RU2354557C2 - Корпус летательного аппарата (варианты) - Google Patents
Корпус летательного аппарата (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2354557C2 RU2354557C2 RU2004120842A RU2004120842A RU2354557C2 RU 2354557 C2 RU2354557 C2 RU 2354557C2 RU 2004120842 A RU2004120842 A RU 2004120842A RU 2004120842 A RU2004120842 A RU 2004120842A RU 2354557 C2 RU2354557 C2 RU 2354557C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- body according
- aircraft body
- outer shell
- aircraft
- strip
- Prior art date
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 24
- 230000006378 damage Effects 0.000 claims abstract description 14
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims abstract description 12
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 6
- WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N Lithium Chemical compound [Li] WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 5
- 239000003292 glue Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 11
- 150000001408 amides Chemical class 0.000 claims description 8
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 claims description 8
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 229910000861 Mg alloy Inorganic materials 0.000 claims description 5
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims description 5
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 4
- 229910052744 lithium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 4
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 3
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 claims description 3
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 2
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 2
- TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Al]O[Al]=O TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims 6
- 239000012237 artificial material Substances 0.000 claims 4
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims 2
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 claims 1
- 241000761557 Lamina Species 0.000 claims 1
- 244000019194 Sorbus aucuparia Species 0.000 claims 1
- 235000006414 serbal de cazadores Nutrition 0.000 claims 1
- 229910001148 Al-Li alloy Inorganic materials 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 10
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 4
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 4
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 230000004313 glare Effects 0.000 description 1
- LNEPOXFFQSENCJ-UHFFFAOYSA-N haloperidol Chemical compound C1CC(O)(C=2C=CC(Cl)=CC=2)CCN1CCCC(=O)C1=CC=C(F)C=C1 LNEPOXFFQSENCJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000002648 laminated material Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 238000002203 pretreatment Methods 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- 239000012779 reinforcing material Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 239000003351 stiffener Substances 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
- B32B15/092—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 comprising epoxy resins
-
- 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
- B32B3/02—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 features of form at particular places, e.g. in edge regions
- B32B3/08—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 features of form at particular places, e.g. in edge regions characterised by added members at particular parts
-
- 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
- B32B15/20—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
- B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
- B32B27/38—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising epoxy resins
-
- 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
- B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
- B32B2260/04—Impregnation, embedding, or binder material
- B32B2260/046—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
- 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)
Abstract
Изобретение относится к корпусу летательного аппарата. Корпус летательного аппарата содержит несущую конструкцию, включающую стрингеры в качестве структурных элементов, и внешнюю оболочку, прикрепленную к несущей конструкции. Корпус летательного аппарата содержит также легкую усиливающую структуру из полосообразных элементов, выполненных из материала с высокой устойчивостью к разрушению и нанесенных с помощью клея на указанную внешнюю оболочку, так что указанные усиливающие полосообразные элементы усиливают внешнюю оболочку. Полосообразные элементы состоят из ламинированного слоистого материала или из монолитного сплава алюминия и лития. В результате повышается устойчивость к разрушению, в том числе к появлению усталостных трещин. 2 н. и 26 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение касается легких конструкций, состоящих из внешней оболочки, а также связанных с ней структурных элементов.
Легкие конструкции, применяемые, в частности, в области воздушной и космической техники, состоят обычно из внешней оболочки, которая усилена по внутренней стороне посредством двухмерных элементов жесткости. Например, таким образом построен фюзеляж самолета, чья внешняя оболочка усилена с помощью стрингеров и шпангоутов. 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, и среди прочего путем повышения толщины оболочки или согласования толщины оболочки с требованиями по нагрузке на конкретных участках и т.п. Эти методы, однако, приводят также к повышению веса легкой конструкции. Другая возможность состоит в применении материалов с улучшенными свойствами в отношении предела допустимых разрушений, как, например, описанные в DE 10238460 A1 металлические слоистые материалы или упрочненные волокнами ламинаты, известные под товарным знаком GLARE.
К преимуществам упрочненных волокнами ламинатов относят помимо очень хороших свойств сопротивления разрушению их относительно небольшую плотность по сравнению с монолитными металлическими материалами. Однако упрочненные волокнами 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 важной является устойчивость к разрушению. Кроме того, получение упрочненных волокнами ламинатов из-за частично сложной предварительной обработки склеиванием тонких листов, применения дополнительных предварительно профилированных пленок, а также необходимости 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.
Задача изобретения - подготовить легкую конструкцию упомянутого вначале вида, которая имеет существенно улучшенную устойчивость к разрушению, в частности, в отношении поведения усталостных трещин.
Изобретение решает поставленную задачу за счет того, что предусмотрено в конструкциях такого рода на внешней оболочке между структурными элементами располагать также наносимые склеиванием дополнительные выполненные в виде полос, состоящие из устойчивого к разрушениям материала элементы усиливающей структуры. Предпочтительное усовершенствование изобретения дано в зависимых пунктах формулы.
Благодаря предусмотренному согласно изобретению применению подобных дополнительных усиливающих элементов, которые в виде полос наклеены на основной лист оболочки, состоят из материала с высокой устойчивостью к разрушению и образуют фахверковую структуру, достигается желаемое повышение устойчивости к разрушению легкой конструкции за счет того, что при росте усталостной трещины в области внешней оболочки дополнительно нанесенная фахверковая структура значительно большее время сопротивляется росту трещины, что ведет к существенному замедлению роста усталостной трещины.
Было установлено, что применение предусмотренных согласно изобретению подобных дополнительных локально нанесенных усиливающих элементов с фахверковой структурой ведет к существенному улучшению устойчивости к разрушению, как при монолитном, так и многослойном материале. В частности, расположение дополнительных полос в фахверковой структуре между предусмотренными конструкцией самолета стрингерами позволяет обеспечить существенное снижение скорости роста трещин. Также было установлено, что 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 можно повысить в пять раз. При росте усталостной трещины, длина которой превышает расстояние между двумя соседними стрингерами, слоистые металлические материалы с дополнительной фахверковой структурой показывают лучшую стойкость к разрушению, чем легкая конструкция с внешней оболочкой из монолитного листа, тогда как при длине трещины, составляющей двойное расстояние между стрингерами, рост трещины в таком материале выше, чем в традиционно применяемых легких конструкциях с листом оболочки из монолитного материала.
Преимущества изобретения проявляются в возможности уменьшения веса легкой конструкции, в частности фюзеляжа самолета, с сохранением высоких характеристик устойчивости к разрушению. Данные требования являются особенно важными для внешней оболочки фюзеляжа самолетов. За счет применения дополнительных элементов, выполненных из материала с высокой стойкостью к разрушению и образующих усиливающую структуру, согласно изобретению достигается возможность использовать листы на 20% меньшей толщины, и за счет этого значительно снизить общий вес легкой конструкции.
Далее изобретение поясняется при помощи примеров выполнения, которые изображены на чертежах.
Фиг.1-4 - схематичное изображение усиленной легкой конструкции.
Фиг.5 - изображение роста трещины во внешней оболочке, выполненной из монолитного и из металлического многослойного материала с дополнительно нанесенной на каждой из них фахверковой структурой из материала с высокой стойкостью к разрушению.
На фиг.1-4 показаны различные варианты выполнения легких конструкций, причем во всех случаях на внешнем листе оболочки при помощи приклеивания нанесена фахверковая структура из материала с высокой устойчивостью к разрушению. Эта фахверковая структура выполняет задачу повышения устойчивости к разрушению всей конструкции и уменьшения образования трещин во внешнем листе оболочки.
На фиг.1 показана состоящая из устойчивого к разрушению материала фахверковая структура 1, которая при помощи клеящего слоя 3 нанесена на внешний лист 2 оболочки, который состоит из слоистого материала. На фиг.2 показан аналогичный вариант выполнения легкой конструкции, в которой также состоящая из устойчивого к разрушению материала фахверковая структура 11 при помощи клея 13 нанесена на внешний лист 12 оболочки, состоящий из монолитного материала. На фиг.3 и 4 показаны, в принципе, однотипные усиливающие структуры, в которых соответственно одна состоящая из ламинированного слоистого материала фахверковая структура 23 или 31 расположена на внешнем листе 22 оболочки, выполненном из слоистого материала, или на внешнем листе 32 из монолитного материала.
Во всех случаях фахверковые структуры 1, 11, 21, 31 состоят из полос, ширина которых варьируется в интервале от около 10 до 80 мм. Образующие фахверковую структуру элементы 1, 11 при этом могут состоять, как это показано на фиг.1 и фиг.2, из монолитного материала, в частности из сплава алюминия и лития, предпочтительно с примерно 1-3% лития, или из композитного материала. В последнем случае в матрицу из сплава алюминия, магния или титана внедряют волокна из углерода, полиароматического амида, оксида алюминия, карбида кремния или базальта в качестве усиливающего материала.
Как показано на фиг.3 и 4, образующие фахверковую структуру элементы 21, 31 могут состоять и из слоистого материала, в котором отдельные слои в виде алюминиевых, магниевых или титановых листов усилены за счет расположенных между ними слоев 23, 33 из пластмассы, предпочтительно эпоксидной смолы, в которые внедрены волокна стекла, углерода, полиароматического амида, оксида алюминия, карбида кремния или базальта. Эти усиливающие волокна 24, 34 имеют длину от, по меньшей мере, около 5 мм и предел текучести не менее 500 МПа.
В качестве внешних листов оболочки могут применяться как монолитные листы из сплавов алюминия, титана, магния, так и слоистые материалы из двух или более склеенных листов, при необходимости снабженных промежуточными слоями из пленки. В одной легкой конструкции могут одновременно применяться несколько дополнительных слоев и фахверковых структур.
На фиг.5 показано существенное увеличение устойчивости к разрушению легкой конструкции, достигаемое за счет описанной выше структуры. Наклеенные на внешний лист оболочки из монолитного или слоистого материала, образующие фахверковую структуру усиливающие элементы, на левом краю изображения обозначены как 1 и 2 доплер, уменьшают рост усталостной трещины во внешней оболочке и соответственно преждевременный выход легкой конструкции из строя.
Claims (28)
1. Корпус летательного аппарата, содержащий несущую конструкцию, включающую стрингеры в качестве структурных элементов, и внешнюю оболочку, прикрепленную к несущей конструкции, причем корпус летательного аппарата содержит также легкую усиливающую структуру из полосообразных элементов, выполненных из материала с высокой устойчивостью к разрушению и нанесенных с помощью клея на указанную внешнюю оболочку, так что указанные усиливающие полосообразные элементы усиливают внешнюю оболочку, причем полосообразные элементы состоят из ламинированного слоистого материала.
2. Корпус летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что полосообразные элементы (1, 11, 21, 31) образуют фахверковую структуру.
3. Корпус летательного аппарата по п.1 или 2, отличающийся тем, что полосообразные элементы (1, 11) состоят из композиционного материала.
4. Корпус летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что полосообразные элементы (1, 11) представляют собой матрицу из алюминиевого сплава, усиленную волокнами углерода, полиароматического амида, оксида алюминия, карбида кремния или базальта.
5. Корпус летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что полосообразные элементы (1, 11) представляют собой матрицу из магниевого сплава, усиленную волокнами углерода, полиароматического амида, оксида алюминия, карбида кремния или базальта.
6. Корпус летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что полосообразные элементы (1, 11) представляют собой матрицу из титанового сплава, усиленную волокнами углерода, полиароматического амида, оксида алюминия, карбида кремния или базальта.
7. Корпус летательного аппарата по любому из пп.4-6, отличающийся тем, что волокна (24, 34) имеют длину, по меньшей мере, около 5 мм.
8. Корпус летательного аппарата по любому из пп.4-6, отличающийся тем, что волокна (24, 34) имеют предел текучести, по меньшей мере, 500 МПа.
9. Корпус летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что полосообразные элементы (21, 31) состоят из алюминиевых листов, которые усилены искусственным материалом с внедренными в него волокнами стекла, углерода, полиароматического амида, оксида алюминия, карбида кремния или базальта.
10. Корпус летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что полосообразные элементы (21, 31) состоят из магниевых листов, которые усилены искусственным материалом с внедренными в него волокнами стекла, углерода, полиароматического амида, оксида алюминия, карбида кремния или базальта.
11. Корпус летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что полосообразные элементы (21, 31) состоят из титановых листов, которые усилены искусственным материалом с внедренными в него волокнами стекла, углерода, полиароматического амида, оксида алюминия, карбида кремния или базальта.
12. Корпус летательного аппарата по любому из пп.9-11, отличающийся тем, что волокна (24, 34) имеют длину, по меньшей мере, около 5 мм.
13. Корпус летательного аппарата по любому из пп.9-11, отличающийся тем, что волокна (24, 34) имеют предел текучести, по меньшей мере, 500 МПа.
14. Корпус летательного аппарата по любому из пп.9-11, отличающийся тем, что искусственным материалом является эпоксидная смола.
15. Корпус летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) состоит из монолитного листа.
16. Корпус летательного аппарата по п.15, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) состоит из сплава алюминия.
17. Корпус летательного аппарата по п.15, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) состоит из сплава магния.
18. Корпус летательного аппарата по п.15, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) состоит из сплава титана.
19. Корпус летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) состоит из слоистого материала.
20. Корпус летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) имеет толщину от около 0,5 до 2 мм.
21. Корпус летательного аппарата, содержащий несущую конструкцию, включающую стрингеры в качестве структурных элементов, и внешнюю оболочку, прикрепленную к несущей конструкции, причем корпус летательного аппарата содержит также легкую усиливающую структуру из полосообразных элементов, выполненных из материала с высокой устойчивостью к разрушению и нанесенных с помощью клея на указанную внешнюю оболочку, так что указанные усиливающие полосообразные элементы усиливают при этом внешнюю оболочку, причем полосообразные элементы состоят из монолитного сплава алюминия и лития.
22. Корпус летательного аппарата по п.21, отличающийся тем, что содержание лития в сплаве составляет от около 1% до около 3%.
23. Корпус летательного аппарата по п.21, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) состоит из монолитного листа.
24. Корпус летательного аппарата по п.23, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) состоит из сплава алюминия.
25. Корпус летательного аппарата по п.23, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) состоит из сплава магния.
26. Корпус летательного аппарата по п.23, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) состоит из сплава титана.
27. Корпус летательного аппарата п.23, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) состоит из слоистого материала.
28. Корпус летательного аппарата по п.23, отличающийся тем, что внешняя оболочка (2, 12, 22, 32) имеет толщину от около 0,5 до 2 мм.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE10330709 | 2003-07-08 | ||
| DE10330709.5 | 2003-07-08 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004120842A RU2004120842A (ru) | 2006-01-10 |
| RU2354557C2 true RU2354557C2 (ru) | 2009-05-10 |
Family
ID=33441650
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004120842A RU2354557C2 (ru) | 2003-07-08 | 2004-07-07 | Корпус летательного аппарата (варианты) |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7285326B2 (ru) |
| EP (1) | EP1495858B1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0402617A (ru) |
| CA (1) | CA2473346C (ru) |
| RU (1) | RU2354557C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2715525C2 (ru) * | 2011-05-19 | 2020-02-28 | Зе Боинг Компани | Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера |
Families Citing this family (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10238460B3 (de) * | 2002-08-22 | 2004-03-11 | Airbus Deutschland Gmbh | Leichtbaustruktur aus dünnen Metallblechlagen |
| ATE406998T1 (de) * | 2003-07-08 | 2008-09-15 | Airbus Gmbh | Leichtbaustruktur |
| DE10360808B4 (de) * | 2003-12-19 | 2005-10-27 | Airbus Deutschland Gmbh | Faserverstärkter metallischer Verbundwerkstoff |
| NL1030029C2 (nl) * | 2005-09-26 | 2007-03-27 | Gtm Consulting B V | Werkwijze en inrichting voor het verlijmen van componenten tot een samengesteld vormdeel. |
| NL1030066C2 (nl) * | 2005-09-29 | 2007-03-30 | Gtm Consulting B V | Werkwijze voor het vervaardigen van een vormdeel uit een samengesteld materiaal. |
| DE102005060958A1 (de) * | 2005-12-20 | 2007-06-21 | Airbus Deutschland Gmbh | Schutzvorrichtung |
| DE102006003160A1 (de) * | 2006-01-24 | 2007-09-06 | Airbus Deutschland Gmbh | Flächendichtung sowie Verfahren zur Herstellung von abgedichteten Fügeverbindungen mit der Flächendichtung |
| DE102006007428A1 (de) * | 2006-02-17 | 2007-08-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Verstärkungsmaterial zur lokalen Verstärkung eines mit einem Verbundmaterial gebildeten Bauteils sowie Verfahren |
| EP2021238A2 (en) * | 2006-05-15 | 2009-02-11 | Alcoa Inc. | Reinforced hybrid structures and methods thereof |
| NL2000100C2 (nl) * | 2006-06-13 | 2007-12-14 | Gtm Consulting B V | Laminaat uit metaalplaten en kunststof. |
| NL2000232C2 (nl) * | 2006-09-12 | 2008-03-13 | Gtm Consulting B V | Huidpaneel voor een vliegtuigromp. |
| US20090211697A1 (en) * | 2007-05-15 | 2009-08-27 | Heinimann Markus B | Reinforced hybrid structures and methods thereof |
| US20090188748A1 (en) * | 2008-01-24 | 2009-07-30 | Honeywell International Inc. | Noise suppression panels and repair methods therefor |
| DE102008042782A1 (de) | 2008-10-13 | 2010-04-29 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturelement zur Verstärkung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs |
| GB201116287D0 (en) * | 2011-09-21 | 2011-11-02 | Airbus Operations Ltd | Method and device for removing a sleeve from a bore |
| FR2983772B1 (fr) | 2011-12-13 | 2014-01-10 | Airbus Operations Sas | Paroi en materiau composite renforcee de maniere a limiter la propagation d'une crique selon une direction |
| CN103388113B (zh) * | 2013-07-25 | 2015-06-10 | 辽宁工程技术大学 | 一种玄武岩纤维增强镁合金复合材料及其制备方法 |
| JP5959558B2 (ja) * | 2014-03-13 | 2016-08-02 | アイシン高丘株式会社 | 複合構造体及びその製造方法 |
| CN105842067B (zh) * | 2015-01-15 | 2019-11-08 | 中国石油天然气股份有限公司 | 应力变化与裂缝扩展方向测试装置及方法 |
| CN106182912A (zh) * | 2016-06-24 | 2016-12-07 | 廖兴池 | 一种低密度复合型保温金属材料 |
| GB2582148A (en) * | 2019-03-12 | 2020-09-16 | Airbus Operations Ltd | Impact resistant panels |
| CN111114821B (zh) * | 2019-12-24 | 2024-01-12 | 中国特种飞行器研究所 | 一种先进增强结构的结构处理方法 |
| US11549391B2 (en) | 2021-03-22 | 2023-01-10 | General Electric Company | Component formed from hybrid material |
Family Cites Families (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3058704A (en) * | 1958-01-16 | 1962-10-16 | Johnson & Johnson | Laminated adhesive sheeting for aircraft |
| US3401025A (en) * | 1965-05-03 | 1968-09-10 | Boeing Co | Bonded article comprising two metallic members joined by an intermediate layer |
| 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 |
| 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 |
| US5151311A (en) * | 1987-11-02 | 1992-09-29 | Grumman Aerospace Corporation | Acoustic attenuating liner and method of making same |
| US5106668A (en) * | 1989-06-07 | 1992-04-21 | Hexcel Corporation | Multi-layer honeycomb structure |
| 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 |
| US5429326A (en) * | 1992-07-09 | 1995-07-04 | Structural Laminates Company | Spliced laminate for aircraft fuselage |
| FR2719553B1 (fr) * | 1994-05-04 | 1996-07-26 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor arrière et stator redresseur carénés pour hélicoptère. |
| US5667866A (en) * | 1995-05-02 | 1997-09-16 | The Nordam Group, Inc. | Multi-layered, unbalanced sandwich panel |
| US5866272A (en) | 1996-01-11 | 1999-02-02 | The Boeing Company | Titanium-polymer hybrid laminates |
| EP0883484A1 (en) | 1996-01-11 | 1998-12-16 | The Boeing Company | Composite honeycomb sandwich structure |
| US5895699A (en) * | 1996-03-15 | 1999-04-20 | The Boeing Company | Tiedown ply for reducing core crush in composite honeycomb sandwich structure |
| 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 |
| ATE226512T1 (de) * | 1997-05-28 | 2002-11-15 | Structural Laminates Co | Verfahren zur herstellung eines mehrschichtwerkstoffes und ein mehrschichtwerkstoff der mit diesem verfahren herzustellen ist |
| KR100217487B1 (ko) * | 1997-06-03 | 1999-09-01 | 맹섭 | 골프채의 헤드커버 |
| DE10238460B3 (de) * | 2002-08-22 | 2004-03-11 | Airbus Deutschland Gmbh | Leichtbaustruktur aus dünnen Metallblechlagen |
| ATE406998T1 (de) * | 2003-07-08 | 2008-09-15 | Airbus Gmbh | Leichtbaustruktur |
-
2004
- 2004-06-30 EP EP04015293.6A patent/EP1495858B1/de active Active
- 2004-07-06 BR BRPI0402617 patent/BRPI0402617A/pt active Search and Examination
- 2004-07-07 RU RU2004120842A patent/RU2354557C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2004-07-08 US US10/888,566 patent/US7285326B2/en active Active
- 2004-07-08 CA CA 2473346 patent/CA2473346C/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2715525C2 (ru) * | 2011-05-19 | 2020-02-28 | Зе Боинг Компани | Структура самолета для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1495858A1 (de) | 2005-01-12 |
| CA2473346A1 (en) | 2005-01-08 |
| CA2473346C (en) | 2011-05-10 |
| EP1495858B1 (de) | 2019-08-07 |
| US20050112348A1 (en) | 2005-05-26 |
| US7285326B2 (en) | 2007-10-23 |
| BRPI0402617A (pt) | 2005-05-17 |
| RU2004120842A (ru) | 2006-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2354557C2 (ru) | Корпус летательного аппарата (варианты) | |
| RU2430856C2 (ru) | Армированная обшивка для воздушного или космического летательного аппарата с многослойным стрингером высокой жесткости и соответствующий многослойный стрингер | |
| RU2440246C2 (ru) | Слоистый материал из металлических листов и полимера | |
| EP0649373B1 (en) | Spliced laminate for aircraft fuselage | |
| RU2323092C2 (ru) | Слоистая панель с прерывистым внутренним слоем | |
| US5227216A (en) | Fiber/metal laminate | |
| JP2909211B2 (ja) | 強化アロイラミネート | |
| CN107719628A (zh) | 具有包括至少一个结构加强面板的机身的旋转机翼飞行器 | |
| CN108372692B (zh) | 一种多元复合增韧型的仿生结构装甲及其制备方法 | |
| RU2011117089A (ru) | Конструктивный элемент для усиления фюзеляжа летательного аппарата | |
| US7100871B2 (en) | Lightweight structural component made of metallic ply materials | |
| RU2352464C2 (ru) | Легкая конструкция и способ ее изготовления | |
| 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 | |
| JP2011051515A (ja) | 船舶用プロペラ | |
| JP2009538250A (ja) | 強化ハイブリッドの構造とその製造方法 | |
| RU2353526C2 (ru) | Слоистый материал с местным армированием | |
| US7255916B2 (en) | Metallic layer material, reinforced with basalt fibers, as well as products made thereof | |
| RU2565215C1 (ru) | Градиентный металлостеклопластик и изделие, выполненное из него | |
| WO2006009489A1 (fr) | Materiau composite stratifie et article fabrique a partir de ce dernier | |
| EP1520895B1 (en) | A method for securing a component | |
| RU2600765C1 (ru) | Слоистый алюмостеклопластик и изделие, выполненное из него | |
| CN109404712A (zh) | 一种连续纤维复合材料增强铝合金型材及其制备方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170708 |