RU2013156371A - Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера - Google Patents

Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера Download PDF

Info

Publication number
RU2013156371A
RU2013156371A RU2013156371/05A RU2013156371A RU2013156371A RU 2013156371 A RU2013156371 A RU 2013156371A RU 2013156371/05 A RU2013156371/05 A RU 2013156371/05A RU 2013156371 A RU2013156371 A RU 2013156371A RU 2013156371 A RU2013156371 A RU 2013156371A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
composite
elongated element
channel
composite elongated
forces
Prior art date
Application number
RU2013156371/05A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2602100C2 (ru
Inventor
Малмуруган КАМАРАДЖ
Доналд Пол МЭТЕСОН
Original Assignee
Те Боинг Компани
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 Те Боинг Компани filed Critical Те Боинг Компани
Publication of RU2013156371A publication Critical patent/RU2013156371A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2602100C2 publication Critical patent/RU2602100C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • 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
    • B29C70/34—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 and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/60—UAVs characterised by the material
    • B64U20/65—Composite materials
    • 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
    • B29L2031/008—Profiled members, e.g. beams, sections having a longitudinal cross-section
    • 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
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49616—Structural member making
    • 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
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49616—Structural member making
    • Y10T29/49622—Vehicular structural member making
    • 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
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49801—Shaping fiber or fibered material
    • 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.]
    • Y10T428/24008—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including fastener for attaching to external surface
    • 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
    • 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.]
    • Y10T428/24777—Edge feature
    • Y10T428/24785—Edge feature including layer embodying mechanically interengaged strands, strand portions or strand-like strips [e.g., weave, knit, etc.]

Abstract

1. Устройство, содержащее:композитный удлиненный элемент (302), имеющий сторону, выполненную с возможностью ее закрепления на структуре (306);канал (332, 428) на стороне, продолжающейся вдоль длины композитного удлиненного элемента (302); имножество композитных структур (304, 431), выполненных с возможностью размещения в канале (332, 428) и выполненных с возможностью закрепления участка стороны композитного удлиненного элемента (302) на структуре (306), в которой количество композитных структур (304, 431) выполнено с возможностью повышения способности (356) композитного удлиненного элемента (302) противостоять силам, которые оттягивают композитный удлиненный элемент (302) от структуры (306).2. Устройство по п. 1, в котором участок композитного удлиненного элемента (302) продолжается в направлении, которое, по существу, перпендикулярно участку стороны.3. Устройство по п. 1, в котором множество композитных структур (304, 431) имеет первое множество характеристик (352), которые, по существу, соответствует второму множеству характеристик (354) для композитного удлиненного элемента (302) таким образом, что повышается способность (356) композитного удлиненного элемента (302) противостоять силам, которые оттягивают удлиненный композитный элемент (302) от структуры (306).4. Устройство по п. 3, в котором первое количество характеристик (352) и второе количество характеристик (354) содержит, по меньшей мере, один из коэффициента теплового расширения и модуля Юнга.5. Устройство по п. 1, в котором количество композитных структур (304, 431) содержит:сегмент основания, выполненный с возможностью контакта с сегментом основания стенок канала (332, 428) и их поверхностью структуры (306);верхний сег

Claims (15)

1. Устройство, содержащее:
композитный удлиненный элемент (302), имеющий сторону, выполненную с возможностью ее закрепления на структуре (306);
канал (332, 428) на стороне, продолжающейся вдоль длины композитного удлиненного элемента (302); и
множество композитных структур (304, 431), выполненных с возможностью размещения в канале (332, 428) и выполненных с возможностью закрепления участка стороны композитного удлиненного элемента (302) на структуре (306), в которой количество композитных структур (304, 431) выполнено с возможностью повышения способности (356) композитного удлиненного элемента (302) противостоять силам, которые оттягивают композитный удлиненный элемент (302) от структуры (306).
2. Устройство по п. 1, в котором участок композитного удлиненного элемента (302) продолжается в направлении, которое, по существу, перпендикулярно участку стороны.
3. Устройство по п. 1, в котором множество композитных структур (304, 431) имеет первое множество характеристик (352), которые, по существу, соответствует второму множеству характеристик (354) для композитного удлиненного элемента (302) таким образом, что повышается способность (356) композитного удлиненного элемента (302) противостоять силам, которые оттягивают удлиненный композитный элемент (302) от структуры (306).
4. Устройство по п. 3, в котором первое количество характеристик (352) и второе количество характеристик (354) содержит, по меньшей мере, один из коэффициента теплового расширения и модуля Юнга.
5. Устройство по п. 1, в котором количество композитных структур (304, 431) содержит:
сегмент основания, выполненный с возможностью контакта с сегментом основания стенок канала (332, 428) и их поверхностью структуры (306);
верхний сегмент, выполненный с возможностью контакта с вершинным участком стенки канала (332, 428); и
набор промежуточных сегментов, расположенных между сегментом основания и верхним сегментом, в котором сегмент основания, верхний сегмент и набор промежуточных сегментов имеют форму (350, 433), которая, по существу, соответствует форме (333, 430) канала (332, 428).
6. Устройство по п. 1, в котором композитный удлиненный элемент (302) содержит:
первую секцию (320, 420); и
вторую секцию (322, 422), расположенную, по существу, перпендикулярно первой секции (320, 420), в которой вторая секция (322, 422) встречается с первой секцией (320, 408) в первом местоположении (321, 414), вторая секция (322, 410) имеет первую изогнутую форму (324, 422) с первым радиусом (326, 500), и второе местоположение (323, 418) второй секции (322 410), имеющее вторую изогнутую форму (328 424), со вторым радиусом (330, 502), в котором первый радиус (326, 500) и второй радиус (330, 502), по существу, равны, и в котором первая секция (320, 420) и вторая секция (322, 410) расположены относительно друг друга так, что формируется канал (332, 428) между первым местоположением (321, 414) и вторым местоположением (323, 414).
7. Устройство по п. 1, в котором множество композитных структур (304, 431) содержит слои (346) из композитного материала, который имеет первую компоновку (353), в которой слои (346) композитного материала (348) размещены относительно оси (357, 438) через композитный удлиненный элемент (302) таким образом, что первая компоновка (353), по существу, равна второй компоновке (355) для композитного удлиненного элемента (302).
8. Устройство по п. 1, в котором композитный удлиненный элемент (302) выбран из одного из стрингера (402, 1302) и элемента жесткости.
9. Устройство по п. 1, в котором структура (306) выбрана из одной из панели (904, 1004) наружной обшивки, лонжерона, ребра (906, 1006) и наполнителя (404) основания.
10. Устройство по п. 1, в котором композитный удлиненный элемент (302) представляет собой стрингер (402, 1302), сторона стрингера (402, 1302) представляет собой первую сторону (334 403), структура (306) представляет собой панель (904, 1004) наружной обшивки, прикрепленной к первой стороне (334 403) стрингера (402, 1302), и ребро (906, 1006) прикреплено ко второй стороне (331, 405) стрингера (402, 1302), которая, по существу, противоположна первой стороне (334 403).
11. Способ для повышения способности (356) противостоять оттягиванию композитного удлиненного элемента (302), способ, содержащий:
работу самолета (301); и
генерируют усилие, которое направлено на оттягивание композитного удлиненного элемента (302) от структуры (306), прикрепленной к стороне удлиненного композитного элемента (302) во время работы самолета (301), в котором канал (332, 428) продолжается вдоль длины композитного удлиненного элемента (302) на стороне композитного удлиненного элемента (302), прикрепленного к структуре (306), и множество композитных структур (304, 431) в канале (332, 428) выполнено с возможностью прикрепления участка стороны композитного удлиненного элемента (302) к структуре (306) таким образом, чтобы повысить способность (356) композитного удлиненного элемента (302) противостоять силам, которые оттягивают композитный удлиненный элемент (302) от структуры (306).
12. Способ по п. 11, в котором работа самолета (301) содержит:
работу самолета (301) таким образом, при которой давление прикладывается к композитному удлиненному элементу (302), и структуре (306), прикрепленной к стороне композитного удлиненного элемента (302), в котором давление приводит к образованию сил.
13. Способ по п. 11, в котором силы направлены в направлении, по существу, перпендикулярном поверхности структуры (306).
14. Способ по п. 11, в котором генерирование сил, направленных на отвод композитного удлиненного элемента (302) от структуры (306) в ответ на работу самолета (301) содержит:
генерируются силы, направленные на оттягивание композитного удлиненного элемента (302) от структуры (306) во время работы самолета (301) таким образом, что формируется растягивающая нагрузка в местоположении, где композитный удлиненный элемент (302) прикреплен к структуре (306).
15. Способ по п. 11, в котором первое количество характеристик (352) для множества композитных структур (304, 431), по существу, соответствует второму количеству характеристик (354) для композитного удлиненного элемента (302) и, в котором способность (356) композитного удлиненного элемента (302) противостоять силам, которые оттягивают композитный удлиненный элемент (302) от структуры (306), повышается при использовании множества композитных структур (304, 431) в канале (332, 428), в котором первое количество характеристик (352) и второе количество характеристик (354) содержат, по меньшей мере, один из коэффициента теплового расширения и модуля Юнга.
RU2013156371/05A 2011-05-19 2012-04-19 Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера RU2602100C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/111,375 2011-05-19
US13/111,375 US8776375B2 (en) 2011-05-19 2011-05-19 Aircraft structure for high capacity pull off
PCT/US2012/034257 WO2012158301A1 (en) 2011-05-19 2012-04-19 Aircraft structure for high capacity pull off

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016138852A Division RU2715525C2 (ru) 2011-05-19 2012-04-19 Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013156371A true RU2013156371A (ru) 2015-06-27
RU2602100C2 RU2602100C2 (ru) 2016-11-10

Family

ID=45561159

Family Applications (3)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013156335/05A RU2569515C2 (ru) 2011-05-19 2012-01-26 Составной армирующий элемент для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера
RU2013156371/05A RU2602100C2 (ru) 2011-05-19 2012-04-19 Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера
RU2016138852A RU2715525C2 (ru) 2011-05-19 2012-04-19 Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013156335/05A RU2569515C2 (ru) 2011-05-19 2012-01-26 Составной армирующий элемент для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016138852A RU2715525C2 (ru) 2011-05-19 2012-04-19 Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера

Country Status (10)

Country Link
US (2) US8776375B2 (ru)
EP (3) EP2709829A1 (ru)
JP (2) JP5865999B2 (ru)
KR (2) KR102003078B1 (ru)
CN (2) CN103547438B (ru)
AU (4) AU2012256385B2 (ru)
CA (3) CA2834721C (ru)
ES (1) ES2744478T3 (ru)
RU (3) RU2569515C2 (ru)
WO (2) WO2012158217A1 (ru)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8763253B2 (en) 2011-05-19 2014-07-01 The Boeing Company Vertical laminate noodle for high capacity pull-off for a composite stringer
US8776375B2 (en) 2011-05-19 2014-07-15 The Boeing Company Aircraft structure for high capacity pull off
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
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
US9359060B2 (en) 2013-11-07 2016-06-07 The Boeing Company Laminated composite radius filler with geometric shaped filler element and method of forming the same
US10695958B2 (en) * 2014-06-13 2020-06-30 The Boeing Company Lattice reinforced radius filler
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
US10195817B2 (en) * 2015-01-02 2019-02-05 The Boeing Company Skin-stringer design for composite wings
US10040537B2 (en) 2015-01-15 2018-08-07 The Boeing Company Laminate composite wing structures
US10513101B2 (en) * 2015-03-13 2019-12-24 The Boeing Company Apparatuses and methods for creating layered tape composite structures
US10099445B2 (en) 2015-05-14 2018-10-16 The Boeing Company Systems and methods for forming composite materials
US9463864B1 (en) 2015-07-28 2016-10-11 The Boeing Company Radius filler containing vertical ply stacks and thin plies
CN105136659A (zh) * 2015-08-19 2015-12-09 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种固支边界复材框拉脱试验装置及方法
US9809297B2 (en) * 2015-08-26 2017-11-07 The Boeing Company Structures containing stiffeners having transition portions
US9808988B2 (en) * 2015-11-30 2017-11-07 The Boeing Company Carbon fiber reinforced plastic (CFRP) stringer termination softening with stacked CFRP noodle
US10329030B2 (en) * 2016-03-04 2019-06-25 The Boeing Company Conductive radius filler system and method
KR20190100184A (ko) * 2016-12-22 2019-08-28 도레이 카부시키가이샤 복합 구조체 및 그 제조 방법
US10800128B2 (en) 2018-01-24 2020-10-13 General Electric Company Composite components having T or L-joints and methods for forming same
US11312468B2 (en) * 2018-08-08 2022-04-26 The Boeing Company Elongate structures, structural assemblies with elongate structures, and methods for supporting a structural load
US11052617B2 (en) 2018-11-01 2021-07-06 The Boeing Company Fabrication of plank stringers
JP7230110B2 (ja) * 2021-06-01 2023-02-28 三菱重工業株式会社 接合方法

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4167430A (en) * 1978-04-28 1979-09-11 General Dynamics Corporation Method for fabricating a composite bonded structure
US4331723A (en) 1980-11-05 1982-05-25 The Boeing Company Advanced composite
US5026595A (en) 1989-11-09 1991-06-25 Techniweave, Inc. Woven gap filler for use in the lay-up of composite plastic structural units
JP3483623B2 (ja) * 1994-07-19 2004-01-06 富士重工業株式会社 繊維強化プラスチック構造部材の成形方法
US5538589A (en) * 1994-08-31 1996-07-23 The Boeing Company Composite stringer assembly machine
JP3549271B2 (ja) * 1994-12-16 2004-08-04 三菱重工業株式会社 空隙部充填用繊維構造体
US5789061A (en) 1996-02-13 1998-08-04 Foster-Miller, Inc. Stiffener reinforced assembly and method of manufacturing same
US5639535A (en) 1996-06-06 1997-06-17 The Boeing Company Composite interleaving for composite interfaces
JP3591347B2 (ja) * 1998-12-15 2004-11-17 株式会社豊田自動織機 空隙部充填用繊維構造体
EP1261787A2 (en) * 2000-02-25 2002-12-04 The Boeing Company Laminated composite radius filler
RU2185964C1 (ru) * 2001-01-19 2002-07-27 Государственное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" Слоистый композиционный материал и изделие, выполненное из него
JP4545339B2 (ja) * 2001-04-05 2010-09-15 富士重工業株式会社 複合材翼およびその製造方法
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
EP1495858B1 (de) * 2003-07-08 2019-08-07 Airbus Operations GmbH Leichtbaustruktur aus metallischen schichtwerkstoffen
FR2869258B1 (fr) * 2004-04-27 2006-07-21 Hurel Hispano Sa Procede de fabrication d'elements, tels que des ailettes pour cascades d'inverseur de poussee, par moulage d'un materiau composite
JP5055728B2 (ja) * 2004-09-10 2012-10-24 東レ株式会社 棒状予備賦形物およびその製造方法
FR2877916B1 (fr) * 2004-11-15 2008-04-25 Airbus France Sas Cadre de structure de fuselage d'aeronef
US7531058B2 (en) * 2005-02-24 2009-05-12 The Boeing Company Reinforced rampdown for composite structural member and method for same
FR2894869B1 (fr) * 2005-12-20 2009-10-09 Airbus France Sas Procede de fabrication d'un fuselage d'aeronef en materiau composite
RU2354964C1 (ru) * 2007-10-16 2009-05-10 Михаил Эрнстович Францев Способ определения технического состояния корпуса судна, изготовленного из композиционных материалов, находящегося в эксплуатации, использующий результаты неразрушающего контроля по обнаружению дефектов типа расслоение
WO2009131729A2 (en) * 2008-01-28 2009-10-29 Lewcott Corporation Fiber-based ablative and high temperature pre-preg material
US8540833B2 (en) 2008-05-16 2013-09-24 The Boeing Company Reinforced stiffeners and method for making the same
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

Also Published As

Publication number Publication date
AU2012256385A1 (en) 2013-11-14
JP2014522326A (ja) 2014-09-04
AU2016265995A1 (en) 2016-12-15
AU2012256303A1 (en) 2013-11-07
JP6095649B2 (ja) 2017-03-15
RU2016138852A (ru) 2018-12-13
EP2709830B1 (en) 2019-06-12
RU2715525C2 (ru) 2020-02-28
EP2709829A1 (en) 2014-03-26
AU2016265995B2 (en) 2018-01-18
AU2012256385B2 (en) 2016-10-27
RU2016138852A3 (ru) 2019-12-11
US20120291285A1 (en) 2012-11-22
CA2834751C (en) 2017-05-09
ES2744478T3 (es) 2020-02-25
CN103561940A (zh) 2014-02-05
EP2709830A1 (en) 2014-03-26
WO2012158217A1 (en) 2012-11-22
CA2834721C (en) 2017-03-21
RU2569515C2 (ru) 2015-11-27
KR102001687B1 (ko) 2019-07-18
CA2834751A1 (en) 2012-11-22
AU2016266006A1 (en) 2016-12-15
KR20140027316A (ko) 2014-03-06
EP3363622A2 (en) 2018-08-22
CA2955325A1 (en) 2012-11-22
JP2014519997A (ja) 2014-08-21
CA2834721A1 (en) 2012-11-22
EP3363622B1 (en) 2022-03-16
JP5865999B2 (ja) 2016-02-17
CN103547438B (zh) 2016-10-26
KR20140028005A (ko) 2014-03-07
RU2013156335A (ru) 2015-06-27
RU2602100C2 (ru) 2016-11-10
CA2955325C (en) 2018-11-06
US8943697B2 (en) 2015-02-03
EP3363622A3 (en) 2018-10-10
AU2012256303B2 (en) 2016-09-15
US8776375B2 (en) 2014-07-15
KR102003078B1 (ko) 2019-07-23
WO2012158301A1 (en) 2012-11-22
US20140248462A1 (en) 2014-09-04
CN103547438A (zh) 2014-01-29
AU2016266006B2 (en) 2018-04-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013156371A (ru) Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера
EP3342711B1 (en) Combined electro-thermal and pneumatic boot deicing system
EP2583895A3 (en) Segmented aircraft wing having solar arrays
EP2141740A3 (en) Semiconductor device
RU2010102978A (ru) Авиакосмическое устройство (варианты) и летательный аппарат (варианты), удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата (варианты), композитный лонжерон, способ создания его модели и изготовления, компьютер и машиночитаемый носитель информации
JP2008531902A5 (ru)
WO2012047068A3 (ko) 발광소자 및 그 제조방법
EP2567892A3 (en) Aircraft tail surface with a leading edge section of undulated shape
RU2013112554A (ru) Конструктивный узел воздушного судна
MY168680A (en) Flexible tubular underwater pipe for great depths, and method for manufacturing same
JP2011517073A5 (ru)
WO2010146287A3 (fr) Procédé d'assemblage d'une protection thermique sur une structure interne fixe de nacelle de turboréacteur
WO2015047470A3 (en) Structured material for impact protection
EP2415665A3 (en) Rotor Blade
ATE543730T1 (de) Vorrichtung zum umgurten einer flugzeuggondel
EP2602188A3 (en) Covering device and aircraft area comprising covering device
JP6736815B2 (ja) コンクリート片防護シート
CN103938735B (zh) 一种可释放温度应力的变电站连续刚架单管梁
BR112018015321B1 (pt) Coroa de longarina, pá de rotor, instalação de energia eólica, e, métodos para produzir uma coroa de longarina e para produzir uma pá de rotor
JP2015060865A5 (ru)
CL2014001509A1 (es) Montaje de turbina submarina que comprende un armazon alargado flotante adaptado para montar una o mas turbinas de flujo de corriente en el mismo, un brazo rigido que tiene una conexion pivotante en un extremo de dicho armazon, donde dicho montaje comprende ademas un refuerzo entre dicho armazon y dicho brazo para limitar el movimiento pivotante aceptable; metodo.
EP2544193A3 (en) Covering material, superconducting electric wire and electrical device
BR112019014435A2 (pt) pá de turbina eólica que compreende um dispositivo de redução de ruído de bordo de fuga
RU2509649C1 (ru) Способ изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов, оправка для осуществления способа изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов, форма для заливки антиадгезионного эластичного материала разделительного слоя оправки для осуществления способа изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов и секция несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов
EP2849297A3 (en) Fire protection duct for electrical cables

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant