RU2009132509A - Конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и способ ее изготовления - Google Patents
Конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и способ ее изготовления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2009132509A RU2009132509A RU2009132509/11A RU2009132509A RU2009132509A RU 2009132509 A RU2009132509 A RU 2009132509A RU 2009132509/11 A RU2009132509/11 A RU 2009132509/11A RU 2009132509 A RU2009132509 A RU 2009132509A RU 2009132509 A RU2009132509 A RU 2009132509A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- closed structure
- panel
- mandrel
- composite material
- stiffeners
- Prior art date
Links
Classifications
-
- 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
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
Abstract
1. Замкнутая конструкция (1) из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, сформованная на оправке (2), причем упомянутая конструкция (1) содержит внешнюю панель (3) и множество продольных ребер жесткости (4) внутри упомянутой внешней панели (3), отличающаяся тем, что коэффициент расширения оправки (2) является большим, чем коэффициент расширения композиционного материала конструкции (1), обеспечивая в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1) образование между внешней панелью (3) и оправкой (2) зазора (10), который позволяет отделять конструкцию (1) от оправки (2). ! 2. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что оправка (2) содержит герметичный трубчатый элемент (81), на котором размещено множество отделяемых элементов (82). ! 3. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что внешняя панель (3) содержит на своей внутренней поверхности по меньшей мере один элемент (14) с меньшим размером, чем зазор (10), образовавшийся в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1). ! 4. Замкнутая конструкция (1) по п.2, отличающаяся тем, что внешняя панель (3) содержит на своей внутренней поверхности по меньшей мере один элемент (14) с меньшим размером, чем зазор (10), образовавшийся в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1). ! 5. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3). ! 6. Замкнутая конструкция (1) по п.2, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3). ! 7. Замкнутая конструкция (1) по п.3, о�
Claims (19)
1. Замкнутая конструкция (1) из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, сформованная на оправке (2), причем упомянутая конструкция (1) содержит внешнюю панель (3) и множество продольных ребер жесткости (4) внутри упомянутой внешней панели (3), отличающаяся тем, что коэффициент расширения оправки (2) является большим, чем коэффициент расширения композиционного материала конструкции (1), обеспечивая в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1) образование между внешней панелью (3) и оправкой (2) зазора (10), который позволяет отделять конструкцию (1) от оправки (2).
2. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что оправка (2) содержит герметичный трубчатый элемент (81), на котором размещено множество отделяемых элементов (82).
3. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что внешняя панель (3) содержит на своей внутренней поверхности по меньшей мере один элемент (14) с меньшим размером, чем зазор (10), образовавшийся в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1).
4. Замкнутая конструкция (1) по п.2, отличающаяся тем, что внешняя панель (3) содержит на своей внутренней поверхности по меньшей мере один элемент (14) с меньшим размером, чем зазор (10), образовавшийся в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1).
5. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).
6. Замкнутая конструкция (1) по п.2, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).
7. Замкнутая конструкция (1) по п.3, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).
8. Замкнутая конструкция (1) по п.4, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).
9. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) имеют сотовую форму.
10. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) имеют омегообразную форму (Ω).
11. Замкнутая конструкция (1) по п.9, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) имеют омегообразную форму (Ω).
12. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8 и 11, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как цилиндрическая.
13. Замкнутая конструкция (1) по п.9, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как цилиндрическая.
14. Замкнутая конструкция (1) по п.10, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как цилиндрическая.
15. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8, 11, 13 и 14, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.
16. Замкнутая конструкция (1) по п.9, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.
17. Замкнутая конструкция (1) по п.10, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.
18. Замкнутая конструкция (1) по п.12, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.
19. Способ изготовления замкнутой конструкции (1) из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, содержащий следующие этапы:
а) последовательное расположение ребер жесткости (4) на оправке (2);
b) наслаивание композиционного материала на поверхность, образованную оправкой (2) и ребрами жесткости (4), для образования внешней панели (3) замкнутой конструкции (1);
c) размещение прижимной пластины (9) на внешней поверхности внешней панели (3);
d) размещение необходимых оставшихся вспомогательных элементов (13) для автоклавного отверждения используемых композиционных материалов;
e) отверждение замкнутой конструкции (1) внутри автоклава в условиях высоких температуры и давления;
f) отделение замкнутой конструкции (1) от оправки (2) по направлению (11) отделения и направлению (12).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009132509/11A RU2438920C2 (ru) | 2007-01-30 | 2007-01-30 | Конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и способ ее изготовления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009132509/11A RU2438920C2 (ru) | 2007-01-30 | 2007-01-30 | Конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и способ ее изготовления |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009132509A true RU2009132509A (ru) | 2011-03-10 |
| RU2438920C2 RU2438920C2 (ru) | 2012-01-10 |
Family
ID=45784377
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009132509/11A RU2438920C2 (ru) | 2007-01-30 | 2007-01-30 | Конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и способ ее изготовления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2438920C2 (ru) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ITTO20130871A1 (it) * | 2013-10-29 | 2015-04-30 | Alenia Aermacchi Spa | Metodo per la realizzazione di strutture cave di rinforzo intersecanti fra loro. |
| US10220935B2 (en) * | 2016-09-13 | 2019-03-05 | The Boeing Company | Open-channel stiffener |
| RU2694638C2 (ru) * | 2017-11-09 | 2019-07-16 | Акционерное общество Научно-производственное объединение "Опытно-конструкторское бюро имени М.П. Симонова" | Кессон фюзеляжа |
-
2007
- 2007-01-30 RU RU2009132509/11A patent/RU2438920C2/ru active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2438920C2 (ru) | 2012-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5475465B2 (ja) | 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 | |
| EP3476561B1 (en) | Modular mould and method for manufacturing a panel of fibre reinforced material | |
| EP2830042A1 (en) | Sandwich type load bearing panel | |
| US20090294040A1 (en) | Process and jig for manufacturing composite material structures | |
| FR2948099B1 (fr) | Procede de fabrication d'un aeronef a voilure fixe | |
| RU2013103823A (ru) | Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления | |
| BR112012011081A2 (pt) | painel acustico de nacela de aviao, metodo de fabricacao de um painel acustico e cabeçote de drapejamento para implementar o metodo | |
| JP2005001374A (ja) | 充填材入りハニカムのエンドギャップ | |
| RU2009132509A (ru) | Конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и способ ее изготовления | |
| EP2865516A1 (en) | Skin-stiffened composite panel and method of its manufacture | |
| EP2030891A3 (de) | Flugzeug mit Rumpfschale und Fußbodenstruktur | |
| US20180290330A1 (en) | Method of manufacturing a composite sandwich panel for an aircraft propulsion unit | |
| RU2013137075A (ru) | Способ ремонта по меньшей мере участка звукопоглощающей панели для гондолы | |
| ES2770642T3 (es) | Estructura de panel de ala | |
| US9677409B2 (en) | Monolithic fan cowl of an aircraft engine and a manufacturing method thereof | |
| CA2938645C (en) | Composite material structure | |
| WO2018169453A3 (ru) | Способ изготовления секций несущей решетки реверсера тяги | |
| RU2670864C9 (ru) | Способ изготовления полых усиливающих конструкций, пересекающих друг друга | |
| RU2508496C1 (ru) | Способ изготовления многослойных конструкционных панелей | |
| RU2629487C2 (ru) | Способ изготовления фитинга из слоистого композиционного материала. | |
| ES2744401T3 (es) | Procedimiento de fabricación de rellenos de material compuesto | |
| JP6049526B2 (ja) | 免震装置、免震部材の取扱方法 | |
| EP2939819A1 (en) | Method for manufacturing pieces of composite material by vacuum-baggiing | |
| RU2015140275A (ru) | Гибридный многослойный композиционный материал с керамической матрицей | |
| CN116941348B (zh) | 适应于高温、高真空环境的薄蜂窝夹层结构板 |