RU2455194C2 - Композиционная конструкция - Google Patents
Композиционная конструкция Download PDFInfo
- Publication number
- RU2455194C2 RU2455194C2 RU2009124416/11A RU2009124416A RU2455194C2 RU 2455194 C2 RU2455194 C2 RU 2455194C2 RU 2009124416/11 A RU2009124416/11 A RU 2009124416/11A RU 2009124416 A RU2009124416 A RU 2009124416A RU 2455194 C2 RU2455194 C2 RU 2455194C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- panel
- composite structure
- stiffeners
- layers
- structure according
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 42
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 claims abstract description 25
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 11
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims abstract description 6
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 13
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims description 7
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 2
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims 1
- 238000010327 methods by industry Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 41
- 238000004073 vulcanization Methods 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000004806 packaging method and process Methods 0.000 description 2
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 2
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 description 2
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 1
- 102100040287 GTP cyclohydrolase 1 feedback regulatory protein Human genes 0.000 description 1
- 101710185324 GTP cyclohydrolase 1 feedback regulatory protein Proteins 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000011229 interlayer Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 235000012149 noodles Nutrition 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
- B32B3/02—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/24—Moulded or cast structures
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
- Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24008—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including fastener for attaching to external surface
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24479—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including variation in thickness
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24479—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including variation in thickness
- Y10T428/24612—Composite web or sheet
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Изобретения относятся к композиционной конструкции, к способу изготовления композиционной конструкции. Композиционная конструкция включает панель, составленную из двух или более слоев композиционного материала и два или более элемента жесткости, присоединенных к поверхности панели. Панель имеет поверхность, на которой предусмотрена ступенька, где меняется толщина панели. Первый из элементов жесткости присоединен к поверхности панели на более толстой стороне ступеньки. Второй из элементов жесткости находится в зацеплении с частью ступеньки. Способ изготовления включает в себя формирование панели со ступенькой и присоединение элементов жесткости к поверхности панели. Достигается изменение толщины панели между двумя стрингерами при сохранении прочности конструкции. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 14 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к композиционной конструкции, способу изготовления композиционной конструкции и способу переноса нагрузки в композиционной конструкции. Эта конструкция может быть, например, обшивкой летательного аппарата, однако не ограничивается данной областью применения.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Композиционная конструкция обшивки летательного аппарата, изображенная на Фиг.1, включает в себя панель 1 с поверхностью внутреннего обвода корпуса (IML), образованной с наклонной плоскостью 2, и поверхность внешнего обвода корпуса (OML) 1', формирующую внешнюю аэродинамическую поверхность летательного аппарата. Два стрингера 3, 4 присоединены к IML и идут вдоль размаха крыла по длине панели, повышая прочность панели на изгиб в направлении вдоль размаха крыла.
Обшивка соединяется с нервюрой посредством трех стоек 5-7 нервюры, разделенных при помощи двух пазов 3', 4' типа «mouse hole» («мышиная нора»), обеспечивающих зазор для Полотен стрингера. Каждая полка 5-7 нервюры имеет соответствующий фланец 5'-7', расположенный перпендикулярно к стенке полки нервюры. Обшивка соединяется с нервюрой путем пропускания крепежных деталей 9 через полки стрингеров, панель и фланцы полки нервюры.
Проблема конструкции, изображенной на Фиг.1, заключается в том, что наклонная плоскость 2 должна быть относительно пологой (как правило, с градиентом не более 1:20 относительно OML) во избежание эксцентриситета нагрузки. Кроме того, предпочтительно, чтобы IML был параллелен OML под полками стрингеров (поскольку это облегчает крепление стоек нервюр к полкам стрингеров) и, в результате, предпочтительно, чтобы наклонная плоскость не проходила под полками стрингеров. Следовательно, сложно добиться существенного изменения толщины панели между двумя стрингерами. Такое значительное изменение толщины может потребоваться, например, в области крепления двигателя или в области крепления пилона, где необходима более толстая обшивка.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение предлагает композиционную конструкцию, включающую в себя:
панель, составленную из двух или более слоев композиционного материала, при этом панель имеет поверхность, образованную со ступенькой, где меняется толщина панели; и
два или более элемента жесткости, присоединенных к поверхности панели; где первый из элементов жесткости присоединен к поверхности панели на более толстой стороне ступеньки, а второй из элементов жесткости находится в зацеплении с по меньшей мере частью ступеньки.
Изобретение также предлагает способ изготовления композиционной конструкции, включающий в себя формирование панели со ступенькой; присоединение элементов жесткости к поверхности панели, где первый из элементов жесткости присоединяют к поверхности панели на более толстой стороне ступеньки; и сцепление по меньшей мере части ступеньки со вторым из элементов жесткости.
Изобретение также предлагает способ переноса нагрузки в композиционной конструкции, при этом способ включает в себя перенос нагрузки от ступеньки к элементу жесткости, который находится в зацеплении с по меньшей мере частью ступеньки.
Композиционная конструкция может быть частью летательного аппарата, такой как обшивка крыла или обшивка фюзеляжа, либо может быть любой подкрепленной композиционной конструкцией, для которой требуется скачкообразное изменение толщины панели.
Различные предпочтительные признаки изобретения изложены в зависимых пунктах Формулы изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГРАФИЧЕСКИХ МАТЕРИАЛОВ
Далее варианты осуществления изобретения будут описаны со ссылкой на прилагаемые графические материалы, где:
Фиг.1 представляет собой схематическое изображение поперечного сечения композиционной конструкции обшивки летательного аппарата;
Фиг.2 представляет собой схематическое изображение поперечного сечения композиционной конструкции обшивки летательного аппарата согласно первому варианту осуществления изобретения;
на Фиг.3 изображены стрингеры и оправки, расположенные на панели;
на Фиг.4 представлен способ образования одного из стрингеров;
на Фиг.5а подробно показана часть конструкции с Фиг.2;
на Фиг.5b изображен вариант наклонной плоскости;
на Фиг.5с показан вариант с неперпендикулярной ступенькой в панели;
на Фиг.5d изображен вариант с заполнителем;
Фиг.6 представляет собой схематическое изображение поперечного сечения композиционной конструкции обшивки летательного аппарата согласно второму варианту осуществления изобретения;
Фиг.7 представляет собой схематическое изображение поперечного сечения композиционной конструкции обшивки летательного аппарата согласно третьему варианту осуществления изобретения;
Фиг.8 представляет собой схематическое изображение поперечного сечения композиционной конструкции обшивки летательного аппарата согласно четвертому варианту осуществления изобретения;
Фиг.9 представляет собой схематическое изображение поперечного сечения композиционной конструкции обшивки летательного аппарата согласно пятому варианту осуществления изобретения;
Фиг.10 представляет собой схематическое изображение поперечного сечения композиционной конструкции обшивки летательного аппарата согласно шестому варианту осуществления изобретения;
Фиг.11 представляет собой схематическое изображение поперечного сечения композиционной конструкции обшивки летательного аппарата согласно седьмому варианту осуществления изобретения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТА (ВАРИАНТОВ) ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Композиционная конструкция обшивки самолета, изображенная на Фиг.2, включает в себя панель 10, образованную из большого количества слоев композиционного материала. Панель 10 имеет поверхность внутреннего обвода корпуса (IML), выполненную со ступенькой 22 и наклонной плоскостью 12, и поверхность 11 внешнего обвода корпуса (OML), формирующую внешнюю аэродинамическую поверхность самолета. OML 11 показан с помощью плоского сечения в направлении вдоль хорды, хотя он будет иметь небольшую кривизну вдоль размаха обоих крыльев и вдоль хорд при необходимости придать требуемые аэродинамические характеристики. Поскольку в OML 11 отсутствует ступенька, толщина панели 10 резко изменяется в области ступеньки 22 в IML.
Панель 10 сформирована путем наслаивания большого количества слоев «препрега» (однонаправленных слоев углеродных волокон, предварительно импрегнированных невулканизированной эпоксидной смолой) на приспособление 23 для OML, изображенное на Фиг.3. Приспособление 23 для OML имеет форму, позволяющую создавать требуемый профиль OML. Затем панель «упаковывают», помещая на нее упаковывающие слои (а именно, внешний слой, снимаемую пленку, вентиляционный слой и вакуумный мешок), и герметизируют концы вакуумного мешка приспособления 23 для OML. После упаковывания панель вулканизируют в ходе первого цикла отверждения путем нагревания ее до температуры вулканизации в автоклаве и вакуумирования пространства между вакуумным мешком и панелью (при повышении давления в автоклаве) для приложения к панели давления, необходимого для полного отверждения.
Для обеспечения гладкой поверхности ступеньки 22 и желаемого угла, пластина-усилитель (не показана) может оказывать дополнительное давление на поверхность ступеньки 22 во время вулканизации для регулирования ее геометрической формы. Или же после вулканизации ступенька 22 может быть механически обработана на фрезерном станке.
Далее первый стрингер 13 прикрепляют к IML на более толстой стороне ступеньки 22, а второй стрингер 14 прикрепляют к IML на более тонкой стороне ступеньки 22. Стрингеры 13 и 14 идут вдоль размаха крыла по длине панели, повышая прочность панели на изгиб в направлении по размаху крыла. Каждый из стрингеров 13 и 14 изготовлен одинаковым способом, способ изготовления и присоединения одного из стрингеров 13 подробно изображен на Фиг.3 и 4. На первой стадии, изображенной на Фиг.4, получают пару L-образных преформ 40, 41 путем наслаивания большого количество слоев препрега на пару оправок 42, 43, при этом каждый слой препрега загнут вокруг угла оправки. На второй стадии, изображенной на Фиг.3, пару L-образных преформ 40, 41 размещают вплотную друг к другу на вулканизированной панели 10, необязательно с заполняющим слоем 44 препрега между лопаточной частью каждой преформы. Хотя внешний край в углу каждой преформы 40, 41 на Фиг.4 схематически изображен как острый край, на практике будет существовать округление, оставляющее зазор, который заполняют наполнителем (не показан) перед помещением оправок на панель. Подходящие наполнители включают расположенный по размаху крыла отрезок препрега из армированного углеродным волокном пластика (CFRP), смотанного и сформованного (обычно называемого «лапша»), или некоторые формы конструкционного клея. Каждая оправка имеет установочную площадку 45, продолжающуюся за пределами полки стрингера и сцепляющуюся с панелью 10, чтобы поддерживать вес оправки. Далее стрингеры 13, 14 вулканизируют в ходе второго цикла отверждения, аналогичного первому циклу отверждения, описанному выше.
Вернемся к Фиг.2: каждый стрингер включает в себя пару полок 24-27, присоединенных к IML панели 10, и часть 28, 29, обеспечивающую усиление жесткости конструкции (обычно называемую «стенкой»), идущую от панели под углом к полкам в соответствующий паз 13', 14' «мышиная нора» между полками нервюр. Каждая полка идет от стенки к выступу, удаленному от стенки. Граница между выступом 30 полки 25 и ступенькой 22 подробно показана на Фиг.5а.
На Фиг.5а пунктирными линиями изображены отдельные слои препрега. Поскольку возможны различные способы формирования наклонных слоев, пунктирные линии наклонной плоскости 12 являются иллюстративными. Образование наклонной плоскости будет рассмотрено позже. Как можно видеть на Фиг.5а, ступенька 22 представляет собой так называемый «порог», образованный краями дискретных слоев в панели 10. Предпочтительно наличие более чем двух дискретных слоев, так, в примере, изображенном на Фиг.5а, имеются шесть дискретных слоев (хотя для образования ступеньки требуемой высоты может использоваться большее или меньшее количество дискретных слоев). Выступ 30 полки 25 стрингера также образован краями шести дискретных слоев, которые находятся в зацеплении с поверхностью ступеньки 22, как показано на Фиг.5а.
После вулканизации стрингеров оправки удаляют, а на IML укладывают полку 21, перекрывая панель 10 на верхней стороне ступеньки и основание 25 второго стрингера 14 на нижней стороне ступеньки. Полка 21 образована одним или несколькими слоями композиционного материала, такого как стеклоэпоксидная смола (GFRP) или эпоксидная смола, армированная углеволокном (CFRP). В примере, изображенном на Фиг.5а, полка 21 образована тремя слоями, однако для образования полки требуемой толщины может быть использовано большее или меньшее количество слоев. Затем полку 21 вулканизируют в ходе третьего цикла отверждения. Или же полка 21 может быть изготовлена как часть преформы 40, изображенной на Фиг.4. В этом случае будет достаточно только двух циклов отверждения, однако при этом может потребоваться более сложное оборудование.
Для того чтобы обеспечить более тесный контакт между полкой 25 стрингера и ступенькой 22, прерывистые слои, образующие выступ 30 полки стрингера, при желании могут быть срезаны (например, при помощи лезвия, акустического ножа или водяной струи) для создания гладкой поверхности под требуемым углом. Или же для получения выступа, имеющего требуемую геометрическую форму, в ходе второго цикла отверждения пластина-усилитель (не показана) может оказывать дополнительное давление в области выступа 30. В результате сцепления между выступом 30 и ступенькой 22 действие сжимающей нагрузки (показано при помощи прямых толстых стрелок на Фиг.5а) распределяется непосредственно между выступом 30 и ступенькой 22. Действие растягивающей нагрузки (показано изогнутой толстой стрелкой на Фиг.5а) распределяется между панелью и полкой 25 стрингера через посредство полки 21. Таким образом, полка 21 служит для того, чтобы граница между выступом 30 и ступенькой 22 не оставалась открытой, когда панель подвергается воздействию изгибающего момента, приводящего IML в напряжение.
Наклонная плоскость 12 образована в IML панели между стрингерами. Наклонную плоскость создают путем нарушения непрерывности выбранных слоев (например, каждого второго слоя) во внутренней части панели, при этом остальные слои, показанные на Фиг.5а, сближаются с образованием наклонной плоскости. Дискретные внутренние слои на Фиг.5а не показаны. Поверхность наклонной плоскости 12, таким образом, имеет относительно гладкий профиль, поскольку образована непрерывной поверхностью слоя.
Альтернативная структура наклонной плоскости изображена на Фиг.5b. В этом случае наклонную поверхность получают за счет нарушения непрерывности ряда поверхностных слоев панели с образованием наклонной плоскости 12', имеющей ступенчатый профиль.
Альтернативная поверхность контакта между основанием стрингера и ступенькой в панели показана на Фиг.5с. В этом случае наклонную поверхность 22' и выступ 30' основания стрингера срезают под углом.
Еще одна альтернативная поверхность контакта между основанием стрингера и ступенькой в панели показана на Фиг.5d. В этом случае образуется зазор между краем 50, где нарушают непрерывность слоев панели, и выступом 30. Зазор заполняют наполнителем 51, аналогичным наполнителю, описанному выше. Наполнитель 51 обеспечивает контакт выступа 30 стрингера и краев слоев композиционного материала, образующих край 50, для того чтобы переносить силы сжимающей нагрузки.
Затем обшивку встраивают в кессон крыла путем присоединения ее к нервюре, как показано на Фиг.2. Нервюра имеет три полки 15-17, разделенные посредством пары пазов 13', 14' типа «мышиная нора», обеспечивающих зазор для стенок стрингера. Каждая полка 15-17 нервюры имеет соответствующий фланец 15'-17', идущий под прямым углом к полотну полки нервюры. Обшивку присоединяют к нервюре путем пропускания крепежных деталей 19 через полки стрингера, панель и фланцы полок нервюры, как показано на Фиг.2.
Между полкой 16 нервюры и панелью имеется зазор 18. Этот зазор 18 может понадобиться для обеспечения потока топлива между топливными камерами на каждой стороне нервюры. В случае если зазор 18 не требуется, полка 16 нервюры может быть загнута вниз для заполнения зазора 18 и сцепления с панелью, при этом может быть установлена дополнительная крепежная деталь (не показана) через панель и фланец 16' полки нервюры посередине между стрингерами 13, 14.
Вторая конструкция обшивки изображена на Фиг.6. Конструкция аналогична конструкции, изображенной на Фиг.2, и элементы имеют те же порядковые номера, что и соответствующие элементы на Фиг.2. Следует отметить, что конструкция Фиг.6 не включает наклонную плоскость 12 между стрингерами.
Третья конструкция обшивки показана на Фиг.7. Конструкция аналогична конструкции, изображенной на Фиг.2, и элементы имеют те же порядковые номера, что и соответствующие элементы на Фиг.2. В отличие от прерывистой наклонной плоскости 12 на Фиг.2, конструкция Фиг.7 имеет непрерывную наклонную плоскость, образованную на ее IML, проходящую под обоими стрингерами.
Четвертая конструкция обшивки представлена на Фиг.8. Конструкция аналогична конструкции, изображенной на Фиг.2, и элементы имеют те же порядковые номера, что и соответствующие элементы на Фиг.2. Следует отметить, что на Фиг.8 не показана наклонная плоскость. Кроме того, стрингер 14' несколько отличается от стрингера 14 на Фиг.2. А именно, часть стенки расположенной слева преформы, образующей стрингер 14', продолжается за пределами части стенки правой преформы. Результатом является ступенька 56 в основании стрингера 14', которая находится в зацеплении со ступенькой 55 в панели. Следует отметить, что стрингер 14' находится в зацеплении со ступенькой с двух сторон, в отличие от стрингера 14, который лишь прикрепляется к панели на более тонкой стороне ступеньки.
Пятая конструкция обшивки показана на Фиг.9. Конструкция аналогична конструкции, изображенной на Фиг.2, и элементы имеют те же порядковые номера, что и соответствующие элементы на Фиг.2. Следует отметить, что на Фиг.9 не показана наклонная плоскость. Кроме того, оба стрингера образованы по-разному. Стенка расположенного слева стрингера образована за счет пары слоев 60, 61 (необязательно разделенных при помощи заполняющего слоя препрега, не показанного на Фиг.9). Слой 61 продолжается до правого стрингера и, таким образом, образует поверхностный слой панели, а также левую часть стенки правого стрингера. Следующий слой 62 панели заканчивается образованием ступеньки 63. Ступенька 63 соединена со слоем 60 около ступеньки 64, где основание части стенки слоя 60 выходит за пределы основания части стенки слоя 61. Слой 60 продолжается влево с образованием правой части стенки следующего стрингера (не показано). Слои 60, 61, 62 могут быть образованы только из одного слоя, однако в большинстве случаев они будут образованы при помощи двух или более слоев препрега. Следует отметить, что левый стрингер охватывает ступеньку с двух сторон аналогично стрингеру 14' на Фиг.8.
Шестая конструкция обшивки представлена на Фиг.10. Панель 70 из слоистого композиционного материала образована со ступенькой 71. Пара стрингеров П-образного сечения установлена на IML панели 70. Левый стрингер охватывает ступеньку с двух сторон и имеет пару элементов 74, 75, придающих жесткость, стенку 76, соединяющую элементы 74, 75 и полки 72, 73, идущие от элементов 74, 75. Ступенька 71 находится в зацеплении с элементом 74, где основание элемента 74 пересекается с полкой 72 стрингера. Крепежные детали 77, 78 проходят через полки 72, 73 стрингеров и панель 70. Полки нервюр (не показаны) могут прикрепляться к полотнам 76 стрингера при помощи крепежных деталей либо могут прикрепляться к полкам стрингера при помощи крепежных деталей 77, 78, изображенных на Фиг.10.
Седьмая конструкция обшивки показана на Фиг.11. Она представляет собой вариант конструкции, изображенной на Фиг.10, и элементы имеют те же порядковые номера, что и соответствующие элементы на Фиг.10. В этом случае ступенька 71 в панели является более глубокой, чем полка 72 стрингера, и на большей длине находится в зацеплении с элементом 74, придающим жесткость конструкции.
Согласно еще одному варианту (не показан), каждый стрингер может быть образован при помощи только одной L-образной преформы с выступом полки стрингера или основы стенки стрингера, которые находятся в зацеплении со ступенькой в панели.
Далее будут описаны преимущества различных вариантов осуществления.
Ступенька в панели позволяет получать достаточно большое и резкое изменение толщины обшивки. Если ступенька находится между стрингерами (то есть без зацепления с одним из стрингеров), впоследствии это будет приводить к эксцентриситету нагрузки и накоплению деформаций в углу, где поверхность ступеньки пересекается с более тонкой частью панели. Такое накопление деформаций может привести к межслоевым сдвиговым разрушениям в углу. За счет зацепления части ступеньки (или всей ступеньки) со стрингером эта проблема устраняется или по меньшей мере уменьшается за счет переноса нагрузки через стрингер.
С помощью образования ступеньки в панели с одним или несколькими прерывистыми слоями в случае автоматического лентоукладывающего станка для панели уменьшается время укладки по сравнению с обычной конструкцией панели, где используются наклонные плоскости, образованные при помощи прерывистых внутренних слоев. При такой стандартной процедуре укладки головка лентоукладывающего станка должна медленно опускаться по мере того, как она движется в верхнюю или нижнюю часть ленты. Напротив, при укладывании панелей, изображенных на Фиг. со 2 по 11, головка может перемещаться поперек ступеньки без замедления хода.
На Фиг.2, 6 и 8-11 IML параллелен OML под стрингерами. Это является преимуществом, поскольку облегчает сближение полок стрингеров и фланцев полок нервюр во время сборки частей. Кроме того, это означает, что в крепежных деталях могут использоваться обычные гайки. Это также означает, что пазы 13', 14' типа «мышиная нора» между полками нервюр могут быть относительно узкими. Напротив, вариант, изображенный на Фиг.7, предполагает использование самоустанавливающихся гаек наряду с достаточно широкими пазами 13', 14' типа «мышиная нора».
На Фиг.2 и 6 стрингеры являются по существу симметричными, поэтому их относительно легко изготавливать по сравнению с асимметричными стрингерами, изображенными на Фиг.7-11.
На Фиг.2, 6 и 7 глубина ступеньки ограничивается высотой выступа полки стрингера. Напротив, на Фиг.8-11 (где ступенька охвачена элементом жесткости стрингера) высота ступеньки при необходимости может быть дополнительно увеличена.
На рисунках показана только пара стрингеров, однако в большинстве случаев другие стрингеры будут присоединяться к панели справа и слева от изображенных стрингеров. Или же, если ступенька образована на краю панели, стрингер (14, 14' и т.д.), охватывающий ступеньку, может быть внешним стрингером. В этом случае другие стрингеры могут находиться слева от стрингера (то есть на более тонкой стороне ступеньки) - тогда стрингер 13, 13' и т.д. будет исключен. Или же другие стрингеры могут находиться справа от стрингера 14, 14' и т.д. (то есть на более толстой стороне ступеньки).
На рисунках показана только одна ступенька, однако в большинстве случаев в панели может быть сделано большее количество ступенек, при этом каждая из них будет находиться в зацеплении с соответствующим стрингером. В частности, правый стрингер 13, 13' и т.д. может находиться в зацеплении со второй ступенькой в панели.
Хотя изобретение описано выше применительно к одному или нескольким предпочтительным вариантам осуществления, следует понимать, что могут быть сделаны различные изменения или модификации без отклонения от объема изобретения, как определено в прилагаемой формуле изобретения.
Claims (16)
1. Композиционная конструкция, включающая в себя:
панель, составленную из двух или более слоев композиционного материала, при этом панель имеет поверхность, на которой предусмотрена ступенька, где меняется толщина панели; и
два или более элемента жесткости, присоединенных к поверхности панели; где первый из элементов жесткости присоединен к поверхности панели на более толстой стороне ступеньки, а второй из элементов жесткости находится в зацеплении с по меньшей мере частью ступеньки.
панель, составленную из двух или более слоев композиционного материала, при этом панель имеет поверхность, на которой предусмотрена ступенька, где меняется толщина панели; и
два или более элемента жесткости, присоединенных к поверхности панели; где первый из элементов жесткости присоединен к поверхности панели на более толстой стороне ступеньки, а второй из элементов жесткости находится в зацеплении с по меньшей мере частью ступеньки.
2. Композиционная конструкция по п.1, дополнительно включающая полку, прикрепленную к поверхности панели на более толстой стороне ступеньки и присоединенную к одному из элементов жесткости на более тонкой стороне ступеньки.
3. Композиционная конструкция по п.2, где полка образована из одного или нескольких слоев композиционного материала.
4. Композиционная конструкция по любому из пп.1-3, где элемент жесткости, находящийся в зацеплении с по меньшей мере частью ступеньки, включает в себя часть, обеспечивающую жесткость, идущую от панели, и полку, присоединенную к поверхности панели на более тонкой стороне ступеньки и идущую от части, обеспечивающей жесткость, к выступу, удаленному от части, обеспечивающей жесткость, где выступ находится в зацеплении с по меньшей мере частью ступеньки.
5. Композиционная конструкция по любому из пп.1-3, где элемент жесткости, находящийся в зацеплении с по меньшей мере частью ступеньки, включает в себя часть, обеспечивающую жесткость, идущую от панели и находящуюся в зацеплении с по меньшей мере частью ступеньки.
6. Композиционная конструкция по п.5, где близлежащий элемент жесткости включает в себя часть, обеспечивающую жесткость, идущую от панели, где указанные части, обеспечивающие жесткость, по меньшей мере частично образованы из одного и того же слоя.
7. Композиционная конструкция по любому из пп.1-3, 6, где элемент жесткости, находящийся в зацеплении с по меньшей мере частью ступеньки, включает в себя первую часть, присоединенную к поверхности панели на более толстой стороне ступеньки, и вторую часть, присоединенную к поверхности панели на более тонкой стороне ступеньки, вследствие чего элемент жесткости охватывает ступеньку с двух сторон.
8. Композиционная конструкция по любому из пп.1-3, 6, где ступенька образована краями одного или нескольких прерывистых слоев в панели.
9. Композиционная конструкция по любому из пп.1-3, 6, где ступенька образована краями одного или нескольких прерывистых слоев в панели и наполнителя между одним из элементов жесткости и прерывистыми слоями.
10. Композиционная конструкция по любому из пп.1-3, 6, где ступенька составляет угол более 45° по отношению к слоям в панели, примыкающим к ступеньке.
11. Композиционная конструкция по любому из пп.1-3, 6, где наклонная плоскость образована в поверхности панели между элементом жесткости и ступенькой, примыкающими друг к другу.
12. Композиционная конструкция по любому из пп.1-3, 6, где наклонная плоскость образована в поверхности панели, и по меньшей мере часть одного из элементов жесткости находится в зацеплении с наклонной плоскостью.
13. Композиционная конструкция по любому из пп.1-3, 6, где каждый из элементов жесткости образован из двух или более слоев композиционного материала.
14. Композиционная конструкция по любому из пп.1-3, 6, дополнительно включающая в себя крепежные детали, проходящие через элементы жесткости и панель.
15. Способ изготовления композиционной конструкции, охарактеризованной в любом из предшествующих пунктов, включающий в себя формирование панели со ступенькой; присоединение элементов жесткости к поверхности панели, где первый из элементов жесткости присоединяют к поверхности панели на более толстой стороне ступеньки; и сцепление по меньшей мере части ступеньки со вторым из элементов жесткости.
16. Способ по п.15, дополнительно включающий в себя формирование ступеньки путем нарушения непрерывности двух или нескольких слоев в панели и механическую обработку краев разорванных слоев.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB0624208.5 | 2006-12-04 | ||
GBGB0624208.5A GB0624208D0 (en) | 2006-12-04 | 2006-12-04 | Composite structure |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009124416A RU2009124416A (ru) | 2011-01-20 |
RU2455194C2 true RU2455194C2 (ru) | 2012-07-10 |
Family
ID=37671836
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009124416/11A RU2455194C2 (ru) | 2006-12-04 | 2007-11-26 | Композиционная конструкция |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8283018B2 (ru) |
EP (1) | EP2089218B1 (ru) |
JP (1) | JP5204122B2 (ru) |
CN (1) | CN101547786B (ru) |
BR (1) | BRPI0719715A2 (ru) |
CA (1) | CA2671166C (ru) |
GB (1) | GB0624208D0 (ru) |
RU (1) | RU2455194C2 (ru) |
WO (1) | WO2008068523A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2521882C1 (ru) * | 2013-01-31 | 2014-07-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-технологический испытательный центр АпАТэК-Дубна" | Стрингерная панель из композиционного слоистого материала |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB201000878D0 (en) * | 2010-01-20 | 2010-03-10 | Airbus Operations Ltd | Sandwich panel |
US8578609B2 (en) * | 2010-10-27 | 2013-11-12 | Airbus Operations S.L. | Manufacturing procedure of a part made out of a composite material introducing a geometric change in one of its faces |
GB201020152D0 (en) | 2010-11-29 | 2011-01-12 | Airbus Uk Ltd | Aircraft panel structure and aircraft panel structure manufacturing method for alleviation of stress |
EP2922690B1 (en) * | 2012-11-20 | 2017-04-19 | Vestas Wind Systems A/S | Wind turbine blades and method of manufacturing the same |
FR3003233B1 (fr) * | 2013-03-18 | 2016-05-06 | Airbus Operations Sas | Panneau de voilure pour aeronef |
US9370922B1 (en) * | 2014-03-18 | 2016-06-21 | The Boeing Company | Systems and methods for stretch-forming multi-thickness composite skins |
US10025288B2 (en) | 2014-04-24 | 2018-07-17 | Bae Systems Plc | Machining fixture production |
WO2015162401A2 (en) | 2014-04-24 | 2015-10-29 | Bae Systems Plc | Assembly tool production |
GB2531092B (en) | 2014-04-24 | 2017-06-21 | Bae Systems Plc | Production of airframe components |
EP3134785B1 (en) | 2014-04-24 | 2021-06-02 | BAE Systems PLC | Aircraft airframe assembly |
GB2529276B (en) | 2014-04-24 | 2018-07-11 | Bae Systems Plc | Production of Systems |
WO2015162404A1 (en) | 2014-04-24 | 2015-10-29 | Bae Systems Plc | Airframe production |
GB2532451B (en) | 2014-11-19 | 2018-12-26 | Bae Systems Plc | Object production |
US10295438B2 (en) * | 2016-06-24 | 2019-05-21 | The Boeing Company | Modeling and analysis of leading edge ribs of an aircraft wing |
US11383820B2 (en) * | 2019-06-11 | 2022-07-12 | The Boeing Company | Aerodynamic surface lap splice |
IT202000025525A1 (it) * | 2020-10-28 | 2022-04-28 | Leonardo Spa | Procedimento di fabbricazione di pannello rinforzato con correntini a sezione aperta per applicazione aeronautica |
US20230111679A1 (en) * | 2021-09-24 | 2023-04-13 | Goodrich Corporation | Composite structures |
US20230099452A1 (en) * | 2021-09-24 | 2023-03-30 | Goodrich Corporation | Composite structures |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2112698C1 (ru) * | 1996-09-30 | 1998-06-10 | Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Панель из композиционного материала |
WO1999039976A1 (en) * | 1998-02-07 | 1999-08-12 | Hurel-Dubois Uk Ltd. | Double-walled panel |
RU2153419C1 (ru) * | 1999-03-10 | 2000-07-27 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Сетчатая оболочка вращения (варианты) |
WO2000045001A1 (en) * | 1999-01-27 | 2000-08-03 | Pratt William F | Continuous wave composite viscoelastic elements and structures |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5242523A (en) * | 1992-05-14 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Caul and method for bonding and curing intricate composite structures |
DE19529476C2 (de) | 1995-08-11 | 2000-08-10 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Flügel mit schubsteifen Flügelschalen aus Faserverbundwerkstoffen für Luftfahrzeuge |
CN1092555C (zh) * | 1996-03-22 | 2002-10-16 | 波音公司 | 确定性机翼装配 |
FR2766407B1 (fr) * | 1997-07-22 | 1999-10-15 | Aerospatiale | Procede de fabrication de pieces de grandes dimensions en materiau composite a matrice thermoplastique, telles que des troncons de fuselage d'aeronefs |
JP4416900B2 (ja) * | 2000-03-10 | 2010-02-17 | 富士重工業株式会社 | 複合材パネルおよびその製造方法 |
JP4526698B2 (ja) * | 2000-12-22 | 2010-08-18 | 富士重工業株式会社 | 複合材成形品及びその製造方法 |
JP4545339B2 (ja) | 2001-04-05 | 2010-09-15 | 富士重工業株式会社 | 複合材翼およびその製造方法 |
GB0117804D0 (en) | 2001-07-21 | 2001-09-12 | Bae Systems Plc | Aircraft structural components |
US6648273B2 (en) * | 2001-10-30 | 2003-11-18 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
US20040035979A1 (en) | 2002-08-23 | 2004-02-26 | Mccoskey William Robert | Integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and closed loop manufacturing methods for making the same |
US7052573B2 (en) * | 2003-11-21 | 2006-05-30 | The Boeing Company | Method to eliminate undulations in a composite panel |
US7159822B2 (en) * | 2004-04-06 | 2007-01-09 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
-
2006
- 2006-12-04 GB GBGB0624208.5A patent/GB0624208D0/en not_active Ceased
-
2007
- 2007-11-26 BR BRPI0719715-2A2A patent/BRPI0719715A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-11-26 CA CA2671166A patent/CA2671166C/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-11-26 US US12/513,402 patent/US8283018B2/en active Active
- 2007-11-26 RU RU2009124416/11A patent/RU2455194C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-11-26 JP JP2009539810A patent/JP5204122B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-11-26 CN CN2007800449288A patent/CN101547786B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-11-26 WO PCT/GB2007/050712 patent/WO2008068523A1/en active Application Filing
- 2007-11-26 EP EP07824922.4A patent/EP2089218B1/en active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2112698C1 (ru) * | 1996-09-30 | 1998-06-10 | Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Панель из композиционного материала |
WO1999039976A1 (en) * | 1998-02-07 | 1999-08-12 | Hurel-Dubois Uk Ltd. | Double-walled panel |
WO2000045001A1 (en) * | 1999-01-27 | 2000-08-03 | Pratt William F | Continuous wave composite viscoelastic elements and structures |
RU2153419C1 (ru) * | 1999-03-10 | 2000-07-27 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Сетчатая оболочка вращения (варианты) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2521882C1 (ru) * | 2013-01-31 | 2014-07-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-технологический испытательный центр АпАТэК-Дубна" | Стрингерная панель из композиционного слоистого материала |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP5204122B2 (ja) | 2013-06-05 |
EP2089218B1 (en) | 2015-02-25 |
BRPI0719715A2 (pt) | 2014-02-18 |
RU2009124416A (ru) | 2011-01-20 |
CA2671166C (en) | 2015-01-06 |
CA2671166A1 (en) | 2008-06-12 |
CN101547786B (zh) | 2013-06-19 |
CN101547786A (zh) | 2009-09-30 |
GB0624208D0 (en) | 2007-01-10 |
JP2010511564A (ja) | 2010-04-15 |
US20100068450A1 (en) | 2010-03-18 |
EP2089218A1 (en) | 2009-08-19 |
US8283018B2 (en) | 2012-10-09 |
WO2008068523A1 (en) | 2008-06-12 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2455194C2 (ru) | Композиционная конструкция | |
EP2268539B1 (en) | Method of manufacturing a composite aircraft joint | |
RU2469854C2 (ru) | Способ изготовления монолитной структуры крыла с цельным профилем | |
EP2109713B1 (en) | Wind turbine blade | |
ES2831674T3 (es) | Método y aparato para fabricar refuerzos compuestos altamente contorneados con arrugas reducidas | |
US10308345B2 (en) | Structure | |
EP2865516B1 (en) | Skin-stiffened composite panel and method of its manufacture | |
CA2691172A1 (en) | Composite panel stiffener | |
US9162417B2 (en) | Method of manufacturing a structure | |
CA2883051C (en) | An apparatus and method for stiffeners | |
WO2015015152A1 (en) | Aircraft structure | |
US9868508B2 (en) | Rib foot for aircraft wing | |
US20150008623A1 (en) | Method and mould system for net moulding of a co-cured, integrated structure | |
US11577816B2 (en) | Composite laminate for an airframe lifting surface and method for manufacturing thereof | |
CN112440491A (zh) | 使用共固化过程制造复合材料结构的方法 | |
WO2012000518A2 (en) | Lap joint |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161127 |