RU219979U1 - Конструкционная многослойная тканая преформа интегральной панели летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Полезная модель относится к цельнотканой преформе, содержащей множество тканых слоев, и изготовленной из волокнистого материала, окончательная структура которой имеет армирование в трех осевых направлениях (продольном, поперечном и вертикальном). В частности, полезная модель, представляет собой трехмерную ткань ортогонального переплетения, и относится к цельнотканым заготовкам, используемым в армированных композиционных материалах в авиационных и аэрокосмических конструкциях, таких как крылья или фюзеляж.

Description

Полезная модель относится к трехмерным тканым заготовкам, используемым в армированных композиционных материалах в авиационных и аэрокосмических конструкциях, в частности, к фрагменту интегральной панели летательного аппарата (крыльев, фюзеляжа) со встроенными ребрами жесткости в двух или более направлениях, при этом окончательная форма имеет армирование в трех осевых направлениях (продольном, поперечном и вертикальном).

На сегодняшний день ярко выражена тенденция к изготовлению армированных композитных материалов, широко используемых для производства конструктивных элементов, в особенности, если они должны иметь такие характеристики, как легкость, прочность, жесткость, теплостойкость и возможность придания различной формы.

Конструкция планера самолета, содержащая панели из композиционных материалов, имеет меньшую массу, по сравнению с аналогичной конструкцией из металлов, при выполнении требований по прочности, жесткости и устойчивости. Это достигается за счет более высоких относительных прочностных и жесткостных параметров в направлении армирования современных композиционных материалов по отношению к металлам. Реализовать высокие свойства современных композиционных материалов в высоконагруженных панелях возможно при рациональном распределении материалов, с учетом их анизотропии и толщин в конструкции в соответствии с действующими направлениями силовых нагрузок. При этом значительную роль играет способность панелей не только воспринимать внешние нагрузки, но и сохранять несущую способность после ударного воздействия на нее посторонними предметами типа града и мелких камней при взлете и посадке. Обычно такие композиционные материалы состоят из армирующих наполнителей, встроенных в матрицу.

Технологию 3D-ткачества, несомненно, можно отнести к критическим технологиям в Российской Федерации, позволяющей решить много задач в авиационной и ракетно-космической отраслях. В настоящее время в авиационной промышленности стоит вопрос о необходимости перехода от сборных конструкций к интегральным. Новые возможности трехмерного ткачества расширяют потенциальные области применения армированных композитов в авиастроении и решают проблему сборных конструкций. Технология 3D-ткачества принципиально позволяет изготавливать композитные силовые конструкции со сложной пространственной структурой.

Метод 3D-ткачества позволяет при проектировании структуры переплетения цельнотканой преформы, заранее запланировать в нужных местах армирующие усиления или изменение траектории армирующих нитей. Позволяет создать в преформе свободные от армирования зоны, которые обтекаются армирующими нитями, где будут плановые отверстия, либо будут вклеены вставки (например, подшипники), чтобы сверлением не ослаблять армирующую структуру изделия. Таким образом обеспечивается повышенная прочность в зоне отверстий и крепежных элементов.

В современных условиях промышленности, преформы изготовленные данным методом, быстро становятся предпочтительными в качестве армирующей основы для композитов, поскольку все волокна внутри тканой структуры являются непрерывными и механически взаимосвязанными. Это означает, что полимерные композитные материалы из цельнотканых преформ являются более прочной и надежной альтернативой другим композитам.

Преформа (армирующая заготовка), представленная в виде наполнителя для полимерного композиционного материала, может быть изготовлена из различных по происхождению волокнистых материалов, таких как стекло- и углеволокон, арамидных, керамических, синтетических волокон или других материалов, обладающих требуемыми физическими, термическими, химическими или другими свойствами, в первую очередь те, которые имеют высокую прочность.

После изготовления требуемого армирующего наполнителя для композита, материал матрицы может быть введен в преформу и внутрь нее, так, что армирующий наполнитель оказывается заключенным в матричный материал, а матричный материал заполняет промежуточные области между составными элементами армирующей преформы.

В производстве композитов, используемых на сегодняшний день, часто стоит задача – изготавливать преформы в конфигурациях, отличных от таких геометрических форм, как пластины или прямоугольные листы. Такой способ состоит в том, чтобы объединить такие основные геометрические формы в более сложные. Одна такая комбинация получается путем соединения, склеивания, методом наложения, одной на другую простых армирующих преформ под прямым углом по отношению друг к другу. Обычные цели такого углового расположения соединенных склейкой армирующих преформ заключаются в том, чтобы создать желаемую форму для получения армирующей преформы, которая включает, например, одну или несколько торцевых стенок или Т-образных пересечений.

В таких ламинатах зачастую нет армирующего волокна между соседними слоями, поэтому они удерживаются исключительно за счет склейки матричным полимером. Из существующего уровня техники можно выделить, к примеру, панель из слоистого композиционного материала для планера самолета минимальной массы с достаточной жесткостью, прочностью и устойчивостью при эксплуатации и пониженной повреждаемостью обшивки посторонними предметами. В известной панели из слоистых композиционных материалов, содержащей обшивку с гладкой, пологой геометрической формой наружной поверхности, скрепленную с силовыми наборами, в соответствии с предлагаемым изобретением силовые наборы выполнены в виде системы скрепленных с обшивкой перекрещивающихся ребер, состоящих из слоев однонаправленных высокопрочных (высокомодульных) нитей и (или) ткани, скрепленных полимерным связующим, ориентированных вдоль геодезических линий на внутренней поверхности обшивки, состоящей из системы кольцевых и спиральных нитей, скрепленных полимерным связующим, полученной методом косой продольно-поперечной намотки. Обшивка предлагаемой панели может иметь только один слой из термопластичного или тканого материала, пропитанного полимерным связующим. [Патент RU №2518519 МПК B64C 3/20; B64C 1/00; B64F 5/00; B32B 3/12; B32B 1/08, опубл. 10.06.2014, Патентообладатель «Закрытое Акционерное Общество "Центр перспективных разработок ОАО ЦНИИСМ"», авторы Васильев Валерий Витальевич (RU), Разин Александр Федорович (RU), Никитюк Виктор Александрович (RU) «Панель из слоистых композиционных материалов»).

Пример подобной структуры раскрыт в патенте (США №2022161914 A1 МПК B32B15/02; B32B15/20; B32B5/02; B32B5/26; B64C1/06; опубл. 2022-05-26, Патентообладатель KAWASAKI HEAVY IND LTD [JP] «Конструкция композитной панели и метод ее изготовления»), где структура композитной панели в соответствии с настоящей полезной моделью, представляет собой штампованное изделие, изготовленное из композитного материала, содержащего армирующие волокна и матричную смолу, при этом структура композитной панели включает: часть подложки; и по меньшей мере два ребра, стоящие на участке подложки и пересекающиеся друг с другом. В качестве армирующих волокон непрерывные волокна или разрезанные непрерывные волокна располагаются на ребрах и на участке пересечения ребер, где ребра пересекаются друг с другом.

Другим подобным примером является изобретение (патент RU №2598941, МПК B29D 99/00; B29B 11/16; B29C 70/22; D03D 25/00; B29L 31/60, Заявка: 2013130165/05, 20.01.2012, опубл. 10.10.2016, Патентообладатель ОЛБАНИ ЭНДЖИНИЭРД КОМПОЗИТС, ИНК. (US), «Заготовка и способ усиления тканых волокнистых мест соединения»), где усиленные заготовки могут быть собраны множеством способов для формирования структур типа решетки, содержащих усиленные места соединения. В некоторых вариантах реализации изобретения усиленные заготовки могут быть собраны для обеспечения усиленных мест соединения в композитных структурах, например на пересечении элементов.

Другой подход заключается в плетении двухмерной ткани и складывании ее в трехмерную форму, чтобы панель была жесткой как единое целое, то есть нити непрерывно переплетались между плоской основой или частью панели и элементом жесткости.

Вариант придания формы для готового изделия с помощью дополнительных операций сгиба, внедрения и удаления в структуру жертвенных волокон, показан на примере изобретения (патент RU № 2409712, МПК D03D 15/06, Заявка: 2008116872/12, 16.10.2006, опубл. 20.01.2011, Патентообладатель: Олбэни Энджиниред Композитс, Инк. (US), «Угловой фитинг и способ образования углового фитинга с использованием переноса волокон»). Угловой фитинг, выполненный из согнутой плоской ткани, который содержит: первый тканый участок, имеющий тканые волокна, расположенные в первом и втором направлениях; второй тканый участок, расположенный рядом с первым тканым участком и имеющий волокна, расположенные в первом направлении, и жертвенные волокна, расположенные во втором направлении; и третий полутканый участок, имеющий волокна, расположенные в первом направлении и выборочно сцепленные с жертвенными волокнами, расположенными во втором направлении, при этом при удалении жертвенных волокон, расположенных во втором направлении, они заменяются на втором участке волокнами третьего полутканого участка, расположенными в первом направлении, с образованием углового фитинга, имеющего непрерывные волокна, соединяющие все стороны.

Наиболее близкой к заявленному техническому решению является пластина из углеродного волокна (патент AU №2009333022, МПК B29B11/16; B29C70/24; D03D25/00, опубл. 2011-07-21, Патентообладатель ALBANY ENG COMPOSITES INC, «Тканая преформа со встроенными внеосевыми ребрами»), используемая в армированных композиционных материалах. Цельнотканые заготовки данного изобретения могут быть сплетены в плоском виде и сложены в их окончательную форму, при этом окончательная форма имеет армирование в двух или более направлениях.

Композит из трёхмерно-армированной структуры имеет преимущество перед композитом со слоистой структурой, полученной путём наложения слоев волокнистых материалов друг на друга. Оно состоит в полном отсутствии межслоевого сдвига и возможности расслоения в процессе эксплуатационных нагрузок.

По сравнению с рассмотренными ранее аналогами, данная изобретение не нуждается в дополнительной сборке, и дополнительном усилении структуры, а также не требуется дополнительные ручные операции сгиба и протягивания нитей, поскольку основой композитной панели служит цельнотканая 3D-преформа.

Главным отличием от прототипа является образование цельнотканых ребер жесткости интегрированных в монолитоподобную структуру панели. Структура панели (основание, боковые стенки и ребра жесткости), содержащая по меньшей мере четыре основных слоя, выполнена с помощью ортогонального переплетения, которое дополнительно придает прочность преформе во всех осевых направлениях. Пересечение всех ребер происходит под углом 90°, по отношению не только друг к другу, но и относительно всех стенок, и основания панели.

Типичная картина разрушения стрингерной панели, отслоение стрингера от обшивки или расслоение его стенки. В связи с этим остро стоит вопрос повышения межслоевой прочности композитных материалов. Полимерные композиционные материалы на основе 3D-преформы исключают эту проблему. В преформах, полученных данным методом нет прецедента обеспечения прочности в каком-либо направлении только за счет связующего. Таким образом, существует потребность в цельнотканых трехмерных преформах, которые можно ткать за один процесс с использованием специализированного челночного ткацкого станка для 3D-ткачества, из которых можно получить армированные волокнами композитные элементы, поскольку трехмерные преформы обеспечивают более высокую прочность по сравнению с двумерными ламинированными композитами. Такие преформы могут особенно успешно использоваться там, где требуются композиты, воспринимающие нагрузки, действующие вне плоскости.

Настоящая полезная модель устраняет слабые соединения, описанные в конструкциях предшествующего уровня техники, за счет цельного переплетения обшивки и элементов жесткости, так что, на всех границах раздела имеется непрерывное волокно.

Целью изобретения является усовершенствование известных заготовок, рассмотренных выше и упрощение технического процесса, то есть исключение дополнительных ручных операций сгиба и протягивания нитей.

Еще одной целью полезной модели является разработка и изготовление конструкционной многослойной цельнотканой преформы фрагмента интегральной панели летательного аппарата.

Техническим результатом полезной модели, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является повышение качества и прочности пересекающихся частей панели на участке основания с ребрами жесткости, за счет увеличенной структурной целостности полимерного композита на основе объемной цельнотканой 3D-преформы, которая обеспечивает увеличенную ударостойкость и стойкость к нагрузкам, таким как изгиб, а также обеспечивает отсутствие расслоения материала.

Технический результат достигается за счет использования пространственного трехмерного армирования наполнителя, содержащего непрерывные углеродные ровинги, взаимосвязанные согласно ортогональному переплетению. А также за счет автоматизации процесса, позволяющего исключить дополнительные ручные операции изгиба, отрезания и протягивания нитей.

Под "ортогональным" здесь понимается трехмерное ткацкое переплетение, где каждая система взаимно перпендикулярна другой, соответственно прямоугольной декартовой системе координат. Различают продольную (основная), поперечную (уточная) и вертикальную (прошивная) системы нитей, образующих трёхмерное армирование в преформах.

Особенностью трехмерного армирования является обеспечение неразрывности волокон в преформе. Таким образом, получается минимизировать потерю прочности конструкции в узловых зонах, где пересекаются ребра, сохраняя целостность армирования при переходе от одного структурного элемента к другому. В трехмерной ткани, волокна одного вида проходят перпендикулярно к другим волокнам, то есть волокна расположены по осям X, Y и Z.

Суть работы армирующих нитей заключается в усилении и укреплении внутренних связей будущего композита за счет равномерного распределения нагрузки по всему объему изделия.

Для решения вышеуказанных проблем конструкционная многослойная тканая преформа интегральной панели летательного аппарата в соответствии с настоящей полезной моделью представляет собой изделие из армирующих волокон, часть тканого основания, которое содержит: несколько тканых слоев; и по меньшей мере два ребра, стоящие на участке основания и пересекающиеся друг с другом.

Конструкционная цельнотканая преформа для изготовления композиционных деталей сложной формы, на основе сложного многослойного переплетения, содержащая основание с гладкой, геометрической формой наружной поверхности, скрепленную с четырьмя силовыми наборами выполненными в виде системы скрепленных с основанием, состоящем из четырех основных слоев, перекрещивающихся ребер, состоящих из восьми цельнотканых слоев и расположенных в двух направлениях характеризуется тем, что слои силового набора, расположены перпендикулярно указанной первой главной поверхности основания и тем, что толщина и высота силовых наборов в виде ребер, может варьироваться.

Конструкционная цельнотканая преформа для изготовления композиционных деталей сложной формы, характеризуется тем структура цельнотканой преформы для изготовления композиционных деталей сложной формы имеет многослойную конструкцию.

Конструкционная цельнотканая преформа для изготовления композиционных деталей сложной формы, характеризуется тем, что преформа представляет собой интегральную панель;

А армирующие нити основы и утка изготовлены из таких материалов как: стекло, углерод, керамика, арамиды, полиэтилен, выполненных в виде нитей.

В соответствии с вышеприведенной конфигурацией в структуре панели, непрерывные волокна располагаются не только на ребрах, но и на участках пересечения ребер. При этом часть основания может быть усилена не только ребрами, но и частью, пересекающей ребра.

Таким образом, в структуре композитной панели прочность пересекающихся частей ребер, предусмотренных на части основания, может быть дополнительно улучшена.

Указанные признаки являются существенными, так как каждый из них направлен на достижение заданного технического результата в соответствии с поставленной задачей.

Различные новые признаки, характеризующие данную полезную модель, указаны в формуле полезной модели, приложенной к описанию и составляющей его часть. Для лучшего понимания полезной модели, её преимуществ и специфических целей, достигнутых при его использовании, ниже дано подробное описание предпочтительных вариантов его осуществления, сопровождаемое чертежами, на которых одинаковые элементы обозначены одинаковыми позициями.

Предлагаемая интегральная панель иллюстрируется чертежами на фиг.1-9:

Фиг.1 – Чертеж конструкционной многослойной тканой преформы фрагмента интегральной панели;

Фиг.2 – Упрощённая 3D-модель конструкционной многослойной тканой преформы интегральной панели фюзеляжа;

Фиг.3 – Ортогональная система переплетения нитей;

Фиг.4 – Структура L-профиля в преформе;

Фиг.5 – Модель конструкционной многослойной тканой преформы;

Фиг.6 – Модель структуры армирования;

Фиг.7 – Фрагмент изготовленной преформы;

Фиг.8а – Процесс изготовления преформы на ткацком станке КТ-6250;

Фиг.8б и фиг.8в – Конечный образец конструкционной многослойной тканой преформы фрагмента интегральной панели;

Фиг.9 – Поперечное сечение тканой заготовки.

Варианты реализации настоящей полезной модели описаны ниже со ссылкой на прилагаемые чертежи, которые представляют варианты реализации заготовки и ее типовых применений. Однако следует понимать, что области применения описанной заготовки не ограничены этим изображенным вариантом реализации.

Подробное описание предпочтительного варианта осуществления.

Настоящее описание включает способ ткачества волокнистой преформы, со встроенными элементами жесткости, которая может быть использована в качестве армирующего наполнителя для композиционного материала.

Тип конструкции, данный в описании, может быть использован, например, в аэрокосмических конструкциях, таких как панели крыла, фюзеляжа и поверхности управления.

В варианте осуществления конструкционной многослойной тканой преформы фрагмента интегральной панели, было использовано углеродное волокно UMT49S-12К-EP подкрученное на специализированной крутильно-тростильной машине. Для получения необходимой линейной плотности нити углеродного волокна соединяли (тростили) в несколько сложений во время процесса крутки. Нанесение дополнительного аппрета на волокно не проводилось. Хотя использовалось волокно из указанного материала, который является типичным для армирующих волокон в структурах из композитного материала, полезная модель допускает применение волокон из любого материала, пригодного для данного назначения.

За основу геометрии разрабатываемой преформы был взят фрагмент каркасной части фюзеляжа летательного аппарата со стрингерами и шпангоутами.

Проанализировав данную конструкцию центроплана самолета МС-21 была разработана упрощённая 3D-модель конструкционной многослойной тканой преформы (представленная на фиг.2 и фиг.5), в которой были учтены как возможности ткацкого оборудования, так и особенности самой интегральной панели.

3D-ткачество преформ (представленных на фигурах 8а, 8б и 8в) осуществлялось на автоматизированном челночно-рапирном ткацком комплексе КТ-6250, специально разработанном для получения сложных объёмных волокнистых структур за единый технологический цикл, поскольку его автоматизированный зевообразовательный механизм дает возможность изготовления тканых изделий с неограниченным раппортом переплетения по утку не повторяя схему переплетения армирующих нитей на протяжении всей тканой преформы.

Челночное ткачество – благодаря развороту непрерывной уточной нити на краях – позволяет формировать сложные цельнотканые трехмерные изделия с вертикальными или наклонными краями/стенками (что также представлено на фотографиях 8а, 8б и 8в). Другое достоинство челночно-рапирных ткацких станков в том, что челнок перемещается механически, по четкой, всегда одинаковой траектории и не имеет стадии полета. Это позволяет настроить технологический процесс так, что челнок не будет прикасаться к нитям основы, то есть не будет деформировать и травмировать их. При сохранении целостности (свойств) волокна, повышаются и физико-механические характеристики готового изделия.

Сложная форма и структура конструкционной многослойной тканой преформы осуществляется методом трёхмерного ткачества. Системы нитей в данной преформе взаимосвязаны согласно ортогональному переплетению (фиг.3, фиг.6). Программирование цикла работы ткацкого станка можно оптимизировать под сложную геометрию изделия благодаря автоматизации станка. Все подвижные части КТ-6250 не имеют жесткой механической связи друг с другом и приводятся в движение сервомоторами, что позволяет регулировать каждую отдельную операцию процесса ткачества в соответствии с параметрами сложнопрофильных преформ.

На фиг.1 показан чертеж интегральной панели. Фиг.1 b) представляет вид сверху. Фиг.1 а) – поперечное сечение А-А фигуры 1 b). Также на чертеже указаны основание панели 1 и силовой набор, представленный в виде ребер 2, которые расположены перпендикулярно и пересекаются друг с другом. Размеры и параметры полученной конструкционной цельнотканой преформы указаны на фиг.1 а) и фиг.1 b) в миллиметрах.

Получившаяся 3D-модель (фиг.2) легла в основу проектирования всей архитектуры армирования конструкционной многослойной тканой преформы. В результате разработки технологического процесса изготовления преформы была составлена заправочная карта, в которой учитывались особенности формирования объёмных структур армирования интегральной панели. По разработанной технологической карте была составлена модель структуры армирования, в которой армирующие углеродные волокна расположены в направлениях X-Y-Z (фиг.3, фиг.6).

Архитектура армирования согласно одному варианту осуществления настоящей полезной модели показана на фигуре 3 (а также фиг.4 и фиг.6), то есть показана структура ортогонального переплетения, в которой траектория нитей оси Х в ткачестве соответствует системе основных нитей, нитей оси Y – системе уточных нитей, а нитей оси Z – системе прошивных нитей. Для простоты пояснения плоскость, в которой размещена часть основания 1, называется плоскостью X-Y, а направление, в котором стоят ребра 2, называется осью Z.

На фигуре 7 для наглядности представлен увеличенный вид фрагмента изготовленной преформы.

Схема поперечного сечение тканой преформы изображена на фиг.9. Кружки, красного цвета, обозначенные буквой X, представляют собой основные волокна, идущие перпендикулярно глазу наблюдателя и располагающиеся параллельно плоскости преформы, вдоль её длины, а непрерывные желтые линии, расположенные так же параллельно плоскости преформы, но в направлении вдоль её ширины, представляют собой уточные волокна – Y. И третья армирующая система прошивных нитей, расположенная вдоль высоты, перпендикулярно плоскости преформы изображена на фигуре 9 в виде вертикальных линий синего цвета, и обозначена буквой Z.

Также на фиг.9 показано, что, например, в данной преформе имеется четыре слоя основных нитей в основании 1 и восемь дополнительных основных слоев, которые и представляют из себя цельнотканые ребра жесткости 2 интегральной панели. Дополнительные слои могут быть добавлены для увеличения толщины основания 1, что может быть очевидным для специалиста в данной области техники.

Преформа, показанная на фиг.8, соткана с использованием ортогонального ткацкого переплетения. Это ткацкое переплетение было выбрано потому, что при последующем использовании цельнотканой заготовки под композит сохраняется однородная структура в объеме всего изделия, чего нельзя было бы достичь в композитах, полученных с использованием волокнистых преформ, изготовленных путём послойной выкладки и со сквозным усилением в узловой зоне. Как видно на фиг.4, модель L-профиля преформы имеет прямой угол, что возможно только при применении технологии трехмерного ортогонального ткачества.

Следует отметить, что преформу можно соткать по любому выбранному рисунку переплетения. Например, структура волокон основания 1 может быть выбрана из двух слоев, ортогонального и углового соединения. Переплетенные нити могут быть основными X и/или уточными нитями Y. Эти нити могут быть выбраны из любых подходящих для армирования композиционных материалов, например, из углеродных, стеклянных, арамидных, полиэтиленовых и других волокон.

Преформа, например, может быть пропитана матричным материалом, таким как полимерная смола. При необходимости изготовления композита, объединенные армирующая преформа и полимерный матричный материал (из эпоксидной смолы, полиэстера, винилэфира, керамики и углерода) можно отверждать и стабилизировать в ходе одной и той же операции термореактивными или другими известными способами, а затем подвергать другим операциям для получения желаемой композитной детали. После такого отверждения затвердевшие массы матричного материала обычно очень прочно соединяются с армирующим материалом. В результате нагрузка на готовый композит, особенно через его матричный материал, действующий как клей между волокнами, может эффективно передаваться и восприниматься преформой.

Толщина и физико-механические параметры обшивки, количество ребер, толщина, высота и ориентация системы ребер зависят от конкретных условий нагружения панели и определяются специальным расчетом для определенных высокопрочных (высокомодульных) нитей и связующего.

Настоящая полезная модель может быть широко использовано в области конструирования композитных панелей, включающих в себя ребра 2, стоящие на основании 1, а также в качестве конструкционных элементов в форме панели, используемых в различных областях, таких как авиастроение, автомобилестроение, судостроение, медицина, архитектура и гражданское строительство. Более предпочтительно панельная конструкция, согласно настоящему примеру, используется в аэрокосмической области при проектировании самолетов и космических кораблей.

Учитывая все преимущества, можно сделать вывод, что внедрение конструкционной многослойной тканой преформы фрагмента интегральной панели в авиастроительную отрасль приведет к положительным результатам в области решения как технологических, так и технических задач.

Настоящая полезная модель не ограничено вышеописанным вариантом осуществления и может быть модифицирована различными способами в пределах объема формулы полезной модели, а варианты осуществления, полученные путем надлежащего объединения технических средств, раскрытых в различных вариантах осуществления, и/или множественные модифицированные примеры включены в технический объем полезной модели.

Claims (7)

1. Конструкционная цельнотканая преформа для изготовления композиционных деталей сложной формы, на основе сложного многослойного переплетения, содержащая основание с гладкой, геометрической формой наружной поверхности, скрепленную с силовыми наборами, выполненными с использованием ортогонального переплетения, в структуре которой армирующие углеродные волокна расположены в трех осевых направлениях (X, Y, Z), отличающаяся тем, что четыре силовых набора выполнены в виде системы, скрепленных с основанием, состоящем из четырех основных слоев, перекрещивающихся ребер, состоящих из восьми цельнотканых слоев и расположенных в трех осевых направлениях.

2. Конструкционная цельнотканая преформа для изготовления композиционных деталей сложной формы по п.2, характеризующаяся тем, что слои силового набора расположены перпендикулярно указанной первой главной поверхности основания.

3. Конструкционная цельнотканая преформа для изготовления композиционных деталей сложной формы по п.1, характеризующаяся тем, что толщина и высота силовых наборов в виде ребер может варьироваться.

4. Конструкционная цельнотканая преформа для изготовления композиционных деталей сложной формы по п.1, характеризующаяся тем, что преформа представляет собой интегральную панель.

5. Конструкционная цельнотканая преформа для изготовления композиционных деталей сложной формы по п.6, характеризующаяся тем, что структура преформы имеет многослойную конструкцию.

6. Конструкционная цельнотканая преформа для изготовления композиционных деталей сложной формы по п.1, характеризующаяся тем, что армирующие волокна выбраны из подходящих для армирования композиционных материалов: углеродных, стеклянных, арамидных, полиэтиленовых, выполненных в виде нитей.

7. Конструкционная цельнотканая преформа для изготовления композиционных деталей сложной формы по п.1, характеризующаяся тем, что тканое основание содержит: несколько тканых слоев, взаимосвязанных ортогональным переплетением с силовыми наборами, расположенными перпендикулярно друг другу.