RU2112698C1 - Панель из композиционного материала - Google Patents
Панель из композиционного материала Download PDFInfo
- Publication number
- RU2112698C1 RU2112698C1 RU96119509A RU96119509A RU2112698C1 RU 2112698 C1 RU2112698 C1 RU 2112698C1 RU 96119509 A RU96119509 A RU 96119509A RU 96119509 A RU96119509 A RU 96119509A RU 2112698 C1 RU2112698 C1 RU 2112698C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stringers
- panel
- composite material
- casing
- skin
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Панель из композиционного материала содержит обшивку, продольные стрингеры I-образного сечения, образованные стенками и лапками стрингеров, и поперечные силовые пояса в виде усилений трапециевидного сечения, которые могут располагаться на обшивке и лапках стрингеров. Изобретение позволяет повысить технологичность панели с продольно-поперечным подкреплением за счет сокращения количества единиц технологической оснастки. 3 ил.
Description
Изобретение относится к конструкциям из полимерных композиционных материалов и может применяться в авиастроении, объектах космической техники, судостроении и автомобилестроении.
Эффективное применение композиционных материалов в самолетостроении предполагает их использование, в первую очередь, в высоконагруженных (силовых) крупногабаритных конструкциях подкрепленного типа, например панелях крыла. Наряду с очевидными достоинствами таких конструкций (высокая эффективность, улучшенные аэродинамические качества, минимум механического крепежа и т.д.), их изготовление представляет собой определенную трудность, связанную, главным образом, с большим количеством единиц требующейся технологической оснастки и их увязкой между собой в процессе формования изделия. Этот фактор зачастую оказывается решающим при выборе конструктивной схемы разрабатываемого изделия и негативно сказывается на широте применения конструкций такого типа на практике.
Известно техническое решение [1], согласно которому панель из композиционного материала содержит обшивку, подкрепленную I-образными продольными ребрами жесткости (стрингерами), выполненными совместно с обшивкой (интегрально).
Основным недостатком данной конструкции являются низкие значения изгибной жесткости и прочности панели в поперечном направлении, а также устойчивости конструкции при сдвиге ввиду отсутствия поперечных элементов подкрепления.
Наиболее близким техническим решением по отношению к заявляемому является интегральная панель из композиционного материала, содержащая обшивку, подкрепленную стрингерами и поперечными ребрами I-образного сечения [2]. Данная конструкция имеет высокую эффективность, обусловленную наличием продольно-поперечного подкрепления, обеспечивающего рациональное напряженно-деформированное состояние панели и ее устойчивость при осевом сжатии и сдвиге в плоскости в широком диапазоне действующих нагрузок.
Основным недостатком данной конструкции является сложность изготовления, вызванная необходимостью применения большого количества единиц технологической оснастки (формующих элементов) для образования продольно-поперечного подкрепления, элементы которого образуют единое целое как друг с другом, так и с подкрепляемой ими обшивкой. При этом каждый формующий элемент оснастки представляет собой сложную сборочную деталь, выполненную из комбинации двух или более материалов, формообразующая поверхность которой должна обеспечивать точный теоретический контур формуемого изделия. Кроме того, наличие множества невзаимозаменяемых формующих элементов при изготовлении крупногабаритной сложнопрофилированной конструкции значительно усложняет задачу размещения и увязки технологических блоков (т. е. формующих элементов оснастки с размещенными на них заготовками элементов конструкции, соответствующих ее технологическому членению) друг с другом, их базирования на обшивке, упаковки изделия перед полимеризацией и т. п.
Целью настоящего изобретения является повышение технологичности интегральной панели с продольно-поперечным подкреплением за счет уменьшения количества единиц требуемой для ее изготовления оснастки.
Сущность изобретения состоит в том, что панель из композиционного материала содержит обшивку, продольные (стрингеры) и поперечные (ребра) элементы подкрепления, изготовленные совместно с обшивкой, причем ребра выполнены в виде силовых поясов, представляющих собой местные усиления на обшивке и лапках стрингеров.
Данное конструктивное решение позволяет повысить технологичность панели с продольно-поперечным подкреплением за счет уменьшения количества формующих элементов оснастки при ее изготовлении, так как выполнение поперечных элементов жесткости в виде силовых поясов (усилений) позволяет избежать членения оснастки в поперечном направлении. В этом случае в формующих элементах должны быть выполнены поднутрения в соответствующих местах под силовые пояса, что легко выполнимо практически.
На фиг. 1 представлена интегральная подкрепленная панель заявляемой конструкции: а) общий вид; б) продольное сечение: в) поперечное сечение. На фиг. 2 и 3 показан внешний вид панелей с Т-образными и трапециевидными сечениями стрингеров в соответствии с заявляемым техническим решением.
Панель изготовлена из полимерного композиционного материала (например, углепластика) и содержит обшивку 1, стрингеры I-образного сечения, образованные стенками 2 и лапками 3, и поперечные силовые пояса 4, размещенные на обшивке 1 и лапках 3 стрингеров. Зоны 5 перехода стенок 2 стрингеров в лапки 3 с целью повышения несущей способности соединения и панели в целом содержат заполнитель или соответствующим образом выполненный вкладыш.
Изготовление панели производят с помощью формующих элементов, выполненных в виде комбинированных оправок с использованием терморасширяющихся резин, имеющих выборки трапециевидной формы под силовые пояса и размещенных на формообразующей поверхности оснастки, которая обеспечивает теоретический контур формуемой конструкции. Формование панели осуществляется за один технологический цикл автоклавно-термокомпрессионным методом.
Технико-экономический эффект изобретения заключается в повышении технологичности интегральной панели с продольно-поперечным подкреплением за счет сокращения количества единиц технологической оснастки.
Источники информации.
1. Патент Франции 2440831, кл. B 64 C 3/26 /Dassauet-Breguet Aviation (Франция). - Опубл. 01.07.78.
2. Патент Франции 2477963, кл. B 64 C 1/12 /Messerschmitt-Boelkow-Blohm (ФРГ). - Опубл. 18.12.80.
Claims (1)
- Панель из композиционного материала, содержащая обшивку, продольные стрингеры и поперечные элементы подкрепления, изготовленные совместно с обшивкой, отличающаяся тем, что элементы подкрепления выполнены в виде силовых поясов (усилений), расположенных на обшивке и лапках стрингеров.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96119509A RU2112698C1 (ru) | 1996-09-30 | 1996-09-30 | Панель из композиционного материала |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96119509A RU2112698C1 (ru) | 1996-09-30 | 1996-09-30 | Панель из композиционного материала |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2112698C1 true RU2112698C1 (ru) | 1998-06-10 |
RU96119509A RU96119509A (ru) | 1998-11-20 |
Family
ID=20186080
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU96119509A RU2112698C1 (ru) | 1996-09-30 | 1996-09-30 | Панель из композиционного материала |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2112698C1 (ru) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2455194C2 (ru) * | 2006-12-04 | 2012-07-10 | Эйрбас Оперейшнз Лимитед | Композиционная конструкция |
US8302486B2 (en) | 2007-05-14 | 2012-11-06 | Airbus Operations Limited | Reinforced panel |
CN103832578A (zh) * | 2012-11-21 | 2014-06-04 | 空中客车营运有限公司 | 模块化结构组件 |
RU2542801C2 (ru) * | 2013-07-18 | 2015-02-27 | Александр Николаевич Кирилин | Интегральная панель минимальной массы из полимерных композиционных материалов для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов |
US9085350B2 (en) | 2010-01-20 | 2015-07-21 | Airbus Operations Limited | Aircraft wing cover comprising a sandwich panel and methods to manufacture and design the said wing cover |
RU2560194C2 (ru) * | 2009-05-28 | 2015-08-20 | Сосьете Лоррен Де Констрюксьон Эронотик | Композитная конструктивная панель задней кромки элемента летательного аппарата |
RU2562094C2 (ru) * | 2010-09-28 | 2015-09-10 | Эрбас Оперэйшнс Лимитед | Законцовка элемента жесткости |
-
1996
- 1996-09-30 RU RU96119509A patent/RU2112698C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2455194C2 (ru) * | 2006-12-04 | 2012-07-10 | Эйрбас Оперейшнз Лимитед | Композиционная конструкция |
US8302486B2 (en) | 2007-05-14 | 2012-11-06 | Airbus Operations Limited | Reinforced panel |
RU2560194C2 (ru) * | 2009-05-28 | 2015-08-20 | Сосьете Лоррен Де Констрюксьон Эронотик | Композитная конструктивная панель задней кромки элемента летательного аппарата |
US9085350B2 (en) | 2010-01-20 | 2015-07-21 | Airbus Operations Limited | Aircraft wing cover comprising a sandwich panel and methods to manufacture and design the said wing cover |
RU2562094C2 (ru) * | 2010-09-28 | 2015-09-10 | Эрбас Оперэйшнс Лимитед | Законцовка элемента жесткости |
CN103832578A (zh) * | 2012-11-21 | 2014-06-04 | 空中客车营运有限公司 | 模块化结构组件 |
RU2542801C2 (ru) * | 2013-07-18 | 2015-02-27 | Александр Николаевич Кирилин | Интегральная панель минимальной массы из полимерных композиционных материалов для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2081820B1 (en) | Fitting and its manufacturing method | |
AU2017204140B2 (en) | Preform and method for reinforcing woven fiber nodes | |
US8096504B2 (en) | Integrated aircraft structure in composite material | |
EP2343237B1 (en) | Aircraft fuselage frame in composite material with stabilized web | |
RU2112698C1 (ru) | Панель из композиционного материала | |
CA1320712C (en) | Two-step composite joint | |
US9248586B2 (en) | Moulding tool for producing a composite material part using a flexible preform composed of a skin and profiled preforms firmly attached to said skin | |
CN101850638A (zh) | 新型泡沫填充蜂窝夹芯板 | |
US20120001023A1 (en) | Aircraft fuselage made out with composite material and manufacturing processes | |
AU2012225698A1 (en) | Exotensioned structural members with energy-absorbing effects | |
Upreti et al. | Modelling and analysis of honeycomb sandwich structure using finite element method | |
JPS60233254A (ja) | 壁要素 | |
CN201850698U (zh) | 新型泡沫填充蜂窝夹芯板 | |
Uozumi et al. | CFRP using braided preforms/RTM process for aircraft applications | |
JPS6143542A (ja) | Frp部品の製造方法 | |
US20160229148A1 (en) | Landing gear box made of composite material panels | |
SU1777297A1 (ru) | Панель из композиционного материала и способ ее изготовления | |
Chong et al. | Analysis of thin-walled structures by finite strip and finite layer methods | |
RU2112697C1 (ru) | Панель из композиционного материала | |
US11400662B2 (en) | Method for manufacturing a stiffened structural panel for an aircraft | |
CN116518795B (zh) | 一种碳纤维复合材料卫星支承舱及其制备方法 | |
Li et al. | Analysis of Manufacturing Technology of Composite Materials in Light Sport Aircraft | |
Karbhari et al. | Effects of preform structure on progressive crush characteristics of flange-stiffened tubular elements | |
Garofano et al. | On the use of double-double design philosophy in the redesign of composite fuselage barrel components | |
Henney | Preliminary design of structural components in carbon fibre reinforced plastics and metals |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20131001 |