RU2008121601A - Способ задания размеров и создания усиленных структурных компонентов, использования датчиков структурного состояния и летательный аппарат - Google Patents
Способ задания размеров и создания усиленных структурных компонентов, использования датчиков структурного состояния и летательный аппарат Download PDFInfo
- Publication number
- RU2008121601A RU2008121601A RU2008121601/11A RU2008121601A RU2008121601A RU 2008121601 A RU2008121601 A RU 2008121601A RU 2008121601/11 A RU2008121601/11 A RU 2008121601/11A RU 2008121601 A RU2008121601 A RU 2008121601A RU 2008121601 A RU2008121601 A RU 2008121601A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- component
- structural
- reinforcing
- components
- shell component
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract 21
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims abstract 31
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract 4
- 230000007547 defect Effects 0.000 claims 4
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims 1
- 239000003292 glue Substances 0.000 claims 1
- 239000013307 optical fiber Substances 0.000 claims 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 claims 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
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
-
- 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
- B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Transportation (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
1. Способ задания размеров и создания усиленных структурных компонентов, включающий в себя по меньшей мере один оболочечный компонент (6) и по меньшей мере один усиливающий компонент (40), который может быть с ним соединен, ! причем оболочечному компоненту (6) и по меньшей мере одному усиливающему компоненту (40) заданы размеры с учетом заранее определенного коэффициента безопасности и/или заранее определенного интервала проверки структурного состояния, при котором не должно быть превышено заранее определенное максимальное развитие трещины в оболочечном компоненте (6), и/или прочность структурного компонента не должна упасть ниже заранее определенной минимальной остаточной прочности, ! отличающийся тем, что этому структурному компоненту заданы размеры в предположении неповрежденности по меньшей мере одного усиливающего компонента (40) и для обнаружения неповрежденности по меньшей мере один усиливающий компонент оборудован по меньшей мере одним датчиком (30) структурного состояния. ! 2. Способ по п.1, в котором способ включает в себя по меньшей мере один из следующих этапов: ! а. определение значений нагрузки, действующей на структурный компонент, ! b. установление положений крепления и/или числа усиливающих компонентов (40), соединенных с оболочечным компонентом (6), ! с. установление прочностей (42) материала оболочечного компонента (6) и по меньшей мере одного усиливающего компонента, ! d. вычисление развития трещины, происходящего в оболочечном компоненте (6), с учетом значений нагрузки и/или заранее определенного интервала проверки состояния и/или количества и положений крепления усиливающих компонентов (40) и/или прочн
Claims (19)
1. Способ задания размеров и создания усиленных структурных компонентов, включающий в себя по меньшей мере один оболочечный компонент (6) и по меньшей мере один усиливающий компонент (40), который может быть с ним соединен,
причем оболочечному компоненту (6) и по меньшей мере одному усиливающему компоненту (40) заданы размеры с учетом заранее определенного коэффициента безопасности и/или заранее определенного интервала проверки структурного состояния, при котором не должно быть превышено заранее определенное максимальное развитие трещины в оболочечном компоненте (6), и/или прочность структурного компонента не должна упасть ниже заранее определенной минимальной остаточной прочности,
отличающийся тем, что этому структурному компоненту заданы размеры в предположении неповрежденности по меньшей мере одного усиливающего компонента (40) и для обнаружения неповрежденности по меньшей мере один усиливающий компонент оборудован по меньшей мере одним датчиком (30) структурного состояния.
2. Способ по п.1, в котором способ включает в себя по меньшей мере один из следующих этапов:
а. определение значений нагрузки, действующей на структурный компонент,
b. установление положений крепления и/или числа усиливающих компонентов (40), соединенных с оболочечным компонентом (6),
с. установление прочностей (42) материала оболочечного компонента (6) и по меньшей мере одного усиливающего компонента,
d. вычисление развития трещины, происходящего в оболочечном компоненте (6), с учетом значений нагрузки и/или заранее определенного интервала проверки состояния и/или количества и положений крепления усиливающих компонентов (40) и/или прочностей материала (42) оболочечного компонента (6) и/или усиливающих компонентов (40),
е. вычисление требуемого интервала проверки структурного состояния как показателя интервала между временами безопасно проверяемой длины трещины и критической длины трещины и установленного коэффициента безопасности,
f. изменение прочностей (42) материала и/или положений крепления и/или количества усиливающих компонентов (40) структурного компонента для применения требуемого интервала проверки структурного состояния к заранее определенному интервалу проверки состояния, используя предшествующие этапы,
g. создание структурного компонента посредством соединения усиливающих компонентов (40), которым заданы размеры в соответствии с предшествующими этапами, с оболочечным компонентом (6), в частности, посредством приклепывания, сварки, клея, слоистых и/или винтовых соединений и подобного, и
h. оборудование по меньшей мере одного усиливающего компонента по меньшей мере одним датчиком (30) структурного состояния.
3. Способ по п.2, в котором этап е. по п.2 заменен следующим этапом:
е'. вычисление требуемого интервала проверки структурного состояния как показателя продолжительности до достижения критической остаточной прочности и установленного коэффициента безопасности.
4. Способ по любому из предшествующих пунктов, в котором структурный компонент используют в летательном аппарате.
5. Способ по п.1, в котором структурный компонент используют в пассажирском летательном аппарате.
6. Способ по п.5, в котором оболочечный компонент (6) используют как внешнюю обшивку или как часть внешней обшивки пассажирского летательного аппарата.
7. Способ по п.6, в котором по меньшей мере один усиливающий компонент является продольным усилителем (стрингером (8)) внешней обшивки пассажирского летательного аппарата.
8. Способ по п.6, в котором по меньшей мере один усиливающий компонент является продольным усилителем (нервюрой) внешней обшивки пассажирского летательного аппарата.
9. Способ по п.1, в котором датчики структурного состояния являются электрическими разрывными проводами, вакуумными датчиками и/или оптическими волокнами или подобным.
10. Способ по п.1, в котором множество датчиков структурного состояния скомпонованы в различных местоположениях по меньшей мере одного усиливающего элемента.
11. Способ по п.1, в котором датчики структурного состояния соединены со средствами для записи, оценки и/или передачи состояний усиливающих элементов.
12. Способ по п.11, в котором средства для записи, оценки и/или передачи состояний усиливающих элементов являются одним или несколькими устройствами обработки данных, в частности устройствами авионики.
13. Способ по п.12, в котором устройства обработки данных при событии обнаружения дефекта одного или нескольких усиливающих элементов сохраняют указанный дефект в форме данных на носителе информации и/или передают его на дополнительное устройство обработки данных.
14. Способ по п.13, в котором экипаж летательного аппарата и/или наземный персонал может быть проинформирован, в частности, визуально или акустически о дефекте посредством выдачи сохраненных и/или переданных данных подходящим средством вывода.
15. Способ по п.14, в котором экипаж летательного аппарата и/или наземный персонал информируют немедленно после возникновения дефекта и/или в более поздний момент во времени.
16. Использование датчиков структурного состояния для обнаружения неповрежденности одного или нескольких усиливающих компонентов (40) структурного компонента, причем усиливающий компонент или компоненты (40) могут быть связаны с оболочечным компонентом (60),
в котором структурному компоненту так заданы размеры, что заранее определенное максимальное развитие трещины в оболочечном компоненте (40) не превышается и/или прочность структурного компонента не падает ниже заранее определенной минимальной остаточной прочности в пределах заранее определенного интервала проверки структурного состояния,
отличающееся тем, что структурному компоненту заданы размеры в предположении о неповрежденных усиливающих компонентах (40) и для обнаружения неповрежденности по меньшей мере один усиливающий компонент оборудован по меньшей мере одним датчиком (30) структурного состояния.
17. Использование по п.16, в котором датчик структурного состояния использован на летательном аппарате, в частности пассажирском летательном аппарате, чьим структурным компонентам заданы размеры и они созданы по меньшей мере частично в соответствии с по меньшей мере одним из пп.1-15.
18. Летательный аппарат, в частности пассажирский летательный аппарат, с усиленными структурными компонентами, которые имеют оболочечный компонент (6), который может быть соединен по меньшей мере с одним усиливающим компонентом (40),
в котором оболочечному компоненту (6) и по меньшей мере одному усиливающему компоненту (40) заданы размеры с учетом заранее определенного коэффициента безопасности и/или заранее определенного интервала проверки структурного состояния, при котором не должно быть превышено заранее определенное максимальное развитие трещины в оболочечном компоненте, и/или прочность структурного компонента не должна упасть ниже заранее определенной минимальной остаточной прочности,
отличающийся тем, что структурным компонентам заданы размеры в предположении неповрежденности по меньшей мере одного усиливающего компонента и причем для обнаружения неповрежденности, по меньшей мере один усиливающий элемент оборудован по меньшей мере одним датчиком (30) структурного состояния.
19. Летательный аппарат по п.18, отличающийся тем, что структурные компоненты созданы в соответствии со способом согласно по меньшей мере одному из пп.1-15.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102005063073A DE102005063073A1 (de) | 2005-12-29 | 2005-12-29 | Verfahren zum Dimensionieren und Herstellen versteifter Strukturbauteile, Verwendung von Strukturzustandssensoren sowie Fluggerät |
| DE102005063073.1 | 2005-12-29 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008121601A true RU2008121601A (ru) | 2009-12-10 |
| RU2407670C2 RU2407670C2 (ru) | 2010-12-27 |
Family
ID=38068965
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008121601/11A RU2407670C2 (ru) | 2005-12-29 | 2006-12-15 | Способ задания размеров и создания усиленных структурных компонентов, применение датчиков структурного состояния и летательный аппарат |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7913568B2 (ru) |
| EP (1) | EP1968851B1 (ru) |
| JP (1) | JP2009521365A (ru) |
| CN (1) | CN101346275B (ru) |
| BR (1) | BRPI0620853A2 (ru) |
| CA (1) | CA2626169C (ru) |
| DE (1) | DE102005063073A1 (ru) |
| RU (1) | RU2407670C2 (ru) |
| WO (1) | WO2007074084A2 (ru) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8577657B2 (en) | 2008-12-29 | 2013-11-05 | Airbus Operations S.L. | Methods for estimating the effect of variations of design variables on the weight of an aircraft component |
| EP2759467B1 (en) * | 2013-01-24 | 2016-10-19 | Airbus Operations GmbH | Aircraft frame and method of mounting two fuselage segments |
| CN104570734B (zh) * | 2014-12-18 | 2016-01-27 | 北京控制工程研究所 | 一种基于一阶特征模型的全系数自适应控制方法 |
| CN110705153B (zh) * | 2019-09-24 | 2023-09-05 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种无人机多阶安全系数取值方法 |
| CN114492145B (zh) * | 2022-03-31 | 2022-08-09 | 江铃汽车股份有限公司 | 一种基于cae的结构件静强度分析方法及系统 |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4336595A (en) * | 1977-08-22 | 1982-06-22 | Lockheed Corporation | Structural life computer |
| US4179940A (en) * | 1978-10-02 | 1979-12-25 | Conoco, Inc. | Structural failure detection method |
| US5182449A (en) * | 1990-02-06 | 1993-01-26 | The Boeing Corporation | System and method for structural monitoring using optical imaging of fiber sensors |
| US5065630A (en) * | 1990-06-12 | 1991-11-19 | Grumman Aerospace Corporation | Integrated system for aircraft crack detection |
| US5142141A (en) * | 1990-09-19 | 1992-08-25 | The Boeing Company | Crack growth measurement network with primary and shunt optical fibers |
| US5184516A (en) * | 1991-07-31 | 1993-02-09 | Hughes Aircraft Company | Conformal circuit for structural health monitoring and assessment |
| US5816530A (en) * | 1996-10-09 | 1998-10-06 | Northrop Grumman Corporation | Structural life monitoring system |
| AU6760898A (en) * | 1997-03-13 | 1998-09-29 | Jentek Sensors, Inc. | Magnetometer detection of fatigue damage in aircraft |
| US5969260A (en) * | 1998-03-30 | 1999-10-19 | Mcdonnell Douglas Corporation | Remotely interrogatable apparatus and method for detecting defects in structural members |
| GB9808668D0 (en) * | 1998-04-24 | 1998-06-24 | Smiths Industries Plc | Monitoring |
| DE19844035C1 (de) * | 1998-09-25 | 1999-11-25 | Daimler Chrysler Aerospace | Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung |
| JP2000186944A (ja) * | 1998-12-21 | 2000-07-04 | Takenaka Komuten Co Ltd | 自己検知機能あるいは自己修復機能を有する構造物及び構造部材 |
| 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 |
| US6526821B1 (en) * | 2001-07-18 | 2003-03-04 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Airfoil shaped flow angle probe |
| US6799463B2 (en) * | 2001-11-02 | 2004-10-05 | The Boeing Company | Method and system for automated fatigue and structural analysis of an element |
| GB2414809A (en) * | 2003-01-23 | 2005-12-07 | Jentek Sensors Inc | Damage tolerance using adaptive model-based methods |
| DE10350974B4 (de) * | 2003-10-30 | 2014-07-17 | Hottinger Baldwin Messtechnik Gmbh | Aufnehmerelement, Vorrichtung zur Feststellung von Belastungen an Faserverbundwerkstoffbauteilen und Herstellungsverfahren für die Vorrichtung |
| JP4216202B2 (ja) * | 2004-01-26 | 2009-01-28 | 三菱電機株式会社 | リブ構造体およびその構造体の製造方法 |
-
2005
- 2005-12-29 DE DE102005063073A patent/DE102005063073A1/de not_active Withdrawn
-
2006
- 2006-12-15 CN CN2006800492921A patent/CN101346275B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-15 EP EP06841380A patent/EP1968851B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-15 US US12/094,841 patent/US7913568B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-15 JP JP2008547939A patent/JP2009521365A/ja active Pending
- 2006-12-15 CA CA2626169A patent/CA2626169C/en not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-15 RU RU2008121601/11A patent/RU2407670C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-12-15 WO PCT/EP2006/069762 patent/WO2007074084A2/en active Application Filing
- 2006-12-15 BR BRPI0620853-3A patent/BRPI0620853A2/pt not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US7913568B2 (en) | 2011-03-29 |
| CN101346275B (zh) | 2012-06-06 |
| RU2407670C2 (ru) | 2010-12-27 |
| CA2626169A1 (en) | 2007-07-05 |
| US20090090813A1 (en) | 2009-04-09 |
| DE102005063073A1 (de) | 2007-07-12 |
| BRPI0620853A2 (pt) | 2011-11-22 |
| EP1968851A2 (en) | 2008-09-17 |
| WO2007074084A3 (en) | 2007-08-30 |
| CA2626169C (en) | 2011-05-24 |
| WO2007074084B1 (en) | 2007-10-11 |
| EP1968851B1 (en) | 2012-06-27 |
| JP2009521365A (ja) | 2009-06-04 |
| WO2007074084A2 (en) | 2007-07-05 |
| CN101346275A (zh) | 2009-01-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2008121601A (ru) | Способ задания размеров и создания усиленных структурных компонентов, использования датчиков структурного состояния и летательный аппарат | |
| EP1417464B1 (en) | Structural monitoring system for helicopter rotor components | |
| US20110112775A1 (en) | Method and device for monitoring an aircraft structure | |
| JP7166426B2 (ja) | 繊維強化複合材料の健全性評価装置と方法 | |
| CN101357688B (zh) | 改善的紧急事件信号台 | |
| JPH0854330A (ja) | 構造物の破壊荷重の予測的特定法 | |
| US20100131211A1 (en) | Methods and systems for verifying sensor bond integrity and structures employing such systems | |
| US3956731A (en) | Detection apparatus for structural failure in aircraft employing piezoelectric transducers | |
| JPS5830899A (ja) | 航空機構造体の完全性評価システム | |
| Baker et al. | Proposed through-life management approaches for adhesively bonded repair of primary structures | |
| EP2281224B1 (en) | Procedure for the prognostic of a structure subject to loads | |
| KR20160112914A (ko) | 설치 이전에 부분적으로 경화된 보수용 패치를 검사하기 위한 방법 및 어셈블리 | |
| JP2000146746A (ja) | 損傷・破損箇所検出装置 | |
| US10071817B2 (en) | Indication bolt for monitoring adhesive bonds in structural elements | |
| CN105730331B (zh) | 货车车厢的状态监控系统和方法 | |
| RU2315274C1 (ru) | Способ измерения нагрузок, действующих на крыло летательного аппарата в полете, и устройство для его осуществления | |
| US20230144658A1 (en) | Monitoring system, aircraft, and monitoring method | |
| Leseur | Experimental Investigations of Material Models for Ti-6 A 1-4 V and 2024-T 3 | |
| Fricke et al. | Consideration of crack propagation behaviour in the design of cyclic loaded structures | |
| DE102007026741A1 (de) | Versteifte Schalenstruktur mit integrierter Überwachung des Beschädigungszustands und Verfahren zur Überwachung des Beschädigungszustands | |
| CN116718670A (zh) | 一种利用模拟压力检测轨道车辆复合材料车头罩的方法 | |
| Murray et al. | Acoustic emission--an application in the proof pressure testing of aircraft structures | |
| JPH09196802A (ja) | 与圧機体等の空気等漏洩監視，記録システム | |
| JOST | A review of Australian and New Zealand investigations on aeronautical fatigue during the period April 1989 to March 1991(Aircraft Structures Report) | |
| PRINZ | Interlaminar delamination growth of graphite/epoxy composites under consideration of cyclic energy release rates for life prediction |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171216 |