RU2412859C2 - Способ изготовления фюзеляжа летательного аппарата из композитного материала - Google Patents
Способ изготовления фюзеляжа летательного аппарата из композитного материала Download PDFInfo
- Publication number
- RU2412859C2 RU2412859C2 RU2008129665/11A RU2008129665A RU2412859C2 RU 2412859 C2 RU2412859 C2 RU 2412859C2 RU 2008129665/11 A RU2008129665/11 A RU 2008129665/11A RU 2008129665 A RU2008129665 A RU 2008129665A RU 2412859 C2 RU2412859 C2 RU 2412859C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frames
- inner frame
- fuselage
- composite material
- outer skin
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 37
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 26
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims abstract description 28
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims abstract description 19
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 18
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 13
- 239000011347 resin Substances 0.000 claims description 9
- 229920005989 resin Polymers 0.000 claims description 9
- 238000010304 firing Methods 0.000 claims description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 9
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 9
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 8
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 3
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- 208000018747 cerebellar ataxia with neuropathy and bilateral vestibular areflexia syndrome Diseases 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 238000006116 polymerization reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 1
- 239000004634 thermosetting polymer Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- 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
- B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
- B29C70/32—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core on a rotating mould, former or core
-
- 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
- B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
-
- 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
- B64C1/061—Frames
-
- 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
- B64C1/064—Stringers; Longerons
-
- 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
- B64C1/0683—Nose cones
-
- 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
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
-
- 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
- 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
-
- 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
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49616—Structural member making
- Y10T29/49622—Vehicular structural member making
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
- Reduction Rolling/Reduction Stand/Operation Of Reduction Machine (AREA)
- Rolls And Other Rotary Bodies (AREA)
Abstract
Изобретения относятся к фюзеляжу летательного аппарата из композитного материала и к способу его изготовления. Способ изготовления фюзеляжа содержит внутренний каркас, образующий форму для изготовления наружной обшивки из композитного материала. Внутренний каркас окружают наружной обшивкой из композитного материала. Способ содержит сборку множества шпангоутов и конструктивных деталей для образования внутреннего каркаса фюзеляжа, установку корпусной оснастки в пространство между двумя шпангоутами каркаса и крепление каждой из этой оснастки на двух шпангоутах при помощи съемного крепления для получения сплошной конструкции, нанесение слоя композитного материала вокруг сплошной конструкции, обжиг сплошной конструкции, покрытой слоем композитного материала, и удаление корпусной оснастки для получения внутреннего каркаса, покрытого наружной обшивкой. Достигается упрощение сборки фюзеляжа. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники
Объектом настоящего изобретения является способ изготовления фюзеляжа летательного аппарата, наружную обшивку которого выполняют из композитного материала. Способ, в соответствии с настоящим изобретением, позволяет выполнять наружную обшивку из композитного материала вокруг внутренней конструкции фюзеляжа, что облегчает монтаж упомянутой внутренней конструкции. Объектом настоящего изобретения является также фюзеляж летательного аппарата, полученный при помощи такого способа изготовления.
Изобретение находит свое применение в области авиации, в частности в области изготовления фюзеляжей летательных аппаратов.
Уровень техники
Фюзеляж летательного аппарата является корпусом этого летательного аппарата. На фюзеляже крепят крылья, киль, шасси, двигатели и многие другие элементы. Поэтому изготовление фюзеляжа представляет собой важный этап постройки летательного аппарата.
Классически фюзеляж летательного аппарата представляет собой полый корпус, выполненный из металла. Этот полый корпус содержит металлические панели, установленные и закрепленные вокруг внутренней конструкции, как правило, металлической, называемой внутренним каркасом летательного аппарата. Металлические панели соединяют при помощи крепежных средств, и они после сборки образуют наружную обшивку летательного аппарата. Такие фюзеляжи очень распространены в настоящее время. Вместе с тем, их недостатком является большая масса, поскольку фюзеляж полностью является металлическим. Кроме того, их недостатком является наличие стыковых швов между металлическими панелями, которые образуют утолщения. Эти утолщения увеличивают массу и могут стать причиной лобового сопротивления во время полета летательного аппарата, что снижает его аэродинамические характеристики.
Для уменьшения массы фюзеляжа авиаконструкторы пытаются заменять некоторые металлические элементы элементами из композитных материалов. Эти композитные материалы используют, в частности, для выполнения одной или нескольких частей фюзеляжа летательного аппарата, например, для нижнего обтекателя фюзеляжа летательного аппарата. Как правило, эти части фюзеляжа являются панелями, выполненными из сухих волокон, предварительно пропитанных смолой. Эти панели изготавливают из полотен и/или кусков тканей, выполненных из сухих волокон, предварительно пропитанных термоотверждаемой смолой, размещая эти полотна и/или куски тканей в изложницы, которые затем нагревают. Под действием тепла смола полимеризуется, что позволяет волокнистому усилителю сохранить форму изложницы. После охлаждения изложницу удаляют. Такой способ изготовления в основном предназначен для изготовления панелей, то есть деталей с открытым профилем, поскольку после формования и охлаждения изложницу необходимо удалить. Его сложно применить для изготовления полых корпусов, в частности, меняющейся формы, например, полых корпусов конусной формы.
Чтобы обеспечить изготовление части фюзеляжа меняющейся формы из композитного материала, применяют способ, который состоит в изготовлении участка наружной обшивки фюзеляжа летательного аппарата. Этот участок наружной обшивки выполняют, наматывая полотна из волокон, предварительно пропитанных смолой, вокруг формы соответствующей формы. Форма может быть полым цилиндром. Форму с намотанными на него полотнами из предварительно пропитанных волокон нагревают для полимеризации смолы. После охлаждения полученный слоистый материал образует наружную обшивку летательного аппарата. Эту наружную обшивку отделяют от формы либо скольжением, либо путем демонтажа на месте, после чего форму удаляют. После выполнения наружной обшивки внутренний каркас вставляют внутрь наружной обшивки деталь за деталью, либо группами элементарных деталей, установленных на комплексные станины. Внутренний каркас летательного аппарата представляет собой набор шпангоутов и других конструктивных деталей, таких как стрингеры и полы. Таким образом, внутренний каркас устанавливают на место, вставляя каждый шпангоут и конструктивную деталь каркаса внутрь наружной обшивки и затем закрепляя каждую из этих деталей изнутри упомянутой наружной обшивки. Если детали внутреннего каркаса являются слишком объемными, их разрезают на несколько частей и вставляют часть за частью в наружную обшивку, затем крепят между собой при помощи заклепок.
Такой способ является сложным в применении, в частности, по причине большой площади наружной обшивки, отделяемой от формы. Кроме того, наружная обшивка может также содержать элементы типа утолщений, которые еще больше усложняют извлечение из формы. Кроме того, этот способ занимает много времени при реализации, поскольку требует поочередного введения и крепления всех деталей, образующих внутренний каркас фюзеляжа внутрь наружной обшивки, элементарными группами, или деталь за деталью, или даже по частям деталей.
Сущность изобретения
Задачей настоящего изобретения является устранение недостатков вышеупомянутых технологий. В этой связи изобретением предлагается способ изготовления фюзеляжа летательного аппарата, наружную обшивку которого выполняют из композитного материала и внутренний каркас которого образует, по меньшей мере, частично форму для изготовления наружной обшивки и/или опору для упомянутой формы.
Согласно этому способу, сначала монтируют внутренний каркас, затем изготавливают наружную обшивку вокруг внутреннего каркаса.
В частности, объектом настоящего изобретения является способ изготовления фюзеляжа летательного аппарата, содержащего внутренний каркас, окруженный наружной обшивкой из композитного материала, отличающийся тем, что внутренний каркас образует, по меньшей мере, частично форму для изготовления наружной обшивки из композитного материала.
Преимуществом этого способа является то, что он не требует установки внутреннего каркаса после изготовления наружной обшивки. Кроме того, его преимуществом является возможность выполнения фюзеляжа без швов, независимо от его формы.
Этот способ может содержать следующие операции:
- сборка множества шпангоутов и конструктивных деталей для образования внутреннего каркаса фюзеляжа,
- установка корпусной оснастки между шпангоутами каркаса для получения сплошной конструкции (эта корпусная оснастка может заполнять пространство между более чем 2 шпангоутами),
- нанесение слоя композитного материала вокруг сплошной конструкции,
- обжиг сплошной конструкции, покрытой слоем композитного материала, и
- удаление корпусной оснастки для получения внутреннего каркаса, покрытого наружной обшивкой.
Способ, в соответствии с настоящим изобретением, может содержать также один или несколько следующих отличительных признаков:
- слой композитного материала наносят в виде ленты из волокон, пропитанных смолой;
- шпангоуты внутреннего каркаса являются предварительно изготовленными шпангоутами;
- предварительно изготовленные шпангоуты устанавливают целиком;
- корпусную оснастку крепят на шпангоутах, расположенных по обе стороны от упомянутой корпусной оснастки;
- корпусная оснастка представляет собой части цилиндров;
- шпангоуты устанавливают на станину, выполненную с возможностью поддержания внутреннего каркаса;
- станина выполнена с возможностью приведения во вращение каркаса перед устройством нанесения композитного материала;
- корпусную оснастку извлекают изнутри каркаса после отсоединения от внутреннего каркаса;
- на месте расположения дверей и/или иллюминаторов фюзеляжа вырезают проемы;
- корпусная оснастка покрыта материалом, облегчающим ее извлечение;
- корпусную оснастку выполняют из антиадгезивного материала;
- корпусную оснастку выполняют из материала с тепловым расширением, по существу не отличающимся от теплового расширения наружной обшивки.
Объектом настоящего изобретения является также фюзеляж летательного аппарата, полученный при помощи способа в соответствии с настоящим изобретением.
Этот фюзеляж отличается также тем, что наружную обшивку можно наклеивать на шпангоуты, образующие внутренний каркас.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 - внутренний каркас летательного аппарата, выполненный при помощи способа, в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.2 - сплошная конструкция (то есть оборудованная корпусной оснасткой) летательного аппарата, выполненная при помощи способа, в соответствии с настоящим изобретением, на основе внутреннего каркаса по фиг.1.
Фиг.3 - вид в частичном разрезе внутреннего каркаса и корпусной оснастки.
Фиг.4 - схематичный вид части фюзеляжа летательного аппарата, выполненного при помощи способа, в соответствии с настоящим изобретением, после покрытия сплошной конструкции лентой из предварительно пропитанных волокон.
Подробное описание вариантов выполнения изобретения
Способ, в соответствии с настоящим изобретением, предназначен для выполнения фюзеляжа летательного аппарата или участка фюзеляжа летательного аппарата, в котором внутренний каркас летательного аппарата образует, по меньшей мере, часть формы и/или опору упомянутой формы для изготовления наружной обшивки из композитного материала. В дальнейшем тексте описания будет рассматриваться изготовление фюзеляжа летательного аппарата целиком, но при этом подразумевается, что способ может применяться и для выполнения только участка фюзеляжа летательного аппарата. Если выполняют только участок фюзеляжа, то этот участок можно собирать и крепить с другими участками из композитных материалов или из металла.
Способ, в соответствии с настоящим изобретением, состоит в изготовлении внутреннего каркаса фюзеляжа из шпангоутов и других конструктивных деталей, как правило, металлических. Эти шпангоуты и эти детали собирают, а затем крепят друг с другом для образования внутреннего каркаса. Сборку этих различных деталей осуществляют вокруг оправки, установленной на станине. Эта оправка позволяет поддерживать внутренний каркас и приводить упомянутый каркас во вращательное движение в момент изготовления наружной обшивки. Это приведение во вращение будет подробнее описано ниже.
На фиг.1 схематично показан этап монтажа и сборки внутреннего каркаса фюзеляжа при помощи способа в соответствии с настоящим изобретением. На фиг.1 показан внутренний каркас 1, собранный вокруг оси ХХ, на которой установлена оправка. Для простоты чертежа оправка на фигуре не показана. Показана только ось ХХ, а оправка находится вокруг этой оси. Ось ХХ закреплена с двух сторон на опорах, образующих станину, поддерживающую внутренний каркас и не показанную для упрощения чертежа. Эта ось ХХ может также находиться в вертикальном положении, и в этом случае крепят только ее нижний конец. Этот внутренний каркас 1 содержит шпангоуты 2, стрингеры, элементы жесткости, полы и другие конструктивные панели. Например, он содержит предварительно изготовленные узлы 3, проемы в которых предназначены для установки дверей 4, иллюминаторов 5 и оборудования кабины 6 экипажа.
Как показано на фиг.1, после установки и сборки различных элементов внутреннего каркаса получают общую форму фюзеляжа летательного аппарата. Для облегчения установки и сборки внутреннего каркаса различные детали, предназначенные для образования внутреннего каркаса, и, в частности, шпангоуты могут быть пронумерованы и отмечены на чертеже.
Для облегчения изготовления внутреннего каркаса конструктивные детали и другие шпангоуты могут быть предварительно изготовленными деталями. Шпангоуты можно устанавливать целиком, что облегчает установку различных деталей внутреннего каркаса. Например, шпангоуты можно выполнять на 360°.
После сборки внутреннего каркаса способ, в соответствии с настоящим изобретением, содержит операцию установки корпусной оснастки между шпангоутами внутреннего каркаса. Действительно, шпангоуты и другие конструктивные детали разделены между собой промежутками. В примере, показанном на фиг.1, шпангоуты 2а и 2b разделены пространством 7. Согласно способу, эти пространства заполняют при помощи корпусной оснастки, которая образует оболочку внутреннего каркаса. Пример оболочки внутреннего каркаса показан на фиг.2. На этой фиг.2 показан внутренний каркас 1, представленный на фиг.1, после установки корпусной оснастки между шпангоутами 2 и конструктивными деталями упомянутого каркаса.
Корпусная оснастка 8 представляет собой детали с кривизной, идентичной наружной кривизне внутреннего каркаса. Иначе говоря, корпусная оснастка 8 образует участки поверхности, выполненные с возможностью установки между двумя шпангоутами или двумя комплектами шпангоутов каркаса. Корпусная оснастка может иметь по существу такие же размеры, что и пространство между двумя шпангоутами. В этом случае каждую корпусную оснастку устанавливают и крепят между двумя шпангоутами. Корпусная оснастка может также иметь размеры, превышающие размеры пространства между двумя шпангоутами. В этом случае каждую корпусную оснастку можно устанавливать между двумя комплектами шпангоутов. В примере, показанном на фиг.2, корпусная оснастка 8а имеет форму полуцилиндра. В этом случае данную корпусную оснастку 8а устанавливают между первым шпангоутом 2а и вторым шпангоутом 2b. Таким образом, эта корпусная оснастка 8а воспринимается шпангоутами 2а-2b. Корпусная оснастка может быть установлена в межшпангоутном промежутке, то есть в пространстве между двумя шпангоутами, или в пространстве, содержащем более одного межшпангоутного промежутка. В дальнейшем тексте описания будет считаться, что каждую корпусную оснастку устанавливают между двумя шпангоутами.
Корпусная оснастка может представлять собой часть цилиндра. Она может также иметь любую другую форму, позволяющую им воспроизводить внешнюю форму внутреннего каркаса. Если корпусную оснастку устанавливают по всей площади внутреннего каркаса, то полученную конструкцию называют сплошной конструкцией 14. Таким образом, эта сплошная конструкция 14 является внутренним каркасом, пространства которого заполнены корпусной оснасткой. Эта сплошная конструкция может содержать несколько проемов, которые соответствуют специальным устройствам летательного аппарата, таким как двери или окна кабины экипажа.
На фиг.3 показана сплошная конструкция в частичном разрезе. В частности, на этой фиг.3 показан вид спереди в разрезе двух шпангоутов 2а, 2b внутреннего каркаса 1, между которыми установлена корпусная оснастка 8. Эта корпусная оснастка 8 закреплена на каждом шпангоуте 2а и 2b при помощи съемного крепления 9а, 9b. Этим съемным креплением может быть болт или любое другое средство крепления, которое в дальнейшем можно удалить после изготовления наружной обшивки 10. Корпусная оснастка 8 может быть также установлена на шпангоутах 2а, 2b, но закреплена на другой части внутреннего каркаса 1.
В примере, показанном на фиг.3, шпангоуты 2а, 2b по существу имеют С-образную форму. Корпусная оснастка 8 имеет соответствующую форму для установки между С-образной спинкой шпангоута 2b и U-образным дном шпангоута 2а.
Корпусная оснастка 8 может быть выполнена из нескольких частей для облегчения ее установки между шпангоутами 2а и 2b. В этом случае говорят о сборке, а затем разборке корпусной оснастки.
В примере на фиг.3 показана наружная обшивка 10, которая закрывает шпангоуты 2а и 2b, а также корпусная оснастка 8. Таким образом, фиг.3 соответствует сплошной конструкции после изготовления наружной обшивки и до удаления корпусной оснастки. Ниже следует описание операций изготовления наружной обшивки и удаления корпусной оснастки.
После получения сплошной конструкции 14 способ, в соответствии с настоящим изобретением, предполагает выполнение наружной обшивки вокруг упомянутой сплошной конструкции. Таким образом, сплошная конструкция 14 выполняет роль формы для изготовления наружной обшивки. Иначе говоря, внутренний каркас образует часть формы для изготовления наружной обшивки. Другую часть формы наружной обшивки образует корпусная оснастка, и эту другую часть удаляют после изготовления упомянутой наружной обшивки.
Для выполнения наружной обшивки вокруг сплошной конструкции наматывают ленты из волокон, предварительно пропитанных смолой. Эти ленты из предварительно пропитанных волокон наносят полосу за полосой по всему контуру сплошной конструкции.
На фиг.4 показан пример части фюзеляжа, установленной на станине 11 установки нанесения волокон. Как было указано выше, внутренний каркас построен вокруг оси ХХ, установленной на двух опорах 11а и 11b, образующих станину 11 установки нанесения волокон. Таким образом, после выполнения сплошная конструкция оказывается вокруг оси ХХ. Опоры станины 11 оборудованы приводами, которые позволяют приводить во вращение ось ХХ. Таким образом, сплошная конструкция приводится во вращение осью ХХ.
Подвижная рабочая головка 12 обеспечивает наматывание ленты из предварительно пропитанных волокон на сплошную конструкцию. Таким образом, сплошную конструкцию закрывают, полоса за полосой, слоем 13 предварительно пропитанных волокон. Когда сплошная конструкция оказывается полностью покрытой предварительно пропитанными волокнами, эту конструкцию помещают в печь для обжига. Под действием тепла смола полимеризуется таким образом, что ленты 13 образуют слоистый материал, воспроизводящий форму сплошной конструкции и образующий обшивку 10.
Необходимо отметить, что корпусная оснастка выполнена из такого материала, тепловое расширение которого по существу не отличается от коэффициента теплового расширения волоконной ленты. Ее можно выполнять, в частности, из композитных материалов. Таким образом, обжиг сплошной конструкции не создает никаких проблем дифференциального теплового расширения между корпусной оснасткой и внутренним каркасом. Кроме того, внутренний каркас также не создает проблем теплового расширения, так как он выполнен из композитных материалов. Таким образом, обжиг сплошной конструкции влияет только на ленту из предварительно пропитанных волокон.
После полимеризации волоконной ленты получают наружную обшивку. После этого, согласно способу в соответствии с настоящим изобретением, корпусную оснастку удаляют.
В предпочтительном варианте выполнения изобретения корпусную оснастку покрывают материалом, способствующим их извлечению, то есть материалом, исключающим какое-либо сцепление со смолой. В одном варианте корпусную оснастку выполняют из антиадгезивного материала. Таким образом, после изготовления наружная обшивка приклеивается к внутреннему каркасу, в частности, к шпангоутам внутреннего каркаса, но не приклеивается к корпусной оснастке. Поэтому корпусную оснастку можно отделить, а затем легко удалить изнутри каркаса, при этом оставляя упомянутый внутренний каркас на месте внутри наружной обшивки.
После удаления корпусной оснастки в наружной обшивке можно выполнить вырезы для получения проемов, предназначенных для иллюминаторов, дверей других устройств.
Таким образом, понятно, что этот способ обеспечивает существенный выигрыш во времени, так как внутренний каркас выполняют перед выполнением наружной обшивки. То есть его выполняют, не испытывая проблем ограниченного пространства. Кроме того, этот способ требует только установки и удаления корпусной оснастки, которую можно соответственно выполнять из нескольких частей для облегчения их удаления.
Кроме того, фюзеляж, полученный при помощи способа, в соответствии с настоящим изобретением, можно выполнять целиком, что позволяет отказаться от выполнения швов между двумя панелями, что тоже дает выигрыш во времени, в массе и существенно улучшает аэродинамические характеристики летательного аппарата.
Claims (10)
1. Способ изготовления фюзеляжа летательного аппарата, содержащего внутренний каркас (1), образующий, по меньшей мере, частично форму (4) для изготовления наружной обшивки из композитного материала, при этом внутренний каркас окружают наружной обшивкой (10) из композитного материала, отличающийся тем, что содержит следующие операции: сборку множества шпангоутов (2) и конструктивных деталей для образования внутреннего каркаса (1) фюзеляжа, установку корпусной оснастки (8) в пространство между, по меньшей мере, двумя шпангоутами каркаса и крепление каждой из этой оснастки на двух шпангоутах при помощи съемного крепления для получения сплошной конструкции (14), нанесение слоя (13) композитного материала вокруг сплошной конструкции (14), обжиг сплошной конструкции, покрытой слоем композитного материала, и удаление корпусной оснастки (8) для получения внутреннего каркаса (1), покрытого наружной обшивкой (10).
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что слой композитного материала наносят в виде волокон, пропитанных смолой.
3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что шпангоуты (2) внутреннего каркаса (1) являются предварительно изготовленными.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что предварительно изготовленные шпангоуты устанавливают целиком.
5. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что корпусную оснастку (8) крепят на шпангоутах (2), расположенных по обе стороны от упомянутой корпусной оснастки.
6. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что корпусная оснастка представляет собой части цилиндров.
7. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что корпусную оснастку выполняют из нескольких частей для облегчения ее установки между шпангоутами.
8. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что шпангоуты устанавливают на станину, выполненную с возможностью поддержания внутреннего каркаса.
9. Фюзеляж летательного аппарата, содержащий внутренний каркас (1), покрытый наружной обшивкой (10), отличающийся тем, что изготовлен при помощи способа по п.1.
10. Фюзеляж по п.9, отличающийся тем, что наружную обшивку (10) наклеивают на шпангоуты, образующие внутренний каркас.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0553972 | 2005-12-20 | ||
| FR0553972A FR2894869B1 (fr) | 2005-12-20 | 2005-12-20 | Procede de fabrication d'un fuselage d'aeronef en materiau composite |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008129665A RU2008129665A (ru) | 2010-01-27 |
| RU2412859C2 true RU2412859C2 (ru) | 2011-02-27 |
Family
ID=37074135
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008129665/11A RU2412859C2 (ru) | 2005-12-20 | 2006-12-19 | Способ изготовления фюзеляжа летательного аппарата из композитного материала |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8220154B2 (ru) |
| EP (1) | EP1963079B1 (ru) |
| JP (1) | JP5222151B2 (ru) |
| CN (1) | CN101365579B (ru) |
| AT (1) | ATE484376T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0620206A2 (ru) |
| CA (1) | CA2632913C (ru) |
| DE (1) | DE602006017584D1 (ru) |
| FR (1) | FR2894869B1 (ru) |
| RU (1) | RU2412859C2 (ru) |
| WO (1) | WO2007071879A2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2569515C2 (ru) * | 2011-05-19 | 2015-11-27 | Те Боинг Компани | Составной армирующий элемент для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера |
Families Citing this family (24)
| 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 |
| FR2921295A1 (fr) | 2007-09-24 | 2009-03-27 | Airbus France Sas | Dispositif pour la fabrication d'une piece en materiau composite integrant un systeme de drainage |
| FR2921898B1 (fr) * | 2007-10-08 | 2009-12-11 | Airbus France | Structure de fuselage pour fuselage d'aeronef en materiau composite et aeronef equipe d'une telle structure de fuselage |
| FR2927013B1 (fr) | 2008-01-31 | 2010-02-19 | Airbus France | Dispositif pour la fabrication d'une piece en materiau composite comprenant des toles de lissage a jonctions glissantes et procede de fabrication de toles de lissage a jonctions glissantes |
| ES2357489B1 (es) * | 2008-05-19 | 2012-03-05 | Airbus Operations, S.L. | Procedimiento y útil de montaje de cajones de torsión para uso aeron�?utico. |
| FR2946024B1 (fr) * | 2009-05-27 | 2011-07-22 | Airbus France | Installation de realisation d'un troncon de fuselage d'aeronef. |
| FR2950833A1 (fr) * | 2009-10-01 | 2011-04-08 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif pour la fabrication automatisee de preformes seches circulaires |
| FR2952579B1 (fr) | 2009-11-17 | 2013-05-17 | Airbus Operations Sas | Machine pour le drapage de pieces composites cylindriques |
| DE102009056978A1 (de) * | 2009-12-07 | 2011-06-09 | Airbus Operations Gmbh | Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung einer aus einem Faserverbundwerkstoff bestehenden Rumpfschale für ein Luftfahrzeug |
| DE102009059720B4 (de) | 2009-12-18 | 2012-04-12 | Airbus Operations Gmbh | Vorrichtung zur Herstellung einer aus Faserverbundwerkstoff bestehenden Rumpfschale für ein Luftfahrzeug |
| US8585856B1 (en) | 2010-05-13 | 2013-11-19 | Textron Innovations Inc. | Process for fabricating aircraft parts using an integrated form |
| DE102010051739B3 (de) * | 2010-11-19 | 2011-12-29 | Siempelkamp Maschinen- Und Anlagenbau Gmbh & Co. Kg | Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen von zylindrischen Großstrukturen |
| EP2655047B1 (de) | 2010-12-22 | 2019-01-30 | MAGNA STEYR Fahrzeugtechnik AG & Co KG | Fahrgastzelle mit einer hohlen positivform und einer aussenhülle aus faserverstärktem kunststoff und deren herstellung |
| GB201116476D0 (en) * | 2011-09-26 | 2011-11-09 | Rolls Royce Plc | Mandrel for forming a component |
| US9302455B1 (en) | 2012-02-08 | 2016-04-05 | Textron Innovations, Inc. | Fast cure process |
| US9649820B1 (en) | 2012-02-08 | 2017-05-16 | Textron Innovations, Inc. | Assembly using skeleton structure |
| US9050757B1 (en) | 2012-02-08 | 2015-06-09 | Textron Innovations, Inc. | System and method for curing composites |
| US9051062B1 (en) | 2012-02-08 | 2015-06-09 | Textron Innovations, Inc. | Assembly using skeleton structure |
| US9545757B1 (en) | 2012-02-08 | 2017-01-17 | Textron Innovations, Inc. | Composite lay up and method of forming |
| US10265915B2 (en) | 2014-01-17 | 2019-04-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Composite bonded repair method |
| US10112713B2 (en) * | 2015-06-26 | 2018-10-30 | Nelson Tyler | Back mounted flight machine |
| US10005267B1 (en) | 2015-09-22 | 2018-06-26 | Textron Innovations, Inc. | Formation of complex composite structures using laminate templates |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3341564A1 (de) * | 1983-11-17 | 1985-05-30 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Gekruemmtes flaechenbauteil, insbesondere fuer luftfahrzeuge und vorrichtung zu deren herstellung |
| JPS61169394A (ja) * | 1985-01-21 | 1986-07-31 | 日立造船株式会社 | 飛行機の胴体成形方法 |
| JP2935722B2 (ja) * | 1990-02-28 | 1999-08-16 | 富士重工業株式会社 | 航空機の胴体構造およびその成形方法 |
| FR2766407B1 (fr) | 1997-07-22 | 1999-10-15 | Aerospatiale | Procede de fabrication de pieces de grandes dimensions en materiau composite a matrice thermoplastique, telles que des troncons de fuselage d'aeronefs |
| US7527222B2 (en) * | 2004-04-06 | 2009-05-05 | The Boeing Company | Composite barrel sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such barrel sections |
-
2005
- 2005-12-20 FR FR0553972A patent/FR2894869B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-12-19 EP EP06847175A patent/EP1963079B1/fr not_active Not-in-force
- 2006-12-19 US US12/158,214 patent/US8220154B2/en active Active
- 2006-12-19 CA CA2632913A patent/CA2632913C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-19 JP JP2008546552A patent/JP5222151B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-19 DE DE602006017584T patent/DE602006017584D1/de active Active
- 2006-12-19 BR BRPI0620206-3A patent/BRPI0620206A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2006-12-19 CN CN2006800476609A patent/CN101365579B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2006-12-19 WO PCT/FR2006/051385 patent/WO2007071879A2/fr active Application Filing
- 2006-12-19 RU RU2008129665/11A patent/RU2412859C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2006-12-19 AT AT06847175T patent/ATE484376T1/de not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2569515C2 (ru) * | 2011-05-19 | 2015-11-27 | Те Боинг Компани | Составной армирующий элемент для обеспечения высокой устойчивости к оттягиванию композитного стрингера |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| BRPI0620206A2 (pt) | 2011-11-01 |
| JP2009519860A (ja) | 2009-05-21 |
| EP1963079B1 (fr) | 2010-10-13 |
| EP1963079A2 (fr) | 2008-09-03 |
| RU2008129665A (ru) | 2010-01-27 |
| CN101365579B (zh) | 2012-05-02 |
| CA2632913A1 (fr) | 2007-06-28 |
| FR2894869B1 (fr) | 2009-10-09 |
| CN101365579A (zh) | 2009-02-11 |
| US8220154B2 (en) | 2012-07-17 |
| WO2007071879A3 (fr) | 2007-08-23 |
| CA2632913C (fr) | 2015-05-05 |
| WO2007071879A2 (fr) | 2007-06-28 |
| JP5222151B2 (ja) | 2013-06-26 |
| ATE484376T1 (de) | 2010-10-15 |
| FR2894869A1 (fr) | 2007-06-22 |
| DE602006017584D1 (de) | 2010-11-25 |
| US20090020645A1 (en) | 2009-01-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2412859C2 (ru) | Способ изготовления фюзеляжа летательного аппарата из композитного материала | |
| CA2857925C (en) | Multi-ring system for fuselage barrel formation | |
| US6692681B1 (en) | Method and apparatus for manufacturing composite structures | |
| CN102815393B (zh) | 硼纤维加强结构组件 | |
| RU2466905C2 (ru) | Элемент обшивки как часть фюзеляжа самолета | |
| EP2591996B1 (en) | Elliptical fuselage with wing to body volume integrated in pressurised cabin | |
| CN103813959A (zh) | 直升飞机 | |
| RU2564476C2 (ru) | Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления | |
| US20170259905A1 (en) | Mechanically Joining Airframe Members at Solid Insert | |
| US10450054B2 (en) | Adhesively joining airframe members at solid insert | |
| EP2857186A2 (en) | Method for manufacturing a fibre composite component, fibre composite component, and structural component for an aircraft or spacecraft | |
| US8940215B2 (en) | Method for assembling window coaming on a fuselage, coaming to be used, and aircraft fuselage provided with such coaming | |
| EP1525086A1 (en) | A fibre reinforced composite component and method to produce such component | |
| CA2659448C (en) | Wing panel structure | |
| CN107000826A (zh) | 航空器操纵面的组装工艺 | |
| EP3357807B1 (en) | Adhesively joining airframe members at solid insert | |
| US9045216B2 (en) | Flight vehicle fairing having vibration-damping blankets | |
| US20160046392A1 (en) | Method For Assembling An Aircraft Fuselage | |
| CA2423665A1 (en) | Composite skin panel opening edge and method for manufacture | |
| CA2598765C (en) | Method and apparatus for manufacturing composite structures | |
| Uhse et al. | Structures technology of modern general aviation aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161220 |