RU2438920C2 - Structure from composite material for aircraft fuselage and method of its fabrication - Google Patents

Structure from composite material for aircraft fuselage and method of its fabrication Download PDF

Info

Publication number
RU2438920C2
RU2438920C2 RU2009132509/11A RU2009132509A RU2438920C2 RU 2438920 C2 RU2438920 C2 RU 2438920C2 RU 2009132509/11 A RU2009132509/11 A RU 2009132509/11A RU 2009132509 A RU2009132509 A RU 2009132509A RU 2438920 C2 RU2438920 C2 RU 2438920C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
closed structure
mandrel
panel
composite material
stiffeners
Prior art date
Application number
RU2009132509/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2009132509A (en
Inventor
СЕРЕСО Алберто Рамон МАРТИНЕС (ES)
СЕРЕСО Алберто Рамон МАРТИНЕС
ЧАРИНЕС Еланда МИГЕС (ES)
ЧАРИНЕС Еланда МИГЕС
КАРНИСЕРО Ксавьер ХОРДАН (ES)
КАРНИСЕРО Ксавьер ХОРДАН
ФЕРНАНДЕС Хулиан САНЧЕС (ES)
ФЕРНАНДЕС Хулиан САНЧЕС
Original Assignee
Эйрбас Оперейшнз, С.Л.
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 Оперейшнз, С.Л. filed Critical Эйрбас Оперейшнз, С.Л.
Priority to RU2009132509/11A priority Critical patent/RU2438920C2/en
Publication of RU2009132509A publication Critical patent/RU2009132509A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2438920C2 publication Critical patent/RU2438920C2/en

Links

Images

Classifications

    • 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

  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

FIELD: transport.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, namely, to structure from composite material for aircraft fuselage and to method of its production. Said structure comprises outer panel and multiple lengthwise stiffness ribs inside said outer panel. Closed structure is formed on mandrel. Mandrel expansion factor exceeds that of composite material to allow hardening of said material, hence, producing clearance between outer panel and mandrel that allows detaching structure from mandrel. Proposed method consists in that stiffness rubs are arranged successively on mandrel, and comprises layering said composite material on surface formed by mandrel and stiffness ribs to produce closed structure outer panel. Pressure plate is placed on outer panel outer surface, Then, necessary auxiliary components are arranged for temperature-controlled hardening of used composite materials at high temperature and pressure. Now, closed structure is detached from mandrel in direction suitable for detachment.
EFFECT: simplified process.
19 cl, 10 dwg

Description

Область изобретенияField of Invention

Настоящее изобретение относится к цельной замкнутой конструкции из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и к способу изготовления такой конструкции.The present invention relates to a one-piece closed structure made of composite material for the fuselage of an aircraft and to a method for manufacturing such a structure.

Предпосылки изобретенияBACKGROUND OF THE INVENTION

Конструкции, используемые в авиационных фюзеляжах, содержат внешнюю панель, ребра жесткости и/или внутренние стрингеры. Поскольку вес является принципиально важным аспектом в авиационной промышленности, конструкции, используемые в оптимизированных авиационных фюзеляжах, изготавливаются из композиционных материалов, и, таким образом, эти конструкции из композиционных материалов преобладают над более традиционными металлическими конструкциями.Designs used in aircraft fuselages include an external panel, stiffeners and / or internal stringers. Since weight is a fundamentally important aspect in the aviation industry, the structures used in optimized aircraft fuselages are made of composite materials, and thus, these structures made of composite materials prevail over more traditional metal structures.

В процессе оптимизации такого типа конструкций стремятся к максимальному уменьшению веса и объединению большого числа отдельных деталей в более крупные детали для того, чтобы уменьшить как длительность производственного процесса, так и транспортировку и сборку более мелких элементов.In the process of optimizing this type of structure, they strive to minimize weight and combine a large number of individual parts into larger parts in order to reduce both the duration of the production process and the transportation and assembly of smaller elements.

Применение упомянутых аспектов к авиационным фюзеляжам ведет к объединению внешних панелей с их ребрами жесткости за наименьшее возможное число операций. Примеры этого можно найти в документе EP 1151856, где предварительно отвержденные панели собирают на каждой из внешних панелей, и в документе US 5242523, где пересекающийся каркас из выполненных из композиционного материала ребер жесткости собирают за несколько операций на внешних панелях, образующих конструкцию. В этих случаях панели вместе с их ребрами жесткости изготавливают за несколько последовательных операций, и при этом требуется введение дополнительных деталей для последующего присоединения этих панелей друг к другу соединениями, гарантирующими герметичность между панелями.Application of the aforementioned aspects to aircraft fuselages leads to the integration of external panels with their stiffeners for the least possible number of operations. Examples of this can be found in document EP 1151856, where pre-cured panels are assembled on each of the external panels, and in US 5242523, where an intersecting frame of stiffening ribs made of composite material is assembled in several operations on the external panels forming the structure. In these cases, the panels together with their stiffeners are made in several successive operations, and it requires the introduction of additional parts for the subsequent connection of these panels to each other with joints that guarantee tightness between the panels.

Задачей настоящего изобретения является конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, решающая недостатки предшествующего уровня техники, а также способ изготовления такой конструкции.The objective of the present invention is a structure made of composite material for the aircraft fuselage, solving the disadvantages of the prior art, as well as a method of manufacturing such a structure.

Сущность изобретенияSUMMARY OF THE INVENTION

Следовательно, настоящее изобретение предусматривает замкнутую конструкцию из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, сформированную на оправке, от которой она может быть отделена в определенном направлении, причем упомянутая конструкция содержит единственную внешнюю панель и множество внутренних продольных ребер жесткости, встроенных в упомянутую панель, так что коэффициент расширения оправки является большим, чем коэффициент расширения композиционного материала конструкции, таким образом обеспечивая возможность удаления уже изготовленной конструкции, образованной панелью и встроенными внутренними ребрами жесткости, за единственную операцию.Therefore, the present invention provides a closed structure of composite material for the aircraft fuselage, formed on a mandrel from which it can be separated in a certain direction, said structure comprising a single external panel and a plurality of internal longitudinal stiffeners embedded in said panel, so that the expansion coefficient of the mandrel is greater than the expansion coefficient of the composite material of the structure, thus providing The removal of an already manufactured structure formed by the panel and built-in internal stiffeners in a single operation.

Настоящее изобретение дополнительно предлагает способ изготовления такой замкнутой конструкции, содержащий следующие этапы:The present invention further provides a method for manufacturing such a closed structure, comprising the following steps:

а) расположение ребер жесткости на оправке;a) the location of the ribs on the mandrel;

b) наслаивание композиционного материала на поверхность, образованную оправкой и ребрами жесткости, для образования внешней панели;b) layering the composite material on the surface formed by the mandrel and stiffeners to form an external panel;

c) размещение прижимной пластины на внешней поверхности наслоенного композиционного материала;c) placing the pressure plate on the outer surface of the layered composite material;

d) размещение необходимых оставшихся вспомогательных элементов для автоклавного отверждения используемых композиционных материалов;d) the placement of the necessary remaining auxiliary elements for the autoclave curing of the composite materials used;

e) отверждение замкнутой конструкции в условиях высоких температуры и давления внутри автоклава;e) curing the closed structure under high temperature and pressure conditions inside the autoclave;

f) отделение замкнутой конструкции от оправки по подходящему направлению направления отделения.f) separating the closed structure from the mandrel in a suitable direction of separation.

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут ясны из последующего подробного описания иллюстративного варианта реализации его задачи при его рассмотрении вместе с прилагаемыми чертежами.Other features and advantages of the present invention will be apparent from the following detailed description of an illustrative embodiment of its object when considered in conjunction with the accompanying drawings.

Описание чертежейDescription of drawings

Фиг.1 показывает вид в перспективе замкнутой конструкции из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата согласно настоящему изобретению.Figure 1 shows a perspective view of a closed structure made of composite material for the fuselage of an aircraft according to the present invention.

Фиг.2 показывает местный разрез панели и ребра жесткости замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.Figure 2 shows a local section of the panel and stiffeners of a closed structure made of composite material according to the present invention.

Фиг.3 показывает поперечный разрез расположенной на оправке замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.Figure 3 shows a cross-sectional view of a closed structure of a composite material according to the present invention located on a mandrel.

Фиг.4 показывает местный разрез оправки, придающей форму замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.Figure 4 shows a local section of a mandrel shaping a closed structure of a composite material according to the present invention.

Фиг.5 показывает вид в разрезе процесса изготовления замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.Figure 5 shows a sectional view of the manufacturing process of a closed structure made of composite material according to the present invention.

Фиг.6 показывает поперечный разрез расположенной на оправке замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению после процесса отверждения.Fig. 6 shows a cross-sectional view of a closed structure of a composite material according to the present invention located on a mandrel after a curing process.

Фиг.7 показывает местный разрез оправки, придающей форму замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению, после процесса отверждения.7 shows a local section through a mandrel shaping a closed structure of a composite material according to the present invention after a curing process.

Фиг.8 показывает схему удаления оправки из замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.FIG. 8 shows a diagram for removing a mandrel from a closed structure from a composite material according to the present invention.

Фиг.9 показывает схему выполнения оправки согласно первому варианту реализации изобретения.Fig. 9 shows a design of a mandrel according to a first embodiment of the invention.

Фиг.10 показывает схему выполнения оправки согласно второму варианту реализации изобретения.10 shows a design of a mandrel according to a second embodiment of the invention.

Подробное описание изобретенияDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

Настоящее изобретение предлагает изготовленную из композиционного материала замкнутую конструкцию 1 для фюзеляжа летательного аппарата, содержащую внешнюю панель 3 и множество внутренних продольных ребер жесткости 4, интегрированных на упомянутой панели 3. Эти ребра жесткости 4 имеют форму типа ячейки, предпочтительно омегообразную (Ω) форму, каждый из которых, в свою очередь, содержит стенки 5, которые являются отделенными от панели 3 частями ребра жесткости 4, и полки 6, которые являются присоединенными к панели 3 частями ребра жесткости 4.The present invention provides an enclosed aircraft fuselage structure 1 made of composite material, comprising an external panel 3 and a plurality of internal longitudinal stiffeners 4 integrated on said panel 3. These stiffeners 4 have a cell type shape, preferably an omega-like (Ω) shape, each of which, in turn, contains walls 5, which are parts of the stiffener 4 separated from the panel 3, and shelves 6, which are parts of the stiffener 4 connected to the panel 3.

Замкнутая конструкция 1 предпочтительно будет иметь цилиндрическую форму или форму усеченного конуса.The closed structure 1 will preferably have a cylindrical or truncated cone shape.

Замкнутая конструкция 1 из композиционного материала сформована на герметичной оправке 2, в свою очередь содержащей корпус 7 и пазы 8, так что материал оправки 2 имеет больший коэффициент теплового расширения, чем коэффициент теплового расширения композиционного материала, образующего конструкцию 1.The closed structure 1 of the composite material is molded on a sealed mandrel 2, which in turn contains a housing 7 and grooves 8, so that the material of the mandrel 2 has a greater coefficient of thermal expansion than the coefficient of thermal expansion of the composite material forming the structure 1.

Внешняя поверхность оправки 2 имеет форму, аналогичную внутренней поверхности замкнутой конструкции 1, так что пазы 8 оправки 2 вмещают в себя стенки 5 ребер жесткости 4.The outer surface of the mandrel 2 has a shape similar to the inner surface of the closed structure 1, so that the grooves 8 of the mandrel 2 accommodate the walls 5 of the ribs 4.

Замкнутая конструкция 1 должна иметь форму, позволяющую отделить ее от оправки 2 в определенном направлении 11 и в направлении 12.The closed structure 1 must have a shape that allows it to be separated from the mandrel 2 in a certain direction 11 and in the direction 12.

После процесса отверждения появляется зазор 10, который позволяет удалить сформованную конструкцию 1 с оправки 2 в направлении 11 и в направлении 12. Зазор 10, который появляется после процесса отверждения, можно увидеть на фигуре 7, причем после процесса отверждения размер конструкции 1 остается большим, чем размер оправки 2 (см. фиг.6).After the curing process, a gap 10 appears, which allows the molded structure 1 to be removed from the mandrel 2 in the direction 11 and in the direction 12. The gap 10 that appears after the curing process can be seen in Figure 7, and after the curing process, the size of the structure 1 remains larger than the size of the mandrel 2 (see Fig.6).

Настоящее изобретение дополнительно предлагает способ изготовления замкнутой конструкции 1 из композиционного материала, содержащий следующие этапы:The present invention further provides a method for manufacturing a closed structure 1 from a composite material, comprising the following steps:

а) последовательное расположение ребер жесткости 4 на пазах 8 оправки 2 так, чтобы стенки 5 ребер жесткости 4 находились в пазах 8, а полки 6 опирались на внешнюю поверхность оправки 2;a) the sequential location of the ribs 4 on the grooves 8 of the mandrel 2 so that the walls 5 of the ribs 4 are in the grooves 8, and the shelves 6 rested on the outer surface of the mandrel 2;

b) наслаивание композиционного материала на поверхность, образованную оправкой 2 и ребрами жесткости 4, для образования внешней панели 3 замкнутой конструкции 1;b) layering the composite material on the surface formed by the mandrel 2 and stiffening ribs 4, to form the outer panel 3 of the closed structure 1;

c) размещение прижимной пластины 9 на внешней поверхности внешней панели 3 для обеспечения поверхностного качества упомянутой поверхности;c) placing the pressure plate 9 on the outer surface of the outer panel 3 to ensure the surface quality of said surface;

d) размещение необходимых оставшихся вспомогательных элементов 13 для автоклавного отверждения используемых композиционных материалов, причем между ними имеются прокладки 17;d) the placement of the necessary remaining auxiliary elements 13 for autoclave curing of the used composite materials, and between them there are gaskets 17;

e) отверждение замкнутой конструкции 1 внутри автоклава в условиях высоких температуры и давления, причем этот процесс, в свою очередь, содержит следующие этапы:e) curing the closed structure 1 inside the autoclave under conditions of high temperature and pressure, and this process, in turn, contains the following steps:

i увеличение температуры узла, образованного оправкой 2 и композиционным материалом замкнутой конструкции 1;i increase the temperature of the node formed by the mandrel 2 and the composite material of the closed structure 1;

ii расширение оправки 2 и композиционного материала замкнутой конструкции 1;ii expansion of the mandrel 2 and the composite material of the closed structure 1;

iii полимеризация композиционного материала замкнутой конструкции 1 вследствие воздействия давления и температуры;iii polymerization of a composite material of a closed structure 1 due to pressure and temperature;

iv охлаждение узла, образованного замкнутой конструкцией 1 и оправкой 2, как только полимеризация завершилась, так что замкнутая конструкция 1 достигает своей окончательной геометрии, а оправка 2 восстанавливает свою начальную геометрию;iv cooling the assembly formed by the closed structure 1 and the mandrel 2 as soon as the polymerization is completed, so that the closed structure 1 reaches its final geometry and the mandrel 2 restores its initial geometry;

f) отделение замкнутой конструкции 1 от оправки 2 по подходящему направлению 12 направления 11 отделения.f) separating the closed structure 1 from the mandrel 2 in a suitable direction 12 of the separation direction 11.

После этого процесса получается замкнутая конструкция 1, геометрия которой больше, чем начальная геометрия, и которая имеет зазор 10 относительно оправки 2 для обматывания и отверждения.After this process, a closed structure 1 is obtained, the geometry of which is larger than the initial geometry, and which has a gap 10 relative to the mandrel 2 for wrapping and curing.

Замкнутая конструкция 1 отделяется от оправки 2 параллельно продольному направлению 11 отделения и в направлении 12 согласно ее геометрическим особенностям и при помощи зазора 10, образовавшегося в процессе отверждения.The closed structure 1 is separated from the mandrel 2 parallel to the longitudinal direction 11 of the separation and in the direction 12 according to its geometric features and with the help of the gap 10 formed during the curing process.

Ребра жесткости 4, оболочка 3 и оправка 2 будут спроектированы таким образом, чтобы не было механических препятствий во время процесса извлечения из формы, учитывая также образовавшиеся в процессе зазоры 10. В случае возникновения препятствий в процессе проектирования, если упомянутое препятствие меньше, чем местный зазор 10, образовавшийся в процессе отверждения замкнутой конструкции 1, то упомянутая замкнутая конструкция 1 также может быть извлечена из формы.Stiffeners 4, sheath 3 and mandrel 2 will be designed so that there are no mechanical obstacles during the extraction process from the mold, taking into account clearances also formed during the process 10. In case of obstructions during the design process, if the mentioned obstacle is less than the local clearance 10 formed during the curing process of the closed structure 1, the aforementioned closed structure 1 can also be removed from the mold.

Согласно другому предпочтительному варианту реализации изобретения в замкнутую конструкцию 1 может быть введен по меньшей мере один внутренний элемент 14 внутри внешней панели 3, который не спроектирован согласно продольному направлению 11 отделения. Тогда удаление замкнутой конструкции 1 по продольному направлению 11 отделения достигается, если размер этого внутреннего элемента 14 меньше, чем зазор 10, образовавшийся в процессе отверждения.According to another preferred embodiment of the invention, at least one inner element 14 can be inserted into the closed structure 1 inside the outer panel 3, which is not designed according to the longitudinal direction 11 of the compartment. Then the removal of the closed structure 1 in the longitudinal direction 11 of the separation is achieved if the size of this inner element 14 is less than the gap 10 formed during the curing process.

Прижимные пластины 9 придают замкнутой конструкции 1 требуемое качество поверхности.The pressure plates 9 give the closed structure 1 the required surface quality.

Согласно другому варианту изобретения оправка 2 может быть образована герметичным трубчатым элементом 81, на котором размещен комплект отделяемых элементов 82, полностью или частично придающих форму внутренней поверхности замкнутой конструкции 1.According to another embodiment of the invention, the mandrel 2 can be formed by a sealed tubular element 81, on which is placed a set of detachable elements 82, fully or partially shaping the inner surface of the closed structure 1.

Эти изменения, находящиеся в рамках объема, определенного нижеследующей формулой изобретения, могут быть внесены в предпочтительные варианты реализации, которые только что были описаны.These changes, which are within the scope defined by the following claims, may be made in the preferred embodiments that have just been described.

Claims (19)

1. Замкнутая конструкция (1) из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, сформованная на оправке (2), причем упомянутая конструкция (1) содержит внешнюю панель (3) и множество продольных ребер жесткости (4) внутри упомянутой внешней панели (3), отличающаяся тем, что коэффициент расширения оправки (2) является большим, чем коэффициент расширения композиционного материала конструкции (1), обеспечивая в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1) образование между внешней панелью (3) и оправкой (2) зазора (10), который позволяет отделять конструкцию (1) от оправки (2).1. A closed structure (1) made of composite material for the aircraft fuselage, formed on a mandrel (2), said structure (1) comprising an external panel (3) and a plurality of longitudinal stiffeners (4) inside said external panel (3), characterized in that the expansion coefficient of the mandrel (2) is greater than the coefficient of expansion of the composite material of the structure (1), providing during the curing of the composite material of the structure (1) the formation of a gap (10) between the outer panel (3) and the mandrel (2), cat The second one allows to separate the structure (1) from the mandrel (2). 2. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что оправка (2) содержит герметичный трубчатый элемент (81), на котором размещено множество отделяемых элементов (82).2. A closed structure (1) according to claim 1, characterized in that the mandrel (2) contains a sealed tubular element (81) on which a plurality of detachable elements (82) are placed. 3. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что внешняя панель (3) содержит на своей внутренней поверхности по меньшей мере один элемент (14) с меньшим размером, чем зазор (10), образовавшийся в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1).3. The closed structure (1) according to claim 1, characterized in that the outer panel (3) contains on its inner surface at least one element (14) with a smaller size than the gap (10) formed during the curing of the composite material constructions (1). 4. Замкнутая конструкция (1) по п.2, отличающаяся тем, что внешняя панель (3) содержит на своей внутренней поверхности по меньшей мере один элемент (14) с меньшим размером, чем зазор (10), образовавшийся в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1).4. A closed structure (1) according to claim 2, characterized in that the outer panel (3) contains at least one element (14) with a smaller size than the gap (10) formed during the curing of the composite material constructions (1). 5. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).5. The closed structure (1) according to claim 1, characterized in that the stiffeners (4) comprise walls (5) separated from the panel (3) and shelves (6) attached to the panel (3). 6. Замкнутая конструкция (1) по п.2, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).6. Closed structure (1) according to claim 2, characterized in that the stiffeners (4) comprise walls (5) separated from the panel (3) and shelves (6) attached to the panel (3). 7. Замкнутая конструкция (1) по п.3, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).7. Closed structure (1) according to claim 3, characterized in that the stiffeners (4) comprise walls (5) separated from the panel (3) and shelves (6) attached to the panel (3). 8. Замкнутая конструкция (1) по п.4, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).8. A closed structure (1) according to claim 4, characterized in that the stiffeners (4) comprise walls (5) separated from the panel (3) and shelves (6) attached to the panel (3). 9. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) имеют форму типа ячейки.9. A closed structure (1) according to any one of claims 1 to 8, characterized in that the stiffeners (4) are in the form of a cell type. 10. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) имеют омегообразную форму (Ω).10. Closed structure (1) according to any one of claims 1 to 8, characterized in that the stiffeners (4) have an omega shape (Ω). 11. Замкнутая конструкция (1) по п.9, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) имеют омегообразную форму (Ω).11. The closed structure (1) according to claim 9, characterized in that the stiffeners (4) have an omega shape (Ω). 12. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8 и 11, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как цилиндрическая.12. A closed structure (1) according to any one of claims 1 to 8 and 11, characterized in that the structure (1) has a cylindrical shape. 13. Замкнутая конструкция (1) по п.9, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как цилиндрическая.13. The closed structure (1) according to claim 9, characterized in that the structure (1) has a cylindrical shape. 14. Замкнутая конструкция (1) по п.10, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как цилиндрическая.14. The closed structure (1) according to claim 10, characterized in that the structure (1) has such a shape as a cylindrical one. 15. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8, 11, 13 и 14, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.15. Closed structure (1) according to any one of claims 1 to 8, 11, 13 and 14, characterized in that the structure (1) has such a shape as a truncated cone. 16. Замкнутая конструкция (1) по п.9, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.16. The closed structure (1) according to claim 9, characterized in that the structure (1) has such a shape as a truncated cone. 17. Замкнутая конструкция (1) по п.10, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.17. The closed structure (1) according to claim 10, characterized in that the structure (1) has a shape such as a truncated cone. 18. Замкнутая конструкция (1) по п.12, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.18. A closed structure (1) according to claim 12, characterized in that the structure (1) has a shape such as a truncated cone. 19. Способ изготовления замкнутой конструкции (1) из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, содержащий следующие этапы:
a) последовательное расположение ребер жесткости (4) на оправке (2);
b) наслаивание композиционного материала на поверхность, образованную оправкой (2) и ребрами жесткости (4), для образования внешней панели (3) замкнутой конструкции (1);
c) размещение прижимной пластины (9) на внешней поверхности внешней панели (3);
d) размещение необходимых оставшихся вспомогательных элементов (13) для автоклавного отверждения используемых композиционных материалов;
e) отверждение замкнутой конструкции (1) внутри автоклава в условиях высоких температуры и давления, при этом в процессе отверждения образуют зазор между внешней панелью (3) и оправкой (2), так как коэффициент расширения оправки (2) больше, чем коэффициент расширения композитного материала конструкции (1);
f) отделение замкнутой конструкции (1) от оправки (2) по подходящему направлению направления отделения. 19. A method of manufacturing a closed structure (1) from a composite material for the fuselage of an aircraft, comprising the following steps:
a) the sequential location of the ribs (4) on the mandrel (2);
b) layering the composite material on the surface formed by the mandrel (2) and stiffeners (4) to form an external panel (3) of a closed structure (1);
c) placing the pressure plate (9) on the outer surface of the outer panel (3);
d) the placement of the necessary remaining auxiliary elements (13) for the autoclave curing of the used composite materials;
e) curing the closed structure (1) inside the autoclave under conditions of high temperature and pressure, while during the curing process a gap is formed between the outer panel (3) and the mandrel (2), since the expansion coefficient of the mandrel (2) is greater than the expansion coefficient of the composite construction material (1);
f) separating the closed structure (1) from the mandrel (2) in a suitable direction of separation.
RU2009132509/11A 2007-01-30 2007-01-30 Structure from composite material for aircraft fuselage and method of its fabrication RU2438920C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009132509/11A RU2438920C2 (en) 2007-01-30 2007-01-30 Structure from composite material for aircraft fuselage and method of its fabrication

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009132509/11A RU2438920C2 (en) 2007-01-30 2007-01-30 Structure from composite material for aircraft fuselage and method of its fabrication

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009132509A RU2009132509A (en) 2011-03-10
RU2438920C2 true RU2438920C2 (en) 2012-01-10

Family

ID=45784377

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009132509/11A RU2438920C2 (en) 2007-01-30 2007-01-30 Structure from composite material for aircraft fuselage and method of its fabrication

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2438920C2 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2670864C2 (en) * 2013-10-29 2018-10-25 Алениа Аэрмакки С.п.А. Method for manufacturing hollow reinforcement structures intersecting one another
RU2694638C2 (en) * 2017-11-09 2019-07-16 Акционерное общество Научно-производственное объединение "Опытно-конструкторское бюро имени М.П. Симонова" Fuselage caisson
RU2740669C2 (en) * 2016-09-13 2021-01-19 Зе Боинг Компани Rigging element with an open channel

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2670864C2 (en) * 2013-10-29 2018-10-25 Алениа Аэрмакки С.п.А. Method for manufacturing hollow reinforcement structures intersecting one another
RU2670864C9 (en) * 2013-10-29 2018-12-04 Алениа Аэрмакки С.п.А. Method for manufacturing hollow reinforcement structures intersecting one another
RU2740669C2 (en) * 2016-09-13 2021-01-19 Зе Боинг Компани Rigging element with an open channel
RU2694638C2 (en) * 2017-11-09 2019-07-16 Акционерное общество Научно-производственное объединение "Опытно-конструкторское бюро имени М.П. Симонова" Fuselage caisson

Also Published As

Publication number Publication date
RU2009132509A (en) 2011-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5475465B2 (en) Composite structure for aircraft fuselage and method of manufacturing the same
RU2203838C2 (en) Single-piece primary structure of spacecraft and method of its manufacture
US8096504B2 (en) Integrated aircraft structure in composite material
EP2851283B1 (en) Method for manufacturing an aeronautical torsion box, torsion box and tool for manufacturing an aeronautical torsion box
US8302907B2 (en) Hybrid torque box for a thrust reverser
US20080029644A1 (en) Process for manufacturing composite material structures with collapsible tooling
RU2564476C2 (en) Aircraft fuselage made of composite and method of its fabrication
US20090294040A1 (en) Process and jig for manufacturing composite material structures
RU2438920C2 (en) Structure from composite material for aircraft fuselage and method of its fabrication
US20120125530A1 (en) Method for making and joining composite sandwich shell edge joint
JP7412136B2 (en) Method of manufacturing a multi-ribbed wing box made of composite material including integral reinforcing panels
US9677409B2 (en) Monolithic fan cowl of an aircraft engine and a manufacturing method thereof
WO1995020104A1 (en) Fabrication of aerodynamic profiles
US11377190B2 (en) Method for manufacturing a rear section of an aircraft and aircraft rear section manufactured by said method
JPH10291258A (en) Manufacture of precise hollow-component made of composite material
CN104648655B (en) The fuselage portion made of composite material
US10173348B2 (en) Modular mandrel for monolithic composite fuselage
RU2266847C1 (en) Method of manufacture of hollow aerodynamic structure from composite materials
RU2629487C2 (en) Method of pipe fitting producing from layered composite material
WO2008009988A2 (en) Composite structure and method of manufacture
JP2002292634A (en) Mold for molding elastic rubber body