RU2448865C2 - Aircraft mainframe made from composite material - Google Patents

Aircraft mainframe made from composite material Download PDF

Info

Publication number
RU2448865C2
RU2448865C2 RU2009132506/11A RU2009132506A RU2448865C2 RU 2448865 C2 RU2448865 C2 RU 2448865C2 RU 2009132506/11 A RU2009132506/11 A RU 2009132506/11A RU 2009132506 A RU2009132506 A RU 2009132506A RU 2448865 C2 RU2448865 C2 RU 2448865C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
frame
composite material
aircraft
wall
side elements
Prior art date
Application number
RU2009132506/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2009132506A (en
Inventor
РОДРИГЕС Элена АРЕВАЛО (ES)
РОДРИГЕС Элена АРЕВАЛО
ДЕ ЛА ЛЬЯВЕ Сесар БАУТИСТА (ES)
ДЕ ЛА ЛЬЯВЕ Сесар БАУТИСТА
ХУАРИСТИ Кристина ОРТЕГА (ES)
ХУАРИСТИ Кристина ОРТЕГА
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 RU2009132506/11A priority Critical patent/RU2448865C2/en
Publication of RU2009132506A publication Critical patent/RU2009132506A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2448865C2 publication Critical patent/RU2448865C2/en

Links

Images

Classifications

    • Y02T50/433—

Landscapes

  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

FIELD: transport.
SUBSTANCE: invention covers versions of aircraft main frame implementations. Mainframe is made from composite material and comprises two side elements and basic element. Side elements are jointed together on mainframe inner part by said basic element. Every said side element comprises rim jointing frame with aircraft fuselage skin, wall 5 and inner flange 6 jointing wall 5 and basic element together. Mainframe and skin make torsion box structure while wall forms angle of, at least, 90° with said rim. In compliance with first version, side elements and basic element feature variable thickness and cross-section. In compliance with second version, mainframe may incorporate fitting 8 jointed with wall.
EFFECT: reduced weight.
12 cl, 16 dwg

Description

Область использования изобретенияField of use of the invention

Настоящее изобретение относится к силовому шпангоуту летательного аппарата, изготовленному из композитного материала.The present invention relates to a power frame of an aircraft made of a composite material.

Предпосылки к созданию изобретенияBACKGROUND OF THE INVENTION

В дополнение к обеспечению прочности и жесткости фюзеляжа летательного аппарата, силовые шпангоуты являются конструктивными элементами, ответственными за выдерживание и передачу нагрузок от других конструктивных элементов летательного аппарата, например крыльев или стабилизаторов.In addition to providing strength and rigidity to the aircraft fuselage, power frames are structural elements responsible for withstanding and transferring loads from other structural elements of the aircraft, such as wings or stabilizers.

Эти силовые шпангоуты обычно являются металлическими и имеют различные сечения, среди которых наиболее распространенными являются C-образное, I-образное и J-образное сечения; и из этих шпангоутов образуют каркас, используя процессы механической обработки, посредством которых стабилизируют центр шпангоута.These power frames are usually metal and have different sections, among which the most common are C-shaped, I-shaped and J-shaped; and a frame is formed from these frames using machining processes by which the center of the frame is stabilized.

Отношение прочности к весу является сегодня очень важным параметром в авиастроительной промышленности, и по этой причине шпангоуты, изготовленные из композитных материалов или оптимизированные путем применения композитных материалов, в основном из углеродных волокон, используют вместо металлических шпангоутов.The ratio of strength to weight is today a very important parameter in the aircraft industry, and for this reason, frames made of composite materials or optimized by the use of composite materials, mainly carbon fibers, are used instead of metal frames.

В настоящее время известны формообразующие шпангоуты из углеродного волокна, но не силовые, так как очень сложно конкурировать с механически обработанным металлическим шпангоутом потому, что из-за высоких требований, предъявляемых к стойкости упомянутых шпангоутов, они нуждаются в каркасе из элементов жесткости в виде ребер для стабилизации шпангоута, что сильно усложняет процесс его изготовления из углеродного волокна.Carbon fiber forming frames are currently known, but not power, since it is very difficult to compete with a machined metal frame because, due to the high demands placed on the resistance of the mentioned frames, they need a frame of stiffeners in the form of ribs for stabilization of the frame, which greatly complicates the process of its manufacture from carbon fiber.

Объектом настоящего изобретения является силовой шпангоут летательного аппарата, изготовленного из композитного материала.The object of the present invention is the power frame of an aircraft made of composite material.

Краткое описание изобретенияSUMMARY OF THE INVENTION

Настоящим изобретением предложен силовой шпангоут летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, с геометрией, обеспечивающей распределение нагрузок, оптимизируя современную конструкцию металлических силовых шпангоутов в том, что касается веса.The present invention provides a power frame of an aircraft made of a composite material with a geometry that provides load distribution, optimizing the modern design of metal power frames in terms of weight.

В изобретении, таким образом, раскрыт шпангоут для летательного аппарата, содержащий три элемента: два боковых элемента, образующих полки, стенки и внутренние фланцы шпангоута, и базовый элемент, соединяющий два ранее упомянутых боковых элемента.The invention thus discloses a frame for an aircraft comprising three elements: two side elements forming the shelves, walls and inner flanges of the frame, and a base element connecting the two previously mentioned side elements.

В полках и внутренних фланцах шпангоута преобладают армирующие элементы из однонаправленных волокон, так же как и в базовом элементе, соединяющем боковые элементы, тогда как стенки шпангоута образованы из разнонаправленных волокон, с преобладанием волокон под ±45°, принимая во внимание, что 0° - направление вдоль окружности шпангоута, для предотвращения их продольного изгиба и для их оптимизации.Reinforcing elements of unidirectional fibers predominate in the shelves and inner flanges of the frame, as well as in the base element connecting the side elements, while the walls of the frame are formed of multidirectional fibers, with a predominance of fibers at ± 45 °, taking into account that 0 ° - direction along the circumference of the frame, to prevent their longitudinal bending and to optimize them.

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения станут понятными из последующего подробного описания, иллюстрирующего объект изобретения, с прилагаемыми чертежами.Other features and advantages of the present invention will become apparent from the following detailed description illustrating the subject invention, with the accompanying drawings.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

На фиг.1 изображена C-образная форма поперечного сечения L-образного элемента жесткости металлического шпангоута, известного в данной области техники;Figure 1 shows a C-shaped cross section of an L-shaped stiffener of a metal frame, known in the art;

на фиг.2 - I-образная форма поперечного сечения металлического шпангоута, известного в данной области техники;figure 2 - I-shaped cross-section of a metal frame, known in the art;

на фиг.3 - J-образная форма поперечного сечения металлического шпангоута, известного в данной области техники;figure 3 - J-shaped cross section of a metal frame, known in the art;

на фиг.4a, 4b, 4c и 4d - схема этапов процесса изготовления шпангоута с элементом жесткости, изготовленным из композитного материала согласно процессу, известному в данной области техники;on figa, 4b, 4c and 4d is a diagram of the stages of the process of manufacturing a frame with a stiffener made of composite material according to a process known in the art;

на фиг.5a, 5b, 5c и 5d - силовой шпангоут, изготовленный из композитного материала, и схема этапов процесса его изготовления согласно первому варианту исполнения изобретения;on figa, 5b, 5c and 5d - power frame made of composite material, and a diagram of the stages of the manufacturing process according to the first embodiment of the invention;

на фиг.6a, 6b, 6c и 6d - силовой шпангоут, изготовленный из композитного материала, и схема этапов процесса его изготовления согласно второму варианту исполнения изобретения;on figa, 6b, 6c and 6d - power frame made of composite material, and a diagram of the stages of the manufacturing process according to the second embodiment of the invention;

на фиг.7 - общий вид силового шпангоута согласно изобретению.7 is a General view of the power frame according to the invention.

Подробное описание изобретенияDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

Согласно первому варианту исполнения изобретения предложен шпангоут 1 с П-образной формой сечения, содержащий три элемента: два боковых элемента 2 и 3 и базовый элемент 7, соединяющий внутренние фланцы ранее упомянутых боковых элементов 2, 3 шпангоута. Каждый из боковых элементов 2, 3 дополнительно содержит следующие части: полку 4 для соединения шпангоута 1 с обшивкой фюзеляжа летательного аппарата; стенку 5, являющуюся тонкой частью, которая в некоторых случаях, в зависимости от функции, которую должен выполнять шпангоут, образует угол, равный 90°, с полкой 4, причем она может образовывать любой другой угол; и внутренний фланец 6, соединяющий стенку 5 и базовый элемент 7.According to a first embodiment of the invention, there is provided a U-shaped frame 1 with three elements: two side elements 2 and 3 and a base element 7 connecting the inner flanges of the previously mentioned side elements 2, 3 of the frame. Each of the side elements 2, 3 additionally contains the following parts: a shelf 4 for connecting the frame 1 with the fuselage skin of the aircraft; the wall 5, which is a thin part, which in some cases, depending on the function that the frame must perform, forms an angle of 90 ° with the shelf 4, and it can form any other angle; and an inner flange 6 connecting the wall 5 and the base element 7.

Полка 4, внутренний фланец 6 и стенка 5 шпангоута 1 образованы из слоев композитного материала, расположенных под 0°, ±45° и 90°.The shelf 4, the inner flange 6 and the wall 5 of the frame 1 are formed from layers of composite material located at 0 °, ± 45 ° and 90 °.

Композитный материал может быть изготовлен из углеродного волокна или стекловолокна с термореактивной или термопластичной смолой.The composite material may be made of carbon fiber or fiberglass with a thermosetting or thermoplastic resin.

Армирующие элементы 20, 21 из однонаправленных волокон являются преобладающими как в полке 4, так и во внутреннем фланце 6, под 0°; изготовлены из одного и того же материала или из совместимого материала, уложенного в продольном направлении непрерывно вдоль всего шпангоута 1. Материал армирующих элементов 20, 21 обладает высоким модулем упругости, так что он придает полке 4 и внутреннему фланцу 6 высокую прочность и высокую жесткость.Reinforcing elements 20, 21 of unidirectional fibers are predominant both in the shelf 4 and in the inner flange 6, at 0 °; made of the same material or of a compatible material laid in the longitudinal direction continuously along the entire frame 1. The material of the reinforcing elements 20, 21 has a high modulus of elasticity, so that it gives the shelf 4 and the inner flange 6 high strength and high rigidity.

Стенка 6 шпангоута 1 может также содержать армирующие элементы 22, изготовленные из того же самого материала или из совместимого материала, в любом направлении. Армирующие элементы 22 стенки 5 шпангоута 1 могут быть непрерывными вдоль всего шпангоута или они могут быть локальными, в зависимости от требований, предъявляемых к шпангоуту 1. Это означает, что стенка 5 может, таким образом, выдерживать значительно большие нагрузки, чем если бы она была изготовлена исключительно из ткани под ±45°.The wall 6 of the frame 1 may also contain reinforcing elements 22 made of the same material or from a compatible material, in any direction. The reinforcing elements 22 of the wall 5 of the frame 1 can be continuous along the entire frame or they can be local, depending on the requirements for the frame 1. This means that the wall 5 can, therefore, withstand significantly greater loads than if it were made exclusively of fabric at ± 45 °.

Базовый элемент 7 шпангоута 1 образован из слоев однонаправленной ленты, уложенной слоями с различной ориентацией, с большой долей таких лент в продольном направлении (0°). Базовый элемент 7, таким образом, обладает высоким модулем упругости в продольном направлении как результат наличия большой доли волокон в упомянутом направлении, которые проходят непрерывно вдоль всего шпангоута 1.The base element 7 of the frame 1 is formed of layers of unidirectional tape laid in layers with different orientations, with a large proportion of such tapes in the longitudinal direction (0 °). The base element 7, thus, has a high modulus of elasticity in the longitudinal direction as a result of the presence of a large proportion of fibers in the aforementioned direction, which extend continuously along the entire frame 1.

Один из возможных процессов изготовления базового элемента 7 заключается в автоматической укладке ленты (АУСЛ). Этот базовый элемент 7 может быть приклепан, приклеен или пришит к внутренним фланцам 5 шпангоута 1, и таким образом может быть получено закрытое сечение упомянутого шпангоута 1. Толщины и сечения боковых элементов 2, 3 и базового элемента 7 являются переменными.One of the possible processes for manufacturing the base element 7 is the automatic laying of the tape (AUSL). This base element 7 can be riveted, glued or sewn to the inner flanges 5 of the frame 1, and thus a closed section of said frame 1 can be obtained. The thicknesses and sections of the side elements 2, 3 and the base element 7 are variable.

В дополнение к преимуществам закрытого сечения, получаемого в результате того, что внутренние фланцы обращены наружу, использование шпангоута 1 с П-образной формой сечения, предложенного в изобретении, также способствует упрощению последующего монтажа систем и креплению электропроводки летательного аппарата.In addition to the advantages of a closed section resulting from the fact that the inner flanges are facing outward, the use of a U-shaped frame 1 according to the invention also facilitates the subsequent installation of systems and the fastening of the aircraft electrical wiring.

К шпангоуту 1 согласно изобретению во многих случаях нагрузки прикладывают локально через фитинги 8, присоединенные к стенкам 5 шпангоута 1. Шпангоут 1 вместе с обшивкой образует кессонную конструкцию, и, таким образом, сборка обладает высокой жесткостью при кручении; срезающая нагрузка, передающаяся этими фитингами 8, таким образом, благоприятно распределяется между двумя поверхностями, образованными стенками 5.In many cases, loads are applied locally to the frame 1 according to the invention locally through fittings 8 connected to the walls 5 of the frame 1. The frame 1 together with the skin forms a caisson structure, and thus the assembly has high torsional rigidity; the shear load transmitted by these fittings 8 is thus favorably distributed between the two surfaces formed by the walls 5.

Согласно второму варианту исполнения изобретения предложен шпангоут 1' для летательного аппарата с П-образным сечением, стенки 5' которого образуют определенный угол с полками 4' согласно функции, которую должен выполнять шпангоут 1'. В этом случае, как это показано на Фиг. 6a-6d, направление изгиба внутренних фланцев 6' изменено, так как приклепывание внутренних фланцев 6' к базовому элементу 7 в ином случае было бы невозможно выполнить.According to a second embodiment of the invention, a frame 1 ′ is proposed for an aircraft with a U-shaped cross-section, the walls 5 ′ of which form a certain angle with the shelves 4 ′ according to the function that the frame 1 ′ must perform. In this case, as shown in FIG. 6a-6d, the bending direction of the inner flanges 6 ′ is changed since the riveting of the inner flanges 6 ′ to the base element 7 would otherwise be impossible.

В обоих вариантах исполнения, независимо от того, наклонены ли стенки или нет, необходимо, чтобы была обеспечена возможность проверки состояния фитингов. В случае вертикального расположения стенок эта доступность может быть достигнута путем приклепывания базового элемента 7 с возможностью отсоединения. В случае наклонного расположения стенок может возникнуть необходимость в выполнении отверстий, называемых «отверстиями для рук», в базовом элементе 7, с помощью которых может быть обеспечена возможность проверки фитингов 8 или обеспечена возможность размещения колпачков. С другой стороны и как результат этого, приклепывание базового элемента 7 к внутреннему фланцу 6 может быть выполнено без использования глухих заклепок.In both versions, whether the walls are inclined or not, it is necessary that the condition of the fittings be checked. In the case of a vertical arrangement of the walls, this accessibility can be achieved by riveting the base element 7 with the possibility of detachment. In the case of an inclined arrangement of the walls, it may be necessary to make holes, called “hand holes”, in the base element 7, with which it can be possible to check the fittings 8 or provide the ability to place the caps. On the other hand, and as a result of this, the riveting of the base element 7 to the inner flange 6 can be performed without the use of blind rivets.

Шпангоут с П-образным сечением, описанный в любом из двух вариантов исполнения изобретения, может проходить вдоль всего шпангоута 1, 1' или охватывать только определенную его секцию. Эта концепция шпангоута с П-образным сечением может быть дополнительно применена к различным сечениям фюзеляжа, таким как круглое, эллипсоидное или прямоугольное и т.п.A U-shaped frame described in either of the two embodiments of the invention may extend along the entire frame 1, 1 'or cover only a certain section thereof. This concept of a U-shaped frame can be further applied to various fuselage sections, such as round, ellipsoid or rectangular, etc.

Эта концепция шпангоута с П-образным сечением согласно изобретению, кроме того, совместима с другими сечениями шпангоутов. Таким образом, например, в областях, далеких от восприятия нагрузки, тот же шпангоут с П-образным сечением может идти от шпангоута с сечениями, содержащими боковой элемент со стенкой и полкой, образующими угол в 90°, и другой боковой элемент со стенкой и полкой, образующими угол, больший 90°, к шпангоутам с традиционными C-образным, J-образным и I-образным сечениями, и даже с Q-образным сечением, с соответствующим переходом и соединением, как это показано на фиг.7.This U-shaped frame concept according to the invention is furthermore compatible with other frame sections. Thus, for example, in areas far from the load, the same frame with a U-shaped cross-section can go from the frame with sections containing a side element with a wall and a shelf, forming an angle of 90 °, and another side element with a wall and a shelf forming an angle greater than 90 ° to the frames with traditional C-shaped, J-shaped and I-shaped sections, and even with a Q-shaped section, with the corresponding transition and connection, as shown in Fig.7.

Процесс изготовления элементов, образующих шпангоуты 1, 1', выполненные из композитного материала, описанных выше, выполняется отдельно.The manufacturing process of the elements forming the frames 1, 1 'made of the composite material described above is carried out separately.

Как можно видеть на фиг.4a-4d, традиционные шпангоуты из углеродного волокна, например шпангоут 31 с C-образным сечением, например, с L-образным элементом жесткости, выполненным из композитного материала, обычно изготавливают посредством процесса литьевого прессования смолы (RTM), с использованием закрытой формы 32, в которой создают давление, для этой цели, где укладывают сухие заготовки 30 и 32, а затем инжектируют смолу. Этим известным способом можно изготавливать сложные части.As can be seen in figa-4d, traditional carbon fiber frames, for example a frame 31 with a C-shaped section, for example, with an L-shaped stiffener made of a composite material, is usually made by the injection molding process of the resin (RTM), using a closed mold 32 in which pressure is created for this purpose, where dry blanks 30 and 32 are laid and then the resin is injected. In this known manner, complex parts can be manufactured.

Боковые элементы 2, 3, образующие шпангоуты 1, 1' из композитного материала согласно настоящему изобретению, изготавливают отдельно, предпочтительно посредством обычного литьевого прессования смолы (RTM). Базовый элемент 7, которым закрывают сечение шпангоута, предпочтительно изготавливают посредством процесса автоматической укладки ленты. Эти элементы позже соединяют вместе для образования шпангоута, получая закрытое сечение, которое может включать в себя изменения сечения и толщины, основанные на более простых элементах. Таким образом, так как эти три элемента изготовлены отдельно, где каждый из них выполнен с изменениями по толщине и форме сечения, силовой шпангоут, полученный путем их соединения вместе, является оптимизированным, обладающим переменным закрытым сечением, которое получают простым способом. Процесс изготовления боковых элементов 2, 3, образующих шпангоуты 1, 1' из композитного материала, предпочтительно включает следующие этапы:The lateral elements 2, 3, forming the frames 1, 1 'of the composite material according to the present invention, are manufactured separately, preferably by conventional injection molding resin (RTM). The base element 7, which covers the frame section, is preferably made by means of an automatic tape-laying process. These elements are later joined together to form a frame to form a closed section, which may include changes in section and thickness based on simpler elements. Thus, since these three elements are manufactured separately, where each of them is made with changes in thickness and section shape, the power frame obtained by joining them together is optimized, having a variable closed section, which is obtained in a simple way. The manufacturing process of the side elements 2, 3, forming the frames 1, 1 'of the composite material, preferably includes the following steps:

a) разрезание ткани и изготовление выкроек посредством использования ножа или водяной струи;a) cutting the fabric and making patterns through the use of a knife or a water jet;

b) изготовление заготовок путем ручной укладки слоев выкроек друг на друга, сшивание и холодное или горячее уплотнение;b) the manufacture of blanks by hand laying layers of patterns on top of each other, stitching and cold or hot sealing;

c) укладку заготовок в пресс-форму;c) stacking the blanks into the mold;

d) применение вакуума;d) application of vacuum;

e) инжектирование смолы путем применения давления;e) injection of resin by applying pressure;

f) термофиксацию смолы путем применения тепла;f) heat setting of the resin by applying heat;

g) извлечение из пресс-формы.g) removal from the mold.

Базовый элемент 7 предпочтительно изготавливают посредством использования процесса автоматической укладки ленты, включающего следующие этапы:The base element 7 is preferably made by using an automatic tape-laying process comprising the following steps:

автоматическую укладку слоев ткани друг на друга;automatic laying of fabric layers on each other;

горячее формование;hot forming;

размещение вакуумного мешка;placement of the vacuum bag;

термофиксацию в автоклаве.thermofixation in an autoclave.

Любые модификации, подпадающие под объем, определенный прилагаемой формулой изобретения, могут быть включены в варианты исполнения, описанные выше.Any modifications that fall within the scope defined by the appended claims may be included in the embodiments described above.

Claims (12)

1. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, отличающийся тем, что он содержит два боковых элемента (2, 3) и базовый элемент (7), причем боковые элементы (2, 3) соединены на внутренней части шпангоута (1) посредством базового элемента (7); и каждый из боковых элементов (2, 3) содержит полку (4), соединяющую шпангоут (1) с обшивкой фюзеляжа летательного аппарата; причем шпангоут вместе с обшивкой образуют кессонную конструкцию, стенку (5) и внутренний фланец (6), соединяющий стенку (5) и базовый элемент (7), причем стенка образует с полкой угол, по меньшей мере, 90° в зависимости от функции, которую должен выполнять шпангоут, при этом толщины и сечения боковых элементов и базового элемента являются переменными.1. Power frame (1) of the aircraft, made of composite material, characterized in that it contains two side elements (2, 3) and the base element (7), and the side elements (2, 3) are connected on the inside of the frame ( 1) through the base element (7); and each of the side elements (2, 3) contains a shelf (4) connecting the frame (1) with the fuselage skin of the aircraft; moreover, the frame together with the skin form a caisson structure, a wall (5) and an inner flange (6) connecting the wall (5) and the base element (7), the wall forming an angle of at least 90 ° with the shelf, depending on the function, which the frame must perform, while the thicknesses and sections of the side elements and the base element are variable. 2. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала по п.1, отличающийся тем, что стенка (5) боковых элементов (2, 3) перпендикулярна полке (4) и внутреннему фланцу (6).2. The power frame (1) of the aircraft, made of composite material according to claim 1, characterized in that the wall (5) of the side elements (2, 3) is perpendicular to the shelf (4) and the inner flange (6). 3. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала по п.1, отличающийся тем, что стенка (5) боковых элементов (2, 3) образует угол с полкой (4), который больше, чем 90°, образуя соответствующий дополнительный угол относительно внутреннего фланца (6).3. The power frame (1) of the aircraft, made of composite material according to claim 1, characterized in that the wall (5) of the side elements (2, 3) forms an angle with the shelf (4), which is greater than 90 °, forming corresponding additional angle relative to the inner flange (6). 4. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала по п.1, отличающийся тем, что полка (4), стенка (5) и внутренний фланец (6) образованы из слоев композитного материала.4. The power frame (1) of the aircraft, made of composite material according to claim 1, characterized in that the shelf (4), wall (5) and the inner flange (6) are formed from layers of composite material. 5. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, по п.4, отличающийся тем, что слои композитного материала расположены под +/-45°.5. The power frame (1) of the aircraft, made of composite material according to claim 4, characterized in that the layers of the composite material are located at +/- 45 °. 6. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, по п.5, отличающийся тем, что он также содержит слои композитного материала, расположенные под 0°/90°.6. The power frame (1) of the aircraft, made of composite material according to claim 5, characterized in that it also contains layers of composite material located at 0 ° / 90 °. 7. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, по п.1, отличающийся тем, что полка (4) и внутренний фланец (6) содержат армирующие элементы (20, 21) из однонаправленных волокон под 0°, проходящие непрерывно вдоль шпангоута (1).7. The power frame (1) of the aircraft, made of composite material according to claim 1, characterized in that the shelf (4) and the inner flange (6) contain reinforcing elements (20, 21) of unidirectional fibers at 0 ° passing continuously along the frame (1). 8. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, по п.1, отличающийся тем, что стенка (5) содержит непрерывные или локальные армирующие элементы (22) в любом направлении.8. Power frame (1) of an aircraft made of composite material according to claim 1, characterized in that the wall (5) contains continuous or local reinforcing elements (22) in any direction. 9. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, по п.1, отличающийся тем, что базовый элемент (7) образован из слоев однонаправленной ленты с различной ориентацией.9. Power frame (1) of an aircraft made of a composite material according to claim 1, characterized in that the base element (7) is formed of layers of unidirectional tape with different orientations. 10. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, по п.1, отличающийся тем, что он содержит фитинги (8) для локального восприятия нагрузок.10. The power frame (1) of the aircraft, made of composite material, according to claim 1, characterized in that it contains fittings (8) for local perception of loads. 11. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, по п.1, отличающийся тем, что сечение шпангоута (1) и толщина сечения упомянутого шпангоута (1) являются переменными.11. Power frame (1) of an aircraft made of a composite material according to claim 1, characterized in that the cross-section of the frame (1) and the thickness of the cross section of the said frame (1) are variable. 12. Силовой шпангоут (1) летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, отличающийся тем, что он содержит два боковых элемента (2, 3) и базовый элемент (7), причем боковые элементы (2, 3) соединены на внутренней части шпангоута (1) посредством базового элемента (7), и каждый из боковых элементов (2, 3) содержит полку (4), соединяющую шпангоут (1) с обшивкой фюзеляжа летательного аппарата, причем шпангоут вместе с обшивкой образуют кессонную конструкцию, стенку (5) и внутренний фланец (6), соединяющий стенку (5) и базовый элемент (7), причем стенка образует с полкой угол, по меньшей мере, 90°, а шпангоут выполнен с возможностью содержать фитинг (8), соединенный со стенкой. 12. Power frame (1) of the aircraft, made of composite material, characterized in that it contains two side elements (2, 3) and the base element (7), and the side elements (2, 3) are connected on the inside of the frame ( 1) by means of a base element (7), and each of the side elements (2, 3) contains a shelf (4) connecting the frame (1) with the aircraft's fuselage skin, and the frame together with the skin form a caisson structure, wall (5) and the inner flange (6) connecting the wall (5) and the base element (7), and the walls and forms an angle with the shelf, at least 90 °, and the frame is configured to include a fitting (8) connected with the wall.
RU2009132506/11A 2007-01-29 2007-01-29 Aircraft mainframe made from composite material RU2448865C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009132506/11A RU2448865C2 (en) 2007-01-29 2007-01-29 Aircraft mainframe made from composite material

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009132506/11A RU2448865C2 (en) 2007-01-29 2007-01-29 Aircraft mainframe made from composite material

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009132506A RU2009132506A (en) 2011-03-10
RU2448865C2 true RU2448865C2 (en) 2012-04-27

Family

ID=46297705

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009132506/11A RU2448865C2 (en) 2007-01-29 2007-01-29 Aircraft mainframe made from composite material

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2448865C2 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2649839C2 (en) * 2012-11-26 2018-04-04 Зе Боинг Компани Vertically built-in stiffeners
RU211099U1 (en) * 2021-12-10 2022-05-20 Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" Frame made by selective laser fusion

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4531695A (en) * 1983-01-25 1985-07-30 Westland Plc Composite helicopter fuselage
ES2039084T3 (en) * 1988-06-08 1993-08-16 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle FRAME MADE OF COMPOSITE MATERIAL, IN PARTICULAR FOR AIRCRAFT FUSING, AND ITS MANUFACTURING PROCEDURE.
RU2064879C1 (en) * 1992-11-23 1996-08-10 Российский Университет Дружбы Народов Flying vehicle fuselage
RU2189907C2 (en) * 2000-06-26 2002-09-27 Закрытое акционерное общество "Центр перспективных разработок" Открытого акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" Adapter in form of gauze shell of revolution made of composite materials
RU2271304C2 (en) * 2000-06-28 2006-03-10 Эадс Эйрбас Гмбх Aircraft structural member

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4531695A (en) * 1983-01-25 1985-07-30 Westland Plc Composite helicopter fuselage
ES2039084T3 (en) * 1988-06-08 1993-08-16 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle FRAME MADE OF COMPOSITE MATERIAL, IN PARTICULAR FOR AIRCRAFT FUSING, AND ITS MANUFACTURING PROCEDURE.
RU2064879C1 (en) * 1992-11-23 1996-08-10 Российский Университет Дружбы Народов Flying vehicle fuselage
RU2189907C2 (en) * 2000-06-26 2002-09-27 Закрытое акционерное общество "Центр перспективных разработок" Открытого акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" Adapter in form of gauze shell of revolution made of composite materials
RU2271304C2 (en) * 2000-06-28 2006-03-10 Эадс Эйрбас Гмбх Aircraft structural member

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2649839C2 (en) * 2012-11-26 2018-04-04 Зе Боинг Компани Vertically built-in stiffeners
RU211099U1 (en) * 2021-12-10 2022-05-20 Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" Frame made by selective laser fusion

Also Published As

Publication number Publication date
RU2009132506A (en) 2011-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8418963B2 (en) Aircraft load frame made of a composite material
US9669919B2 (en) Highly integrated infused box made of composite material and method of manufacturing
US8096504B2 (en) Integrated aircraft structure in composite material
EP2081820B1 (en) Fitting and its manufacturing method
US7182293B2 (en) Airfoil box and associated method
AU2013228054B2 (en) Circumference splice for joining shell structures
US10308345B2 (en) Structure
US9862477B2 (en) Aircraft structure
US8844872B2 (en) Composite structure
US8777159B2 (en) Internal structure of aircraft made of composite material
EP2651759B1 (en) Skew-angle radius filler to reduce the risk of delamination of a laminated stringer assembly
CN107031818A (en) Combined type rib and its manufacture method for torsion box
US9034453B2 (en) Reinforced aircraft fuselage panel and method of manufacture
US9840041B2 (en) Stiffening element and reinforced structure
US9677409B2 (en) Monolithic fan cowl of an aircraft engine and a manufacturing method thereof
US9868508B2 (en) Rib foot for aircraft wing
RU2448865C2 (en) Aircraft mainframe made from composite material
US10364017B2 (en) Structural component
EP3628583B1 (en) Thermoplastic multi-grid overmolded/co-consolidated aircraft fuselage structure
US9434466B2 (en) Component having a box structure for an airplane airfoil

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190130