RU2430856C2 - Армированная обшивка для воздушного или космического летательного аппарата с многослойным стрингером высокой жесткости и соответствующий многослойный стрингер - Google Patents
Армированная обшивка для воздушного или космического летательного аппарата с многослойным стрингером высокой жесткости и соответствующий многослойный стрингер Download PDFInfo
- Publication number
- RU2430856C2 RU2430856C2 RU2009119050/11A RU2009119050A RU2430856C2 RU 2430856 C2 RU2430856 C2 RU 2430856C2 RU 2009119050/11 A RU2009119050/11 A RU 2009119050/11A RU 2009119050 A RU2009119050 A RU 2009119050A RU 2430856 C2 RU2430856 C2 RU 2430856C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stringer
- stringers
- layers
- fuselage
- multilayer
- Prior art date
Links
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 19
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 10
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 10
- 229920002994 synthetic fiber Polymers 0.000 claims abstract description 5
- 239000012209 synthetic fiber Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims abstract description 4
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 16
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 16
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 6
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 claims description 4
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000003292 glue Substances 0.000 claims description 2
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000004313 glare Effects 0.000 description 13
- 229920002577 polybenzoxazole Polymers 0.000 description 4
- AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N alumane Chemical group [AlH3] AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 239000002657 fibrous material Substances 0.000 description 2
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 2
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 1
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 1
- 230000004580 weight loss Effects 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
- B64C1/064—Stringers; Longerons
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/14—Layered products comprising a layer of metal next to a fibrous or filamentary layer
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
- B32B15/20—Layered products comprising a layer of metal comprising aluminium or copper
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- 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
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/10—Bulkheads
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к конструкции фюзеляжа воздушного или космического летательного аппарата. Конструкция фюзеляжа имеет множество стрингеров, расположенных между первой и второй рамами, и на указанных рамах установлена наружная обшивка. Каждый из указанного множества стрингеров соединен с помощью клеевого соединения с первой и второй рамами и с наружной обшивкой по соответствующим поверхностям склеивания. Каждый из указанных стрингеров содержит множество металлических слоев и соответствующих слоев синтетического волокна, расположенных между каждыми двумя металлическими слоями. Слои синтетического волокна изготовлены по меньшей мере частично из волокон пара-фенилен-2,6-бензобисоксазола. Достигается уменьшение веса конструкции фюзеляжа. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к обшивке для воздушного или космического летательного аппарата с многослойным стрингером высокой жесткости и соответствующему многослойному стрингеру.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Хотя настоящее изобретение может быть приложено к любым конструкциям, изобретение и проблемы, к которым оно относится, подробно объясняются на примере части фюзеляжа воздушного летательного аппарата, изготовленного из нескольких фюзеляжных частей.
На фиг.3 для объяснения основной проблемы схематически представлена задняя фюзеляжная часть А такого фюзеляжа F воздушного летательного аппарата, изготовленного из нескольких фюзеляжных частей.
Представленная на фиг.3 задняя фюзеляжная часть А фюзеляжа F воздушного летательного аппарата ограничена в направлении конца фюзеляжа гермоднищем 1, которое является выпуклым в направлении конца фюзеляжа. Фюзеляжная часть А содержит шесть секций, вместе образующих цилиндр.
Позицией 2 обозначен пол, расположенный на соответствующих поперечных балках 2а. Наружная оболочка, или обшивка 5, установлена на кольцевых рамах 3. Для придания жесткости оболочке фюзеляжа между рамами 3 предусмотрены стрингеры 4, и указанные стрингеры 4 соединены с наружной обшивкой 5, например, с помощью клея или заклепок.
Стрингеры 4 обычно представляют собой Z-, L- или I-образные продольные элементы жесткости, которые обеспечивают вторую траекторию действия нагрузок в случае разрушения оболочки (высокой разрушительной способности). Стрингеры 4 проходят перпендикулярно рамам и, следовательно, параллельно продольной оси воздушного летательного аппарата. Стрингеры 4 обычно изготавливают из алюминиевого сплава.
В последнее время для наружной оболочки 5 начали использовать металловолоконные многослойные структуры (FML) вместо монолитных алюминиевых структур, которые первоначально использовались для ее изготовления. Примеры таких многослойных структур раскрыты в патентном документе WO 94/01277.
GLARE® представляет собой комбинацию материалов типа ламината, содержащую множество слоев, толщина каждого из которых составляет всего несколько десятых миллиметра. Эти слои представляют собой чередующиеся слои из алюминия и слоистого стеклопластика и склеены под давлением. Слово GLARE представляет собой аббревиатуру выражения «Glass Fibre Reinforced Aluminium» (алюминий, армированный стекловолокном). Этот материал был разработан специально для самолетостроения и впервые был использован на большой площади в воздушном летательном аппарате Airbus A 380, в котором большие части верхней наружной оболочки состоят из GLARE. Преимущества этого материала перед алюминием состоят, в основном, в его высокой стойкости к повреждениям, низкой плотности и высоком пределе огнестойкости. Усталостные трещины перекрываются стекловолоконными слоями, так что скорость распространения трещины остается неизменно низкой в независимости от длины трещины, тогда как при использовании алюминия скорость распространения трещины резко возрастает.
Плотность материала GLARE на 9,5-13% ниже, чем плотность алюминия, обычно используемого в самолетостроении. В GLARE стекловолокно обычно составляет до приблизительно 30% многослойного материала. Поскольку особые свойства GLARE позволяют уменьшить толщину наружной оболочки 5, т.е. уменьшить площадь поперечного сечения наружной оболочки 5, GLARE обеспечивает значительные возможности для снижения веса.
Недостатком GLARE является пониженный модуль упругости, составляющий приблизительно 57 ГПа по сравнению с 70 ГПа у алюминия. Меньшая жесткость может вызывать перенос нагрузки от компонентов GLARE к другим, соседним компонентам. В результате этого преимущество в весе структуры GLARE может быть нивелировано увеличением веса окружающих конструктивных элементов. Это в особенности относится к конструкции фюзеляжа над центральным кессоном крыла, поскольку центральный кессон крыла сам по себе имеет высокую жесткость.
Патентный документ EP 1336469 A1 описывает стрингер для воздушного или космического летательного аппарата, содержащий металловолоконную многослойную структуру (FML).
Задачей настоящего изобретения является предложение конструкции корпуса или фюзеляжа, позволяющей полностью использовать преимущества обшивки из материала GLARE, т.е. без какого-либо переноса нагрузки.
В соответствии с настоящим изобретением предлагается стрингер из многослойного металловолоконного материала для воздушного или космического летательного аппарата, имеющий признаки в соответствии с п.1 формулы изобретения, и конструкция фюзеляжа, содержащая указанный стрингер, в соответствии с п.6 формулы изобретения.
Идея, на которой основано настоящее изобретение, состоит в сочетании металловолоконной многослойной наружной оболочки, например, содержащей GLARE, со специальными стрингерами или распорками, имеющими высокий модуль упругости. Более конкретно, настоящее изобретение предлагает использование имеющих определенную форму металловолоконных многослойных стрингеров (например, Z-образных), включающих в себя волокно из зилона. Это волокно обеспечивает модуль упругости стрингера приблизительно от 90 до 98 ГПа. Стрингеры, включающие в себя волокно из зилона, коммерчески доступны в виде заготовок, к которым можно применять все обычные способы формования. Указанная комбинация обшивка/стрингер позволяет исключить переносы нагрузки, при этом обеспечивая обычное уменьшение веса металловолоконных многослойных конструкций, составляющее приблизительно от 15 до 20%.
Предпочтительные усовершенствования, варианты осуществления и улучшения в соответствии с настоящим изобретением изложены в зависимых пунктах формулы изобретения.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения стрингер имеет Z-образную форму.
В соответствии со следующим предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения стрингер имеет модуль упругости от 90 до 100 ГПа.
В соответствии со следующим предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения стрингер имеет первую вертикальную боковую часть, среднюю часть и вторую вертикальную боковую часть, которые соединяются друг с другом с помощью дуг окружности.
В соответствии со следующим предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения множество металлических слоев изготавливают из алюминия или соединений алюминия, или алюминиевого сплава.
Настоящее изобретение будет подробно описано ниже на примере различных вариантов осуществления и со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг.1а схематически представлен вид в плане конструкции фюзеляжа в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг.1b представлен разрез по линии I-I по фиг.1.
На фиг.2 представлен стрингер, использованный в конструкции по фиг.1a, b.
На фиг.3 схематически представлена задняя часть фюзеляжа воздушного летательного аппарата для объяснения общей проблемы.
На чертежах одинаковыми номерами позиций обозначены одинаковые или функционально одинаковые компоненты.
На фиг.1а схематически представлен вид в плане конструкции фюзеляжа в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения, и на фиг.1b представлен разрез по линии I-I по фиг.1, и на фиг.2 представлен стрингер, использованный в конструкции по фиг.1а, b.
На фиг.1 позициями SP1, SP2 обозначены первая и вторая рамы конструкции фюзеляжа воздушного летательного аппарата, между которыми расположены стрингеры ST1, ST2, ST3, склеенные как с рамами SP1, SP2, так и с наружной обшивкой RH из GLARE по поверхностям К склеивания.
Стрингеры ST1, ST2, ST3 имеют вертикальный Z-образный профиль, как можно видеть по разрезам, представленным на фиг.1b и 2. В частности, стрингеры ST1, ST2, ST3 имеют первую прямолинейную боковую часть SB1, среднюю часть MB и вторую прямолинейную боковую часть SB2, соединенные друг с другом с помощью дуг, равных четверти окружности, с радиусом R1 и R2 соответственно. Радиусы R1 и R2 предпочтительно составляют 45 мм, высота Н составляет 38 мм, толщина В составляет 2,35 мм, длина L1 составляет 34 мм, и длина L2 составляет 25 мм.
Стрингеры ST1, ST2, ST3 склеивают не с рамами SP1, SP2, а с наружной обшивкой RH. Как можно видеть на фиг.1b соответствующая более короткая боковая сторона SB2 приклеена к наружной обшивке RH.
Стрингеры ST1, ST2, ST3 содержат многослойный материал из алюминия и волокна из зилона, причем слои S1, S3, S5, S7 являются слоями алюминия, а слои S2, S4, S6 являются слоями волокна из зилона. Зилон представляет собой синтетическое волокно и имеет высокую прочность на разрыв при высокой эластичности. Зилон горит только при содержании в окружающей среде искусственно полученного кислорода более 68%. Температура плавления составляет приблизительно 650°С. Зилон состоит из жестких стержнеобразных цепных молекул поли(пара-фенилен-2,6-бензобисоксазола), также называемого ПБО.
Компания GTM разрабатывает металловолоконный материал с волокнами из зилона, содержащий слои алюминия и слои волокон из зилона и пригодный для изготовления стрингеров ST1, ST2, ST3. Материал должен быть вытянут после отверждения в автоклаве и, следовательно, может быть изготовлен в виде структуры, армированной волокном в одном направлении.
Замена обычного алюминиевого стрингера этим стрингером, содержащим волокно из зилона, с модулем упругости Е, равным приблизительно 94 ГПа, обеспечивает уменьшение веса на 13,8% по сравнению с алюминиевой конструкцией при той же жесткости. При повышении содержания волокна в стрингере, содержащем волокно из зилона, модуль упругости увеличивается до приблизительно 98 ГПа и возможности для уменьшения веса увеличиваются до 15,7%.
Хотя настоящее изобретение описано здесь на примере предпочтительных вариантов осуществления, оно не ограничивается ими, но может иметь различные модификации.
В частности, геометрическая форма и количество слоев в стрингере, а также способ его установки представлены только в качестве примера и могут изменяться в соответствии с конкретным применением.
Вместо клеевого соединения стрингеров можно использовать, например, заклепочное соединение.
Перечень позиций на чертежах
| SP1, SP2 | рамы |
| ST1, ST2, ST3 | стрингеры |
| RH | наружная обшивка |
| K | зона склеивания |
| SB1, SB2 | боковая часть |
| MB | средняя часть |
| S1, S3, S5, S7 | алюминиевые слои |
| S2, S4, S6 | слои волокна из зилона |
| 1 | компрессионная рама |
| 2 | пол |
| 2а | балка |
| 3 | рама |
| 4 | стрингер |
| 5 | обшивка |
Claims (6)
1. Конструкция фюзеляжа, в частности, воздушного или космического летательного аппарата, где множество стрингеров расположено между первой и второй рамами, и на указанных рамах установлена наружная обшивка, причем каждый из указанного множества стрингеров соединен с помощью клеевого соединения с первой и второй рамами и с наружной обшивкой по соответствующим поверхностям склеивания, при этом каждый из указанных стрингеров содержит множество металлических слоев и соответствующих слоев синтетического волокна, расположенных между каждыми двумя металлическими слоями, причем слои синтетического волокна изготовлены по меньшей мере частично из волокон поли (пара-фенилен-2,6-бензобисоксазола).
2. Конструкция фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что стрингеры имеют Z-образную форму, включающую в себя первую прямолинейную боковую часть, среднюю часть и вторую прямолинейную боковую часть, которые соединены друг с другом с помощью дуг окружности, причем вторая прямолинейная боковая часть соединена с помощью клеевого соединения с наружной обшивкой.
3. Конструкция фюзеляжа по п.1, где вторая прямолинейная боковая часть короче, чем первая прямолинейная боковая часть.
4. Конструкция фюзеляжа по п.1, где стрингеры имеют модуль упругости от 90 до 100 ГПа.
5. Конструкция фюзеляжа по п.1, где каждый из множества металлических слоев состоит из алюминия, или соединения алюминия, или алюминиевого сплава.
6. Конструкция фюзеляжа по п.1, где наружная обшивка изготовлена из многослойного материала, содержащего множество чередующихся слоев из алюминия и слоистого стеклопластика, которые соединены между собой с помощью клеевого соединения.
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US85647106P | 2006-11-03 | 2006-11-03 | |
| DE102006051989.2 | 2006-11-03 | ||
| US60/856,471 | 2006-11-03 | ||
| DE102006051989A DE102006051989B4 (de) | 2006-11-03 | 2006-11-03 | Versteifte Beplankung für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einem Laminat-Stringer hoher Steifigkeit |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009119050A RU2009119050A (ru) | 2010-12-10 |
| RU2430856C2 true RU2430856C2 (ru) | 2011-10-10 |
Family
ID=39277445
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009119050/11A RU2430856C2 (ru) | 2006-11-03 | 2007-11-02 | Армированная обшивка для воздушного или космического летательного аппарата с многослойным стрингером высокой жесткости и соответствующий многослойный стрингер |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8317134B2 (ru) |
| EP (1) | EP2077942A1 (ru) |
| JP (1) | JP2010508203A (ru) |
| CN (1) | CN101535044B (ru) |
| BR (1) | BRPI0717929A2 (ru) |
| CA (1) | CA2662141A1 (ru) |
| DE (1) | DE102006051989B4 (ru) |
| RU (1) | RU2430856C2 (ru) |
| WO (1) | WO2008053041A1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2708862C1 (ru) * | 2019-01-18 | 2019-12-11 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Способ изготовления детали и деталь из гибридного композиционного материала |
| RU2763410C1 (ru) * | 2021-03-17 | 2021-12-29 | Общество с ограниченной ответственностью "С 7 Космические Транспортные Системы" | Топливный бак и способ его изготовления |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102006051989B4 (de) | 2006-11-03 | 2010-09-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Versteifte Beplankung für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einem Laminat-Stringer hoher Steifigkeit |
| US8490920B2 (en) * | 2007-10-12 | 2013-07-23 | Abe Karem | Composite bulkhead and skin construction |
| DE102011004844A1 (de) * | 2011-02-28 | 2012-08-30 | Airbus Operations Gmbh | Türrahmenverbund, Rumpfabschnitt sowie Luft- oder Raumfahrzeug |
| US8621822B2 (en) | 2011-03-04 | 2014-01-07 | Michael Ian BROCKWELL | Exotensioned structural members with energy-absorbing effects |
| CN102416739B (zh) * | 2011-08-19 | 2013-09-18 | 北京航空航天大学 | 一种飞艇蒙皮材料及其制备方法 |
| US9120276B2 (en) * | 2012-07-25 | 2015-09-01 | The Boeing Company | Laminated composite bending and stiffening members with reinforcement by inter-laminar metal sheets |
| JP5959558B2 (ja) * | 2014-03-13 | 2016-08-02 | アイシン高丘株式会社 | 複合構造体及びその製造方法 |
| EP3023669B1 (fr) * | 2014-11-20 | 2020-12-30 | Airbus (Sas) | Dispositif d'absorption d'énergie cinétique et aéronef comportant un tel dispositif |
| US10093406B2 (en) | 2014-12-10 | 2018-10-09 | The Boeing Company | Aircraft frame for tailstrike angle enhancement |
| EP3109152B1 (en) * | 2015-06-24 | 2019-08-07 | Airbus Operations GmbH | Stiffened fuselage component as well as method and apparatus for manufacturing a stiffened fuselage component |
| CN105836104B (zh) * | 2016-05-03 | 2019-02-01 | 中国乐凯集团有限公司 | 一种太阳能无人机机翼蒙皮材料及其制备方法 |
| US10220935B2 (en) * | 2016-09-13 | 2019-03-05 | The Boeing Company | Open-channel stiffener |
| US20200282694A1 (en) * | 2019-03-07 | 2020-09-10 | The Boeing Company | Composite structure and method of forming thereof |
| CN114147994B (zh) * | 2021-11-24 | 2023-05-05 | 航天特种材料及工艺技术研究所 | 一种复合材料舱体结构整体成型方法 |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5429326A (en) | 1992-07-09 | 1995-07-04 | Structural Laminates Company | Spliced laminate for aircraft fuselage |
| RU2143365C1 (ru) | 1999-07-06 | 1999-12-27 | Закрытое акционерное общество "Интеллект" | Стрингер судна |
| DE19956394B4 (de) * | 1999-11-24 | 2005-02-03 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Profiles aus einem Hybridwerkstoff |
| DE10031510A1 (de) | 2000-06-28 | 2002-01-17 | Airbus Gmbh | Strukturbauteil für ein Flugzeug |
| US6648273B2 (en) * | 2001-10-30 | 2003-11-18 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
| EP1336469A1 (en) * | 2002-02-19 | 2003-08-20 | Alenia Aeronautica S.P.A. | Methods of manufacturing a stiffening element for an aircraft skin panel and a skin panel provided with the stiffening element |
| US7195210B2 (en) * | 2002-10-10 | 2007-03-27 | The Boeing Company | Fiber matrix for a geometric morphing wing |
| US6910661B2 (en) * | 2002-10-10 | 2005-06-28 | The Boeing Company | Geometric morphing wing |
| NL1022706C2 (nl) * | 2003-02-17 | 2004-08-19 | Stichting Fmlc | Laminaat uit metaalplaten en elkaar kruisende dradenlagen uit verschillende materialen in kunststof. |
| US20050175813A1 (en) * | 2004-02-10 | 2005-08-11 | Wingert A. L. | Aluminum-fiber laminate |
| US7255916B2 (en) | 2005-01-04 | 2007-08-14 | Airbus Deutschland Gmbh | Metallic layer material, reinforced with basalt fibers, as well as products made thereof |
| NL1030515C2 (nl) | 2005-11-24 | 2007-05-25 | Gtm Consulting B V | Laminaat uit metaalplaten en kunststof. |
| US7997529B2 (en) * | 2006-01-19 | 2011-08-16 | The Boeing Company | Compliant panel for aircraft |
| US7766277B2 (en) * | 2006-01-19 | 2010-08-03 | The Boeing Company | Deformable forward pressure bulkhead for an aircraft |
| NL2000100C2 (nl) * | 2006-06-13 | 2007-12-14 | Gtm Consulting B V | Laminaat uit metaalplaten en kunststof. |
| NL2000232C2 (nl) * | 2006-09-12 | 2008-03-13 | Gtm Consulting B V | Huidpaneel voor een vliegtuigromp. |
| DE102006051989B4 (de) | 2006-11-03 | 2010-09-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Versteifte Beplankung für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einem Laminat-Stringer hoher Steifigkeit |
| US7798443B2 (en) * | 2006-12-18 | 2010-09-21 | The Boeing Company | Composite material for geometric morphing wing |
-
2006
- 2006-11-03 DE DE102006051989A patent/DE102006051989B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-11-02 CN CN2007800406206A patent/CN101535044B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-11-02 RU RU2009119050/11A patent/RU2430856C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-11-02 BR BRPI0717929-4A2A patent/BRPI0717929A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-11-02 WO PCT/EP2007/061829 patent/WO2008053041A1/en active Application Filing
- 2007-11-02 CA CA002662141A patent/CA2662141A1/en not_active Abandoned
- 2007-11-02 US US12/310,510 patent/US8317134B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-11-02 EP EP07822160A patent/EP2077942A1/en not_active Withdrawn
- 2007-11-02 JP JP2009535084A patent/JP2010508203A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2708862C1 (ru) * | 2019-01-18 | 2019-12-11 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Способ изготовления детали и деталь из гибридного композиционного материала |
| RU2763410C1 (ru) * | 2021-03-17 | 2021-12-29 | Общество с ограниченной ответственностью "С 7 Космические Транспортные Системы" | Топливный бак и способ его изготовления |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE102006051989B4 (de) | 2010-09-30 |
| US8317134B2 (en) | 2012-11-27 |
| EP2077942A1 (en) | 2009-07-15 |
| JP2010508203A (ja) | 2010-03-18 |
| WO2008053041A1 (en) | 2008-05-08 |
| RU2009119050A (ru) | 2010-12-10 |
| WO2008053041B1 (en) | 2008-06-19 |
| DE102006051989A1 (de) | 2008-05-15 |
| CA2662141A1 (en) | 2008-05-08 |
| BRPI0717929A2 (pt) | 2013-11-05 |
| CN101535044B (zh) | 2013-11-06 |
| US20100148004A1 (en) | 2010-06-17 |
| CN101535044A (zh) | 2009-09-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2430856C2 (ru) | Армированная обшивка для воздушного или космического летательного аппарата с многослойным стрингером высокой жесткости и соответствующий многослойный стрингер | |
| US7285326B2 (en) | Lightweight structure particularly for an aircraft | |
| JP5898175B2 (ja) | 複合材長手ストリンガの製造方法及び複合材長手ストリンガ | |
| CA2139856C (en) | Spliced laminate for aircraft fuselage | |
| RU2323092C2 (ru) | Слоистая панель с прерывистым внутренним слоем | |
| US20130214090A1 (en) | Aircraft with fuselage-mounted engines and an internal shield | |
| US7040575B2 (en) | Foam composite insulation for aircraft | |
| CA2768957C (en) | Composite-material structure and aircraft main wing and aircraft fuselage provided with the same | |
| CA2719192C (en) | Composite laminate with self-healing layer | |
| US20060284009A1 (en) | Composite landing gear apparatus and methods | |
| US20160114556A1 (en) | Composite panel for floors or wallcovering components, and method for manufacturing such a panel | |
| CN101448698A (zh) | 飞行器的气密地板 | |
| US8101284B2 (en) | Fibre metal laminate panel | |
| CN101389471A (zh) | 保护装置 | |
| US20090110871A1 (en) | Methods for making composite material components especially useful for aircraft, and composite material components thereof | |
| US20100043939A1 (en) | Reinforced Hybrid Structures and Methods Thereof | |
| JP4855932B2 (ja) | 局所的に補強された積層物 | |
| EP1425216B1 (en) | Aircraft structural components | |
| US7753312B2 (en) | Lightweight structure especially for an aircraft and method for making such a structure | |
| CN106585645A (zh) | 一种全复合材料城轨车辆蒙皮、铝合金底架及连接装置 | |
| US11020912B2 (en) | Joint structure | |
| US20200224687A1 (en) | Joint structure | |
| RU2600765C1 (ru) | Слоистый алюмостеклопластик и изделие, выполненное из него | |
| NL2005028C2 (en) | Laminate and airplane provided with such a laminate. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20141103 |