KR101675167B1 - 복합재 스티프너와 그 제조방법 - Google Patents

복합재 스티프너와 그 제조방법 Download PDF

Info

Publication number
KR101675167B1
KR101675167B1 KR1020107020519A KR20107020519A KR101675167B1 KR 101675167 B1 KR101675167 B1 KR 101675167B1 KR 1020107020519 A KR1020107020519 A KR 1020107020519A KR 20107020519 A KR20107020519 A KR 20107020519A KR 101675167 B1 KR101675167 B1 KR 101675167B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
composite
filler
stiffener
channels
base
Prior art date
Application number
KR1020107020519A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20110017843A (ko
Inventor
라일 알. 데오발드
존 디. 모리스
칼 비. 리
제프리 엘. 말코
마크 씨. 아이덴
크리스토퍼 쥐. 해리스
Original Assignee
더 보잉 컴파니
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 더 보잉 컴파니 filed Critical 더 보잉 컴파니
Publication of KR20110017843A publication Critical patent/KR20110017843A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101675167B1 publication Critical patent/KR101675167B1/ko

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/0003—Producing profiled members, e.g. beams
    • B29D99/0005—Producing noodles, i.e. composite gap fillers, characterised by their construction
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • 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
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/22—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure
    • 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
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • B29C70/865—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding completely encapsulated
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/02—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions
    • B32B3/04—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions characterised by at least one layer folded at the edge, e.g. over another layer ; characterised by at least one layer enveloping or enclosing a material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/02—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions
    • B32B3/08—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions characterised by added members at particular parts
    • 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
    • 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
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/065—Spars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/182—Stringers, longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/185—Spars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/001—Profiled members, e.g. beams, sections
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/19—Sheets or webs edge spliced or joined
    • Y10T428/192—Sheets or webs coplanar
    • Y10T428/197—Sheets or webs coplanar with noncoplanar reinforcement
    • 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.]
    • Y10T428/24174—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including sheet or component perpendicular to plane of web or sheet
    • 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.]
    • Y10T428/24174—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including sheet or component perpendicular to plane of web or sheet
    • Y10T428/24182—Inward from edge of web or sheet

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

적층된 1방향 복합재 테이프의 예비 성형체들을 사용하여 복합재 스티프너가 제작된다. 스티프너는, 구조물용 접착제로 감싸진 충전재에 의하여 보강된 공간을 포함한다. 공간을 포위하는 예비 성형체들의 표면들은 접착제에 의하여 충전재에 접합된 복합제 직물층을 포함하고, 이에따라 공간 주위의 스티프너들의 인성을 증가시키고 또 스티프너의 인장강도를 향상시킨다.

Description

복합재 스티프너와 그 제조방법{Reinforced stiffeners and method for making the same}
본 발명은 일반적으로 복합재 구조물에 관한 것으로, 특히 인장강도를 향상시키기 위하여 여러 조각의 복합재 스티프너들을 보강하기 위한 기술에 관한 것이다.
항공기와 같은 운송수단에서는 날개 및 동체 섹션들과 같은 구성들을 지지 하거나 또는 강화하기 위하여 다양한 경량의 복합재 비임(beam)과 보강부재인 스티프너(stiffener)들이 사용된다. 예컨대, "I"자형 단면 형상을 갖는 스티프너들은 날개조립체 부위를 형성하는 날개 패널들을 보강하기 위하여 사용된다. 이러한 경량의 I-섹션 스티프너들은, 대체로 흑연(graphite)섬유의 테이프 적층체 (laminate)로부터 만들어지는데, 이는 특히, 웹과 베이스/캡의 교차부위에서 비교적 높은 축방향 강성(stiffness)과 비교적 낮은 층간(interlaminar) 인성 (toughness)을 나타낸다.
I-섹션 스티프너들은, 2개의 미리 성형된 C-채널들을 사용하여 제작될 수 있는데, 여기서 채널의 플랜지들은 반경부(radius)에 의하여 웹에 접합된다. 반경부로 인하여, 베이스와, 웹을 갖는 캡의 교차부위는 공간(void) 또는 "반경부 충전재 영역(radius filler zone)" 을 형성하고, 이 영역에서 스티프너를 보강하기 위하여 충전재가 채워진다. 스티프너는, 주어진 적용분야에서 스티프너에 가해진 인장하중을 지탱하기 위하여 반경부 충전재 영역에서 충분한 인장강도를 가져야 한다. 적정한 인장강도를 얻기 위해서는, 스티프너의 치수를 증가시킬 필요가 있고, 이에따라 항공기에 중량을 더하게 된다. 변형예로서, 인장강도를 증가하기 위하여 스티프너들에 반경블럭 (radius block)들이 추가될 수 있지만, 반경블럭들도 역시 항공기에 바람직하지않은 중량을 추가하게 된다.
따라서, 스티프너의 중량을 실질적으로 증가시키지 않고서 반경부 충전재 영역의 주위 영역에서 향상된 인장강도를 나타내는 스티프너 구성이 필요하다.
개시된 실시예들은, 하나 이상의 복합재 직물(fabric)층들과 접착성 랩(wrap) 충전재를 사용하여 반경부 충전재 영역에서 보강되는 적층된 복합재 테이프로부터 성형된 스티프너를 제공한다. 복합재 직물 및 접착성 랩의 증가된 인성은 스티프너를 보강하여 인장강도를 향상시키는 한편, 시작 및 최대 파괴하중을 향상시킨다. 개시된 실시예들은, 예컨대 그렇지만 이에 한정되지않고, 항공기 적용분야에서 세로 빔(stringer)의 캡에 리브(rib)들을 부착하는 것을 포함하여, 다양한 적용을 위한 보강된 스티프너를 형성하기 위하여 채용될 수 있다.
하나의 개시된 실시예에 따르면, 복합재 스티프너는, 제1 및 제2 복합재 부재들이 웹과 이 웹으로부터 연장하는 한쌍의 플랜지들을 한정하고, 제3 복합재 부재는 플랜지에 접합되면서 대체로 웹을 가로질러 연장하며, 제1, 2, 3 복합재 부재들이 공간을 형성하도록 교차하는, 적층된 복합재 테이프로부터 성형된 제1, 2, 3 복합재 부재들과; 그 안에 배치되어 대체로 공간을 충전하는 충전재(filler); 충전재의 영역에서 각 복합재 부재들 상의 적어도 하나의 복합재 섬유 직물층; 및 충전재를 포위하면서 충전재를 복합재 직물에 접합하는 접착제층을 포함한다. 복합재 직물과 접착제층 양쪽 모두는, 스티프너의 인성을 증가시키기 위하여 양쪽 방향으로 플랜지를 따라 그리고 웹까지 부분적으로 연장할 수 있다.
다른 개시된 실시예에 따르면, 복합재 스티프너는, 각각이 웹과, 이 웹으로부터 연장하는 플랜지들, 및 웹과 각 플랜지 사이의 반경부 영역들을 포함하고서 서로 접합된 한쌍의 복합재 채널들과; 웹에 가로질러 연장하고 플랜지들의 각각에 접합된 베이스를 포함하고, 채널들의 반경부 영역들 및 베이스가 적어도 하나의 반경부 충전재 영역을 형성하며; 채널들의 반경부 영역들 및 베이스를 덮는 복합재 섬유 직물층; 및 충전재를 포위하고 또 충전재를 복합재 섬유 직물층에 접합하는 접착제층을 포함한다. 일 실시예에서, 복합재 섬유 직물층은 흑연을 포함하는 직조된 2방향 보강섬유들을 포함한다. 충전재는, 성형된 1방향 복합재 테이프, 복합재 적층체, 하이브리드 테이프-직물부재, 및 티타늄 부재들 중의 하나일 수 있다. 접착제층은, 충전재 주위에 감겨진 구조물용 접착시이트(structural adhesive sheet)를 포함한다. 일 실시예에서, 접착제층은, 반경부 충전재 영역을 너머서 채널들 사이 및 베이스와 각 플랜지 사이의 경계층(interfacial layer)들 내로 연장할 수 있다.
개시된 방법 실시예에 따르면, 복합재 스티프너의 제조는, 복합재 섬유테이프를 사용하여 각각이 플랜지와 반경부를 갖는 한쌍의 복합재 채널들을 형성하고; 각 채널의 반경부 너머로 복합재 섬유 직물층을 위치시키며; 복합재 섬유테이프를 사용하여 베이스를 형성하고; 적어도 베이스의 일부 부위 너머로 복합재 섬유 직물층을 위치시키며; 충전재 주위에 접착제층을 위치시키고; 채널들과 베이스를 조립하며; 채널들의 반경부들과 베이스 사이의 반경부 충전재 영역에 충전재와 접착제층을 위치시키며; 및 조립체를 경화하는 단계를 포함한다.
다른 방법 실시예에 따르면, 보강된 복합재 스티프너의 제조는, 웹과 이 웹으로부터 양쪽 방향으로 연장하는 한쌍의 플랜지를 갖추면서 웹과 플랜지들 사이의 영역에서 적층된 복합재 테이프 플라이(fly)들 너머로 복합재 섬유 직물층을 적용하는 것을 포함하는 복합재 구조를 형성하고; 캡의 표면을 플랜지들에 접합하며; 플랜지들에 접합된 캡의 표면에 복합재 섬유 직물층을 적용하며; 웹과 플랜지들 및 캡 사이에 보강 충전재를 위치시키고; 및 복합재 구조와 캡 상에서 보강 충전재를 복합재 섬유 직물층들에 접합하기 위하여 접착제를 사용하는 단계를 포함한다.
본 발명의 복합재 스티프너는, 각각이 웹과, 이 웹으로부터 연장하는 플랜지, 웹과 각 플랜지 사이의 반경부 영역을 포함하고서 서로 접합된 한쌍의 복합재 채널들과; 웹을 가로질러 연장하고 각 플랜지들에 접합되되, 채널들의 반경부영역들과 같이 적어도 하나의 반경부 충전재 영역을 형성하는 베이스; 반경부 충전재 영역을 충전하는 보강부재; 채널들과 베이스의 반경부 영역들을 덮는 복합재 섬유 직물층; 및 충전재를 포위하면서 이 충전재를 복합재 섬유 직물층에 접합하는 접착제층을 포함한다.
본 발명의 복합재 스티프너는, 각각의 복합재 채널들과 베이스가 1방향 보강섬유들을 포함하는 복합재 페이프의 적층체층을 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 복합재 스티프너는, 복합재 섬유 직물층이 직조된 2방향 보강섬유들을 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 복합재 스티프너는, 2방향 보강섬유들이 흑연인 것을 특징으로 한다.
본 발명의 복합재 스티프너는, 충전재가 성형된 1방향 복합재 테이프와, 복합재 적층체, 하이브리드 테이프-직물부재, 및 티타늄 부재들 중의 하나인 것을 특징으로 한다.
본 발명의 복합재 스티프너는, 복합재 섬유 직물층이 각 채널들과 베이스 상에 각각 3개의 복합재 패치(patch)들을 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 복합재 스티프너는, 접착제층이 충전재 주위에 감겨진 구조물용 접착 시이트를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 복합재 스티프너는, 접착제층이 반경부 충전재 영역을 너머서 채널들 사이 및 베이스와 각 플랜지 사이의 경계층들 내로 연장하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 복합재 스티프너는, 채널들이 대체로 C자 형상 단면을 갖는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 보강된 복합재 스티프너의 제조방법은, 웹과 이 웹으로부터 양쪽 방향으로 연장하는 한쌍의 플랜지를 갖추면서 웹과 플랜지들 사이의 영역에서 적층된 복합재 테이프 플라이들 너머로 복합재 섬유 직물층을 적용하는 것을 포함하는 복합재 구조를 형성하고; 캡의 표면을 플랜지들에 접합하며; 플랜지들에 접합된 캡의 표면에 복합재 섬유 직물층을 적용하며; 웹과 플랜지들 및 캡 사이에 보강 충전재를 위치시키고; 및 복합재 구조와 캡 상에서 보강 충전재를 복합재 섬유 직물층들에 접합하기 위하여 접착제를 사용하는 단계를 포함한다.
본 발명의 보강된 복합재 스티프너의 제조방법은, 복합재 구조를 형성하는 단계는, 적층된 테이프 플라이들을 제1, 2채널들로 성형하는 것을 포함하고; 적층된 복합재 테이프 플라이들 너머로 복합재 섬유 직물층을 적용하는 단계는, 제1,2채널들의 선택된 영역들 상에 복합재 직물의 패치들을 위치시키는 것을 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 보강된 복합재 스티프너의 제조방법은, 제1, 2채널들의 각각의 마주 보는 표면 상에 복합재 섬유 직물층을 위치시키는 단계와; 제1, 2채널들의 각각의 마주 보는 표면 상의 복합재 섬유 직물층 사이에 접착제를 주입하는 단계; 및 제1, 2채널들을마주 보는 표면들에서 서로 접합하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 보강된 복합재 스티프너의 제조방법은, 복합재 섬유 직물층들에 보강 충전재를 접합하기 위하여 접착제를 사용하는 단계는, 충전재 주위에 구조물용 접착제층을 감는 것을 포함하는 것을 특징으로 한다.
항공기에 적용하기 위한 본 발명의 보강된 복합재 스티프너의 제조방법은, 1방향 복합재 테이프의 복수 플라이 적층들을 형성하고; 적층들을 제1, 2 C-채널들, 캡 및 베이스로 형성하며; C-채널들과 캡 및 베이스를, 웹과 웹의 각 선단 상에 한쌍의 플랜지들을 갖는 I-섹션 구조로 조립하고; C-채널들의 표면들에, 캡과 베이스에서 웹의 캡과 베이스와의 교차부위에서 반경부 충전재 영역을 형성하는 영역들에 복합재 직물을 적용하며; 보강 충전재를 구조물용 접착제로 감싸고; 보강 충전재와 접착제를 반경부 충전재 영역에 위치시키며; 및 조립체를 경화하는 단계를 포함한다.
항공기에 적용하기 위한 본 발명의 보강된 복합재 스티프너는, 웹과 웹의 각 선단 상에 제1, 2세트의 플랜지들을 포함하고 또 적층된 복합재 테이프로 형성되되 한쌍의 C-채널들과 베이스 및 캡을 포함하고, C-채널들은 웹과 플랜지들 사이에 반경부 영역들을 포함하고 웹을 한정하기 위하여 서로 마주보도록 접합되며, 캡은 플랜지들의 제1세트에 접합되고 베이스는 플랜지들의 제2세트에 접합되고, 캡과 베이스는 각각이 반경부 충전재 영역을 한정하도록 반경부 영역들에서 웹을 교차하는 I-섹션 구조와; 반경부 충전재 영역을 한정하는 I-섹션 구조의 영역들을 덮는 복합재 섬유 직물층; 반경부 충전재 영역에 있는 보강 충전재; 및 충전재를 포위하고 또 반경부 충전재 영역에서 복합재 직물에 충전재를 접합하는 접착제층을 포함한다.
개시된 실시예들의 다른 특징들과 이점 및 장점들은 첨부된 도면들과 청구범위를 따라 볼때, 실시예들의 이하 설명으로부터 명확해질 것이다.
도 1은 개시된 실시예들에 따른 스티프너의 단면도이다.
도 2는 도 1에 도시된 스티프너의 측면도이다.
도 3은 표피에 접합된 스티프너를 나타내는 단면도이다.
도 4는 도 1에 도시된 스티프너 상에 작용하는 인장력을 나타내는 다이어그램이다.
도 5는 도 4에서 "A"로 표시된 영역의 확대도이다.
도 6은 도 1에 도시된 스티프너의 한쪽 선단의 분해 단면도이다.
도 7은 도 6에서 선 7-7을 따른 단면도이다.
도 8은 도 6과 유사하지만 조립된 형태로된 구성부품들을 보여주는 도면이다.
도 9 -11은 도 1에 도시된 스티프너의 반경부 충전재 영역에 접착제 랩과 충전재를 설치하는 단계를 나타낸다.
도 12는 변형예를 형성하는 스티프너의 한쪽 선단을 나타내는 단면도이다.
도 13은 도 1에 도시된 스티프너를 제조하기 위한 방법에 사용된 국부적인 직물패치들을 적용하는 데에 사용된 도구들을 나타내는 사시도이다.
도 14는 도구들이 서로 가압된 후, 도 13에 도시된 도구들의 측면도이다.
도 15는 도 14에 도시된 도구들의 평면도이다.
도 16은 보강된 스티프너를 제조하기 위한 방법을 나타내는 플로우다이어그램이다.
도 17은 항공기 제조 및 서비스 방법을 나타내는 플로우다이어그램이다.
도 18은 항공기의 블럭 다이어그램이다.
도 1, 2 및 3을 참조하면, 참조부호 20으로 표기된 보강된 스티프너는, 대체로 I자 형상 단면을 갖고, 또 하중들을 운반 및/또는 구조부재들을 보강하기 위하여 다양한 적용분야들에 사용될 수 있다. 예컨대, 하지만 이에 한정됨이 없이, 비행기 날개에서, 스티프너(20)는 날개패널(도시안됨) 또는 날개의 다른 구성부품(도시안됨)을 보강하기 위하여, 또는 동체섹션(도시안됨)의 일부를 형성하는 표피(skin:38)를 보강하기 위하여 사용될 수 있다.
스티프너(20)는 대체로, 등과 등이 맞대어진 관계로 배열된 한쌍의 C자 형상 채널(22, 24)들과, 캡(26) 및 베이스(28)를 포함한다. C자 형상 채널(22, 24)들과, 캡(26) 및 베이스(28)는 보강된 복합재 테이프로 형성되는바, 보강 섬유들은 1방향으로 지향되고 또 예컨대, 하지만 이에 한정됨이 없이, 에폭시와 같은 합성 기지 (matrix)에 고정지지된다.
C자 형상 채널(22, 24)들은 각각 웹 부위(34a, 34b)들과, 이 웹 부위(34a, 34b)들의 각 선단 상에 한쌍의 양쪽으로 마주 보는 플랜지(30, 32)들을 포함한다. 웹 부위(34a, 34b)들은 서로 접합되어 웹(34)을 형성한다. 웹 부위(34a, 34b)들의 각각은 반경부(radius:35)에서 플랜지(30, 32)들의 하나로 변환된다. 캡(26)과 베이스(28)는 플랜지(30, 32)들의 외부면들에 각각 접합된다. 반경부(35)들이 있어서, 이 반경부(35)들과 캡(26) 및 베이스(28)의 각 교차부위에는 대체로 삼각형상의 공간(37)이 생성된다. 여기서 또한 "반경부 충전재 영역"으로 지칭되는 공간(37)들은, "누들(noodle)" 이라고도 알려진 길이가 긴 보강 충전재(36)로 충전되는데, 누들은 공간(37)의 대체로 삼각형상의 단면에 대체로 부합하는 단면형상을 갖는다.
충전재(36)들은, 채널(22, 24)들과, 캡(26) 및 베이스(28)에 사용된 재료들과 적합한 많은 다양한 재료로 제작되지만, 일반적으로 성형된 1방향 복합재 테이프, 복합재 적층체, 하이브리드 테이프-직물부재, 또는 가공된 티타늄을 포함할 수 있다. 충전재(36)는, 웹(34)과 베이스(28) 및 캡(26) 사이에서 하중들을 보다 균일하게 분배하고 전달하는 기능을 한다.
특히 도 3을 참조하면, 어떤 적용분야들에 있어서, 스티프너의 변형된 형태(20a)가 사용될 수 있는바, 여기서 캡(26) 또는 베이스(28)는 스티프너(20a)가 부착되는 구조적 요소에 의하여 형성되고, 이는 설명된 예에서 표피(38)이다. 따라서, 이 예에서 반경부 충전재 영역(37)은 반경부(35)와 표피(38)의 내부면(39)에 의하여 한정된다.
스티프너(20)상에 작용하는 전형적인 인장력을 나타내는 도 4와 5을 살펴본다. 웹(34)을 통해 작용하는 화살표(40)로 표기된 인장력은, 화살표(42)로 표기된 반력을 생성하는바, 이는 플랜지(32)들과 베이스(28)를 형성하는 층의 평면에 수직이다. 반경부 충전재 영역(37)이 존재함으로 인하여, 반력(42)들은 반경부 충전재 영역(37)을 포위하는 층과 영역을 분리하거나 "잡아당기는(pull-off)" 경향이 있다. 따라서, 보강재(36)들이, 가능한 범위까지, 반경부 충전재 영역(37)을 포위하는 영역을 보강하는 것을 지원하여, 스티프너(20)의 인장 강도를 증가시키는 것이 바람직하다.
도 6, 7 및 8을 참조하면, 스티프너(20)의 인장 강도는 반경부 충전재 영역(37)에 복합재 섬유 직물층(48)을 채용하고, 또 충전재(36)의 모든 측면들을 접착제층(46)으로 감싸줌으로써 증가될 수 있다. 비록 단일의 직물층(48)이 적정하지만, 어떤 적용분야들에서는 하나 이상의 직물층(48)이 바람직하거나 이로울 수 있다. 직물층(48)은 서로 가로질러 연장하는 직조된(woven) 또는 짜여진(knitted) 섬유들의 세트들을 포함할 수 있고, 그에따라 하나 이상의 방향, 즉 직조된 또는 짜여진 섬유들의 지향하는 방향들에서 축방향 강성(stiffness)을 제공한다.
한편, 아래에 놓이는 플라이(44)들을 형성하는 테이프(50)의 섬유들은, 1 방향으로 지향되고, 따라서 단지 그들의 지향방향에서만 높은 축방향 강성을 나타낸다. 추가적으로, 직물층(48)은, 이 직물층(48) 내의 섬유들이 직조 또는 짜여짐을 통해 서로 구조적으로 연결되거나 엉켜있다는 사실로 인하여 추가적인 강성을 제공할 수 있다. 직물층(48)은, 예컨대 그렇지만 이에 한정되지않고, 비록 다른 2방향 방위들도 가능하지만, 0-90 또는 +/-45 도 방위로 직조되거나 짜여진 탄소 또는 흑연섬유들을 포함한다. 직물층(48)에 사용된 기지(matrix)는 에폭시 또는 복합재료 분야에서 잘 알려진 다른 적합한 재료일 수 있다. 접착제층(46)은 예컨대 그렇지만 이에 한정되지않고, 에폭시 기반의 구조물용 접착제를 포함할 수 있다. 이하에서 상세히 설명되듯이, 처리과정 동안에 접착제층(46)은 직물층(48)내로 "흘러 나오는"(bleed) 경향이 있어, 충전재(36)와 C-채널(22, 24, 28)사이에 보다 강한 결합을 형성하게된다. 이러한 보다 강한 결합은 반경부 충전재 영역(37)에서 스티프너(20)의 인성을 증가시키고, 이는 차례로 스티프너(20)의 인장강도를 증가시킨다.
앞서 설명한바와 같이, C-채널(22, 24)들과 캡(26) 및 베이스(28)(도 1-3)은 각각 테이프(50) 형태인 보강된 1방향 섬유들의 복수 플라이(44: 도 7참조)로부터 형성된다. 이하에서 보다 상세히 설명되듯이, 직물층(48)의 상부층은 채널(22, 24)들과 캡(26) 및 베이스(28)의 전체 측면을 덮거나, 또는 스티프너(20)의 중량을 최소화시키기 위하여 중요한 그러한 적용분야들에서 충전재(36)의 길이의 섹션을 따라서만 존재하는 패치를 포함할 수 있다. 직물층(48)과 접착제층(46)의 조합은, 보강요소 즉, 충전재(36)주위에 잠재적인 박리(delamination)방향에 저항하는 역할을 함으로써, 웹(34)의 양쪽 선단들에 강한 "T"섹션을 생성한다. 몇몇 실시예들에서, 반경부(35)의 영역에서 최대 인장력을 감소시키기 위하여 반경부(35)의 반경(R)(도 6)을 증가시키는 것이 바람직하고, 이에따라 스티프너(20)의 인장강도를 더 향상시키게 된다.
개시된 실시예들은, 캡과 베이스가 충전재와 인장강도의 개선이 필요한 공간을 형성하는 반경부 영역들을 교차하는 T자 또는 J자 또는 다른 단면형상의 기하구조와 같은 I자와 다른 단면을 갖는 스티프너들의 제조에 유리하게 채용될 수 있다.
충전재(36)를 접착제층(46)으로 감싸서 충전재(36)를 반경부 충전재 영역(37)에 설치하는 방법을 나타내는 도 9-11을 참조한다. 도 9에 도시된 바와같이, 접착제층(46)의 시이트 형태로된 층이, 반경부 충전재 영역(37)위에 위치되는데, 접착제층(46)의 시이트의 한쪽 가장자리가 플랜지(30)들의 한쪽 위에서 접선지점(62a)에서 시작한다. 다음, 접착제층(46)을 형성하는 시이트는 다른 접선지점(62b)에 도달할 때까지 반경부 충전재 영역(37)으로 밀려내려가고, 이어서 접착제층(46)의 나머지가 다른 쪽 플랜지(30)위로 걸쳐져서 제3의 접선지점(62c)를 덮는다. 접착제층(46)을 형성하는 시이트의 폭은, 나머지 길이(64)가 충전재(36)의 폭과 같거나 또는 더 크게 남도록 충분해야한다. 접착제층(46)의 나머지 길이(64)는, 도 11에 도시된 바와같이 충전재(36)너머로 겹쳐지고, 어떤 나머지 여분의 양(도시안됨)은 절단된다.
충전재(36)가 접착제층(46)으로 충분히 감싸지게되면, 캡(26)(또는 베이스(28))가 화살표(54)방향으로 안내되어, 후술하는 바와같이 스티프너(20)를 압축하고 함께 경화하기 위하여 사용되는 한 세트의 공구(도시안됨)를 이용하여 부품들이 조립됨에 따라 플랜지(30)(또는 32)및 충전재(36)와 접촉하게된다. 경화공정 동안에, 접착제층(46)은 직물층(48)내로 흘러나와서, 충전재(36)와 C-채널 (22, 24)들과 베이스(28) 및 캡(26) 사이에 강한 경계면 접합을 형성한다. 전술한 바와같이, 어떤 적용분야에서 복합재 섬유 직물층(48)과 접착제층(46)은 스티프너(20)의 전체 길이로 연장하고, 한편 다른 적용분야에서 직물층(48)과 접착제층(46)은, 예컨대 스티프너(20)상에서 인장하중이 특히 높은 영역들에서 스티프너(20)의 길이의 섹션을 따라서만 존재할 수 있다.
도 12를 참조하면, 어떤 적용분야에서, 접착제층(46)의 길이를 C-채널(22, 24)들과 베이스(28)(또는 캡(26))사이에서 접선지점(62a, b, c)(도 9) 너머서 직접적인 경계면 영역(56, 58, 60)으로 연장하는 것이 바람직할 수 있다. 이와같은 접착제층의 연장된 영역(56, 58, 60)들은 직접 마주보는 직물층(48)들을 접합하고, 또 반경부 충전재 영역(37)에서 스티프너(20)를 더 보강함으로써, 인장강도를 더 향상시킨다.
이제 도 13-15를 참조하는바, 이는 직물층(48)이 나누어 배치되는, 즉 패치로서 적용된 스티프너(20)를 성형하기 위하여 사용된 관련된 공구와 방법을 나타낸다. C-채널(22, 24)들은, 한쌍의 공구(62, 64)너머로 늘어뜨림(drape) 성형될 수 있다. 이어 복합재 직물 패치(48a, 48b)들은, 도 13에 가장 잘 도시된 바와같이 대응하는 C-채널(22, 24)들 너머로 적절한 영역들에 각각 위치된다. 몇몇 적용분야들에서, 직물 패치(48a, 48b)들은 서로 약간 어긋나게 되는 것이 바람직하다. 예컨대 도 13에 도시된 바와같이, 웹부위(34a)너머로 늘어뜨려진 직물 패치(48a)의 깊이(x)는 직물 패치(48b)의 깊이(y) 보다 작다. 마찬가지로, 도 14에 도시된 바와같이, 직물 패치(48a, 48b)들은 거리(z)만큼 길이방향으로 어긋나게 된다.
직물 패치(48a, 48b)들이 늘어뜨려져 형성된 C-채널(22, 24)들 너머로 위치된 후, 공구(62, 64)들이 서로 가압되어 웹부위(34a, 34b)들이 면접촉하도록 한다. 이때, 도 15에 도시된 바와같이, 접착제로 감싸진 충전재(36)가 반경부 충전재 영역(37)내에 위치되고, 이어 충전재(36)위에 제3직물 패치(48c)가 위치되어, 직물 패치(48a, 48b)들 위에 겹쳐진다. 이 예에서, 접착제층(48)은 충전재(36)의 전체길이의 일부 섹션 주위에만 감싸지지만, 다른 적용분야에서 접착제층(48)은 충전재(36)의 전체길이로 연장할 수 있다. 끝으로, 베이스(28)와 캡(26)이 설치되고, 그러면 전체 조립체는 진공 백에 넣어져서, 압축 및 경화를 위하여 오토클레이브(도시안됨)내에 투입된다.
도 16을 참조하여, 보강된 스티프너(20)를 제작하기위한 방법(88)의 단계들이 설명된다. 단계 70에서, 복합재 처리의 분야에서 알려진 임의의 여러 기술들을 사용하여 충전재(36)가 형성된다. 단계 72에서, 충전재(36)는 접착제층(46)으로 감싸지는바, 이는 충전재(36)의 각 측면 주위로 접착제층(46)을 싸줌으로써 이루어질수 있다.
단계 74에서 적층(lay-up)이 형성되는바, 이는 단계 76에 도시된 바와같이 적절한 공구 상에 복합재 테이프의 프리-프레그 층들을 적층하고, 이어서 단계 78에서 테이프 플라이들의 적층 위에 복합재 섬유 직물층(48)이 위치된다. 단계 80에서, 적층은 늘어뜨림 성형(drape forming) 또는 다른 기술들을 사용하여 C-채널 (22, 24)들로 형성된다.
다음, 접착제층(46)이 보강요소, 즉 충전재(36)의 경계들 너머로 연장하는 그러한 적용분야들에서, 단계 82에 도시된 바와같이, C-채널 (22, 24)들의 예비 성형체(preform)들에 접착제층으로된 경계면 영역(56, 58, 60)들이 추가될 수 있다.
단계 84에서, C-채널 (22, 24)들의 예비 성형체들과 접착제로 감싸진 충전재(36)가 적절한 공구 내에서 적층으로 조립된다. 다음, 단계 86에서 적층은 압축되고 경화되어 스티프너(20)를 완성한다.
이상에서 설명된 실시예들은, 특히 예컨대 항공, 해양 및 자동차 분야를 포함하는 수송분야에서 다양한 잠재적인 적용분야들에서 그 용도를 찾을 수 있을 것이다. 도 17과 18을 참조하면, 개시된 실시예들은 도 17에 도시된 바와같이 항공기 제조 및 서비스 방법(90) 및 도 18에 도시된 바와같은 항공기(92)의 관점에서 사용될 수 있다. 예비 생산공정 동안에, 예시적인 방법(90)은 항공기(92)의 사양서 및 설계(94)와 재료구입(96)을 포함할 수 있다. 생산공정 동안에, 부품 및 서브조립체 제조(98) 및 항공기(92)의 시스템 통합(100)이 이루어진다. 그런 다음, 항공기(92)는, 서비스(104)에 제공되기 위하여 인증 및 인도(102)를 거친다. 고객에 의하여 서비스에 제공되는 동안에, 항공기(92)는 통상적인 관리 및 점검(106)(개량, 개조, 재연마 등을 또한 포함할 수 있음)을 위하여 계획이 예정된다.
방법(90)의 각 공정들은, 시스템 통합자, 제3자 및/또는 조작자(예컨대 고객)에 의하여 실행되거나 이행될 수 있다. 이를 위하여, 시스템 통합자는, 임의숫자의 항공기 제작자들과 주요 시스템 하청업자들을 제한없이 포함할 수 있고; 제3자는 임의 숫자의 판매자들, 하청업자들 및 공급자들을 제한없이 포함할 수 있으며; 조작자는 항공회사, 임대회사, 군부대, 서비스기구 등일 수 있다.
도 18에 도시된 바와같이, 예시적인 방법(90)에 의하여 생산된 항공기(92)는 복수의 시스템(110)들과 내장(112)을 갖춘 기체(108)를 포함한다. 높은 수준의 시스템들의 예는 하나 이상의 추진시스템(114)과 전기시스템(116), 유압시스템 (118) 및 환경시스템(120)을 포함한다. 임의 숫자의 다른 시스템들이 포함될 수 있다. 비록 항공기의 예가 도시되었지만, 본 발명 개시의 원칙들은 해양 및 자동차 산업과 같은 다른 사업들에도 적용될 수 있다.
여기서 구체화된 시스템들과 방법들은, 생산 및 서비스 방법(90)의 하나 이상의 단계들 도중에 채용될 수 있다. 예컨대 제조 단계(98)에 대응하는 부품들 또는 서브조립체들은, 항공기(92)가 서비스에 제공되는 동안에 제조된 부품들 또는 서브조립체들과 유사한 방식으로 제작되거나 제조될 수 있다. 또한 하나 이상의 장치 실시예들, 방법 실시예들 또는 이들의 조합은 제조 단계(98, 100)들 동안에, 예컨대 실질적으로 조립을 촉진하거나 항공기(92)의 비용을 절감함으로써 활용될 수 있다. 마찬가지로, 하나 이상의 장치 실시예들, 방법 실시예들 또는 이들의 조합은 항공기(92)가 서비스에 제공되는 동안에, 예컨대 그리고 이에 한정됨이 없이 관리 및 점검(106)에 활용될 수 있다.
본 개시의 실시예들이 몇몇 예시적인 실시예들에 대하여 기술되었지만, 특정한 실시예들은 설명을 목적으로 한 것이고 한정하는 것은 아니며, 당업자들에게는 다른 변형예들이 생길 수 있음이 이해되어져야 한다.

Claims (10)

  1. 삭제
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 삭제
  5. 삭제
  6. 삭제
  7. 복합재 섬유테이프를 사용하여 각각이 플랜지와 반경부를 갖는 한쌍의 복합재 채널들을 형성하는 단계;
    각 채널의 반경부 너머로 복합재 섬유 직물층을 위치시키는 단계;
    복합재 섬유테이프를 사용하여 베이스를 형성하는 단계;
    적어도 베이스의 일부 부위 너머로 복합재 섬유 직물층을 위치시키는 단계;
    충전재 주위에 접착제층을 위치시키는 단계;
    채널들과 베이스를 조립하는 단계;
    채널들의 반경부들과 베이스 사이의 반경부 충전재 영역에 충전재와 접착제층을 위치시키는 단계; 및
    조립체를 경화하는 단계를 포함하는 복합재 스티프너의 제조방법.
  8. 제7항에 있어서, 상기 채널들과 베이스를 형성하는 단계는 각각, 1방향 보강섬유들을 갖는 복합재 테이프의 복수의 플라이들을 적층하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 복합재 스티프너의 제조방법.
  9. 제7항에 있어서, 상기 충전재 주위에 접착제층을 위치시키는 단계는, 상기 충전재를 접착제 시이트로 감싸줌으로써 수행되는 것을 특징으로 하는 복합재 스티프너의 제조방법.
  10. 제7항에 있어서, 상기 반경부 충전재 영역 바깥에서 C-채널들과 베이스 및 캡의 각각의 섹션들 상에 복합재 섬유 직물층을 위치시키는 단계;와
    상기 반경부 충전재 영역 바깥의 섹션들에서 복합재 섬유 직물층들 사이에 접착제층을 도입하는 단계를 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 복합재 스티프너의 제조방법.
KR1020107020519A 2008-05-16 2009-05-14 복합재 스티프너와 그 제조방법 KR101675167B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/122,124 2008-05-16
US12/122,124 US8540833B2 (en) 2008-05-16 2008-05-16 Reinforced stiffeners and method for making the same
PCT/US2009/044042 WO2009140555A2 (en) 2008-05-16 2009-05-14 Reinforced stiffeners and method for making the same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20110017843A KR20110017843A (ko) 2011-02-22
KR101675167B1 true KR101675167B1 (ko) 2016-11-10

Family

ID=41171228

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020107020519A KR101675167B1 (ko) 2008-05-16 2009-05-14 복합재 스티프너와 그 제조방법

Country Status (8)

Country Link
US (2) US8540833B2 (ko)
EP (1) EP2303560B1 (ko)
JP (1) JP5548192B2 (ko)
KR (1) KR101675167B1 (ko)
CN (1) CN102026798B (ko)
ES (1) ES2405583T3 (ko)
RU (1) RU2514747C2 (ko)
WO (1) WO2009140555A2 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20140135632A (ko) * 2013-05-16 2014-11-26 더 보잉 컴파니 복합재 구조물 및 그 제조방법

Families Citing this family (74)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
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
US8540833B2 (en) 2008-05-16 2013-09-24 The Boeing Company Reinforced stiffeners and method for making the same
BRPI0924616A2 (pt) 2009-06-11 2016-03-01 Saab Ab junta compósita para estrutura de avião
WO2010144007A1 (en) * 2009-06-11 2010-12-16 Saab Ab Nano-reinforced radius filler for an aircraft structure and a method of producing an aircraft structure comprising such filler
FR2953092B1 (fr) * 2009-11-25 2011-12-16 European Aeronautic Defence & Space Co Eads France Raidisseur electro-structural en materiau composite
ES2364615B1 (es) * 2010-02-17 2012-09-17 Airbus Operations, S.L. Proceso de fabricación de larguerillos para la estructura de una aeronave y producto obtenido.
DE102010003114A1 (de) * 2010-03-22 2011-09-22 Repower Systems Ag Stegverbindung
GB201016279D0 (en) * 2010-09-28 2010-11-10 Airbus Operations Ltd Stiffener run-out
US9140283B2 (en) * 2010-11-12 2015-09-22 Raytheon Company Adhesively-bonded structural composite joint utilizing shoulder-centered sleeves
GB2486231B (en) * 2010-12-07 2013-04-03 Gkn Aerospace Services Ltd Composite structure
FR2970432B1 (fr) * 2011-01-19 2013-02-08 Skf Aerospace France Ferrure multi-branche en materiau composite et procede de fabrication d'une telle ferrure multi-branche
US8776375B2 (en) * 2011-05-19 2014-07-15 The Boeing Company Aircraft structure for high capacity pull off
US8763253B2 (en) 2011-05-19 2014-07-01 The Boeing Company Vertical laminate noodle for high capacity pull-off for a composite stringer
EP2955006B1 (en) * 2011-06-03 2018-11-14 Cytec Technology Corp. Method of using a resin coated radius fillers
FR2977186B1 (fr) * 2011-07-01 2014-08-22 Daher Aerospace Procede de renforcement local d'un panneau composite a renfort fibreux et panneau obtenu par un tel procede
JP6009236B2 (ja) * 2011-08-10 2016-10-19 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 複合ストリンガの高能力プルオフのための垂直積層ヌードル
US8591685B2 (en) * 2011-10-27 2013-11-26 The Boeing Company Method and apparatus for producing composite fillers
FR2984274B1 (fr) * 2011-12-15 2014-06-27 Airbus Operations Sas Poutre securisee, en particulier cadre fort de fuselage, ainsi que fuselage d'aeronef equipe de tels cadres
US8703269B2 (en) * 2012-02-14 2014-04-22 Gulfstream Aerospace Corporation Reinforced composite structures for aircrafts and methods for making the same
US9359078B2 (en) * 2012-03-28 2016-06-07 B/E Aerospace, Inc. Aircraft galley monument structure
EP2666622B1 (en) 2012-05-22 2017-04-12 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Skin-stiffener transition assembly, method of manufacture and application of said skin-stiffener transition assembly
US9352822B2 (en) * 2012-05-30 2016-05-31 The Boeing Company Bonded composite airfoil
US8758879B2 (en) * 2012-06-24 2014-06-24 The Boeing Company Composite hat stiffener, composite hat-stiffened pressure webs, and methods of making the same
US9616594B2 (en) * 2012-08-06 2017-04-11 The Boeing Company Radius fillers for composite structures, composite structures that include radius fillers, and systems and methods of forming the same
JP5945209B2 (ja) * 2012-10-25 2016-07-05 株式会社Ihi 円筒状ケース及び円筒状ケースの製造方法
US9370921B2 (en) * 2012-11-01 2016-06-21 The Boeing Company Composite radius fillers and methods of forming the same
US9327470B1 (en) 2012-12-05 2016-05-03 The Boeing Company Variable-radius laminated radius filler and system and method for manufacturing same
US8973871B2 (en) * 2013-01-26 2015-03-10 The Boeing Company Box structures for carrying loads and methods of making the same
US9463880B2 (en) * 2013-02-07 2016-10-11 The Boeing Company Method and system of making composite structures having gap fillers with chopped fiber material
CN103434638A (zh) * 2013-09-16 2013-12-11 哈尔滨工业大学 复合材料机翼中梁与加强肋的混合连接方法
US10144203B2 (en) * 2013-10-03 2018-12-04 The Boeing Company Pre-formed thermoplastic filler for thermoset structure
CN103522555B (zh) * 2013-10-25 2016-05-25 重庆大学 一种复合材料工字梁的整体成型制造方法
EP2889127B1 (en) * 2013-12-27 2020-02-05 Airbus Operations S.L. Manufacturing method of a stiffener element
US9827710B2 (en) * 2014-02-04 2017-11-28 The Boeing Company Radius filler and method of manufacturing same
US9566739B2 (en) 2014-02-18 2017-02-14 The Boeing Company Composite filler
US10065366B2 (en) * 2014-05-27 2018-09-04 The Boeing Company Folded composite filler
US10040274B2 (en) 2014-06-17 2018-08-07 The Boeing Company Pre-filled radius layups
US9475256B2 (en) * 2014-07-10 2016-10-25 The Boeing Company Composite filler
US9440414B2 (en) 2014-07-25 2016-09-13 The Boeing Company Fabric jacketed unidirectional noodle
US9517606B2 (en) * 2014-08-06 2016-12-13 The Boeing Company Composite structure and method of forming thereof
US10232572B2 (en) * 2014-08-27 2019-03-19 The Boeing Company Composite filler forming apparatus
BE1022462B1 (fr) * 2014-09-12 2016-04-07 Techspace Aero S.A. Carter composite de compresseur basse pression de turbomachine axiale
US10449734B2 (en) * 2014-09-18 2019-10-22 Alenia Aermacchi S.P.A. Methods for manufacturing elongated structural elements of composite material
US9592651B2 (en) * 2014-09-30 2017-03-14 The Boeing Company Composite structures having reduced area radius fillers and methods of forming the same
US9850102B2 (en) 2014-10-20 2017-12-26 The Boeing Company Devices and methods for handling radius fillers
US9637354B2 (en) 2014-10-20 2017-05-02 The Boeing Company Devices and methods for handling radius fillers
US20170320275A1 (en) * 2014-10-30 2017-11-09 Lm Wp Patent Holding A/S Manufacture of i-shaped shear web
US9914549B2 (en) 2015-02-23 2018-03-13 The Boeing Company Method, system and apparatus for assembling a composite wing skin with stiffeners
US10513101B2 (en) 2015-03-13 2019-12-24 The Boeing Company Apparatuses and methods for creating layered tape composite structures
JP6502719B2 (ja) * 2015-03-26 2019-04-17 株式会社Ｓｕｂａｒｕ 航空機構造体、航空機構造体の製造方法及び航空機構造体の設計情報の作成方法
FR3036060B1 (fr) 2015-05-12 2017-04-28 Aircelle Sa Piece en materiau composite comportant un raidisseur en t et procede de fabrication d'une telle piece
RU2595692C1 (ru) * 2015-05-18 2016-08-27 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" (АО "ОНПП "Технология" им.А.Г.Ромашина") Узел соединения конструкций из композиционных материалов
ES2656774T3 (es) * 2015-06-03 2018-02-28 Tusas-Türk Havacilik Ve Uzay Sanayii A.S. Estructura estratificada curvada
RU2599661C1 (ru) * 2015-07-28 2016-10-10 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Способ изготовления композитного элемента жесткости
US9463864B1 (en) 2015-07-28 2016-10-11 The Boeing Company Radius filler containing vertical ply stacks and thin plies
US20170029577A1 (en) 2015-07-29 2017-02-02 The Boeing Company Noodle Comprised of a Matrix of Discontinuous Filaments
US20170036375A1 (en) 2015-08-07 2017-02-09 Hexcel Corporation Multi-sectional composite tooling
US9809297B2 (en) * 2015-08-26 2017-11-07 The Boeing Company Structures containing stiffeners having transition portions
KR101743091B1 (ko) * 2015-10-20 2017-06-02 주식회사 영원무역 원단접합 구조 및 이를 포함하는 원단가공품
FR3043355B1 (fr) * 2015-11-06 2017-12-22 Safran Procede de fabrication d'une piece en materiau composite comprenant un corps solidaire d'une ou plusieurs plates-formes
RU2613912C1 (ru) * 2016-01-21 2017-03-22 Владимир Александрович Грибановский Способ изготовления усиленного элемента жесткости из композиционного материала
US10329030B2 (en) * 2016-03-04 2019-06-25 The Boeing Company Conductive radius filler system and method
CN106182806A (zh) * 2016-07-11 2016-12-07 威海光威复合材料股份有限公司 纤维增强复合材料横梁的制备方法
US10668683B2 (en) * 2016-09-15 2020-06-02 The Boeing Company Gap fillers for composite materials
US10046525B2 (en) 2016-09-30 2018-08-14 The Boeing Company Advanced variable radius laminated composite radius filler
RU2660848C1 (ru) * 2017-04-24 2018-07-10 Владимир Александрович Грибановский Способ изготовления усиленного элемента жёсткости из композиционного материала
EP3658767B1 (en) * 2017-07-27 2022-12-14 Vestas Wind Systems A/S Web foot for a shear web
US10875625B2 (en) 2017-08-23 2020-12-29 The Boeing Company Co-cured spar and stringer center wing box
US10927710B2 (en) 2018-09-26 2021-02-23 Raytheon Technologies Corporation Blade outer air seal laminate T-joint
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing
ES2906760T3 (es) * 2019-02-19 2022-04-20 Muelles Y Ballestas Hispano Alemanas Projects S L Panel rigidizado en materiales compuestos y procedimiento de fabricación de dicho panel
JP7322588B2 (ja) * 2019-08-19 2023-08-08 株式会社豊田自動織機 繊維構造体及び繊維強化複合材
CN112895520A (zh) * 2021-01-15 2021-06-04 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 飞机舵面复合材料双向加强结构及成型方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007119371A1 (ja) * 2006-03-15 2007-10-25 Toray Industries, Inc. プリフォームの製造方法および製造装置

Family Cites Families (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3025208A (en) * 1957-08-01 1962-03-13 Robert F Geiger Apparatus for metal adhesive bonding
US3071217A (en) * 1960-01-15 1963-01-01 Avro Aircraft Ltd Vibration damping in sheet metal structures
US3578544A (en) * 1968-01-18 1971-05-11 Phillips Petroleum Co Reinforced microporous laminates
US4113910A (en) * 1977-04-27 1978-09-12 Rockwell International Corporation Composite load coupler for reinforcing composite structural joints
US4151031A (en) * 1977-07-05 1979-04-24 General Dynamics Corporation Apparatus for continuously forming composite shapes
US4109435A (en) * 1977-08-26 1978-08-29 Rockwell International Corporation Composite structural joint and method of fabrication thereof
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
US4206895A (en) * 1978-03-30 1980-06-10 Olez Nejat A Loop-tension joint
US4331723A (en) * 1980-11-05 1982-05-25 The Boeing Company Advanced composite
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
US4966802A (en) * 1985-05-10 1990-10-30 The Boeing Company Composites made of fiber reinforced resin elements joined by adhesive
US4968802A (en) * 1985-10-01 1990-11-06 Eli Lilly And Company Process of making alkoxy cycloalkanol esters of dihydrolysergic acid
DE3614618A1 (de) * 1986-04-30 1987-11-05 Messerschmitt Boelkow Blohm Schalenstruktur aus faserverstaerktem kunststoff
US4783228A (en) * 1986-07-03 1988-11-08 Lockheed Corporation Method of bonding metal skins to internal support structures
JPH0436905Y2 (ko) * 1987-02-03 1992-08-31
JPH0790605B2 (ja) * 1987-09-16 1995-10-04 三菱重工業株式会社 複合材製桁材のジョイント部補強用繊維構造体およびその製造方法
US5026595A (en) * 1989-11-09 1991-06-25 Techniweave, Inc. Woven gap filler for use in the lay-up of composite plastic structural units
US5262595A (en) * 1990-07-25 1993-11-16 Ngk Insulators, Ltd. Dielectric ceramic body including TiO2 dispersion in crystallized cordierite matrix phase, method of producing the same, and circuit board using the same
JPH05459A (ja) * 1991-01-25 1993-01-08 Hitachi Ltd 繊維強化樹脂複合材料を用いた構造部材
JP3314561B2 (ja) * 1994-11-30 2002-08-12 松下電器産業株式会社 スクロール圧縮機
US5556496A (en) * 1995-01-10 1996-09-17 Sumerak; Joseph E. Pultrusion method for making variable cross-section thermoset articles
US5556565A (en) * 1995-06-07 1996-09-17 The Boeing Company Method for composite welding using a hybrid metal webbed composite beam
US5842317A (en) * 1996-02-07 1998-12-01 Mcdonnell Douglas Corporation Crack arresting structure
US5833786A (en) * 1996-05-16 1998-11-10 The Boeing Company Titanium radius filler for use in composite interfaces
US5639535A (en) * 1996-06-06 1997-06-17 The Boeing Company Composite interleaving for composite interfaces
US5848767A (en) * 1996-08-05 1998-12-15 The Boeing Company One piece spacecraft frame
JP3400399B2 (ja) * 2000-01-11 2003-04-28 株式会社ジャムコ Ｆｒｐ製ｈ形部材の連続成形装置
WO2001062495A2 (en) * 2000-02-25 2001-08-30 The Boeing Company Laminated composite radius filler
GB0022589D0 (en) 2000-09-14 2000-11-01 Bae Systems Plc Composite joints
US7052572B2 (en) * 2001-08-01 2006-05-30 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Method for manufacturing a structure
US6648273B2 (en) * 2001-10-30 2003-11-18 The Boeing Company Light weight and high strength fuselage
US20030175520A1 (en) * 2002-03-13 2003-09-18 Grutta James T. Formed composite structural members and methods and apparatus for making the same
JP2004076805A (ja) * 2002-08-12 2004-03-11 Toyota Motor Corp 衝撃エネルギー吸収用複合材料及び衝撃エネルギー吸収方法
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
FR2844742B1 (fr) * 2002-09-25 2005-04-29 Pechiney Rhenalu Feuilles composites stratifiees aluminium-fibres de verre
JP2004338465A (ja) * 2003-05-14 2004-12-02 Murata Mach Ltd コーナーフィーラー及びコーナーフィーラーを充填した構造体及びコーナーフィーラーの製造方法
US7159822B2 (en) * 2004-04-06 2007-01-09 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7134629B2 (en) * 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7080805B2 (en) * 2004-05-05 2006-07-25 The Boeing Company Stiffened structures and associated methods
CA2616456C (en) * 2005-07-25 2015-05-26 Tlv Co., Ltd. Device management method, analysis system used for the device management method, data structure used in management database and maintenance inspection support apparatus used for the device management method
US7469735B2 (en) * 2005-08-03 2008-12-30 The Boeing Corporation Composite structural element fabricating device and method
US20070095475A1 (en) * 2005-11-01 2007-05-03 L&L Products, Inc. Adhesive material and method of using same
JP4977543B2 (ja) 2007-07-20 2012-07-18 日本電気通信システム株式会社 制御装置、制御システム、制御方法及び制御プログラム
US8540833B2 (en) 2008-05-16 2013-09-24 The Boeing Company Reinforced stiffeners and method for making the same

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007119371A1 (ja) * 2006-03-15 2007-10-25 Toray Industries, Inc. プリフォームの製造方法および製造装置

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20140135632A (ko) * 2013-05-16 2014-11-26 더 보잉 컴파니 복합재 구조물 및 그 제조방법
KR102230406B1 (ko) 2013-05-16 2021-03-22 더 보잉 컴파니 복합재 구조물 및 그 제조방법

Also Published As

Publication number Publication date
WO2009140555A3 (en) 2009-12-30
JP2011520690A (ja) 2011-07-21
RU2010149945A (ru) 2012-06-27
US20090317587A1 (en) 2009-12-24
EP2303560B1 (en) 2013-01-30
ES2405583T3 (es) 2013-05-31
US8540833B2 (en) 2013-09-24
WO2009140555A2 (en) 2009-11-19
US20130309443A1 (en) 2013-11-21
JP5548192B2 (ja) 2014-07-16
EP2303560A2 (en) 2011-04-06
CN102026798A (zh) 2011-04-20
CN102026798B (zh) 2013-07-24
US9981444B2 (en) 2018-05-29
RU2514747C2 (ru) 2014-05-10
KR20110017843A (ko) 2011-02-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101675167B1 (ko) 복합재 스티프너와 그 제조방법
US9302759B2 (en) Flexible truss frame and method of making the same
US9359060B2 (en) Laminated composite radius filler with geometric shaped filler element and method of forming the same
KR102030192B1 (ko) 복합재 만곡부 충전부 및 이를 제조하는 방법물
KR101837217B1 (ko) 일체화된 보강부재를 갖는 복합 구조물 그 제조 방법
RU2646400C2 (ru) Способ и система изготовления композитных конструкций с заполнителями зазора из материала на основе рубленого волокна
EP2689918B1 (en) Laminated composite bending and stiffening members with reinforcement by inter-laminar metal sheets
US9114588B2 (en) Skin-stiffener transition assembly, method of manufacture and application of said skin-stiffener transition assembly
EP3138769B1 (en) Radius filler containing vertical ply stacks and thin plies
US8955290B2 (en) Sandwich structure having arrestment feature
US8070901B2 (en) Method of manufacturing an elongate structural element configured for stiffening a shell structure, and a method for manufacturing a rigid shell structure integrated with at least one elongate stiffening element
US20100038030A1 (en) Advanced composite aerostructure article having a braided co-cured fly away hollow mandrel and method for fabrication
US20110311782A1 (en) Planar component of an aircraft and method for producing the same
US20210001572A1 (en) Composite material, method for manufacturing composite material, and method for curing composite material

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant