw-propeller | ||
US2004A (en) | 1841-03-12 | Improvement in the manner of constructing and propelling steam-vessels | ||
US1976257A (en) * | 1930-03-12 | 1934-10-09 | Super Marine Systems Inc | Laminated body and method of making same |
US2367750A (en) * | 1941-01-17 | 1945-01-23 | Central Aircraft Corp | Aircraft construction |
US2292372A (en) * | 1941-07-28 | 1942-08-11 | Vultee Aircraft Inc | Structural element |
US2387219A (en) * | 1941-08-08 | 1945-10-16 | Vickers Armstrongs Ltd | Aircraft structure |
US3271917A (en) | 1959-06-12 | 1966-09-13 | Rubenstein David | Reinforced plastic constructions |
US2992711A (en) | 1959-11-16 | 1961-07-18 | Ryan Aeronautical Co | Reinforcing means for attaching structural members to lightweight corrugated panels |
US3071217A (en) | 1960-01-15 | 1963-01-01 | Avro Aircraft Ltd | Vibration damping in sheet metal structures |
US3306767A (en) | 1962-09-20 | 1967-02-28 | Boeing Co | Method of applying a resin laminar substrate to a surface |
US3306797A (en) * | 1963-08-02 | 1967-02-28 | Universal Moulded Fiber Glass | Method and apparatus for making elongated articles of fiber reinforced resin material |
US3490983A (en) * | 1965-05-17 | 1970-01-20 | Hitco | Fiber reinforced structures and methods of making the same |
US3507634A (en) | 1965-10-22 | 1970-04-21 | United Aircraft Corp | Composite metal structure |
US3452501A (en) | 1966-05-02 | 1969-07-01 | Ernest C Zimmer | Snap locking structural device |
US3603096A (en) | 1969-12-10 | 1971-09-07 | Atomic Energy Commission | Apparatus for installing a reinforced vessel in an underground cavity |
US3879245A (en) | 1972-06-27 | 1975-04-22 | Composite Structures Corp | Method of making composite cored structures |
JPS5546920B2 (es) * | 1973-10-12 | 1980-11-27 | ||
US3974313A (en) | 1974-08-22 | 1976-08-10 | The Boeing Company | Projectile energy absorbing protective barrier |
US3995080A (en) | 1974-10-07 | 1976-11-30 | General Dynamics Corporation | Filament reinforced structural shapes |
US3976269A (en) | 1974-12-19 | 1976-08-24 | The Boeing Company | Intrinsically tuned structural panel |
US4086378A (en) | 1975-02-20 | 1978-04-25 | Mcdonnell Douglas Corporation | Stiffened composite structural member and method of fabrication |
JPS5296064A (en) | 1976-02-09 | 1977-08-12 | Seiko Epson Corp | Electronic timepiece |
US4064534A (en) | 1976-04-20 | 1977-12-20 | Leone International Sales Corporation | System for monitoring the production of items which are initially difficult to physically inspect |
US4186535A (en) | 1977-06-10 | 1980-02-05 | Verco Manufacturing, Inc. | Shear load resistant structure |
US4256790A (en) | 1978-01-19 | 1981-03-17 | Rockwell International Corporation | Reinforced composite structure and method of fabrication thereof |
US4331495A (en) * | 1978-01-19 | 1982-05-25 | Rockwell International Corporation | Method of fabricating a reinforced composite structure |
US4310132A (en) | 1978-02-16 | 1982-01-12 | Nasa | Fuselage structure using advanced technology fiber reinforced composites |
US4828202A (en) | 1979-09-27 | 1989-05-09 | The Boeing Company | Method and apparatus for wideband vibration damping of reinforced skin structures |
US4490958A (en) | 1979-12-12 | 1985-01-01 | Lowe Colin F | Sheet metal beam |
US4311661A (en) * | 1980-05-05 | 1982-01-19 | Mcdonnell Douglas Corporation | Resin impregnation process |
DE3040838C2 (de) | 1980-10-30 | 1984-10-25 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen von flächigen Bauteilen aus faserverstärkten Werkstoffen |
US4331723A (en) * | 1980-11-05 | 1982-05-25 | The Boeing Company | Advanced composite |
FR2497726A1 (fr) | 1981-01-12 | 1982-07-16 | Brochier Fils J | Article textile multicouches pour le renforcement de materiaux stratifies et procede pour son obtention |
US4448838A (en) * | 1981-09-04 | 1984-05-15 | Lear Fan Corp. | Graphite fiber reinforced laminate structure capable of withstanding lightning strikes |
US4463044A (en) * | 1981-09-28 | 1984-07-31 | The Boeing Company | Composite panel of varied thickness |
JPS58179637A (ja) * | 1982-04-14 | 1983-10-20 | 宇宙開発事業団 | 高荷重用軽量中空体 |
US4790898A (en) | 1982-07-19 | 1988-12-13 | The Boeing Company | Method and apparatus for fiber lamination |
US4492607A (en) * | 1983-02-22 | 1985-01-08 | Rockwell International Corporation | Method for producing integrally stiffened fiber reinforced plastic panels |
US4715560A (en) | 1983-03-14 | 1987-12-29 | Lear Fan Limited | Composite cruciform structure for joining intersecting structural members of an airframe and the like |
DE3331494A1 (de) | 1983-09-01 | 1985-03-21 | Rudolf 8900 Augsburg Güthler | Mehrband-legemaschine |
US4542055A (en) | 1983-10-19 | 1985-09-17 | Conceptual Arts, Ltd. | Three-dimensional fabric painting surfaces |
DE3341564A1 (de) * | 1983-11-17 | 1985-05-30 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Gekruemmtes flaechenbauteil, insbesondere fuer luftfahrzeuge und vorrichtung zu deren herstellung |
US4736566A (en) | 1984-01-17 | 1988-04-12 | Krotsch Harold V | Modular fabrication panel system |
US4548017A (en) | 1984-01-23 | 1985-10-22 | Liverpool Industries, Inc. | Building panel |
IT1173394B (it) | 1984-02-28 | 1987-06-24 | Rockwell Rimoldi Spa | Dispositivo di trasporto del lavoro in macchina per cucire a trasporto differenziale |
DE3412846A1 (de) | 1984-04-05 | 1985-10-17 | Hoechst Ag, 6230 Frankfurt | Flaechenfoermiger sandwichformkoerper |
US4574029A (en) * | 1984-04-27 | 1986-03-04 | Ltv Aerospace And Defense Company | Apparatus for forming concave tape wrapped composite structures |
US4877471A (en) | 1984-08-24 | 1989-10-31 | The Boeing Company | Method and apparatus for delivering a resin-impregnated, multifilament band |
US4548859A (en) | 1984-10-12 | 1985-10-22 | The Boeing Company | Breather material and method of coating fabric with silicone rubber |
US4571355A (en) * | 1984-11-28 | 1986-02-18 | The Boeing Company | Fiber reinforced resin composites formed of basic ply blankets |
US4622091A (en) | 1984-11-29 | 1986-11-11 | The Boeing Company | Resin film infusion process and apparatus |
US4608220A (en) | 1984-12-20 | 1986-08-26 | The Boeing Company | Method of forming composite material articles |
JPS61169394A (ja) * | 1985-01-21 | 1986-07-31 | 日立造船株式会社 | 飛行機の胴体成形方法 |
FR2579130B1 (fr) | 1985-03-25 | 1987-10-09 | Aerospatiale | Procede et dispositif pour realiser une piece creuse de forme complexe par enroulement filamentaire au contact |
US4615935A (en) | 1985-04-29 | 1986-10-07 | The Boeing Company | Glass fiber reinforced ceramic preform and method of casting it |
US4966802A (en) | 1985-05-10 | 1990-10-30 | The Boeing Company | Composites made of fiber reinforced resin elements joined by adhesive |
JPS6219440A (ja) * | 1985-07-19 | 1987-01-28 | Hitachi Zosen Corp | 飛行機の胴体成形方法 |
US4780262A (en) | 1986-01-15 | 1988-10-25 | The Boeing Company | Method for making composite structures |
US4693678A (en) | 1986-01-15 | 1987-09-15 | The Boeing Company | Male layup-female molding system for fabricating reinforced composite structures |
US4699683A (en) | 1986-02-07 | 1987-10-13 | The Boeing Company | Multiroving fiber laminator |
DE3614618A1 (de) * | 1986-04-30 | 1987-11-05 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Schalenstruktur aus faserverstaerktem kunststoff |
US4830298A (en) | 1986-09-30 | 1989-05-16 | The Boeing Company | Self-centering sheave for filaments |
US4760444A (en) | 1987-07-22 | 1988-07-26 | Csd International, Inc. | Machine visual inspection device and method |
US4941182A (en) | 1987-07-29 | 1990-07-10 | Phoenix Software Development Co. | Vision system and method for automated painting equipment |
JP2604607B2 (ja) | 1987-12-09 | 1997-04-30 | 三井金属鉱業株式会社 | 欠陥分布測定法および装置 |
JPH01153541U (es) | 1988-04-14 | 1989-10-23 | ||
US4959110A (en) | 1988-05-11 | 1990-09-25 | Morton Thiokol Inc. | Method for lining the inner surface of a cylindrical or domed cylindrical member with an elastomeric material |
FR2632604B1 (fr) | 1988-06-08 | 1991-07-12 | Aerospatiale | Cadre en materiau composite notamment pour fuselage d'aeronef, et son procede de fabrication |
GB2224000B (en) * | 1988-11-10 | 1992-05-27 | Genrikh Vasilievich Novozhilov | Aircraft fuselage or other pressure vessel. |
US4942013A (en) | 1989-03-27 | 1990-07-17 | Mcdonnell Douglas Corporation | Vacuum resin impregnation process |
JP2652574B2 (ja) * | 1989-09-26 | 1997-09-10 | 三菱重工業株式会社 | 複合材継手用織物 |
US5251849A (en) | 1989-12-26 | 1993-10-12 | Florida International University For Board Of Regents | Strain reduced airplane skin |
US5223067A (en) * | 1990-02-28 | 1993-06-29 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Method of fabricating aircraft fuselage structure |
JP2935722B2 (ja) * | 1990-02-28 | 1999-08-16 | 富士重工業株式会社 | 航空機の胴体構造およびその成形方法 |
US5086997A (en) | 1990-04-02 | 1992-02-11 | The Boeing Company | Structural joint and a method for joining in reinforced thermoplastic fabrication |
FR2661872B1 (fr) | 1990-05-11 | 1992-09-04 | Rockwell Automotive Body Syst | Procede de fabrication d'un pare-soleil recouvert de tissu. |
US5058497A (en) | 1990-12-17 | 1991-10-22 | Mcdonnell Douglas Corporation | Compliant pressure roller |
CA2056330C (en) * | 1990-12-19 | 2003-06-10 | Alexander C. Dublinski | Method of fabricating a complex part made of composite material |
US5152949A (en) * | 1990-12-19 | 1992-10-06 | United Technologies Corporation | Tooling method for resin transfer molding |
US5262220A (en) | 1991-06-18 | 1993-11-16 | Chem-Tronics, Inc. | High strength structure assembly and method of making the same |
JPH0516248A (ja) * | 1991-07-10 | 1993-01-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Frp製品 |
US5240376A (en) * | 1991-07-31 | 1993-08-31 | Mcdonnell Douglas Corporation | SPF/DB hollow core fan blade |
US5337647A (en) | 1992-03-13 | 1994-08-16 | The Boeing Company | 3 dimensional braiding apparatus |
US5281388A (en) * | 1992-03-20 | 1994-01-25 | Mcdonnell Douglas Corporation | Resin impregnation process for producing a resin-fiber composite |
US5242523A (en) * | 1992-05-14 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Caul and method for bonding and curing intricate composite structures |
US5429326A (en) * | 1992-07-09 | 1995-07-04 | Structural Laminates Company | Spliced laminate for aircraft fuselage |
US5297760A (en) | 1992-08-21 | 1994-03-29 | Mcdonnell Douglas Corporation | Aircraft skin lap splice |
US5651600A (en) | 1992-09-28 | 1997-07-29 | The Boeing Company | Method for controlling projection of optical layup template utilizing cooperative targets |
US5450147A (en) | 1992-09-28 | 1995-09-12 | The Boeing Company | Method for controlling projection of optical layup template utilizing cooperative targets |
US5560102A (en) | 1992-10-13 | 1996-10-01 | The Boeing Company | Panel and fuselage assembly |
US5951800A (en) | 1992-11-18 | 1999-09-14 | Mcdonnell Douglas Corp. | Fiber/metal laminate splice |
JPH06226889A (ja) | 1993-02-05 | 1994-08-16 | Sky Alum Co Ltd | パネル材およびこれを用いた複合パネル |
US5765329A (en) | 1993-06-28 | 1998-06-16 | Huang; Chihshu | Roof construction of corrugated sheets |
US6045651A (en) | 1993-09-07 | 2000-04-04 | The Boeing Company | Hand assisted lamination system |
US5439549A (en) | 1993-12-28 | 1995-08-08 | The Boeing Company | Double edged pressure sensitive folded tape application apparatus |
US5518208A (en) | 1993-12-28 | 1996-05-21 | The Boeing Company | Optimum aircraft body frame to body skin shear tie installation pattern for body skin/stringer circumferential splices |
RU2083371C1 (ru) | 1994-04-28 | 1997-07-10 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок" Акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Несущая труба-оболочка из композиционных материалов, способ и оправка для ее изготовления |
US5540126A (en) | 1994-05-26 | 1996-07-30 | Piramoon Technologies | Automatic lay-up machine for composite fiber tape |
US5562788A (en) | 1994-09-20 | 1996-10-08 | The Boeing Company | Composite material laser flaw detection |
US5622733A (en) | 1994-10-04 | 1997-04-22 | Rockwell International Corporation | Tooling for the fabrication of composite hollow crown-stiffened skins and panels |
US5683646A (en) | 1995-05-10 | 1997-11-04 | Mcdonnell Douglas Corporation | Fabrication of large hollow composite structure with precisely defined outer surface |
US5619837A (en) | 1995-07-26 | 1997-04-15 | Disanto; Fabricio N. | Corrugated panel structure |
RU2099194C1 (ru) | 1995-12-01 | 1997-12-20 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок" Акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Несущая труба-оболочка в виде тела вращения из композиционных материалов, способ и оправка для ее изготовления |
US5893534A (en) | 1995-12-22 | 1999-04-13 | The Boeing Company | Structural apparatus and design to prevent oil can movement of webs in aircraft pressure bulkheads |
US5866272A (en) * | 1996-01-11 | 1999-02-02 | The Boeing Company | Titanium-polymer hybrid laminates |
US5700337A (en) | 1996-03-01 | 1997-12-23 | Mcdonnell Douglas Corporation | Fabrication method for composite structure adapted for controlled structural deformation |
US5746553A (en) | 1996-04-08 | 1998-05-05 | The Boeing Company | Dual purpose lay-up tool |
US6205239B1 (en) | 1996-05-31 | 2001-03-20 | Texas Instruments Incorporated | System and method for circuit repair |
JPH1016085A (ja) * | 1996-07-04 | 1998-01-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機の胴体外板の製造方法 |
US6013341A (en) | 1996-08-19 | 2000-01-11 | Mcdonnell Douglas Corporation | Carrying (bearing) pipe-casing made of composite materials, the method and the setting (straightening device) for its manufacturing |
US5809805A (en) | 1996-09-03 | 1998-09-22 | Mcdonnell Douglas Corporation | Warp/knit reinforced structural fabric |
US5963660A (en) | 1996-09-26 | 1999-10-05 | The Boeing Company | Method and apparatus for detecting and measuring laps and gaps in composite materials |
US6187411B1 (en) | 1996-10-04 | 2001-02-13 | The Boeing Company | Stitch-reinforced sandwich panel and method of making same |
RU2103200C1 (ru) | 1996-10-29 | 1998-01-27 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок" Акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Несущая труба-оболочка из композиционных материалов |
WO1998032589A1 (en) * | 1997-01-29 | 1998-07-30 | Raytheon Aircraft Company | Method and apparatus for manufacturing composite structures |
US6692681B1 (en) | 1997-01-29 | 2004-02-17 | Raytheon Aircraft Company | Method and apparatus for manufacturing composite structures |
DE59806899D1 (de) | 1997-02-05 | 2003-02-20 | Anatoli J Vassiliev | Flugzeug für Personen- und/oder Frachttransport |
US6051089A (en) * | 1997-02-07 | 2000-04-18 | Mcdonnell Douglas Corporation | Reinforcing member for composite workpieces and associated methods |
JPH10258463A (ja) | 1997-03-19 | 1998-09-29 | Fuji Heavy Ind Ltd | 複合材の小骨およびその成形方法 |
WO1998050180A1 (en) | 1997-05-06 | 1998-11-12 | The Boeing Company | Hybrid lay-up tool |
US5954917A (en) | 1997-06-02 | 1999-09-21 | Boeing North American, Inc. | Automated material delivery system |
US6074716A (en) | 1997-06-10 | 2000-06-13 | Mcdonnell Douglas Corporation | Weavable metal matrix impregnated tow composite material |
GB9713209D0 (en) * | 1997-06-20 | 1997-08-27 | British Aerospace | Friction welding metal components |
FR2766407B1 (fr) * | 1997-07-22 | 1999-10-15 | Aerospatiale | Procede de fabrication de pieces de grandes dimensions en materiau composite a matrice thermoplastique, telles que des troncons de fuselage d'aeronefs |
US5902535A (en) * | 1997-07-30 | 1999-05-11 | Mcdonnell Douglas Corporation | Resin film infusion mold tooling and molding method |
US5979531A (en) | 1997-10-01 | 1999-11-09 | Mcdonnell Douglas Corporation | Bi-directional fiber placement head |
JP3293063B2 (ja) * | 1997-12-08 | 2002-06-17 | カシオ計算機株式会社 | 蓋体の開閉構造 |
US6198983B1 (en) * | 1997-12-22 | 2001-03-06 | Mcdonnell Douglas Corporation | Table-driven software architecture for a stitching system |
US6128545A (en) | 1997-12-22 | 2000-10-03 | Mcdonnell Douglas Corporation | Automated apparatus and method of generating native code for a stitching machine |
US5953231A (en) | 1997-12-22 | 1999-09-14 | Mcdonnell Douglas Corporation | Automated quality control for stitching of textile articles |
US5931107A (en) | 1997-12-22 | 1999-08-03 | Mcdonnell Douglas Corporation | Advanced stitching head for making stitches in a textile article having variable thickness |
US5915317A (en) * | 1997-12-22 | 1999-06-29 | Thrash; Patrick J. | Automated gantry-type stitching system |
US6099906A (en) | 1998-06-22 | 2000-08-08 | Mcdonnell Douglas Corporation | Immersion process for impregnation of resin into preforms |
US6231941B1 (en) * | 1998-07-14 | 2001-05-15 | The Boeing Company | Radius fillers for a resin transfer molding process |
US6766984B1 (en) | 1998-07-16 | 2004-07-27 | Icom Engineering Corporation | Stiffeners for aircraft structural panels |
US6086696A (en) | 1998-07-21 | 2000-07-11 | The Boeing Company | Method of forming a seamless, cylindrical, thermoplastic structure with a multiple compaction roller winder |
DE19844035C1 (de) | 1998-09-25 | 1999-11-25 | Daimler Chrysler Aerospace | Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung |
FI982095A (fi) | 1998-09-29 | 2000-03-30 | Nokia Networks Oy | Menetelmä muistin toteuttamiseksi ja muistijärjestely |
US6112792A (en) | 1998-11-19 | 2000-09-05 | The Boeing Company | Fiber placement mid-span redirect |
US6190484B1 (en) * | 1999-02-19 | 2001-02-20 | Kari Appa | Monolithic composite wing manufacturing process |
US6261675B1 (en) * | 1999-03-23 | 2001-07-17 | Hexcel Corporation | Core-crush resistant fabric and prepreg for fiber reinforced composite sandwich structures |
US6319447B1 (en) * | 1999-04-09 | 2001-11-20 | The Boeing Company | Resin transfer molding process |
US6136237A (en) | 1999-04-13 | 2000-10-24 | The Boeing Company | Method of fabricating a fiber-reinforced ceramic matrix composite part |
US6510961B1 (en) * | 1999-04-14 | 2003-01-28 | A&P Technology | Integrally-reinforced braided tubular structure and method of producing the same |
US6431837B1 (en) | 1999-06-01 | 2002-08-13 | Alexander Velicki | Stitched composite fan blade |
US7132161B2 (en) * | 1999-06-14 | 2006-11-07 | Energy Science Laboratories, Inc. | Fiber adhesive material |
CA2383674A1 (en) | 1999-09-03 | 2001-03-15 | Brian J. Dracup | Friction stir welding as a rivet replacement technology |
US6374750B1 (en) | 1999-11-16 | 2002-04-23 | Aero Transportation Products, Inc. | Structural panel system |
US6129031A (en) | 1999-11-16 | 2000-10-10 | The Boeing Company | Robotic stitching apparatus and end effector therefor |
US6390169B1 (en) | 2000-02-23 | 2002-05-21 | The Boeing Company | Conformable compaction apparatus for use with a fiber placement machine |
WO2001062495A2 (en) * | 2000-02-25 | 2001-08-30 | The Boeing Company | Laminated composite radius filler |
ES2185443B1 (es) | 2000-03-07 | 2004-09-01 | Airbus España S.L. | Procedimiento de fabricacion de piezas precuradas en material compuesto con rigidizadores aplicados en estado fresco. |
JP4425422B2 (ja) * | 2000-04-14 | 2010-03-03 | 本田技研工業株式会社 | 複合材製構造体の製造方法、及びそれにより製造される複合材製構造体 |
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 |
JP4425424B2 (ja) | 2000-05-01 | 2010-03-03 | 本田技研工業株式会社 | 繊維強化複合材からなるジョグル付き半硬化物品の製造方法、及びそれを用いた予備成形構造体の製造方法 |
US6451152B1 (en) | 2000-05-24 | 2002-09-17 | The Boeing Company | Method for heating and controlling temperature of composite material during automated placement |
US6620484B1 (en) | 2000-06-06 | 2003-09-16 | The Boeing Company | Variable density stitched-composite structural elements for energy absorption |
US6415581B1 (en) | 2000-07-17 | 2002-07-09 | Deck West, Incorporated | Corrugated stiffening member |
DE10037307B4 (de) | 2000-07-28 | 2004-02-05 | Honsel Gmbh & Co Kg | Strukturelement für ein Flugzeug, insbesondere Flugzeugtür |
AU2002216657A1 (en) * | 2000-11-15 | 2002-05-27 | Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. | One-piece closed-shape structure and method of forming same |
JP2002154484A (ja) * | 2000-11-17 | 2002-05-28 | Toyota Motor Corp | Frp構造体 |
JP4526698B2 (ja) * | 2000-12-22 | 2010-08-18 | 富士重工業株式会社 | 複合材成形品及びその製造方法 |
US6480271B1 (en) | 2001-01-08 | 2002-11-12 | The Boeing Company | Traversing laser locating system |
US6743504B1 (en) * | 2001-03-01 | 2004-06-01 | Rohr, Inc. | Co-cured composite structures and method of making them |
US7171033B2 (en) * | 2001-03-28 | 2007-01-30 | The Boeing Company | System and method for identifying defects in a composite structure |
SE519185C2 (sv) | 2001-06-07 | 2003-01-28 | Saab Ab | Flygplanspanel |
US6840750B2 (en) * | 2001-06-11 | 2005-01-11 | The Boeing Company | Resin infusion mold tool system and vacuum assisted resin transfer molding with subsequent pressure bleed |
JP2003020542A (ja) * | 2001-07-06 | 2003-01-24 | Toray Ind Inc | 炭素繊維布帛、成形方法、炭素繊維強化プラスチックおよび航空機構造部材 |
JP4639551B2 (ja) * | 2001-08-10 | 2011-02-23 | 東レ株式会社 | Cfrp製スキン−ストリンガー構造部材の製造方法 |
US6648273B2 (en) | 2001-10-30 | 2003-11-18 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
US6799619B2 (en) | 2002-02-06 | 2004-10-05 | The Boeing Company | Composite material collation machine and associated method for high rate collation of composite materials |
JP4313539B2 (ja) * | 2002-03-14 | 2009-08-12 | フジノン株式会社 | 非球面合成樹脂レンズを有するズームレンズ |
US20030190455A1 (en) * | 2002-04-05 | 2003-10-09 | The Boeing Company | Textile joint reinforcement and associated method |
JP2005527410A (ja) * | 2002-05-29 | 2005-09-15 | ザ・ボーイング・カンパニー | 制御された大気圧樹脂注入プロセス |
US6860957B2 (en) | 2002-06-13 | 2005-03-01 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Automatic prepreg laminating method and apparatus for carrying out the same |
JP2004025946A (ja) | 2002-06-24 | 2004-01-29 | Honda Motor Co Ltd | 航空機の翼構造 |
US7204951B2 (en) * | 2002-07-30 | 2007-04-17 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Method of assembling a single piece co-cured structure |
US6871684B2 (en) | 2002-08-13 | 2005-03-29 | The Boeing Company | System for identifying defects in a composite structure |
US6622974B1 (en) | 2002-08-14 | 2003-09-23 | The Boeing Company | Geometric morphing wing with expandable spars |
US20040035979A1 (en) * | 2002-08-23 | 2004-02-26 | Mccoskey William Robert | Integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and closed loop manufacturing methods for making the same |
FR2844510B1 (fr) | 2002-09-12 | 2006-06-16 | Snecma Propulsion Solide | Structure fibreuse tridimensionnelle en fibres refractaires, procede pour sa realisation et application aux materiaux composites thermostructuraux |
US20040086341A1 (en) * | 2002-11-05 | 2004-05-06 | Conoco Inc. | Metal lined composite risers in offshore applications |
US7137182B2 (en) * | 2002-11-22 | 2006-11-21 | The Boeing Company | Parallel configuration composite material fabricator |
US20040222080A1 (en) | 2002-12-17 | 2004-11-11 | William Marsh Rice University | Use of microwaves to crosslink carbon nanotubes to facilitate modification |
US6896841B2 (en) | 2003-03-20 | 2005-05-24 | The Boeing Company | Molding process and apparatus for producing unified composite structures |
TWI221554B (en) | 2003-03-21 | 2004-10-01 | Micro Star Int Co Ltd | Method in BIOS for shadow memory assignment |
US8246882B2 (en) * | 2003-05-02 | 2012-08-21 | The Boeing Company | Methods and preforms for forming composite members with interlayers formed of nonwoven, continuous materials |
US20040219855A1 (en) | 2003-05-02 | 2004-11-04 | Tsotsis Thomas K. | Highly porous interlayers to toughen liquid-molded fabric-based composites |
JP3782072B2 (ja) | 2003-05-30 | 2006-06-07 | 川崎重工業株式会社 | 複合材型材の成形方法及び装置 |
JP3938762B2 (ja) * | 2003-05-30 | 2007-06-27 | 川崎重工業株式会社 | 板状構造体、補強材及び板状構造体の製造方法 |
ATE519712T1 (de) | 2003-06-16 | 2011-08-15 | Univ Rice William M | Seitenwandfunktionalisierung von carbonnanoröhrchen mit hydroxyterminierten moleküleinheiten |
US7236625B2 (en) * | 2003-07-28 | 2007-06-26 | The Boeing Company | Systems and method for identifying foreign objects and debris (FOD) and defects during fabrication of a composite structure |
US7080441B2 (en) * | 2003-07-28 | 2006-07-25 | The Boeing Company | Composite fuselage machine and method of automated composite lay up |
US7048024B2 (en) | 2003-08-22 | 2006-05-23 | The Boeing Company | Unidirectional, multi-head fiber placement |
US7282107B2 (en) * | 2003-08-22 | 2007-10-16 | The Boeing Company | Multiple head automated composite laminating machine for the fabrication of large barrel section components |
US7083698B2 (en) * | 2003-08-22 | 2006-08-01 | The Boeing Company | Automated composite lay-up to an internal fuselage mandrel |
US7228611B2 (en) * | 2003-11-18 | 2007-06-12 | The Boeing Company | Method of transferring large uncured composite laminates |
US7312274B2 (en) * | 2003-11-24 | 2007-12-25 | General Electric Company | Composition and method for use with ceramic matrix composite T-sections |
US7289656B2 (en) * | 2003-12-02 | 2007-10-30 | The Boeing Company | Systems and methods for determining inconsistency characteristics of a composite structure |
US7039485B2 (en) | 2004-03-12 | 2006-05-02 | The Boeing Company | Systems and methods enabling automated return to and/or repair of defects with a material placement machine |
US7195201B2 (en) * | 2004-03-29 | 2007-03-27 | The Boeing Company | Adaptable payload enabling architecture |
US7093797B2 (en) * | 2004-03-29 | 2006-08-22 | The Boeing Company | Adaptable payload apparatus and methods |
US7527222B2 (en) * | 2004-04-06 | 2009-05-05 | The Boeing Company | Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections |
US7134629B2 (en) * | 2004-04-06 | 2006-11-14 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
US7159822B2 (en) * | 2004-04-06 | 2007-01-09 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
US7193696B2 (en) | 2004-04-12 | 2007-03-20 | United Technologies Corporation | Systems and methods for using light to indicate defect locations on a composite structure |
CA2563663A1 (en) * | 2004-04-21 | 2005-11-10 | Ingersoll Machine Tools, Inc. | Automated fiber placement using multiple placement heads, replaceable creels, and replaceable placement heads |
US7080805B2 (en) | 2004-05-05 | 2006-07-25 | The Boeing Company | Stiffened structures and associated methods |
US7325771B2 (en) * | 2004-09-23 | 2008-02-05 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
US7503368B2 (en) * | 2004-11-24 | 2009-03-17 | The Boeing Company | Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections |
US20060118244A1 (en) * | 2004-12-02 | 2006-06-08 | The Boeing Company | Device for laying tape materials for aerospace applications |
US7624488B2 (en) * | 2004-12-07 | 2009-12-01 | The Boeing Company | One-piece barrel assembly cart |
US7278198B2 (en) * | 2005-02-01 | 2007-10-09 | The Boeing Company | Mandrel segment loader |
US8148276B2 (en) | 2005-11-28 | 2012-04-03 | University Of Hawaii | Three-dimensionally reinforced multifunctional nanocomposites |
US8388795B2 (en) | 2007-05-17 | 2013-03-05 | The Boeing Company | Nanotube-enhanced interlayers for composite structures |
US8042767B2 (en) * | 2007-09-04 | 2011-10-25 | The Boeing Company | Composite fabric with rigid member structure |
-
2004
- 2004-05-20 US US10/851,381 patent/US7527222B2/en active Active
-
2005
- 2005-03-28 EP EP12173714.2A patent/EP2561976B1/en active Active
- 2005-03-28 PT PT111749032T patent/PT2394909T/pt unknown
- 2005-03-28 ES ES11195511.8T patent/ES2608704T3/es active Active
- 2005-03-28 CA CA2857682A patent/CA2857682C/en active Active
- 2005-03-28 PT PT111955118T patent/PT2436595T/pt unknown
- 2005-03-28 WO PCT/US2005/010341 patent/WO2006001860A2/en active Application Filing
- 2005-03-28 EP EP11195511.8A patent/EP2436595B1/en active Active
- 2005-03-28 ES ES11174903.2T patent/ES2620776T3/es active Active
- 2005-03-28 EP EP11174903.2A patent/EP2394909B1/en active Active
- 2005-03-28 JP JP2007507355A patent/JP5087390B2/ja active Active
- 2005-03-28 CA CA2562632A patent/CA2562632C/en active Active
- 2005-03-28 ES ES05788126T patent/ES2392442T3/es active Active
- 2005-03-28 EP EP05788126A patent/EP1748922B1/en active Active
-
2008
- 2008-01-28 US US12/020,956 patent/US8182628B2/en active Active
- 2008-03-27 JP JP2008082320A patent/JP5094497B2/ja active Active
- 2008-03-27 JP JP2008082327A patent/JP2008222221A/ja active Pending
- 2008-03-27 JP JP2008082323A patent/JP5255878B2/ja active Active
- 2008-09-23 US US12/236,355 patent/US8157212B2/en active Active
-
2012
- 2012-02-29 JP JP2012043652A patent/JP5497081B2/ja active Active
- 2012-03-02 US US13/411,439 patent/US8382037B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
ES2392442T3 (es) | Secciones de barril compuestas para fuselajes de aviones | |
US7871040B2 (en) | Composite aircraft structures with hat stiffeners | |
ES2549532T3 (es) | Método para minimizar la distorsión de fibras durante la fabricación de una sección compuesta monopieza de barril del fuselaje | |
ES2837353T3 (es) | Método para producir estructuras compuestas contorneadas | |
US8303758B2 (en) | Methods for manufacturing composite sections for aircraft fuselages and other structures | |
Burpo et al. | Affordable Integrated Helicopter Fuselage Structure—Full-Scale Article |