RU2352464C2 - Легкая конструкция и способ ее изготовления - Google Patents
Легкая конструкция и способ ее изготовления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2352464C2 RU2352464C2 RU2004120841A RU2004120841A RU2352464C2 RU 2352464 C2 RU2352464 C2 RU 2352464C2 RU 2004120841 A RU2004120841 A RU 2004120841A RU 2004120841 A RU2004120841 A RU 2004120841A RU 2352464 C2 RU2352464 C2 RU 2352464C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fibers
- construction according
- outer shell
- construction
- gluing
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims description 6
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims abstract description 29
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 23
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 239000012237 artificial material Substances 0.000 claims abstract description 5
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 9
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims description 5
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims description 5
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 claims description 3
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910000861 Mg alloy Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims description 2
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 2
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 150000001408 amides Chemical class 0.000 claims description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 2
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 claims description 2
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 2
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 abstract description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 3
- 239000003292 glue Substances 0.000 description 2
- 239000002648 laminated material Substances 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- 229920002748 Basalt fiber Polymers 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 230000004313 glare Effects 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 238000010422 painting Methods 0.000 description 1
- 238000002203 pretreatment Methods 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/04—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
- B32B15/08—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material of synthetic resin
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/02—Layer formed of wires, e.g. mesh
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/20—Layered products comprising a layer of metal comprising aluminium or copper
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
- B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
- B32B3/14—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by a face layer formed of separate pieces of material which are juxtaposed side-by-side
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
- B32B7/04—Interconnection of layers
- B32B7/12—Interconnection of layers using interposed adhesives or interposed materials with bonding properties
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
- B32B2260/02—Composition of the impregnated, bonded or embedded layer
- B32B2260/021—Fibrous or filamentary layer
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
- B32B2262/02—Synthetic macromolecular fibres
- B32B2262/0261—Polyamide fibres
- B32B2262/0269—Aromatic polyamide fibres
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
- B32B2262/10—Inorganic fibres
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
- B32B2262/10—Inorganic fibres
- B32B2262/101—Glass fibres
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
- B32B2262/10—Inorganic fibres
- B32B2262/106—Carbon fibres, e.g. graphite fibres
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2305/00—Condition, form or state of the layers or laminate
- B32B2305/08—Reinforcements
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B2311/00—Metals, their alloys or their compounds
- B32B2311/18—Titanium
-
- 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
- Y10T428/249921—Web or sheet containing structurally defined element or component
- Y10T428/249924—Noninterengaged fiber-containing paper-free web or sheet which is not of specified porosity
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
- Rod-Shaped Construction Members (AREA)
Abstract
Изобретение относится к легким конструкциям, применяемым в воздушной и космической технике. Легкая конструкция состоит из внешней оболочки и по меньшей мере одной нанесенной на нее и соединенной с ней посредством склеивания усиливающей структуры. Между внешней оболочкой и каждой усиливающей структурой расположен усиленный волокнами дополнительный слой, также нанесенный при помощи наклеивания. Волокна перед процессом или во время процесса склеивания связывают в матрицу из искусственного материала. Также волокна могут быть связаны как в одномерно позиционированные структуры, так и в двухмерно переплетающиеся тканые структуры. Решение направлено на повышение устойчивости к разрушению легких конструкций. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение касается легких конструкций, состоящих из внешней оболочки, а также, по меньшей мере, одной усиливающей структуры, нанесенной на нее и связанной с ней с помощью склеивания. Изобретение касается также способа изготовления таких легких конструкций.
Легкие конструкции, применяемые, в частности, в области воздушной и космической техники, состоят обычно из внешней оболочки, которая усилена по внутренней стороне за счет двухмерных элементов жесткости. Например, фюзеляж самолета, чья внешняя оболочка усилена с помощью стрингеров и шпангоутов, построен таким образом. При использовании таких легких конструкций особое значение придается уменьшению веса, при этом легкие конструкции все же должны соответствовать в зависимости от каждого случая применения различным прочностным, усталостным требованиям и устойчивости к разрушению. В частности, в самолетостроении существуют определенные требования относительно устойчивости к разрушению применяемых там легких конструкций.
Повышения устойчивости к разрушению таких легких конструкций можно достичь различным образом. Для этого используют повышение толщины оболочки, применение дополнительных локальных элементов жесткости, согласование толщины оболочки с требованиями по нагрузке на конкретных участках и т.п. Эти методы, однако, приводят также к увеличению веса легкой конструкции. Другая возможность состоит в применении материалов с улучшенной устойчивостью к разрушению, как, например, описанный в DE 10238460 A1 металлический слоистый материал или волокноупрочненные ламинаты, известные под товарным знаком GLARE.
К преимуществам волокноупрочненных ламинатов относят помимо очень хорошей устойчивости к разрушению их относительно небольшую плотность по сравнению с монолитными металлическими материалами. Однако волокноупрочненные ламинаты имеют к настоящему времени по сравнению с монолитными материалами частично худшие статические прочностные свойства. За счет этого достигают уменьшения веса легких конструкций только в некоторых областях, в которых предъявляются требования в основном к устойчивости к разрушению. Кроме того, получение волокноупрочненных ламинатов из-за частично сложной предварительной обработки склеиванием тонких листов, применение дополнительных предварительно профилированных пленок, а также необходимость ручного позиционирования и подготовки для последующего склеивания сравнительно дорого. В результате стоимость производства может лежать существенно выше, чем при применении монолитных листов. Можно ожидать существенно более низкой стоимости при производстве металлических слоистых материалов без усиления волокнами, как описано в DE 10238460 A1.
У обеих групп материалов применение дополнительных локально размещаемых элементов жесткости с фахверковой структурой ведет к улучшению устойчивости к разрушению. При росте усталостных трещин, которые длиннее чем расстояние между двумя соседними стрингерами, металлические слоистые материалы с дополнительной фахверковой структурой показывают по сравнению с легкими конструкциями с внешней оболочкой из монолитного листа лучшую устойчивость к разрушению, в то время как при длине трещин до двойного расстояния между стрингерами рост трещины в таких слоистых материалах выше, чем в обычно используемых легких конструкциях с листом-оболочкой из монолитного материала. В частности, применение дополнительных полос между стрингерами в фахверковой структуре ведет к снижению роста трещины. Также было установлено, что, в частности, при находящихся долгое время в исправности промежуточных полосах в форме дополнительных доплеров между двумя стрингерами рост трещины во внешней оболочке замедляется настолько, что время эксплуатации легкой конструкции повышается в пять раз.
Задача изобретения - подготовить легкую конструкцию упомянутого вначале вида, которая имеет существенно улучшенную устойчивость к разрушению, в частности, в отношении поведения усталостных трещин. Кроме того, задача изобретения - предложить способ производства конструкций такого рода.
Изобретение решает первую задачу за счет того, что предусмотрено в конструкциях такого рода между внешней оболочкой и усиливающей структурой располагать также нанесенный с помощью клея дополнительный упрочненный волокнами слой. Другая задача решается способом, при котором волокна до или во время процесса склеивания связываются в матрицу из искусственного материала. Предпочтительные варианты развития изобретения даны в зависимых пунктах формулы изобретения.
Благодаря применению дополнительного слоя между листом оболочки и наклеенной фахверковой структурой, в случае которой речь идет как о стрингерах, так и о лежащих между ними средних полосах, достигается желаемое повышение устойчивости к разрушению легкой конструкции за счет того, что при росте усталостной трещины в области внешней оболочки нанесенная для усиления фахверковая структура значительно большее время сопротивляется росту трещины, что ведет к значительному замедлению роста усталостной трещины.
Преимущества изобретения выражаются в возможности уменьшения веса легких конструкций, в частности самолетных оболочек, с высокой устойчивостью к разрушению. Для фюзеляжа самолета эти требования имеют особое значение в отношении верхней оболочки. За счет предусмотренного согласно изобретению применения фахверковой структуры с дополнительным промежуточным слоем дана возможность существенно, т.е. почти на 20%, снизить толщину применяемых листов и за счет этого значительно снизить общий вес легкой конструкции.
Далее изобретение поясняется более подробно на примерах выполнения, показанных на чертежах.
На Фиг.1-4 показаны схематические представления усиленных легких конструкций;
на Фиг. 5 - сравнение роста трещины во внешней оболочке с дополнительно нанесенной фахверковой структурой при исправных и разрушенных средних полосах.
На Фиг. 1-4 представлены различные формы выполнения легких конструкций, при этом во всех случаях предусмотрен дополнительный, упрочненный волокнами слой между основным листом оболочки и нанесенной на него склеиванием фахверковой структурой. Этот слой имеет задачу при расширении трещины в основном листе предотвращать надрыв нанесенных для упрочнения средних полос и за счет этого повышать общую устойчивость конструкции к разрушению.
На фиг. 1 показан выполненный одномерным дополнительный слой 1, который нанесен между основным листом 2 из монолитного материала и нанесенной на него склеиванием фахверковой структурой 3. На фиг. 2 показано аналогичное построение легкой конструкции, при котором дополнительный слой 11 на основном листе 12 из слоистого материала также нанесен под фахверковую структуру 3. На фиг. 3 и 4 показаны усиливающие структуры в принципе такого же рода, у каждой из которых двухмерно построенный дополнительный слой 21 или 31 нанесен на основной лист 22 из монолитного материала или на основной лист 32 из слоистого материала под фахверковую структуру 23 или 33 соответственно.
Во всех случаях дополнительные слои 1, 11, 21, 31, также как и фахверковые структуры 3, 13, 23, 33, состоят из отдельных полос, чья ширина варьируется между 10 и 80 мм. Структура дополнительных промежуточных слоев может при этом, как показано на Фиг.1 и 2, состоять из одномерно позиционируемых волокон 4 или 14, или состоять, как в примерах на Фиг. 3 и 4, из тканых структур, из двухмерно переплетающихся волокон 24 или 34, например, в форме полотен, решеток и т.д. Волокна имеют предпочтительную минимальную длину 10 мм, их диаметр варьируется между примерно 0,001 и 0,3 мм.
В качестве материала для волокон могут применяться стеклянные, углеродные, полиароматические амидные, состоящие из оксида алюминия, карбида кремния или базальтовые волокна, а также алюминиевые, титановые или магниевые нити. Волокна связаны перед или во время процесса склеивания в матрицу из искусственного материала или в клей, и дополнительный слой приклеивается вместе с фахверковой структурой к основному листу. В качестве склеивающего материала пригодны все общеупотребительные клеящие системы. Толщина слоя после процесса склеивания составляет вместе с клеем от 0,05 до 0,3 мм, тогда как толщина фахверковых полос варьируется между около 0,6 и 2,0 мм.
В качестве основных листов оболочки подходят монолитные листы из алюминиевых, магниевых или титановых сплавов, а также слоистые материалы из двух или более склеенных вместе листов, при необходимости снабженных промежуточными слоями из пленки. В легкой конструкции могут применяться при этом много дополнительных слоев и фахверковых структур, причем такая структура может быть укреплена также стрингерами.
На фиг. 5 показано достигаемое за счет вышеописанной структуры существенное повышение устойчивости к разрушению такой легкой конструкции. Нанесенный на основной слой оболочки из монолитного или слоистого материала дополнительный слой препятствует раннему разрушению наклеенной фахверковой структуры и воздействует как замедлитель скорости расширения усталостной трещины во внешней оболочке в несколько раз.
Claims (20)
1. Легкая конструкция, состоящая из внешней оболочки, а также, по меньшей мере, одной нанесенной на нее и соединенной с ней посредством склеивания усиливающей структуры, отличающаяся тем, что между внешней оболочкой (2, 12, 22, 32) и каждой усиливающей структурой (3, 13, 23, 33) расположен усиленный волокнами (4, 14, 24, 34) дополнительный слой (1, 11, 21, 31), также нанесенный при помощи наклеивания, причем волокна (4, 14, 24, 34) имеют длину, по меньшей мере, 10 мм, причем дополнительные слои (1, 11, 21, 31) имеют форму полос, и причем ширина полос дополнительных слоев (1, 11, 21, 31) лежит в интервале от 10 до 80 мм.
2. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) состоят из стекла.
3. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) состоят из углерода.
4. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) состоят из полиароматического амида.
5. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) состоят из оксида алюминия.
6. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) состоят из карбида кремния.
7. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) состоят из базальта.
8. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) состоят из алюминиевых нитей.
9. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) состоят из титановых нитей.
10. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) состоят из магниевых нитей.
11. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) имеют диаметр в интервале от 0,001 до 0,3 мм.
12. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что внешняя оболочка (2, 22) выполнена из монолитного листа.
13. Конструкция по п.12, отличающаяся тем, что внешняя оболочка (2, 22) выполнена из сплава алюминия.
14. Конструкция по п.12, отличающаяся тем, что внешняя оболочка (2, 22) выполнена из сплава магния.
15. Конструкция по п.12, отличающаяся тем, что внешняя оболочка (2, 22) выполнена из сплава титана.
16. Конструкция по 1, отличающаяся тем, что внешняя оболочка (12, 32) выполнена из слоистого материала.
17. Способ изготовления легкой конструкции, состоящей из внешней оболочки, а также, по меньшей мере, одной нанесенной на нее и соединенной с ней посредством склеивания усиливающей структуры, отличающийся тем, что волокна (4, 14, 24, 34) перед процессом или во время процесса склеивания связывают в матрицу из искусственного материала, причем легкая конструкция характеризуется признаками любого из пп.1-16.
18. Способ по п.17, отличающийся тем, что матрица из искусственного материала образована клеящим веществом.
19. Способ по п.17 или 18, отличающийся тем, что дополнительный слой (1, 11, 21, 31) вместе с фахверковой структурой (3, 13, 23, 33) при склеивании наклеивают на внешнюю оболочку.
20. Способ по п.19, отличающийся тем, что толщина слоя вместе с клеем после склеивания составляет от 0,05 до 0,3 мм.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE10330708.7 | 2003-07-08 | ||
| DE10330708 | 2003-07-08 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004120841A RU2004120841A (ru) | 2006-01-10 |
| RU2352464C2 true RU2352464C2 (ru) | 2009-04-20 |
Family
ID=33441649
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004120841A RU2352464C2 (ru) | 2003-07-08 | 2004-07-07 | Легкая конструкция и способ ее изготовления |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7753312B2 (ru) |
| EP (1) | EP1495859B1 (ru) |
| AT (1) | ATE406998T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0402616B1 (ru) |
| CA (1) | CA2473350C (ru) |
| DE (1) | DE502004007968D1 (ru) |
| RU (1) | RU2352464C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2480339C1 (ru) * | 2010-12-14 | 2013-04-27 | Син Йеонг Ко, Лтд. | Многослойный материал |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10238460B3 (de) * | 2002-08-22 | 2004-03-11 | Airbus Deutschland Gmbh | Leichtbaustruktur aus dünnen Metallblechlagen |
| EP1495858B1 (de) * | 2003-07-08 | 2019-08-07 | Airbus Operations GmbH | Leichtbaustruktur aus metallischen schichtwerkstoffen |
| DE10360808B4 (de) * | 2003-12-19 | 2005-10-27 | Airbus Deutschland Gmbh | Faserverstärkter metallischer Verbundwerkstoff |
| DE102006007428A1 (de) | 2006-02-17 | 2007-08-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Verstärkungsmaterial zur lokalen Verstärkung eines mit einem Verbundmaterial gebildeten Bauteils sowie Verfahren |
| US20080000577A1 (en) * | 2006-06-07 | 2008-01-03 | Airbus Deutschland Gmbh | Adhesive bonding arrangement for adhesively bonding two structural elements and method for producing an adhesive bond between two structural elements |
| US10730252B2 (en) * | 2015-03-23 | 2020-08-04 | Khalifa University of Science and Technology | Lightweight composite single-skin sandwich lattice structures |
| US11338899B2 (en) * | 2018-04-05 | 2022-05-24 | The Boeing Company | Joint for a metal airplane skin using metal matrix composite |
| EP3702263A1 (en) * | 2019-02-28 | 2020-09-02 | Airbus Operations GmbH | Aircraft structure for flow control |
| US11549391B2 (en) | 2021-03-22 | 2023-01-10 | General Electric Company | Component formed from hybrid material |
| US12055054B2 (en) | 2021-04-19 | 2024-08-06 | General Electric Company | Light weight fan casing configurations for energy absorption |
Family Cites Families (96)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1775386A (en) * | 1928-05-02 | 1930-09-09 | Blondin Joseph | Aircraft supporting and controlling surface |
| US3058704A (en) * | 1958-01-16 | 1962-10-16 | Johnson & Johnson | Laminated adhesive sheeting for aircraft |
| US3071217A (en) * | 1960-01-15 | 1963-01-01 | Avro Aircraft Ltd | Vibration damping in sheet metal structures |
| US3401025A (en) * | 1965-05-03 | 1968-09-10 | Boeing Co | Bonded article comprising two metallic members joined by an intermediate layer |
| US3490983A (en) * | 1965-05-17 | 1970-01-20 | Hitco | Fiber reinforced structures and methods of making the same |
| US3416756A (en) * | 1966-08-03 | 1968-12-17 | Dow Chemical Co | Airfoil structure |
| US3768760A (en) * | 1970-10-30 | 1973-10-30 | Hercules Inc | Graphite fiber composite covering employing multi-directional |
| US3700517A (en) * | 1970-11-24 | 1972-10-24 | Us Army | Method for arresting propagating fractures in stressed-skin monocoque type of construction |
| US3779487A (en) * | 1971-04-19 | 1973-12-18 | L Ashton | Light weight contoured load carrying structure |
| US4015035A (en) * | 1972-08-10 | 1977-03-29 | Lockheed Aircraft Corporation | Method of forming fiber-reinforced epoxy composite joints, and product thereof |
| US3885071A (en) * | 1972-08-10 | 1975-05-20 | Lockheed Aircraft Corp | Fiber-reinforced epoxy composite joints |
| US3771748A (en) * | 1972-10-10 | 1973-11-13 | I M Ind Kynock Ltd | Structures |
| US3995081A (en) * | 1974-10-07 | 1976-11-30 | General Dynamics Corporation | Composite structural beams and method |
| US4086378A (en) * | 1975-02-20 | 1978-04-25 | Mcdonnell Douglas Corporation | Stiffened composite structural member and method of fabrication |
| US4052523A (en) * | 1976-09-14 | 1977-10-04 | The United States Of America As Represented By The National Aeronautics And Space Administration | Composite sandwich lattice structure |
| US4269884A (en) * | 1979-10-10 | 1981-05-26 | Allied Chemical Corporation | Fiber reinforced multi-ply stampable thermoplastic sheet |
| SU901372A1 (ru) | 1980-02-05 | 1982-01-30 | Предприятие П/Я В-8570 | Асбестова пр жа |
| NL8100087A (nl) * | 1981-01-09 | 1982-08-02 | Tech Hogeschool Delft Afdeling | Laminaat uit metalen platen en daarmede verbonden draden. |
| US4411380A (en) * | 1981-06-30 | 1983-10-25 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Metal matrix composite structural panel construction |
| JPS6199655A (ja) * | 1984-10-18 | 1986-05-17 | Toyota Motor Corp | 鉱物繊維強化金属複合材料 |
| DE3614618A1 (de) * | 1986-04-30 | 1987-11-05 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Schalenstruktur aus faserverstaerktem kunststoff |
| US5151311A (en) * | 1987-11-02 | 1992-09-29 | Grumman Aerospace Corporation | Acoustic attenuating liner and method of making same |
| SU1526076A1 (ru) | 1987-12-14 | 1992-01-30 | Институт Механики Полимеров Ан Латвсср | Пространственно-армированный композиционный материал и устройство дл его изготовлени |
| US5641366A (en) * | 1988-01-20 | 1997-06-24 | Loral Vought Systems Corporation | Method for forming fiber-reinforced composite |
| US5200256A (en) * | 1989-01-23 | 1993-04-06 | Dunbar C R | Composite lightweight bullet proof panel for use on vessels, aircraft and the like |
| US5106668A (en) * | 1989-06-07 | 1992-04-21 | Hexcel Corporation | Multi-layer honeycomb structure |
| CA2023352A1 (en) * | 1989-08-21 | 1991-02-22 | Raymond Charles Srail | Compression molded flame retardant and high impact strength ultra high molecular weight polyethylene composition |
| US5251849A (en) * | 1989-12-26 | 1993-10-12 | Florida International University For Board Of Regents | Strain reduced airplane skin |
| US5223067A (en) * | 1990-02-28 | 1993-06-29 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Method of fabricating aircraft fuselage structure |
| US5087511A (en) * | 1990-08-31 | 1992-02-11 | General Electric Company | Composite element having a variable density core |
| FR2668470B1 (fr) | 1990-10-29 | 1992-12-24 | Saint Gobain Isover | Procede et dispositif de production de fibres par centrifugation interne et application au fibrage de certains verres. |
| US6086975A (en) * | 1991-01-16 | 2000-07-11 | The Boeing Company | Lighting protection for electrically conductive or insulating skin and core for honeycomb structure |
| GB9101354D0 (en) * | 1991-01-22 | 1991-03-06 | Short Brothers Plc | Noise attentuation panel |
| GB2253185A (en) | 1991-03-01 | 1992-09-02 | Secr Defence | Reinforced alloy laminates |
| US5352529A (en) * | 1991-05-13 | 1994-10-04 | Auto-Air Composites, Inc. | Lightweight thrust vectoring panel |
| NL9200625A (nl) * | 1992-04-03 | 1993-11-01 | Dsm Nv | Niet-geweven uit polyolefinevezels bestaande laag voor toepassing in een gelaagde antiballistische structuur. |
| RU2100498C1 (ru) | 1992-04-03 | 1997-12-27 | Дсм Н.В. | Слой из нетканого материала, слоистая структура (варианты), способ изготовления слоя из нетканого материала |
| US5242523A (en) * | 1992-05-14 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Caul and method for bonding and curing intricate composite structures |
| AT398064B (de) * | 1992-07-01 | 1994-09-26 | Hoac Austria Flugzeugwerk Wr N | Kunststoff-verbundprofil, insbesondere flügelholm für den flugzeugbau |
| DE4322108C2 (de) * | 1992-07-03 | 2001-08-09 | Toyoda Gosei Kk | Verstärkte Polypropylenharzmischung und daraus hergestellte Radkappe |
| US5429326A (en) * | 1992-07-09 | 1995-07-04 | Structural Laminates Company | Spliced laminate for aircraft fuselage |
| US5599874A (en) * | 1993-08-25 | 1997-02-04 | Caterpillar Inc. | Thermoplastic polyurethane elastomer based on a hydroxyl terminated polyol, an aromatic chain extender and 1,5 naphthalene diisocyanate |
| US5451377A (en) * | 1993-09-29 | 1995-09-19 | Rockwell International Corp. | Composite structures and methods of manufacturing such structures |
| US5578384A (en) * | 1995-12-07 | 1996-11-26 | Ticomp, Inc. | Beta titanium-fiber reinforced composite laminates |
| FR2719553B1 (fr) * | 1994-05-04 | 1996-07-26 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor arrière et stator redresseur carénés pour hélicoptère. |
| US5520532A (en) * | 1994-08-01 | 1996-05-28 | United Technologies Corporation | Molding assembly for forming airfoil structures |
| US5622733A (en) * | 1994-10-04 | 1997-04-22 | Rockwell International Corporation | Tooling for the fabrication of composite hollow crown-stiffened skins and panels |
| US5667866A (en) * | 1995-05-02 | 1997-09-16 | The Nordam Group, Inc. | Multi-layered, unbalanced sandwich panel |
| US6025048A (en) * | 1995-06-29 | 2000-02-15 | The Regents Of The University Of California | Hybrid ceramic matrix composite laminates |
| WO1997025198A1 (en) * | 1996-01-11 | 1997-07-17 | The Boeing Company | Composite honeycomb sandwich structure |
| US5866272A (en) * | 1996-01-11 | 1999-02-02 | The Boeing Company | Titanium-polymer hybrid laminates |
| US5895699A (en) * | 1996-03-15 | 1999-04-20 | The Boeing Company | Tiedown ply for reducing core crush in composite honeycomb sandwich structure |
| RU2102227C1 (ru) | 1996-01-22 | 1998-01-20 | Акционерное общество открытого типа "Фибробетон" | Многослойный строительный элемент и способ его изготовления |
| US5902756A (en) * | 1996-07-25 | 1999-05-11 | Northrop Grumman Corporation | Ceramic matrix composites with integrated topcoat layers |
| US5804278A (en) * | 1997-01-03 | 1998-09-08 | Fixtures Manufacturing Corporation | Laminated panel construction with honeycomb grid core |
| US5851647A (en) * | 1997-02-14 | 1998-12-22 | Hollingsworth & Vose Company | Nonwoven metal and glass |
| US6641893B1 (en) * | 1997-03-14 | 2003-11-04 | Massachusetts Institute Of Technology | Functionally-graded materials and the engineering of tribological resistance at surfaces |
| JPH10258463A (ja) * | 1997-03-19 | 1998-09-29 | Fuji Heavy Ind Ltd | 複合材の小骨およびその成形方法 |
| US5919177A (en) * | 1997-03-28 | 1999-07-06 | Kimberly-Clark Worldwide, Inc. | Permeable fiber-like film coated nonwoven |
| AU8435298A (en) | 1997-05-28 | 1998-12-30 | Akzo Nobel N.V. | Method for making a laminate and laminate obtainable by said method |
| KR100217487B1 (ko) * | 1997-06-03 | 1999-09-01 | 맹섭 | 골프채의 헤드커버 |
| US6105902A (en) * | 1997-07-15 | 2000-08-22 | Mcdonnell Douglas Corporation | Aircraft fuselage and method of forming same |
| US6458309B1 (en) * | 1998-06-01 | 2002-10-01 | Rohr, Inc. | Method for fabricating an advanced composite aerostructure article having an integral co-cured fly away hollow mandrel |
| JP2000043796A (ja) * | 1998-07-30 | 2000-02-15 | Japan Aircraft Development Corp | 複合材の翼形構造およびその成形方法 |
| US6230465B1 (en) * | 1998-08-04 | 2001-05-15 | Oldcastle Precast, Inc. | Precast concrete structural modules |
| DE19844035C1 (de) * | 1998-09-25 | 1999-11-25 | Daimler Chrysler Aerospace | Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung |
| US6190484B1 (en) * | 1999-02-19 | 2001-02-20 | Kari Appa | Monolithic composite wing manufacturing process |
| DE19924909C1 (de) * | 1999-05-31 | 2000-06-21 | Daimler Chrysler Ag | Metallisches Schalenbauteil |
| US6889937B2 (en) * | 1999-11-18 | 2005-05-10 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Single piece co-cure composite wing |
| US6655633B1 (en) * | 2000-01-21 | 2003-12-02 | W. Cullen Chapman, Jr. | Tubular members integrated to form a structure |
| DE10007995C2 (de) * | 2000-02-22 | 2002-03-07 | Airbus Gmbh | Strukturbauteil, insbesondere für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils |
| JP4416900B2 (ja) * | 2000-03-10 | 2010-02-17 | 富士重工業株式会社 | 複合材パネルおよびその製造方法 |
| 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 |
| DE10031510A1 (de) * | 2000-06-28 | 2002-01-17 | Airbus Gmbh | Strukturbauteil für ein Flugzeug |
| US6712315B2 (en) * | 2000-11-30 | 2004-03-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Metal structural component for an aircraft, with resistance to crack propagation |
| US7226559B2 (en) * | 2000-12-08 | 2007-06-05 | Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. | Method for molding structures |
| RU2192493C2 (ru) | 2000-12-19 | 2002-11-10 | Государственное предприятие Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов | Сплав на основе титана и изделие, выполненное из него |
| JP4526698B2 (ja) * | 2000-12-22 | 2010-08-18 | 富士重工業株式会社 | 複合材成形品及びその製造方法 |
| US7124797B2 (en) * | 2001-03-02 | 2006-10-24 | Toyota Motor Sales, Usa, Inc. | Filament winding apparatus and methods of winding filament |
| GB0113916D0 (en) * | 2001-06-07 | 2001-08-01 | Bae Systems Plc | Adding glass to composite bonding surfaces |
| SE519185C2 (sv) * | 2001-06-07 | 2003-01-28 | Saab Ab | Flygplanspanel |
| JP4574086B2 (ja) * | 2001-09-03 | 2010-11-04 | 富士重工業株式会社 | 複合材翼の製造方法および複合材翼 |
| GB0122050D0 (en) * | 2001-09-13 | 2001-10-31 | Bae Systems Plc | Composite material structure |
| US6648273B2 (en) * | 2001-10-30 | 2003-11-18 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
| US6825137B2 (en) * | 2001-12-19 | 2004-11-30 | Telair International Incorporated | Lightweight ballistic resistant rigid structural panel |
| EP1336469A1 (en) * | 2002-02-19 | 2003-08-20 | Alenia Aeronautica S.P.A. | Methods of manufacturing a stiffening element for an aircraft skin panel and a skin panel provided with the stiffening element |
| US6779830B2 (en) * | 2002-04-09 | 2004-08-24 | Ford Global Technologies, Llc | Anti-intrusion beam for a vehicle door assembly |
| US7204951B2 (en) * | 2002-07-30 | 2007-04-17 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Method of assembling a single piece co-cured structure |
| DE10238460B3 (de) | 2002-08-22 | 2004-03-11 | Airbus Deutschland Gmbh | Leichtbaustruktur aus dünnen Metallblechlagen |
| US20040035979A1 (en) * | 2002-08-23 | 2004-02-26 | Mccoskey William Robert | Integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and closed loop manufacturing methods for making the same |
| US7093470B2 (en) * | 2002-09-24 | 2006-08-22 | The Boeing Company | Methods of making integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and fuel tank structures |
| EP1495858B1 (de) * | 2003-07-08 | 2019-08-07 | Airbus Operations GmbH | Leichtbaustruktur aus metallischen schichtwerkstoffen |
| DE10360808B4 (de) * | 2003-12-19 | 2005-10-27 | Airbus Deutschland Gmbh | Faserverstärkter metallischer Verbundwerkstoff |
| US7481398B2 (en) * | 2004-02-25 | 2009-01-27 | Airbus Deutschland Gmbh | Intercostal for aircraft |
| EP1666354B1 (de) * | 2004-12-01 | 2010-09-29 | Airbus Operations GmbH | Strukturbauteil, Verfahren zum Herstellen eines Strukturbauteils und Verwendung eines Strukturbauteils für eine Flugzeugschale |
| US7255916B2 (en) * | 2005-01-04 | 2007-08-14 | Airbus Deutschland Gmbh | Metallic layer material, reinforced with basalt fibers, as well as products made thereof |
-
2004
- 2004-06-30 EP EP20040015294 patent/EP1495859B1/de not_active Expired - Lifetime
- 2004-06-30 AT AT04015294T patent/ATE406998T1/de not_active IP Right Cessation
- 2004-06-30 DE DE200450007968 patent/DE502004007968D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2004-07-06 BR BRPI0402616 patent/BRPI0402616B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2004-07-07 RU RU2004120841A patent/RU2352464C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2004-07-08 US US10/888,565 patent/US7753312B2/en active Active
- 2004-07-08 CA CA 2473350 patent/CA2473350C/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2480339C1 (ru) * | 2010-12-14 | 2013-04-27 | Син Йеонг Ко, Лтд. | Многослойный материал |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2473350A1 (en) | 2005-01-08 |
| BRPI0402616A (pt) | 2005-05-17 |
| US20050112347A1 (en) | 2005-05-26 |
| BRPI0402616B1 (pt) | 2013-07-02 |
| CA2473350C (en) | 2011-11-29 |
| ATE406998T1 (de) | 2008-09-15 |
| DE502004007968D1 (de) | 2008-10-16 |
| EP1495859B1 (de) | 2008-09-03 |
| EP1495859A1 (de) | 2005-01-12 |
| US7753312B2 (en) | 2010-07-13 |
| RU2004120841A (ru) | 2006-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2354557C2 (ru) | Корпус летательного аппарата (варианты) | |
| DE69734616T2 (de) | Titan-Polymer hybrid Laminate | |
| RU2352464C2 (ru) | Легкая конструкция и способ ее изготовления | |
| US5604010A (en) | Composite honeycomb sandwich structure | |
| US5227216A (en) | Fiber/metal laminate | |
| US5460865A (en) | Hybrid honeycomb sandwich panel | |
| RU2323092C2 (ru) | Слоистая панель с прерывистым внутренним слоем | |
| RU2430856C2 (ru) | Армированная обшивка для воздушного или космического летательного аппарата с многослойным стрингером высокой жесткости и соответствующий многослойный стрингер | |
| JP2009539657A (ja) | 金属シートと繊維強化ポリマー層とからなるラミネート（積層体）、および、スキンシート | |
| JPH01136736A (ja) | 金属シート及び連続ガラスフィラメントで強化された合成材料のラミネート | |
| JP2909211B2 (ja) | 強化アロイラミネート | |
| EP3134257B1 (en) | Panel made of laminates and method of manufacturing the same | |
| JPH0747626A (ja) | 複合コアを使用して耐久性を改良するためのハニカムコアサンドイッチ構造体の表面近くの増強法 | |
| CA2438417C (en) | Lightweight structural component made of metallic ply materials | |
| CN102186722A (zh) | 用于增强飞机机身的结构元件 | |
| US8722201B2 (en) | Connections between a monolithic metal component and a continuous-fiber reinforced laminate component, and method for production of the same | |
| Roebroeks et al. | The development of central | |
| RU2353526C2 (ru) | Слоистый материал с местным армированием | |
| EP1767343A9 (en) | Laminated composite material and a product made thereof | |
| EP1520895B1 (en) | A method for securing a component | |
| RU2641744C1 (ru) | Слоистый гибридный композиционный материал и изделие, выполненное из него | |
| CN1207062A (zh) | β钛－纤维加强的复合层状物 | |
| Huang | Progressive failure analysis of laminated composites with transverse shear effects | |
| CN109099003A (zh) | 用于涡扇发动机的风扇叶片 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090708 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20110120 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170708 |