RU2479465C2 - Слоистая композиционная структура - Google Patents

Слоистая композиционная структура Download PDF

Info

Publication number
RU2479465C2
RU2479465C2 RU2010106285/11A RU2010106285A RU2479465C2 RU 2479465 C2 RU2479465 C2 RU 2479465C2 RU 2010106285/11 A RU2010106285/11 A RU 2010106285/11A RU 2010106285 A RU2010106285 A RU 2010106285A RU 2479465 C2 RU2479465 C2 RU 2479465C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
edge
structural element
polymer
impact
element according
Prior art date
Application number
RU2010106285/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010106285A (ru
Inventor
Аллан КАЙ
Дун ЛИ
Original Assignee
Эйрбас Оперейшнз Лимитед
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 Лимитед filed Critical Эйрбас Оперейшнз Лимитед
Publication of RU2010106285A publication Critical patent/RU2010106285A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2479465C2 publication Critical patent/RU2479465C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/302—Details of the edges of fibre composites, e.g. edge finishing or means to avoid delamination
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/74—Moulding material on a relatively small portion of the preformed part, e.g. outsert moulding
    • B29C70/76—Moulding on edges or extremities of the preformed part
    • B29C70/763—Moulding on edges or extremities of the preformed part the edges being disposed in a substantial flat plane
    • 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
    • B64C1/065—Spars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/182—Stringers, longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/185—Spars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2995/00—Properties of moulding materials, reinforcements, fillers, preformed parts or moulds
    • B29K2995/0037—Other properties
    • B29K2995/0089—Impact strength or toughness
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L1/00—Measuring force or stress, in general
    • G01L1/24—Measuring force or stress, in general by measuring variations of optical properties of material when it is stressed, e.g. by photoelastic stress analysis using infrared, visible light, ultraviolet
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L5/00—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes
    • G01L5/0052—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes measuring forces due to impact
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M11/00—Testing of optical apparatus; Testing structures by optical methods not otherwise provided for
    • G01M11/08—Testing mechanical properties
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M11/00—Testing of optical apparatus; Testing structures by optical methods not otherwise provided for
    • G01M11/08—Testing mechanical properties
    • G01M11/081—Testing mechanical properties by using a contact-less detection method, i.e. with a camera
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0091—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by using electromagnetic excitation or detection
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/2419—Fold at edge
    • 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.]
    • Y10T428/24777—Edge feature

Abstract

Изобретения относятся к композиционному слоистому конструктивному элементу, к компоненту воздушного судна с указанным конструктивным элементом, к способу обозначения повреждения при ударе в конструктивном элементе и к вариантам способа получения конструктивного элемента. Конструктивный элемент содержит слоистый композит, имеющий край, и индикатор удара, расположенный на краю и содержащий полимер, разрушающийся при ударе. Способ обозначения повреждения при ударе в конструктивном элементе включает разрушение индикатора удара. Способ получения конструктивного элемента по первому варианту включает нанесение индикатора удара на край путем экструзии полимера из сопла. Способ получения конструктивного элемента по второму варианту включает соединение индикатора с краем путем совместного отверждения. Способ получения композиционного слоистого конструктивного элемента по третьему варианту заключается в том, что каждый из слоев слоистого композита содержит фазу армирования и фазу полимерной матрицы и включает формирование индикатора удара путем введения слоистого композита в негативную форму, создания зазора между краем и негативной формой и нагрев слоистого композита, так что фаза полимерной матрицы затекает в зазор и формирует индикатор удара. Достигается упрощение определения разрушения конструктивного элемента. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к слоистой композиционной структуре (конструктивном элементе) и способу обозначения повреждения при ударе в таком конструктивном элементе. В частности, хотя не исключительно, конструктивный элемент может формировать часть компонента воздушного судна.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Многие компоненты воздушного судна изготавливают из слоистых композиционных материалов. Например, стрингер (продольный элемент силового набора частей) в крыле воздушного судна, подкрепляющие элементы и подпорные структуры могут иметь форму слоистых композиционных структур (конструктивных элементов). Хотя указанные структуры могут обладать прочностью при нагрузках, на которые они рассчитаны, они могут являться уязвимыми по отношению к повреждению при ударе, которое может привести к расслоению. Расслоение может привести к ослаблению и, в конечном счете, к выходу из строя. Особенно уязвимыми при ударе являются края слоистых композиционных структур (которыми кончаются слои композиционной слоистой структуры), особенно, если удар является прямым (т.е., когда удар осуществляется в направлении, перпендикулярном краю и параллельном плоскости слоев, составляющих структуру).
Если удар имеет значительную составляющую силы в прямом направлении, он может разрушить связь между слоями, составляющими слоистую композиционную структуру, и вызвать или усилить расслоение. Такие удары могут возникать вследствие падения инструментов у рабочих, работающих на структуре, например в процессе технического обслуживания, когда торцевые поверхности слоистых композиционных структур подвергаются воздействиям, которым не подвергаются обычно. Другой причиной разрушения слоистых композиционных структур может являться износ с течением времени, например, являющийся результатом того, что рабочие сидят или стоят на структуре или прикасаются к структуре непосредственно или с помощью инструментов или другого оборудования. Например, при работе на воздушном судне рабочие обычно оставляют инструменты или ящики для инструментов на торцевой поверхности указанных структур. Обычно край слоистых композиционных структур, по меньшей мере, в процессе технического обслуживания подвергается прямому износу и прямым ударам, как описано выше. Риск подобного удара существует при изготовлении и сборке частей из композиционного материала.
При конструировании компонента воздушного судна принимают во внимание факторы, оказывающие влияние на прочность и другие механические свойства слоистых композиционных структур воздушного судна, такие как факторы, описанные выше. Таким образом, описанные выше факторы обычно требуют, чтобы слоистые композиционные структуры были обеспечены дополнительной прочностью, что приводит к увеличению размера и веса.
Одним из известных способов армирования края слоистого композиционного материала является применение приспособления для защиты края, например, как описано в патентном документе US 2006/0234007. Другим решением является формирование слоистого композиционного материала с гнутым краем, т.е. с краем, сформированным загнутым слоем. Однако недостаток этих обычных способов состоит в том, что они не могут обеспечить достаточного видимого свидетельства удара. Такое видимое свидетельство может являться необходимым для структуры.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В соответствии с первым аспектом настоящего изобретения предлагается композиционный слоистый конструктивный элемент, содержащий слоистый композит, имеющий край, и индикатор удара, установленный на краю и содержащий полимер, который разрушается при ударе.
В соответствии со вторым аспектом настоящего изобретения предлагается способ обозначения повреждения при ударе в указанном конструктивном элементе, включающий в себя разрушение индикатора удара.
Разрушение обеспечивает постоянное видимое свидетельство повреждения при ударе, например, путем раскалывания индикатора удара или откалывания от индикатора удара одного или более кусков. Помимо обеспечения такого видимого свидетельства повреждения от удара, индикатор удара может также обеспечить элемент противоударной защиты, поглощая часть энергии удара.
В характерном случае индикатор удара содержит полимер, более хрупкий и менее прочный, чем материал, формирующий слоистый композит. Например, материал, формирующий слоистый композит, может быть армированным, а полимер, формирующий индикатор удара, может быть неармированным.
В характерном случае слоистый композит содержит термоотверждающийся материал, такой как эпоксидный полимер (эпоксидная смола). Материал, формирующий индикатор удара, может быть сформирован из того же термоотверждающегося полимера или из полимера, отверждаемого при такой же или более низкой температуре.
Индикатор удара может иметь ограниченную длину или может содержать ленту, проходящую, по меньшей мере, по большей части длины края.
В соответствии с некоторыми вариантами осуществления настоящего изобретения множество слоев слоистого композита кончается краем. В качестве альтернативы край может являться гнутым краем, сформированным загнутым слоем.
Индикатор удара может быть прикреплен к краю посредством совместного отверждения, соединения отвержденного полимера с неотвержденным или вторичного соединения отвержденных полимеров. Если индикатор удара прикреплен к краю посредством совместного отверждения, индикатор удара может быть сформирован как единое целое со слоистым композитом (например, путем формирования слоистого композита с краем, содержащим полимер).
В одном из примеров индикатор удара наносят на край путем экструзии полимера из сопла и затем прикрепляют его к краю путем отверждения экструдированного материала.
В другом примере индикатор удара наносят путем создания валика из термоотверждающегося полимера в негативной форме, введения края слоистого композита в негативную форму и нагрева валика и слоистого композита, так что слоистый композит отверждается, и валик соединяется с краем в результате совместного отверждения.
В другом примере слоистый композит содержит фазу армирования и фазу полимерной матрицы, а индикатор удара формируют путем введения края слоистого композита в негативную форму, создания зазора между краем и негативной формой и нагрева слоистого композита, так что фаза полимерной матрицы затекает в зазор и формирует индикатор удара.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГРАФИЧЕСКИХ МАТЕРИАЛОВ
Ниже будут подробно описаны варианты осуществления настоящего изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг.1 представлен общий вид способа нанесения индикатора удара на стрингер.
На фиг.2 представлен вид с торца стрингера с нанесенным индикатором удара.
На фиг.3-5 представлены три этапа формирования стрингера.
На фиг.6 представлен вид с торца альтернативного стрингера с нанесенным индикатором удара.
На фиг.7 представлен вид еще одного альтернативного стрингера с нанесенным индикатором удара.
На фиг.8 представлен вид с торца гнутого стрингера с нанесенным индикатором удара.
На фиг.9 представлен вид с торца в соответствии со способом получения путем совместного отверждения.
На фиг.10 представлен вид с торца в соответствии со способом получения, при котором индикатор удара формируют как единое целое со стрингером.
СВЕДЕНИЯ, ПОДТВЕРЖДАЮЩИЕ ВОЗМОЖНОСТЬ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Стрингер 1, представленный на фиг.1, содержит ребро 2 и пару фланцев 3, 4. Стрингер формируют способом, представленным на фиг.3-5. На первом этапе плоскую навеску 5а помещают на позитивную форму 6. Навеска 5 содержит слоистую структуру, сформированную из стопки листов, причем каждый из листов содержит множество однонаправленных углеродных волокон, пропитанных термоотверждающимся эпоксидным полимером (термоотверждающейся эпоксидной смолой). Эти листы обычно называют заготовками. Отдельные листы заготовок схематически представлены на фиг.3, но не представлены на других чертежах для ясности.
Затем навеску 5а деформируют на пресс-форме для формирования U-образной части 5b. Затем U-образную часть 5b разрезают на две L-образные части 5с, 5d, как показано на фиг.5, и части 5с, 5d помещают вплотную друг к другу, как показано на фиг.2. После размещения L-образных частей 5с, 5d вплотную друг к другу их совместно отверждают для затвердевания стрингера и соединения частей.
Направление длины стрингера 1 определяют как 0 градусов, а направление высоты стрингера определяют как 90 градусов. Расположение слоев стрингера выражается цифрами, представляющими процентное содержание волокон в стрингере, ориентированных в направлениях 0 градусов/±45 градусов/90 градусов. Характерное расположение слоев стрингера составляет 60/30/10. Таким образом, 60 процентов волокон ориентированы в направлении 0 градусов, 30 процентов в направлениях ±45 градусов и 10 процентов в направлении 90 градусов.
Стрингер содержит верхний наружный край 8, который механически обрабатывают и запечатывают (после отверждения) способом, представленным на фиг.1.
Режущий инструмент 10 фасонно-фрезерного станка перемещается по краю 8, удаляя материал для формирования канавки 11, представленной на фиг.2. Устройство 12 для очистки удаляет материал, который образуется в процессе механической обработки. Валик 13 наносят в канавку путем экструзии жидкого эпоксидного полимера из сопла 14. Отделочный инструмент 15 имеет прорезь 16 желаемой формы, и инструмент 15 перемещается по краю за соплом 14 для удаления излишков полимера от валика 13.
Следует отметить, что эти процессы осуществляют поточно, так что валик 13 наносят одновременно с обработкой края 8.
Затем полимер отверждают для соединения валика с краем 8, формируя индикатор 9 удара, представленный на фиг.2 в канавке 11.
Следует отметить, что этап механической обработки может быть исключен, так что верхний край стрингера является плоским, как обозначено позицией 8а на фиг.6. В соответствии с альтернативным вариантом осуществления настоящего изобретения, представленным на фиг.7, слои заготовки могут скользить относительно друг друга на этапе деформации, представленном на фиг.4, так что L-образные части имеют наклонные края 8b, которыми кончаются листы заготовки. Таким образом, в этом случае формируется канавка, не требующая отдельного этапа механической обработки.
В случаях, представленных на фиг.6 и 7, стрингер и индикаторы 9а, 9b удара можно подвергать совместному отверждению, вместо того, чтобы отверждать их в разное время.
Гнутый стрингер представлен на фиг.8. Указанный стрингер формируют из одной стопки слоев заготовки, согнутой для формирования гнутого края 8с. Индикатор 9с удара прикрепляют к гнутому краю 8с путем экструзии полимерного валика и соединения его с гнутым краем 8с.
В соответствии с альтернативным способом изготовления, представленном на фиг.9, индикатор удара наносят на край стрингера путем создания валика 20 неотвержденного эпоксидного полимера в негативной форме 21, введения ребра 2 стрингера в негативную форму и нагрева собранной формы таким образом, что стрингер и валик 20 соединяются друг с другом в результате совместного отверждения.
В соответствии с другим альтернативным способом изготовления, представленным на фиг.10, индикатор удара формируют как единое целое со стрингером путем введения ребра стрингера в негативную форму 21, создания зазора 22 между краем 8 и негативной формой, и нагрева стрингера таким образом, что эпоксидный полимер матрицы ребра затекает в зазор 22, формируя индикатор удара.
Описанные выше индикаторы удара формируют из материала, который разрушается при ударе, в результате чего образуется одна или более трещин и/или один или более отколотых кусков. Было обнаружено, что эпоксидный полимер ЕА9394 обладает необходимыми характеристиками разрушения, но возможно применение других материалов. Например, полимер может отверждаться при комнатной температуре, так что не требуется нагрев валика для его отверждения.
Следует отметить, что индикаторы удара формируют из полимера, который является более хрупким и менее прочным, чем материал, формирующий слоистый композит. Например, неармированный полимер ЕА9394 является более хрупким и менее прочным, чем заготовки, армированные углеродным волокном, формирующие слоистый композит. Кроме того, каждый из индикаторов удара имеет изогнутую выпуклую поверхность и толщину, изменяющуюся в направлении ширины края. Это имеет несколько преимуществ:
- увеличивает подверженность индикаторов разрушению, по сравнению с плоской лентой;
- увеличивает вероятность откалывания одного или более кусков после разрушения, и
- улучшает видимость образовавшихся после разрушения трещин или пустот сбоку.
Хотя выше настоящее изобретение описывается на примере одного или более предпочтительных вариантов осуществления, следует отметить, что могут быть сделаны различные изменения или модификации, не выходя за рамки настоящего изобретения, определенные прилагаемой формулой изобретения.

Claims (19)

1. Композиционный слоистый конструктивный элемент, содержащий слоистый композит, имеющий край, и индикатор удара, расположенный на краю и содержащий полимер, разрушающийся при ударе.
2. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что индикатор удара содержит полимер, являющийся более хрупким и менее прочным, чем материал, формирующий слоистый композит.
3. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что индикатор удара содержит эпоксидный полимер.
4. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что полимер является неармированным.
5. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что полимер содержит термоотверждающийся полимер, отверждающийся при температуре менее 100°С и предпочтительно менее 50°С.
6. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что слоистый композит содержит термоотверждающийся материал, отверждающийся при первой температуре; а полимер содержит термоотверждающийся материал, отверждающийся при второй температуре, которая ниже первой температуры.
7. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что индикатор удара расположен в канавке в крае.
8. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что индикатор удара имеет толщину, изменяющуюся в направлении ширины края.
9. Конструктивный элемент по п.8, отличающийся тем, что наружная поверхность индикатора удара является изогнутой.
10. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что индикатор удара содержит ленту, проходящую, по меньшей мере, по большей части длины края.
11. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что множество слоев слоистого композита кончается краем.
12. Конструктивный элемент по п.1, отличающийся тем, что край является гнутым краем, сформированным загнутым слоем слоистой структуры.
13. Компонент воздушного судна, содержащий конструктивный элемент по любому из пп.1-12.
14. Способ обозначения повреждения при ударе в конструктивном элементе по любому из пп.1-12, включающий в себя разрушение индикатора удара.
15. Способ по п.14, отличающийся тем, что дополнительно включает в себя откалывание одного или более кусков от индикатора удара.
16. Способ получения конструктивного элемента по любому из пп.1-12, отличающийся тем, что включает в себя нанесение индикатора удара на край путем экструзии полимера из сопла.
17. Способ получения конструктивного элемента по любому из пп.1-12, отличающийся тем, что включает в себя соединение индикатора с краем путем совместного отверждения.
18. Способ по п.17, отличающийся тем, что индикатор удара наносят путем создания валика из термоотверждающегося полимера в негативной форме, введения края слоистого композита в негативную форму и нагрева валика и слоистого композита, так что слоистый композит отверждается, и валик соединяется с краем в результате совместного отверждения.
19. Способ получения композиционного слоистого конструктивного элемента по любому из пп.1-12, отличающийся тем, что каждый из слоев слоистого композита содержит фазу армирования и фазу полимерной матрицы, причем способ включает в себя формирование индикатора удара путем введения слоистого композита в негативную форму, создания зазора между краем и негативной формой и нагрев слоистого композита, так что фаза полимерной матрицы затекает в зазор и формирует индикатор удара.
RU2010106285/11A 2007-08-08 2008-08-04 Слоистая композиционная структура RU2479465C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GBGB0715303.4A GB0715303D0 (en) 2007-08-08 2007-08-08 Composite laminate structure
GB0715303.4 2007-08-08
PCT/GB2008/050657 WO2009019511A1 (en) 2007-08-08 2008-08-04 Composite laminate structure

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010106285A RU2010106285A (ru) 2011-09-20
RU2479465C2 true RU2479465C2 (ru) 2013-04-20

Family

ID=38543111

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010106285/11A RU2479465C2 (ru) 2007-08-08 2008-08-04 Слоистая композиционная структура

Country Status (12)

Country Link
US (1) US9334039B2 (ru)
EP (1) EP2176123B1 (ru)
JP (1) JP5628671B2 (ru)
KR (1) KR20100051821A (ru)
CN (1) CN101778760B (ru)
AT (1) ATE501930T1 (ru)
BR (1) BRPI0815148A2 (ru)
CA (1) CA2695851C (ru)
DE (1) DE602008005600D1 (ru)
GB (1) GB0715303D0 (ru)
RU (1) RU2479465C2 (ru)
WO (1) WO2009019511A1 (ru)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8834766B2 (en) * 2008-07-31 2014-09-16 Airbus Operations S.L. Protection of elements in composite material
US8216499B2 (en) * 2008-12-09 2012-07-10 The Boeing Company Extrusion of adhesives for composite structures
FR2972799B1 (fr) * 2011-03-17 2016-07-22 Airbus Operations Sas Dispositif de detection de chocs sur une structure
US9062939B2 (en) 2011-07-11 2015-06-23 John P. Papp Helmet cover
DE102013216570A1 (de) * 2013-08-21 2015-02-26 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Faserverstärktes Bauteil für ein Fahrzeug
US9914282B2 (en) 2014-09-05 2018-03-13 United Technologies Corporation Composite material with controlled fracture regions
US20160159453A1 (en) * 2014-12-04 2016-06-09 The Boeing Company Composite Blade Stringer Edge Protection and Visual Damage Indication
US10040537B2 (en) * 2015-01-15 2018-08-07 The Boeing Company Laminate composite wing structures
US10442154B2 (en) * 2015-10-13 2019-10-15 The Boeing Company Composite structure and method for barely visible impact damage detection
US11426971B2 (en) 2015-10-13 2022-08-30 The Boeing Company Composite structure and method for barely visible impact damage detection
EP3575071A1 (en) * 2018-05-30 2019-12-04 Crompton Technology Group Limited Composite components
FR3081993B1 (fr) * 2018-06-04 2020-12-04 Conseil & Technique Procede d'avertissement d'un risque de rupture ou de deformation d'une piece en materiau composite, et piece composite obtenue
US11572148B2 (en) * 2018-06-04 2023-02-07 The Boeing Company Aircraft stringers having CFRP material reinforced flanges
US11325688B2 (en) 2019-05-09 2022-05-10 The Boeing Company Composite stringer and methods for forming a composite stringer
US11149581B2 (en) 2019-11-22 2021-10-19 Rolls-Royce Plc Turbine engine component with overstress indicator
CN114878696B (zh) * 2022-07-06 2022-10-04 太原理工大学 一种弧形复合材料层合板分层损伤的识别方法
ES2961556A1 (es) * 2022-08-09 2024-03-12 Airbus Operations Slu Métodos de manufactura de bordes de rigidizadores a neto

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2144487C1 (ru) * 1999-07-06 2000-01-20 Закрытое акционерное общество "Интеллект" Стрингер летательного аппарата
RU2271304C2 (ru) * 2000-06-28 2006-03-10 Эадс Эйрбас Гмбх Структурный элемент конструкции самолета

Family Cites Families (84)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2712507A (en) * 1953-06-30 1955-07-05 Ncr Co Pressure sensitive record material
US3700534A (en) * 1963-03-28 1972-10-24 Goodyear Aircraft Corp Hard faced plastic armorplate
US3652225A (en) * 1969-12-31 1972-03-28 Gen Electric Color method for detecting cracks in metal bodies
US3803485A (en) * 1970-02-16 1974-04-09 Battelle Development Corp Indicating coating for locating fatigue cracks
US3738857A (en) * 1970-11-09 1973-06-12 Ncr Pressure-sensitive record sheet and method of making
US4324682A (en) * 1970-12-18 1982-04-13 American Cyanamid Company Encapsulated fluorescent composition
US3993828A (en) * 1973-02-16 1976-11-23 Akzona Incorporated Polyester, fiberglass-reinforced composite laminate
US3855044A (en) * 1973-08-06 1974-12-17 Rohr Industries Inc Corrosion resistant adhesive bonding system
US3896758A (en) * 1973-10-02 1975-07-29 Nasa Meteroroid impact position locator air for manned space station
GB2107213B (en) 1981-10-08 1985-05-22 Baj Vickers Ltd Coatings
US4606961A (en) 1984-10-09 1986-08-19 The Boeing Company Discretely stiffened composite panel
EP0199606B1 (en) * 1985-04-25 1993-09-08 Sumitomo Chemical Company, Limited Epoxy resin composition
US4780262A (en) * 1986-01-15 1988-10-25 The Boeing Company Method for making composite structures
GB8619910D0 (en) 1986-08-15 1986-09-24 British Aerospace Detection of damage in structural materials
US4917938A (en) * 1987-02-13 1990-04-17 Edo Corporation Fiber reinforced article capable of revealing damage due to surface impacts and method of making same
US4789594A (en) * 1987-04-15 1988-12-06 The Boeing Company Method of forming composite radius fillers
FR2617119B1 (fr) 1987-06-26 1989-12-01 Aerospatiale Pale en materiaux composites, a noyau structural et revetement d'habillage profile, et son procede de fabrication
DE3723450A1 (de) 1987-07-16 1989-01-26 Audi Ag Vorrichtung zum erkennen von ueberbeanspruchungen an bauteilen aus faserverstaerktem kunststoff
JPH01112617A (ja) * 1987-10-27 1989-05-01 Ngk Insulators Ltd 衝撃感知部材を備えた避雷碍子
US4923203A (en) * 1987-12-23 1990-05-08 Trimble Brent J Composite bicycle frame with crossed tubular portions
US5037122A (en) * 1988-10-17 1991-08-06 Beckerer Frank S Jr Protective cover for a trailer hitch
US4958853A (en) * 1989-01-24 1990-09-25 Gateway Industries, Inc. Safety belt with high load indicator
FR2669735B2 (fr) 1990-06-06 1993-02-19 Hutchinson Procede et dispositif de mise en evidence d'un ou de choc(s) recu(s) par un substrat.
EP0510927A3 (en) * 1991-04-23 1993-03-17 Teijin Limited Fiber-reinforced thermoplastic sheet and process for the production thereof
US5464902A (en) * 1992-03-23 1995-11-07 Cytec Technology Corp. Toughening of brittle epoxy resin matrices with functionalized particulate elastomers
JPH05265143A (ja) * 1992-03-23 1993-10-15 Fuji Photo Film Co Ltd レンズ付きフイルムユニット
JP3360872B2 (ja) * 1993-04-20 2003-01-07 東レ株式会社 エネルギー吸収部材
JP3344805B2 (ja) * 1994-01-17 2002-11-18 オリンパス光学工業株式会社 カメラ
US5534289A (en) * 1995-01-03 1996-07-09 Competitive Technologies Inc. Structural crack monitoring technique
GB9504372D0 (en) * 1995-03-04 1995-04-26 British Aerospace A composite laminate
GB9523240D0 (en) * 1995-11-14 1996-01-17 Secr Defence Damage sensors
JP3735184B2 (ja) 1997-06-26 2006-01-18 新日本製鐵株式会社 高炉操業法
CA2253037C (en) * 1997-11-12 2004-11-02 Sakura Rubber Co., Ltd. Method of manufacturing structure by using biodegradable mold
FR2771331B1 (fr) 1997-11-21 2000-08-04 Aerospatiale Panneau en materiau composite a bordures et/ou surface exterieure protegees des chocs ou de l'erosion et procedes de fabrication d'un tel panneau
JPH11237398A (ja) * 1998-02-20 1999-08-31 Sharp Corp 衝撃振動表示器
JP2001031781A (ja) 1999-05-18 2001-02-06 Toray Ind Inc プリプレグ及び繊維強化複合材料
DE19931981B4 (de) 1999-07-09 2006-03-09 Audi Ag Faserverbund-Bauteil, für ein Kraftfahrzeug
DE60006124T2 (de) * 1999-08-12 2004-06-03 Alliedsignal Inc. Wolfram disulfid modifiziertes epoxy, hochtemperatur/reibungsarm/bearbeitbar
US20020000128A1 (en) * 1999-10-15 2002-01-03 Mark D. Williams Fracture detection coating system
GB0021955D0 (en) * 2000-09-07 2000-10-25 Bae Systems Plc Stiffening means for structural components
JP2003097623A (ja) 2001-09-26 2003-04-03 Sumitomo Chem Co Ltd 衝撃吸収部品
CA2366168A1 (en) * 2001-12-24 2003-06-24 Ipex Inc. Colour pressure-sensitive fastener
US6710328B1 (en) * 2002-02-27 2004-03-23 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Fiber optic composite damage sensor
US20110180959A1 (en) * 2002-04-30 2011-07-28 Matthew William Donnelly Method of thermoforming fiber reinforced thermoplastic sandwich panels, thermoformed articles, and modular container structure assembled therefrom
DE10231830A1 (de) * 2002-07-12 2004-01-22 Röhm GmbH & Co. KG Schaumstoff mit verdichteter Oberfläche
US6964723B2 (en) * 2002-10-04 2005-11-15 The Boeing Company Method for applying pressure to composite laminate areas masked by secondary features
US20040118978A1 (en) * 2002-12-24 2004-06-24 Anning Bruce D. Helicopter rotor and method of repairing same
US20050281999A1 (en) * 2003-03-12 2005-12-22 Petritech, Inc. Structural and other composite materials and methods for making same
JP4496335B2 (ja) * 2003-06-26 2010-07-07 独立行政法人海上技術安全研究所 構造物の亀裂検査用被覆
US8722751B2 (en) * 2003-10-30 2014-05-13 Evonik Rohm Gmbh Thermostable microporous polymethacrylimide foams
JP2005140517A (ja) * 2003-11-04 2005-06-02 Matsushita Electric Ind Co Ltd 重量測定装置
FR2861847B1 (fr) * 2003-11-05 2006-03-31 Eads Space Transportation Sa Procede d'evaluation a des fins de controle des consequences d'un impact sur une piece en materiau composite structurale
US7534387B2 (en) * 2004-02-25 2009-05-19 The Boeing Company Apparatus and methods for processing composite components using an elastomeric caul
DE602005020591D1 (de) 2004-02-26 2010-05-27 Sport Maska Inc Sportgerätstock und keule mit vermehrtem aufprallschutz und herstellungsverfahren dafür
US7647809B1 (en) * 2004-03-13 2010-01-19 Spectrum Aeronautical, Llc Approach for indicating the occurrence of a mechanical impact on a material, such as a low-ductility composite material
FR2869871B1 (fr) 2004-05-04 2007-08-10 Airbus France Sas Dispositif de protection et revelation de choc pour chant de structure composite a plis superposes
US20060186260A1 (en) * 2005-02-18 2006-08-24 American Airlines, Inc. Method of inspecting aircraft
WO2006105290A2 (en) 2005-03-31 2006-10-05 Luna Innovations Incorporated Method for detecting damage
US20060226577A1 (en) * 2005-04-11 2006-10-12 Lin A P Method for forming control of composite material product
WO2007092032A2 (en) * 2005-06-14 2007-08-16 Dow Corning Corporation Reinforced silicone resin film and method of preparing same
CN101370643B (zh) * 2005-12-30 2011-02-02 空客西班牙公司 具有u-型加强构件的复合面板的制备方法
CA2638024A1 (en) * 2006-01-26 2007-08-02 National Research Council Of Canada Surface-mounted crack detection
EP2080008A4 (en) * 2006-04-04 2012-01-04 Structural Monitoring Sys Ltd METHOD FOR DETECTING DAMAGE PRODUCED BY IMPACT IN A STRUCTURE
GB0611802D0 (en) 2006-06-14 2006-07-26 Airbus Uk Ltd Improved composite aircraft component
GB0611804D0 (en) 2006-06-14 2006-07-26 Airbus Uk Ltd Improved aircraft component
US8980381B2 (en) * 2006-08-29 2015-03-17 Topasol Llc Coating for sensing thermal and impact damage
US8092315B2 (en) * 2007-04-13 2012-01-10 Karsten Manufacturing Corporation Methods and apparatus to indicate impact of an object
US7866605B2 (en) * 2007-04-24 2011-01-11 The Boeing Company Energy absorbing impact band and method
US20080277596A1 (en) * 2007-05-08 2008-11-13 Southwest Research Institute Impact Indicating Microcapsules
US20090095164A1 (en) * 2007-05-17 2009-04-16 Salvatore Albert Celeste Method of enhancing beverages by means of a unique microencapsulated delivery system
US8834782B2 (en) * 2007-08-07 2014-09-16 William L. Rodman Composite structures and methods of making same
GB0719272D0 (en) * 2007-10-04 2007-11-21 Airbus Uk Ltd Apparatus with damage indication feature
GB0813149D0 (en) * 2008-07-18 2008-08-27 Airbus Uk Ltd Ramped stiffener and apparatus and method for forming the same
FR2942278B1 (fr) * 2009-02-17 2015-06-19 Airbus France Aube pour recepteur de turbomachine d'aeronef, pourvue de deux ames creuses logees l'une dans l'autre
GB0906686D0 (en) * 2009-04-20 2009-06-03 Airbus Uk Ltd Edge seal for fibre-reinforced composite structure
GB0912016D0 (en) * 2009-07-10 2009-08-19 Airbus Operations Ltd Edge glow protection for composite component
WO2011130550A2 (en) * 2010-04-14 2011-10-20 Alliant Techsystems Inc. Marking ammunition
CN102971144B (zh) * 2010-06-30 2015-04-08 优泊公司 易剥离性薄膜、模内成型用标签、带标签的树脂成型品、壁纸、不干胶标签以及带标签的容器
US8691383B2 (en) * 2011-03-01 2014-04-08 The Boeing Company Blunt impact indicator tape and method
FR2972799B1 (fr) * 2011-03-17 2016-07-22 Airbus Operations Sas Dispositif de detection de chocs sur une structure
GB201115080D0 (en) * 2011-09-01 2011-10-19 Airbus Operations Ltd An aircraft structure
GB201118553D0 (en) * 2011-10-27 2011-12-07 Airbus Operations Ltd Aircraft protection device
WO2014017528A1 (ja) * 2012-07-26 2014-01-30 株式会社カネカ 熱可塑性樹脂発泡フィルム及びその製造方法
US20150252182A1 (en) * 2014-03-07 2015-09-10 Hexcel Corporation Extended room temperature storage of epoxy resins

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2144487C1 (ru) * 1999-07-06 2000-01-20 Закрытое акционерное общество "Интеллект" Стрингер летательного аппарата
RU2271304C2 (ru) * 2000-06-28 2006-03-10 Эадс Эйрбас Гмбх Структурный элемент конструкции самолета

Also Published As

Publication number Publication date
RU2010106285A (ru) 2011-09-20
BRPI0815148A2 (pt) 2015-03-31
EP2176123A1 (en) 2010-04-21
KR20100051821A (ko) 2010-05-18
CN101778760A (zh) 2010-07-14
DE602008005600D1 (de) 2011-04-28
ATE501930T1 (de) 2011-04-15
CA2695851A1 (en) 2009-02-12
WO2009019511A1 (en) 2009-02-12
EP2176123B1 (en) 2011-03-16
JP2010536024A (ja) 2010-11-25
CN101778760B (zh) 2015-05-20
US9334039B2 (en) 2016-05-10
US20110220006A1 (en) 2011-09-15
JP5628671B2 (ja) 2014-11-19
CA2695851C (en) 2015-12-01
GB0715303D0 (en) 2007-09-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2479465C2 (ru) Слоистая композиционная структура
US8114329B2 (en) Wing and blade structure using pultruded composites
KR101834981B1 (ko) 하나 이상의 부싱을 유지하기 위한 모듈
CA2884412C (en) Composite fiber component and rotor blade
US20110143081A1 (en) Modified ply drops for composite laminate materials
US20110070092A1 (en) Hybrid component
US20080087768A1 (en) Aircraft component
JP6542021B2 (ja) ファブリックで被覆された一方向のヌードル
JP2012527375A (ja) 落雷保護を有する構造物の形成方法
CA2719192A1 (en) Composite laminate with self-healing layer
JP6583966B2 (ja) 積層体からなるパネルおよびその製造方法
US10005267B1 (en) Formation of complex composite structures using laminate templates
EP3124221A1 (en) Composite structure
US9409358B2 (en) Composite structure core crush prevention
DE112018002751B4 (de) Verbundschaufel und verfahren zum herstellen einer verbundschaufel
US9505491B2 (en) Helicopter composite blade spar and method
JP2016042078A5 (ru)
CN109641403B (zh) 复合构件及复合构件的成形方法
US20140196837A1 (en) Method of integrally forming ribs in a composite panel
JP7036694B2 (ja) 修理パッチ及び複合材の修理方法
EP3705285B1 (en) Composite structure and method of forming thereof
US20170282413A1 (en) Composite laminate tooling and method of forming a composite part using the tooling
US9017511B2 (en) Aircraft protection device
EP3711935A1 (en) Method and system for manufacturing a sub-component for a rotor blade of a wind turbine

Legal Events

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

Effective date: 20160805