RU2408462C2 - Способ изготовления армированной оболочки для компонентов воздушного судна и оболочка для таких компонентов - Google Patents

Способ изготовления армированной оболочки для компонентов воздушного судна и оболочка для таких компонентов Download PDF

Info

Publication number
RU2408462C2
RU2408462C2 RU2007144050/05A RU2007144050A RU2408462C2 RU 2408462 C2 RU2408462 C2 RU 2408462C2 RU 2007144050/05 A RU2007144050/05 A RU 2007144050/05A RU 2007144050 A RU2007144050 A RU 2007144050A RU 2408462 C2 RU2408462 C2 RU 2408462C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shell
elements
coating
connecting elements
curing
Prior art date
Application number
RU2007144050/05A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007144050A (ru
Inventor
Бернд РЭКЕРС (DE)
Бернд РЭКЕРС
Original Assignee
Эйрбас Дойчланд Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Дойчланд Гмбх filed Critical Эйрбас Дойчланд Гмбх
Publication of RU2007144050A publication Critical patent/RU2007144050A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2408462C2 publication Critical patent/RU2408462C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/84—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks by moulding material on preformed parts to be joined
    • B29C70/845—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks by moulding material on preformed parts to be joined by moulding material on a relative small portion of the preformed parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/50—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like
    • B29C65/5042—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like covering both elements to be joined
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/50—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like
    • B29C65/5064—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like of particular form, e.g. being C-shaped, T-shaped
    • B29C65/5071—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like of particular form, e.g. being C-shaped, T-shaped and being composed by one single element
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/11—Joint cross-sections comprising a single joint-segment, i.e. one of the parts to be joined comprising a single joint-segment in the joint cross-section
    • B29C66/112—Single lapped joints
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/11—Joint cross-sections comprising a single joint-segment, i.e. one of the parts to be joined comprising a single joint-segment in the joint cross-section
    • B29C66/114—Single butt joints
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/40—General aspects of joining substantially flat articles, e.g. plates, sheets or web-like materials; Making flat seams in tubular or hollow articles; Joining single elements to substantially flat surfaces
    • B29C66/41—Joining substantially flat articles ; Making flat seams in tubular or hollow articles
    • B29C66/43—Joining a relatively small portion of the surface of said articles
    • B29C66/434—Joining substantially flat articles for forming corner connections, fork connections or cross connections
    • B29C66/4344—Joining substantially flat articles for forming fork connections, e.g. for making Y-shaped pieces
    • B29C66/43441—Joining substantially flat articles for forming fork connections, e.g. for making Y-shaped pieces with two right angles, e.g. for making T-shaped pieces, H-shaped pieces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B29C66/7212—Fibre-reinforced materials characterised by the composition of the fibres
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/543—Fixing the position or configuration of fibrous reinforcements before or during moulding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/24—Moulded or cast structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C35/00—Heating, cooling or curing, e.g. crosslinking or vulcanising; Apparatus therefor
    • B29C35/02—Heating or curing, e.g. crosslinking or vulcanizing during moulding, e.g. in a mould
    • B29C35/0227—Heating or curing, e.g. crosslinking or vulcanizing during moulding, e.g. in a mould using pressure vessels, e.g. autoclaves, vulcanising pans
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/4805—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the type of adhesives
    • B29C65/483—Reactive adhesives, e.g. chemically curing adhesives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/71—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the composition of the plastics material of the parts to be joined
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2063/00—Use of EP, i.e. epoxy resins or derivatives thereof, as moulding material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2307/00—Use of elements other than metals as reinforcement
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3082—Fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3085—Wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Reinforced Plastic Materials (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу изготовления оболочки для формирования воздушного судна с высокой стабильностью размеров, в особенности оболочки фюзеляжа, оболочки крыла, оболочки горизонтального стабилизатора или оболочки вертикального стабилизатора, армированной множеством элементов жесткости. Способ состоит в том, что обеспечивают указанные элементы жесткости и покрытие оболочки, изготовленные с использованием эпоксидной смолы из по меньшей мере частично отвержденных заготовок, армированных углеродными волокнами. Размещают по меньшей мере частично отвержденные элементы жесткости на по меньшей мере частично отвержденном покрытии оболочки. Затем приводят в контакт частично отвержденные соединительные элементы с покрытием оболочки и элементами жесткости, размещенными на покрытии оболочки, и осуществляют отверждение соединительных элементов для формирования оболочки. При этом отверждение соединительных элементов осуществляют в вакуумном мешке в автоклаве вместе с покрытием оболочки и элементами жесткости, при этом элементы жесткости позиционируют и фиксируют относительно покрытия оболочки посредством удерживающего устройства, которое размещено вне вакуумного мешка. Достигаемый при этом технический результат заключается в создании более простого способа изготовления оболочек для формирования воздушного судна с высокой стабильностью размеров. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к способу изготовления оболочки для формирования компонентов воздушного судна с высокой стабильностью размеров, в частности оболочки фюзеляжа, оболочки крыла, оболочки горизонтального стабилизатора или оболочки вертикального стабилизатора, армированной множеством элементов жесткости, при этом элементы жесткости и покрытие оболочки изготавливаются с использованием эпоксидной смолы из по меньшей мере частично отвержденных заготовок, армированных углеродными волокнами.
Кроме того, изобретение относится к оболочке для формирования компонентов воздушного судна с высокой стабильностью размеров, в частности к оболочке фюзеляжа, оболочке крыла, оболочке горизонтального стабилизатора или оболочке вертикального стабилизатора, изготавливаемой в соответствии со способом по изобретению и содержащей множество элементов жесткости, размещенных на покрытии оболочки, при этом элементы жесткости и покрытие оболочки изготавливаются с использованием эпоксидной смолы из по меньшей мере частично отвержденных заготовок, армированных углеродными волокнами.
Уровень техники
Благодаря малому весу и высокой механической прочности эпоксидные смолы, армированные углеродными волокнами, все больше и больше используются для производства оболочек несущих компонентов воздушного судна, таких как отсеки (ячейки) фюзеляжа, профили крыльев, горизонтальные стабилизаторы и вертикальные стабилизаторы. Такие компоненты воздушного судна изготавливаются обычно по меньшей мере из двух соединяемых вместе оболочек. Например, вертикальный стабилизатор изготавливается из зеркально-симметричных полуоболочек, соединяемых своими соответствующими продольными краями.
Оболочки могут изготавливаться несколькими различными способами с использованием так называемых "препрегов". Термин "препрег" обозначает заготовку, изготавливаемую из армированной углеродными волокнами отверждаемой эпоксидной смолы. Такие препреги, как правило, имеют форму пластины или форму полосы, однако, они также могут представлять собой фасонные детали или профили, которые имеют, например, L-образное поперечное сечение.
До процесса отверждения препреги являются пластичными, следовательно, им можно придать фактически любую желаемую форму. Только после завершения отверждения оболочки для компонентов воздушного судна, которая изготавливается из этих препрегов, они приобретают свои характерные механические свойства, такие как чрезвычайно высокая механическая прочность в сочетании с очень маленьким весом. Отверждение оболочек, изготовленных из этих препрегов для формирования компонентов, обычно выполняется в автоклавах при температуре в диапазоне между 120°С и 180°С и при давлении до 10 бар. Срок хранения препрегов ограничен вследствие постоянно проходящих процессов химического сшивания (структурирования), и, как правило, при комнатной температуре этот срок колеблется в диапазоне между 10 и 30 днями. В остальной части настоящего описания вместо термина "препреги" используется термин "заготовки".
Оболочки формируются, главным образом, из покрытия оболочки и множества элементов жесткости и расположенных на них соединительных уголковых элементов, предназначенных для армирования. Обычно два соединительных уголковых элемента, проходящих по всей длине элемента жесткости, выполняются с возможностью соединения с покрытием оболочки с обеих сторон каждого элемента жесткости. Обшивка оболочки, соединительные уголковые элементы, а также элементы жесткости изготавливаются из заготовок.
Из уровня техники известно несколько процессов производства таких оболочек из заготовок.
В так называемом процессе "совместного отверждения" вся оболочка целиком, включающая, в частности, покрытие оболочки, элементы жесткости и соединительные уголковые элементы, заключается в один вакуумный мешок. Этот вакуумный мешок затем помещается в автоклав, где, в результате, выполняется отверждение всей оболочки. Таким образом, в процессе "совместного отверждения" процесс отверждения занимает один технологический этап.
Основной недостаток данной технологии заключается в том, что она требует очень сложного приспособления для расположения и закрепления элементов жесткости относительно покрытия оболочки в течение процесса отверждения, что приводит к непропорционально высоким затратам, в частности в случае оболочек больших габаритов для формирования сложных компонентов, например таких как профили крыльев.
В так называемом процессе "совместного связывания" сначала в ходе первой операции отверждаются элементы жесткости. После этого на элементы жесткости помещается пока еще не отвержденное покрытие оболочки. В ходе окончательного процесса отверждения покрытия оболочки происходит одновременное соединение элементов жесткости с покрытием оболочки. В качестве варианта процесса "совместного связывания" возможен также и обратный подход, при котором сначала выполняется отверждение покрытия оболочки, а затем отверждение еще не отвержденных элементов жесткости вместе с покрытием оболочки, тем самым осуществляется их соединение. В любом случае отверждение осуществляется в вакуумных мешках, помещаемых в автоклав. В соответствии с двумя этими способами процесс отверждения оболочки осуществляется в два этапа.
Основной недостаток этого варианта процесса заключается в том, что еще не отвержденным компонентам, таким как элементы жесткости или покрытие оболочки, например, свойственна неустойчивость свойств, что нельзя не учитывать. Эта неустойчивость свойств может, в частности, приводить к неблагоприятному распределению волокон в матрице смолы, деформации, а также к образованию пор и воздушных пузырей, что вызывается, в первую очередь, остаточным движением отверждаемого компонента в ходе процесса отверждения.
В соответствии с технологией так называемого "вторичного связывания" покрытие оболочки, а также элементы жесткости отверждаются заблаговременно за две отдельные операции, а затем соединяются вместе с помощью склеивания.
Недостатки такого подхода включают в себя большое количество необходимых технологических операций, а также требуют точности подгонки элементов жесткости, соединительных уголковых элементов и покрытия оболочки, что, как правило, при оболочках больших габаритов гарантировать невозможно.
Раскрытие изобретения
Таким образом, задачей настоящего изобретения является исключение вышеописанных недостатков известных технологий и обеспечение более простого изготовления оболочек, включающих покрытие оболочки и элементы жесткости.
Эта задача решается посредством способа с признаками, содержащимися в п.1 формулы изобретения.
В соответствии с одним из аспектов настоящего изобретения способ изготовления оболочки для формирования компонентов воздушного судна с высокой стабильностью размеров, в частности оболочки фюзеляжа, оболочки крыла, оболочки горизонтального стабилизатора или оболочки вертикального стабилизатора, армированной множеством элементов жесткости, причем элементы жесткости и покрытие оболочки изготовлены с использованием эпоксидной смолы из по меньшей мере частично отвержденных заготовок, армированных углеродными волокнами, включает в себя следующие шаги:
- размещение элементов жесткости на покрытии оболочки,
- приведение в контакт соединительных элементов с покрытием оболочки и элементами жесткости,
- отверждение соединительных элементов для формирования оболочки.
В соответствии с предпочтительным вариантом данного способа перед отверждением на соединительные элементы наносится клеящий материал. В результате этого можно получить лучшую компенсацию допуска между покрытием оболочки и элементами жесткости. Кроме того, достигается более жесткое соединение между элементами жесткости и покрытием оболочки, а также соединительными элементами. Нанесение клеящего материала на соединительные элементы в соответствии со способом по изобретению является необязательным. Как правило, можно получить достаточно прочное соединение элементов жесткости с покрытием оболочки с помощью соединительных элементов, которые частично отверждены, а следовательно, могут быть деформированы и имеют возможность склеивания.
Задача настоящего изобретения решается также с помощью оболочки по п.8 формулы изобретения.
Вследствие того, что элементы жесткости прикрепляются к покрытию оболочки с помощью соединительных элементов, которые отверждаются позднее, оболочку по настоящему изобретения можно легко изготовить. Поскольку элементы жесткости, а также покрытие оболочки по меньшей мере частично отверждены, и полностью отверждать нужно только соединительные элементы, то средства размещения соединительных элементов на покрытии оболочки могут быть простыми. Благодаря высокой собственной устойчивости по меньшей мере частично отвержденного покрытия оболочки и по меньшей мере частично отвержденных элементов жесткости необходимые средства размещения или устройства размещения могут быть расположены и вне вакуумного мешка. Независимо от того, что покрытие оболочки и элементы жесткости уже были отверждены, компенсация допуска возможна посредством еще не отвержденных соединительных элементов. Более того, с оболочкой по изобретению все еще пластичные соединительные элементы позволяют размещать элементы жесткости в областях покрытия оболочки, содержащих утолщенный участок или подобный ему. В этом случае на элементах жесткости должны быть предусмотрены углубления.
Предпочтительные варианты осуществления способа по изобретению и оболочки по изобретению охарактеризованы в зависимых пунктах формулы.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 изображает частичный перспективный вид оболочки с элементом жесткости, который прикреплен в соответствии с первым вариантом осуществления способа по изобретению,
Фиг.2 изображает частичное поперечное сечение оболочки в соответствии с первым вариантом осуществления элемента жесткости,
Фиг.3 изображает частичное поперечное сечение оболочки в соответствии со вторым вариантом осуществления элемента жесткости.
Осуществление изобретения
Далее со ссылкой на Фиг.1-3 приводится объяснение способа и оболочки по настоящему изобретению.
Фиг.1 изображает частичный перспективный вид оболочки с элементом жесткости, который был прикреплен в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.
Оболочка 1 содержит покрытие 2 оболочки, элемент 3 жесткости, а также соединительные элементы 4 и 5. Как показано на фиг.1, элемент 3 жесткости имеет, по существу, прямоугольное поперечное сечение. Однако элемент 3 жесткости может иметь также и другие формы поперечного сечения. Соединительные элементы 4 и 5 представляют собой соединительные уголковые элементы, имеющие, по существу, L-образное поперечное сечение. Покрытие 2 оболочки, элемент 3 жесткости и соединительные элементы 4 и 5 изготавливаются из множества заготовок в виде отвержденных препрегов. Препреги представляют собой армированные углеродными волокнами листовые элементы, которые вымочены или пропитаны отверждаемой эпоксидной смолой. В неотвержденном состоянии препрегам может быть придана фактически любая геометрическая форма. Таким образом, с помощью препрегов, используемых в качестве заготовок, могут быть сформированы, например, покрытия оболочек или элементы жесткости с L-образным поперечным сечением, изогнутые в двух пространственных направлениях.
Чтобы изготовить оболочку 1 в соответствии со способом по изобретению, предпочтительно, чтобы на первом шаге покрытие 2 оболочки и элемент 3 жесткости были полностью отверждены. В качестве альтернативы можно также выполнить только частичное отверждение покрытия оболочки и элемента 3 жесткости с тем, чтобы получить возможность компенсации допуска в большей степени. Помимо этого можно использовать и предварительно изготовленное, то есть уже отвержденное покрытие 2 оболочки и предварительно изготовленные и предварительно вырезанные элементы 3 жесткости. В этом случае первый шаг можно исключить без всякой замены.
На втором шаге элемент 3 жесткости помещается на покрытие 2 оболочки, после чего на третьем шаге соединительные элементы 4 и 5, которые в соответствии с изобретением отверждены только частично, приводятся в контакт, предпочтительно, с обеими сторонами элемента 3 жесткости. Благодаря соединительным элементам 4 и 5, которые в соответствии с настоящим изобретением отверждены не полностью, может быть осуществлена компенсация допуска между покрытием 2 оболочки и элементом 3 жесткости. В случае необходимости элемент 3 жесткости перед помещением в вакуумный мешок может быть зафиксирован с помощью вспомогательных средств, которые на фигурах не показаны. После этого вся конструкция помещается в вакуумный мешок, который для отверждения размещается в автоклаве.
В соответствии с одним из вариантов помещать в вакуумный мешок всю конструкцию не обязательно. Наоборот, для каждого элемента 3 жесткости может быть предусмотрен отдельный вакуумный мешок меньшего объема, благодаря чему опасность течи уменьшается, а общий риск получения дефектных изделий минимизируется. Кроме того, отверждение конструкции может выполняться и без автоклава, что позволяет уменьшить производственные затраты. Отверждение может выполняться, например, в вакуумном мешке, который помещается в обычную печь. Более того, отверждение может осуществляться с помощью внешнего нагрева до температуры в диапазоне от 60°С до 180°С.
На четвертом шаге способа по изобретению соединительные элементы 4 и 5 полностью отверждаются в автоклаве. После полного отверждения соединительных элементов 4 и 5 в автоклаве оболочка 1 в соответствии со способом по изобретению считается законченной. При этом вакуумный мешок полностью заключает в себя покрытие 2 оболочки, элемент 3 жесткости и соединительные элементы 4 и 5. Благодаря отрицательному давлению в вакуумном мешке соединительные элементы 4 и 5 плотно прижимаются к элементу 3 жесткости и покрытию 2 оболочки давлением окружающего воздуха или высоким положительным давлением в автоклаве. Отверждение в автоклаве выполняется при температурах от 120°С до 180°С и при давлении до 10 бар. Одновременно с отверждением соединительных элементов 4 и 5 происходит неразъемное соединение, то есть химическое сшивание между элементом 3 жесткости, соединительными элементами 4 и 5 и покрытием 2 оболочки. В ходе процесса отверждения покрытие 2 оболочки и элемент 3 жесткости должны удерживаться в предварительно заданных положениях относительно друг друга с помощью удерживающих устройств или зажимных устройств, которые на чертеже не показаны.
Как правило, удерживающее устройство или зажимное устройство, не изображенное на чертеже, необходимо для того, чтобы разместить и закрепить элемент 3 жесткости на покрытии 2 оболочки. По сравнению со способами изготовления, известными из уровня техники, удерживающее устройство может быть конструктивно менее сложным и более легким по весу, поскольку покрытие 2 оболочки и элементы 3 жесткости уже подверглись отверждению, так что их требуется лишь удерживать в соответствующих положениях, а необходимость в сохранении предварительно заданной геометрической формы этих компонентов в ходе процесса отверждения отсутствует. Более того, соединительные элементы, не отвержденные полностью в начале процесса отверждения, поддерживаются с помощью уже отвержденных элементов 3 жесткости, так что никаких удерживающих устройств внутри вакуумного мешка, в который заключены покрытие 2 оболочки и элемент 3 жесткости, не требуется. Благодаря малому весу удерживающего устройства, как правило, необходимого в способе по изобретению, уменьшается та масса, которую нужно нагревать в автоклаве, что, в результате, дает дополнительную экономию во времени и энергии.
Тем не менее благодаря не полностью отвержденным соединительным элементам 4 и 5 способ по изобретению обеспечивает достаточную компенсацию допуска между элементом 3 жесткости и покрытием 2 оболочки с тем, чтобы сформировать оболочку 1 с высокой стабильностью размеров, что не может быть достигнуто путем простого приклеивания отвержденных элементов 3 жесткости к покрытию 2 оболочки ("вторичное связывание"). Благодаря расположению удерживающего устройства вне вакуумного мешка процесс становится проще и короче, что очень выгодно, принимая во внимание ограниченный срок хранения препрегов или заготовок, в особенности в случае крупноразмерных оболочек, таких как оболочки крыльев и т.п.
Удерживающее устройство может представлять собой, например, элемент в форме бруска, снабженный углублением для принятия элемента 3 жесткости, заключенного в вакуумный мешок. Благодаря помещению удерживающего устройства на покрытие 2 оболочки в вакуумном мешке с элементом 3 жесткости удается избежать наклона элемента 3 жесткости по отношению к покрытию 2 оболочки во время процесса отверждения в автоклаве соединительных элементов 4 и 5. При этом соединительные элементы 4 и 5 прижимаются вакуумным мешком к элементу 3 жесткости и покрытию 2 оболочки, так что становится возможным прочное химическое сшивание и соединение. Поскольку покрытие 2 оболочки уже отверждено, то для удержания покрытия 2 оболочки требуется обеспечить только легкое поддерживающее устройство. Предпочтительно, чтобы это поддерживающее устройство было подогнано к геометрической форме покрытия 2 оболочки и могло быть, следовательно, изогнуто в двух пространственных направлениях. Альтернативные варианты осуществления удерживающего устройства и/или поддерживающего устройства также возможны и включаются в основной принцип изобретения.
Благодаря тому, что элемент 3 жесткости предпочтительно уже полностью отвержден, как правило, вполне достаточно предусмотреть удерживающее устройство только на начальном участке и конечном участке элемента 3 жесткости. Тогда для отверждения удерживающее устройство для элемента 3 жесткости прижимается к поддерживающему устройству для покрытия 2 оболочки с помощью зажимных элементов, таких как винтовые зажимы или подобные приспособления. Благодаря тому, что удерживающее устройство или поддерживающее устройство может размещаться вне вакуумного мешка, вакуумный мешок может быть выполнен более простым, что уменьшает вероятность течи.
Если покрытие 2 оболочки включает большое количество элементов 3 жесткости, то в элементе удерживающих устройств в виде бруска следует предусмотреть соответствующее количество углублений для приема элементов жесткости, которые располагаются на надлежащих расстояниях друг от друга. Кроме того, контур элементов в виде бруска, по которому они ложатся на покрытие 2 оболочки, необходимо подогнать к геометрии поверхности покрытия 2 оболочки, которая может быть изогнута, например, в двух пространственных направлениях. Помимо этого на обеих сторонах углублений могут быть предусмотрены контактные уголковые элементы для увеличения площади контакта для элементов жесткости. Более того, удерживающие устройства могут быть соединены друг с другом, например, с помощью подпорок, ребер и т.п.
В отличие от плоской конфигурации, показанной на Фиг.1, покрытие 2 оболочки также по меньшей мере частично может быть искривлено в одном или двух пространственных направлениях. Кроме того, на покрытии 2 оболочки может располагаться множество элементов 3 жесткости, причем фактически с любой геометрической компоновкой и/или с различными длинами.
Чтобы получить более прочное химическое сшивание, а следовательно и более прочное механически соединение между элементом 3 жесткости и соединительными элементами 4 и 5 или между соединительными элементами 4 и 5 и покрытием 2 оболочки, может оказаться необходимым дополнительно нанести клеящий материал по меньшей мере на две части контактирующих участков 6 и 7 или соединительных элементов 4 и 5. В качестве клеящего вещества в этом случае предпочтительно использовать отверждаемую эпоксидную смолу такого же типа, который используется для вымачивания или пропитывания заготовок или препрегов. Однако, вообще говоря, избытка эпоксидной смолы, который всегда присутствует на верхней стороне вследствие вымачивания заготовок или препрегов, вполне достаточно для того, чтобы получить достаточно прочное механически соединение между элементом 3 жесткости и покрытием 2 оболочки.
Фиг.2 изображает частичное поперечное сечение оболочки с элементом жесткости в соответствии с первым вариантом осуществления.
Оболочка 8 изготовлена из покрытия 9 оболочки, элемента 10 жесткости и соединительных элементов 11 и 12. Элемент 10 жесткости имеет, по существу, прямоугольное поперечное сечение. Элемент 10 жесткости может также иметь и другую форму поперечного сечения. Соединительные элементы 11 и 12 имеют, по существу, L-образное поперечное сечение, причем плечи соединительных элементов 11 и 12 имеют, по существу, одинаковую длину. Соединительные элементы 11 и 12 армируются углеродными волокнами 13 и 14. Углеродные волокна 13 и 14 проходят, по существу, параллельно поверхности элемента 10 жесткости или поверхности покрытия 9 оболочки. Для того чтобы предотвратить отслаивание соединительных элементов 11 и 12 на концевых участках 15, 16, 17, 18, углеродные волокна 13, 14 идут не параллельно поверхности элемента 10 жесткости или поверхности покрытия 9 оболочки в концевых участках 15, 16, 17, 18, а заканчиваются под углом от 5° до 90° относительно этих поверхностей. Углеродные волокна 13, 14, показанные на чертежах, представляют множество углеродных волокон, которые проходят приблизительно параллельно плоскости чертежа и которые вместе с другими углеродными волокнами, не проходящими параллельно плоскости чертежа, составляют армирование заготовок или препрегов углеродными волокнами для формирования соединительных элементов 11, 12.
В области 19, 20 изгиба соединительных элементов 11, 12 предусмотрены угловые зоны 21 и 22. В области угловых зон 21, 22 соединение между соединительными элементами 11, 12 и покрытием 9 оболочки или элементом 10 жесткости отсутствует. Во избежание процессов коррозии и/или процессов конденсации в угловых зонах 21 и 22 угловые зоны заполняются подходящим синтетическим материалом, который может быть дополнительно снабжен волокнами после того, как будет завершен способ по изобретению. От этого синтетического материала не требуется каких-то особых механических свойств, поскольку угловые зоны 21 и 22 обычно не служат для передачи усилий.
В качестве альтернативы, угловые зоны могут быть выполнены с помощью отверждаемого синтетического материала, в частности эпоксидной смолы, полиэфирной смолы и т.п., в которую в качестве арматуры внедряются дополнительные армирующие волокна ("пучки") с тем, чтобы угловые зоны 21 и 22 могли воспринимать механические усилия - по меньшей мере до некоторой степени.
В некоторых областях покрытие 9 оболочки может быть также снабжено утолщенными участками для армирования. В этом случае элемент 10 жесткости в соответствующих местах должен быть снабжен углублениями, так чтобы элемент 10 жесткости непрерывно и всей своей поверхностью лежал на верхней стороне покрытия 9 оболочки. В отношении соединительных элементов 11 и 12 при наложении элементов жесткости в области утолщенных участков необходимо предпринимать специальные меры, поскольку соединительные элементы 11 и 12 перед процессом отверждения все еще достаточно пластичны, что обеспечивает непрерывный контакт, по существу, всей поверхностью с верхней стороной покрытия 9 оболочки в области утолщенных участков.
Фиг.3 изображает частичное поперечное сечение оболочки, на которую помещен элемент жесткости в соответствии со вторым вариантом осуществления.
Оболочка 23 снабжена покрытием 24 оболочки, на которую прикрепляется по меньшей мере один элемент 25 жесткости с соединительными элементами 26 и 27, расположенными в соответствии со способом по изобретению на каждой стороне. В отличие от элемента 10 жесткости, элемент 25 жесткости не имеет прямоугольного поперечного сечения. В нижней области 28 элемент 25 жесткости имеет прямоугольную форму, тогда как в верхней области 29 он имеет расширяющуюся часть 30. Расширяющаяся часть 30 обеспечивает большую жесткость на изгиб элемента 25 жесткости. Из-за расширяющейся части 30, выполненной в верхней области 29, может оказаться необходимым выполнить плечи 31, 32 более короткими, нежели плечи 33, 34 соединительных элементов 26, 27. Другие детали фиг.3 соответствуют деталям, показанным на фиг.2, поэтому их дальнейшее описание опущено.
В соответствии с одним из аспектов способа по изобретению оболочка для формирования компонентов воздушного судна изготавливается путем расположения, позиционирования и закрепления уже отвержденных элементов жесткости на оболочке, которая также отверждена, и путем присоединения элементов жесткости с еще по меньшей мере не полностью отвержденными соединительными элементами к покрытию оболочки посредством окончательного отверждения соединительных элементов.
Способ по изобретению позволяет изготавливать оболочки очень больших габаритов при затратах, значительно сниженных по сравнению с производством, известным из уровня техники.
Перечень ссылочных обозначений: 1 - оболочка; 2 - покрытие оболочки; 3 - элемент жесткости; 4 - соединительный элемент; 5 - соединительный элемент; 6 - контактная поверхность; 7 - контактная поверхность; 8 - оболочка; 9 - покрытие оболочки; 10 - элемент жесткости; 11 - соединительный элемент; 12 - соединительный элемент; 13 - углеродное волокно; 14 - углеродное волокно; 15-18 - концевые участки; 19 - область изгиба; 20 - область изгиба; 21 - угловая зона; 22 - угловая зона; 23 - оболочка; 24 - покрытие оболочки; 25 - элемент жесткости; 26 - соединительный элемент; 27 - соединительный элемент; 28 - нижняя область; 29 - верхняя область; 30 - расширяющийся участок; 31-34 плечи.

Claims (6)

1. Способ изготовления оболочки (1, 8, 23) для формирования воздушного судна с высокой стабильностью размеров, в особенности оболочки фюзеляжа, оболочки крыла, оболочки горизонтального стабилизатора или оболочки вертикального стабилизатора, армированной множеством элементов (3, 10, 25) жесткости, состоящий в том, что:
обеспечивают указанные элементы (3, 10, 25) жесткости и покрытие (2, 9, 24) оболочки, изготовленные с использованием эпоксидной смолы из, по меньшей мере, частично отвержденных заготовок, армированных углеродными волокнами;
размещают, по меньшей мере, частично отвержденные элементы (3, 10, 25) жесткости на, по меньшей мере, частично отвержденном покрытии (2, 9, 24) оболочки;
приводят в контакт частично отвержденные соединительные элементы (4, 5, 11, 12, 26, 27) с покрытием (2, 9, 24) оболочки и элементами (3, 10, 25) жесткости, размещенными на покрытии оболочки; и
осуществляют отверждение соединительных элементов (4, 5, 11, 12, 26, 27) для формирования оболочки (1, 8, 23),
отличающийся тем, что отверждение соединительных элементов (4, 5, 11, 12, 26, 27) осуществляют в вакуумном мешке в автоклаве вместе с покрытием (2, 9, 24) оболочки и элементами (3, 10, 25) жесткости, при этом элементы (3, 10, 25) жесткости позиционируют и фиксируют относительно покрытия (2, 9, 24) оболочки посредством удерживающего устройства, которое размещено вне вакуумного мешка.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что перед отверждением соединительных элементов (4, 5, 11, 12, 26, 27) на них наносят клеящий материал.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что покрытие (2, 9, 24) оболочки при отверждении поддерживают поддерживающим устройством.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что соединительные элементы (4, 5, 11, 12, 26, 27) представляют собой уголковые профили, в частности уголковые профили с L-образным поперечным сечением.
5. Способ по п.1, отличающийся тем, что соединительный элемент (4, 5, 11, 12, 26, 27) или соединительные элементы (4, 5, 11, 12, 26, 27) изготовлены из заготовок.
6. Способ по п.1, отличающийся тем, что заготовки получены из армированного волокнами и отверждаемого синтетического материала, в частности из эпоксидной смолы, армированной углеродными волокнами.
RU2007144050/05A 2005-06-07 2006-06-07 Способ изготовления армированной оболочки для компонентов воздушного судна и оболочка для таких компонентов RU2408462C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102005026010.1 2005-06-07
DE102005026010A DE102005026010B4 (de) 2005-06-07 2005-06-07 Verfahren zur Herstellung einer verstärkten Schale zur Bildung von Teilkomponenten für Luftfahrzeuge

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007144050A RU2007144050A (ru) 2009-07-20
RU2408462C2 true RU2408462C2 (ru) 2011-01-10

Family

ID=36910876

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007144050/05A RU2408462C2 (ru) 2005-06-07 2006-06-07 Способ изготовления армированной оболочки для компонентов воздушного судна и оболочка для таких компонентов

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7897095B2 (ru)
EP (1) EP1888323B1 (ru)
JP (1) JP2008542119A (ru)
CN (1) CN101189118B (ru)
BR (1) BRPI0611247A2 (ru)
CA (1) CA2607041A1 (ru)
DE (2) DE102005026010B4 (ru)
RU (1) RU2408462C2 (ru)
WO (1) WO2006131532A1 (ru)

Families Citing this family (49)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006026170B4 (de) * 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026169B4 (de) * 2006-06-06 2012-06-21 Airbus Operations Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102006026168A1 (de) 2006-06-06 2008-01-31 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugrumpfstruktur und Verfahren zu deren Herstellung
DE102007015517A1 (de) 2007-03-30 2008-10-02 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils
DE102007023622B4 (de) 2007-05-18 2017-03-09 Danger Möricke Flugzeugkonstruktion für industrielle Serienfertigungen mit einem Modularsystem aus matrixartig angeordneten CFRP-Verbindungsgliedern
DE102007062872A1 (de) * 2007-12-28 2009-07-09 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Profils aus Faserverbundwerkstoff
DE102008029058A1 (de) * 2008-06-18 2009-12-24 GKN Aerospace Services Limited, East Cowes Verfahren und Formwerkzeug zur Herstellung von Bauteilen aus faserverstärktem Verbundwerkstoff mit Mikrowellen
DE102009059720B4 (de) * 2009-12-18 2012-04-12 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung zur Herstellung einer aus Faserverbundwerkstoff bestehenden Rumpfschale für ein Luftfahrzeug
DE102009060693A1 (de) * 2009-12-29 2011-06-30 Airbus Operations GmbH, 21129 Versteifungselement für ein Luftfahrzeug und Flächengebilde mit einem derartigen Versteifungselement
WO2011113812A1 (en) * 2010-03-15 2011-09-22 Vestas Wind Systems A/S Improved wind turbine blade spar
CN101791761A (zh) * 2010-04-07 2010-08-04 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 一种飞行器结构的骨架与蒙皮配合面间隙的补偿方法
CN101870172B (zh) * 2010-06-09 2012-10-10 哈尔滨工业大学 飞机及航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具及其成形方法
EP2593294A1 (en) 2010-07-13 2013-05-22 Learjet Inc. Composite structure and method of forming same
US8985515B2 (en) * 2010-12-28 2015-03-24 Textron Innovations Inc. Multi-directional load joint system
ITTO20110421A1 (it) * 2011-05-12 2012-11-13 Alenia Aeronautica Spa Elemento strutturale con ala avente bordo netto, e suo processo di fabbricazione
US8262362B2 (en) 2011-06-08 2012-09-11 General Electric Company Wind turbine blade shear web with spring flanges
US8393871B2 (en) 2011-07-19 2013-03-12 General Electric Company Wind turbine blade shear web connection assembly
US8235671B2 (en) * 2011-07-19 2012-08-07 General Electric Company Wind turbine blade shear web connection assembly
US8257048B2 (en) 2011-07-19 2012-09-04 General Electric Company Wind turbine blade multi-component shear web with intermediate connection assembly
CN102319989B (zh) * 2011-09-06 2013-11-20 上海交通大学 一种飞机水平尾翼梁缘条的制造方法
WO2013084308A1 (ja) * 2011-12-07 2013-06-13 株式会社Ihi 取付用ボスおよびファンケース
WO2013086667A1 (en) * 2011-12-12 2013-06-20 General Electric Company Wind turbine blade shear web connection assembly
CN102529106B (zh) * 2011-12-12 2013-11-20 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 一种纤维复合材料制件的局部可变厚度加固补强方法
WO2013089598A1 (en) * 2011-12-12 2013-06-20 Saab Ab An aircraft structure with structural non-fiber reinforcing bonding resin layer
RU2505409C2 (ru) * 2012-04-26 2014-01-27 Открытое акционерное общество "Пластик" Способ изготовления подкрепленной оболочки из полимерных композиционных материалов
US9180958B2 (en) * 2012-05-25 2015-11-10 The Boeing Company Aircraft, airframes and associated methods
WO2014078669A1 (en) * 2012-11-15 2014-05-22 Duquesne University Of The Holy Ghost Carboxylic acid ester prodrug inhibitors of mek
WO2014081652A2 (en) * 2012-11-26 2014-05-30 Cytec Industries Inc. Bonding of composite materials
EP2873516A1 (en) 2013-11-19 2015-05-20 Airbus Operations GmbH Method and arrangement for manufacturing a composite material component
DE102013225707A1 (de) * 2013-12-12 2015-06-18 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines mit Stützelementen verstärkten Schalenelements
US10737447B2 (en) 2014-04-14 2020-08-11 Short Brothers Plc Apparatus and method for forming fiber reinforced composite structures
US9745954B2 (en) 2014-04-30 2017-08-29 General Electric Company Rotor blade joint assembly with multi-component shear web
FR3020780B1 (fr) * 2014-05-09 2017-01-13 Airbus Operations Sas Procede de fabrication d'une piece en materiau composite pour structure d'aeronef par pultrusion et cocuisson
DE102014114012B4 (de) 2014-09-26 2022-12-29 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils
DE102015113686B4 (de) 2014-12-23 2023-01-05 East-4D Carbon Technology Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von zylinderförmigen Faserverbundkörpern mit sprunghaften Änderungen ihres Profils entlang der Längsachse
GB2538097A (en) * 2015-05-07 2016-11-09 Airbus Operations Ltd Composite structures
DE102015110195A1 (de) * 2015-06-24 2016-12-29 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung und Verfahren zum Umformen eines Faserhalbzeugs
US20170210053A1 (en) * 2016-01-27 2017-07-27 The Boeing Company Composite structures with stiffeners and method of making the same
DE102016211899B4 (de) * 2016-06-30 2023-10-26 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Verwerten von Resten von vorimprägnierten Verstärkungsfasern
WO2018109255A1 (es) * 2016-12-16 2018-06-21 Torres Martinez M Procedimiento de fabricación de estructuras reforzadas monocasco y estructura obtenida
US10519927B2 (en) 2017-02-20 2019-12-31 General Electric Company Shear web for a wind turbine rotor blade
US10703419B2 (en) * 2017-05-19 2020-07-07 Divergent Technologies, Inc. Apparatus and methods for joining panels
US10570879B2 (en) 2017-05-23 2020-02-25 General Electric Company Joint assembly for a wind turbine rotor blade with flanged bushings
CN109278316B (zh) * 2017-07-21 2021-04-09 北京遥感设备研究所 一种碳纤维材料的t型结构件模压成型工艺方法
US10563636B2 (en) 2017-08-07 2020-02-18 General Electric Company Joint assembly for a wind turbine rotor blade
CN111591433B (zh) * 2019-11-12 2021-10-22 中国科学院兰州化学物理研究所 一种柔性蒙皮及其制备方法和应用
CN110821583B (zh) * 2019-12-05 2022-06-17 中国航发四川燃气涡轮研究院 机匣筒体的边缘连接结构和机匣
CN111498083B (zh) * 2020-04-15 2021-08-03 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种层流机翼飞行器气动外缘公差控制方法
US11884772B2 (en) * 2020-08-21 2024-01-30 The University Of Southern Mississippi Phenylphosphine oxide and oxygen stable epoxy polymers and methods of synthesis

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4464874A (en) * 1982-11-03 1984-08-14 Hordis Brothers, Inc. Window unit
US4782864A (en) * 1984-12-31 1988-11-08 Edo Corporation Three dimensional woven fabric connector
US5618606A (en) * 1989-09-18 1997-04-08 Rockwell International Corporation Process for bonding staged composites with a cobonded staged adhesive and article
JPH10146898A (ja) * 1996-11-15 1998-06-02 Honda Motor Co Ltd 繊維強化複合材の成形方法
US5939013A (en) * 1997-08-25 1999-08-17 Florida State University Process and apparatus for the production of high strength polymer composite structures
ES2195540T5 (es) * 1998-01-07 2008-04-01 HENNIGES AUTOMOTIVE GMBH & CO. KG Procedimiento para realizar una union de un componente de sellado con un elemento constructivo.
US6173925B1 (en) * 1998-04-16 2001-01-16 Daimlerchrysler Ag Skin-rib structure
DE19832441C1 (de) * 1998-07-18 2000-01-05 Daimler Chrysler Aerospace Verfahren zur Herstellung einer stringerversteiften Schale in Faserverbundbauweise
DE19915083C1 (de) * 1999-04-01 2000-04-13 Daimler Chrysler Ag Verfahren zur Herstellung faserverstärkter Kunststoffbauteile mit nicht-vollständig abwickelbarer Geometrie
ES2185443B1 (es) * 2000-03-07 2004-09-01 Airbus España S.L. Procedimiento de fabricacion de piezas precuradas en material compuesto con rigidizadores aplicados en estado fresco.
US6374570B1 (en) * 2000-08-25 2002-04-23 Lockheed Martin Corporation Apparatus and method for joining dissimilar materials to form a structural support member
US6520706B1 (en) * 2000-08-25 2003-02-18 Lockheed Martin Corporation Composite material support structures with sinusoidal webs and method of fabricating same
JP4448242B2 (ja) * 2000-09-05 2010-04-07 本田技研工業株式会社 スティフンドパネル用成形補助治具
US6589472B1 (en) * 2000-09-15 2003-07-08 Lockheed Martin Corporation Method of molding using a thermoplastic conformal mandrel
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
US6849150B1 (en) * 2001-01-16 2005-02-01 Lockheed Martin Corporation System and method of forming structural assemblies with 3-D woven joint pre-forms
JP2002236512A (ja) * 2001-02-13 2002-08-23 Sony Corp ロット管理方式の生産方法と被処理体搬送容器
US6835261B2 (en) * 2001-07-02 2004-12-28 Lockheed Martin Corporation Adhesive-infused 3-D woven textile preforms for structural joints
US6863767B2 (en) * 2001-08-23 2005-03-08 Lockheed Martin Corporation Paste-bond clevis joint
US20030041948A1 (en) * 2001-08-31 2003-03-06 Bersuch Larry R. Co-cured joint with Z-pins
US20030116267A1 (en) * 2001-12-21 2003-06-26 Sheahen Patrick D. Low-cost method of assembling structures with 3-D woven connectors
US20030190455A1 (en) * 2002-04-05 2003-10-09 The Boeing Company Textile joint reinforcement and associated method
US6814916B2 (en) * 2002-08-30 2004-11-09 The Boeing Company Forming method for composites
US6964723B2 (en) * 2002-10-04 2005-11-15 The Boeing Company Method for applying pressure to composite laminate areas masked by secondary features
JP2005067089A (ja) * 2003-08-26 2005-03-17 Universal Shipbuilding Corp 成形物の成形方法
US7052573B2 (en) * 2003-11-21 2006-05-30 The Boeing Company Method to eliminate undulations in a composite panel
CA2635651C (en) * 2005-12-30 2012-05-29 Airbus Espana, S.L. Method for producing panels of composite materials with u-shaped stiffening elements

Also Published As

Publication number Publication date
EP1888323A1 (en) 2008-02-20
BRPI0611247A2 (pt) 2010-08-24
WO2006131532A1 (en) 2006-12-14
DE102005026010A1 (de) 2006-12-28
CN101189118A (zh) 2008-05-28
DE102005026010B4 (de) 2010-12-30
DE602006019579D1 (de) 2011-02-24
CN101189118B (zh) 2012-08-15
US20090039208A1 (en) 2009-02-12
JP2008542119A (ja) 2008-11-27
CA2607041A1 (en) 2006-12-14
RU2007144050A (ru) 2009-07-20
EP1888323B1 (en) 2011-01-12
US7897095B2 (en) 2011-03-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2408462C2 (ru) Способ изготовления армированной оболочки для компонентов воздушного судна и оболочка для таких компонентов
US8911580B2 (en) Method for producing a structural component
RU2700600C1 (ru) Способ и устройство для изготовления отформованного изделия из армированной волокном пластмассы
RU2487799C2 (ru) Способ по меньшей мере частичного восстановления или замены усиливающего элемента конструкции из волокнистого композита и соответствующее соединительное устройство
US7293737B2 (en) Co-cured stringers and associated mandrel and fabrication method
US11027499B2 (en) Method for connecting hollow profiles
US20100167039A1 (en) Composite laminated structure reinforced by inserting pins, a method and a apparatus for making the same and a method for making the apparatus
JP2011507738A (ja) 繊維複合材料からプロファイルを製造する方法
JP2011514278A (ja) 横突合わせ継手を生成して２つの胴体セクションを接合するための方法および横突合わせ継手接合
RU2647031C1 (ru) Оснастка для формирования фиброармированных пластиков и способ формирования конструкции фиброармированных пластиков
KR101153303B1 (ko) 인서트와 이를 갖는 샌드위치 패널 및 샌드위치 패널의 제조방법
JP4941811B2 (ja) プリフォーム、ｆｒｐ成形体の製造方法
US20140166191A1 (en) Methods for combining components of varying stages of cure
US20070062641A1 (en) Method and Apparatus for Welding of Polymer Composite Components
CN106864769B (zh) 使用铰接式芯轴的复合飞机制造工具和方法
JP2020040362A (ja) 繊維強化複合材料の製造方法及び締結部材を具備した繊維強化複合材料
US20120256076A1 (en) Composite structure tool
EP2781345A1 (en) Method and system for producing composite structures
AU2006222661A1 (en) Method and apparatus for welding of polymer composite components

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: 20170608