RU2493013C2 - Усиленная накладка из композитного материала и способ усиления накладки из композитного материала - Google Patents

Усиленная накладка из композитного материала и способ усиления накладки из композитного материала Download PDF

Info

Publication number
RU2493013C2
RU2493013C2 RU2010118319/05A RU2010118319A RU2493013C2 RU 2493013 C2 RU2493013 C2 RU 2493013C2 RU 2010118319/05 A RU2010118319/05 A RU 2010118319/05A RU 2010118319 A RU2010118319 A RU 2010118319A RU 2493013 C2 RU2493013 C2 RU 2493013C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
glass layer
core
mold
strap
composite material
Prior art date
Application number
RU2010118319/05A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010118319A (ru
Inventor
Франсуа РУИР
Себастьен МЕНАР
Жак РУ
Original Assignee
Эрбюс Операсьон (С.А.С.)
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 Эрбюс Операсьон (С.А.С.) filed Critical Эрбюс Операсьон (С.А.С.)
Publication of RU2010118319A publication Critical patent/RU2010118319A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2493013C2 publication Critical patent/RU2493013C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
    • 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
    • B29C70/34—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 and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
    • B29C70/345—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 and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation using matched moulds
    • 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
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • B29C70/865—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding completely encapsulated
    • 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
    • B32B17/00—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres
    • B32B17/02—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres in the form of fibres or filaments
    • B32B17/04—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres in the form of fibres or filaments bonded with or embedded in a plastic substance
    • 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
    • B29K2709/00—Use of inorganic materials not provided for in groups B29K2703/00 - B29K2707/00, for preformed parts, e.g. for inserts
    • B29K2709/08—Glass
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • 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
    • Y10T428/23—Sheet including cover or casing
    • Y10T428/233—Foamed or expanded material encased
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)
  • Separation, Recovery Or Treatment Of Waste Materials Containing Plastics (AREA)

Abstract

Изобретение относится к композитным материалам, применяемым в самолетостроении, и касается усиленной накладки из композитного материала и способа усиления накладки, предназначенной для крепления к верхней поверхности крыла летательного аппарата. Содержит сердцевину из композитного материала и по меньшей мере один стеклянный слой, покрывающий по меньшей мере одну внутреннюю сторону сердцевины, и по меньшей мере один верхний стеклянный слой, покрывающий внешнюю сторону сердцевины, стеклянные слои полностью покрывают внешнюю поверхность сердцевины. Способ включает следующие стадии: располагают первый нижний стеклянный слой в форме таким образом, что он покрывает дно формы, а выступающие края нижнего стеклянного слоя выступают с одной и другой стороны боковых стенок упомянутой формы; размещают накладку в форме, при этом внешнюю сторону сердцевины покрывают сначала или позже по меньшей мере одним верхним стеклянным слоем; отгибают края первого нижнего стеклянного слоя на накладку таким образом, что стеклянный слой прилегает к внешнему контуру накладки; закрывают форму крышкой; обжигают накладку, размещенную в форме, в сушильной камере для полимеризации стеклянного слоя; извлекают накладку, покрытую стеклянным слоем. Изобретение позволяет увеличить устойчивость накладки, которая используется в качестве переходной накладки на уровне крыла с фюзеляжем летательного аппарата. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Изобретение относится к усиленной накладке из композитного материала, позволяющей выдерживать удары и другие внешние воздействия. В частности, изобретение относится к накладке из композитного материала, которая предназначена для расположения на верхней поверхности крыла летательного аппарата с целью восстановления обтекаемого профиля в зоне крепления упомянутого крыла к фюзеляжу летательного аппарата. Изобретение также относится к способу усиления накладки из композитного материала.
Известно, что в настоящее время в различных областях некоторые детали, которые раньше выполнялись из металла, заменяются деталями из композитного материала, для уменьшения, в частности, общей массы устройства, снабженного одной или множеством таких деталей. Таким образом, в области авиастроения многочисленные детали, такие как балки, панели покрытия и т.д., отныне выполняются из композитного материала. Если это позволяет получить хорошие результаты с точки зрения конечной массы летательного аппарата, то детали из композитного материала могут иногда иметь недостаточную устойчивость к нагрузкам, которым они подвергаются, или вредным воздействиям внешней окружающей среды.
Это относится, в частности, к переходным накладкам, используемым на уровне зоны крепления крыла летательного аппарата к упомянутому фюзеляжу летательного аппарата и предназначенным для восстановления обтекаемого профиля несущей поверхности крыла в этой зоне крепления. Описание таких накладок из композитного материала, приведено в патенте FR 2 869 872. Переходная накладка из композитного материала располагается на верхней поверхности крыла и, таким образом, подвергается воздействию непогоды и других вредных внешних факторов. Переходная накладка, например, выполняется из полиметакрилимидного пеноматериала, который представляет собой жесткий и нетяжелый пеноматериал, что облегчает процесс обращения с ним, а также его установку на верхней поверхности плоскости крыла летательного аппарата.
Однако внешняя поверхность упомянутой накладки из композитного материала остается зернистой даже после нанесения одного или множества слоев защитной краски.
Кроме того, часто случается, что на накладке из композитного материала остаются следы и даже ей наносятся повреждения в момент крепления на несущей поверхности крыла летательного аппарата. Накладка очень часто оказывается искривленной от следов коленок специалистов-монтажников, банок для краски, используемой для покрытия накладок и т.д. Выступы, образованные на внешней поверхности накладки приводят к снижению аэродинамических характеристик летательного аппарата, что увеличивает, в частности, расход топлива упомянутого летательного аппарата.
Согласно изобретению предпринимаются попытки увеличить устойчивость накладки из композитного материала, такой, которая используется в качестве переходной накладки, на уровне соединения крыла с фюзеляжем летательного аппарата.
С этой целью в изобретении предлагается покрыть накладку из композитного материала одним или несколькими стеклянными слоями, который (которые) прилегает (прилегают) к внешнему контуру накладки. Стеклянные слои, предпочтительно, полимеризуются на центральной массе из композитного материала. Таким образом, независимо от формы накладки она полностью покрыта стеклянными слоями, которые сглаживают внешнюю поверхность и усиливают ее в отношении внешнего воздействия. В изобретении также предлагается способ усиления накладки, согласно которому упомянутую накладку из композитного материала, покрывают одним или несколькими стеклянными слоями. В способе, согласно изобретению, используется форма, которая способна выдерживать большие температуры и может быть демонтирована для высвобождения накладки после полимеризации стеклянных слоев на центральной массе из композитного материала.
Таким образом, объектом изобретения является накладка, предназначенная для крепления к верхней поверхности крыла летательного аппарата, отличающаяся тем, что она содержит сердцевину из композитного материала и, по меньшей мере, один стеклянный слой, покрывающий, по меньшей мере, частично внешнюю поверхность, или стенку, сердцевины из композитного материала.
Как это следует из примеров практической реализации накладки, согласно изобретению представляется возможным предусмотреть все или часть из следующих дополнительных характеристик:
- накладка содержит три наложенных друг на друга стеклянных слоя, образуя три последовательных слоя вокруг сердцевины из композитного материала;
- композитный материал, образующий сердцевину накладки, представляет собой полиметакрилимидный пеноматериал.
Изобретение также относится к способу усиления накладки из композитного материала, отличающемуся тем, что он содержит следующие этапы:
- располагают первый нижний стеклянный слоя в форме таким образом, что он покрывает дно формы, а выступающие края нижнего стеклянного слоя выступают с одной и другой стороны боковых стенок упомянутой формы;
- размещают накладку в форме, причем его внешняя сторона обращена наружу литейной формы;
- отгибают выступающие края нижнего стеклянного слоя на накладку таким образом, что стеклянный слой прилегает к внешнему контуру накладки;
- закрывают форму крышкой;
- обжигают накладку, размещенную в форме, в сушильной камере для полимеризации стеклянного слоя;
- извлекают накладку, покрытую стеклянным слоем.
Согласно примерам применения способа в соответствии с изобретением, представляется возможным предусмотреть все или часть из следующих дополнительных этапов:
- располагают второй нижний стеклянный слой в форме таким образом, чтобы покрыть первый нижний стеклянный слой; аналогично поступают с третьим нижним стеклянным слоем, который покрывает второй нижний стеклянный слой; выравнивают третий нижний стеклянный слой на уровне плоскости стыка; отгибают последовательно три нижних стеклянных слоя на внешнюю сторону накладки. В том случае, если размеры накладки и формы определенно больше размеров используемых полос стеклянных слоев, то используют несколько полос, которые располагаются прилегающими друг к другу в форме для образования заданного стеклянного слоя;
- покрывают внешнюю сторону накладки первым верхним стеклянным слоем перед размещением упомянутой накладки в форме. Таким образом, если размеры нижних стеклянных слоев не являются достаточными для покрытия всей поверхности сердцевины накладки, то внешнюю сторону упомянутой сердцевины покрывают одним или несколькими верхними стеклянными слоями, в то время как внутреннюю сторону и боковые стороны упомянутой сердцевины накладки покрывают нижними стеклянными слоями;
- обжигают накладку в сушильной камере, постепенно повышая температуру из расчета 2°C/мин до температуры выдержки 150°C±20°C; поддерживают температуру выдержки в течение двух часов ±15 минут;
- используют форму, содержащую дно, на котором установлены четыре боковых стенки, и съемная крышка; после этапа обжига снимают крышку и четыре боковых стенки формы для извлечения накладки, покрытой стеклянными слоями.
Изобретение станет лучше понятно после изучения нижеследующего описания и прилагаемых фигур чертежа. Они представлены для наглядности изобретения и не носят исключительно ограничительного характера.
Фигуры чертежа изображают:
фиг.1 - схематический вид первого примера накладки из композитного материала, которая может быть покрыта стеклянными слоями согласно изобретению;
фиг.2 - схематический вид второго примера накладки из композитного материала, которая покрыта стеклянными слоями согласно изобретению;
фиг.3A, 3B и 3C - увеличенные изображения сечения накладки, представленной на фиг.2, на уровне, соответственно, переднего кончика, центрального участка и заднего участка;
фиг.4 - схематический вид в поперечном сечении формы, используемой для практической реализации способа согласно изобретению;
фиг.5 - схематический вид в поперечном сечении формы согласно изобретению, в которой размещается накладка, предназначенная для его покрытия стеклянными слоями.
В примерах, описание которых приводится в дальнейшем, ссылка делается исключительно на переходные накладки, которые предназначены для закрепления на верхней поверхности крыла летательного аппарата для облегчения перехода соединения от средства крепления крыла на фюзеляже летательного аппарата к верхней поверхности упомянутого крыла. Понятно, что изобретение также может применяться для любых других видов накладки из композитного материала, независимо от ее размеров.
Такая переходная накладка может иметь длину, равную нескольким десяткам метров, и толщину, которая меняется на протяжении от одного конца накладки к другому. Под понятием «длина» понимается размер упомянутой накладки, проходящий параллельно продольной оси накладки. Под понятием «ширина» понимается размер накладки, проходящий вертикально относительно плоскости, в которой проходит накладка.
В дальнейшем под понятием «внешняя сторона» понимается сторона накладки, обращенная наружу формы, а под понятием «внутренняя сторона» - сторона накладки, контактирующая с дном формы. И наоборот, в процессе своего использования именно внешняя сторона накладки жестко соединена с верхней поверхностью крыла летательного аппарата, а внутренняя сторона подвергается воздействию внешних факторов.
На фиг.1 изображен первый пример накладки 1 из композитного материала, которая предназначена для крепления к верхней поверхности крыла летательного аппарата.
Накладка 1 содержит скошенный конец 2, второй конец 3, противоположный скошенному концу 2, являющийся прямым. Кроме того, как это показано в разрезе l-l, толщина E, e накладки 1 уменьшается по ширине. Под понятием «ширина» понимается размер накладки 1, проходящий поперек относительно продольной оси A накладки 1.
На фиг.2 изображен второй пример накладки 10, причем упомянутая накладка 10 имеет постоянную толщину, а ширина I, I' уменьшается на протяжении от первого конца 11 до второго конца 12, причем оба конца являются прямыми в отличие от скошенного конца.
Накладка 10 содержит сердцевину 13 из композитного материала, которая покрыта, по меньшей мере, одним стеклянным слоем, повышающим устойчивость накладки 10 к внешнему воздействию.
Благодаря способу согласно изобретению, любая накладка независимо от ее размеров, формы и т.д. может быть покрыта одним или несколькими стеклянными слоями.
Для этого в соответствии со способом согласно изобретению используется форма 100, изображенная на фиг.4.
Форма 100 содержит дно (или основание) 101, одна внутренняя сторона 102 которого предназначена для приема накладки 10. Под понятием «внутренняя сторона» 102 понимается сторона, размещенная во внутреннем объеме V формы 100. Упомянутая форма 100 содержит, кроме того, четыре боковых стенки 103 (на фиг.4 видны только две боковых стенки - левая и правая), причем упомянутые боковые стенки 103 являются съемными, что позволяет их отделять от дна 101. Форма 100 содержит, кроме того, крышку 104, которая может герметически закрываться на верхних концах 105 боковых стенок 103 для герметического закрывания внутреннего объема V формы 100.
Внутренний объем V формы 100 может принимать накладку 10.
В соответствии со способом согласно изобретению, сначала располагают первый нижний стеклянный слой 14 против внутренней стенки 102 дна 101 формы 100. Первый нижний стеклянный слой 14 прилегает к контуру формы 100, покрывая дно 102 и боковые стенки 103 до концов 105. Если быть более точным, то внешние края 15 первого нижнего стеклянного слоя 14 плотно прилегают к концам 105 боковых стенок 103. Первый нижний стеклянный слой 15 представляет собой слой, предназначенный для нахождения в контакте с внешней стороной относительно сердцевины пеноматериала 13, вокруг которой он располагается.
Далее укладывают второй нижний стеклянный слой 116, который покрывает первый нижний стеклянный слой 14. Выступающие края 17 второго нижнего стеклянного слоя 16 покрывают внешние выступающие края 15 первого нижнего стеклянного слоя 14.
Затем третий нижний стеклянный слой 18 размещают на втором нижнем стеклянном слое, который он покрывает.
Внешние выступающие края 19 третьего нижнего стеклянного слоя 18 выравнивают на уровне концов 105 боковых стенок 103 формы 100. Таким образом, удается избежать чрезмерного утолщения на внешней стороне 21 сердцевины 13 накладки 10, образуемого в результате складывания выступающих краев 15, 17, 19 стеклянных слоев 14, 16, 18 против упомянутой внешней стороны 21.
Таким образом, сердцевину 13 из композитного материала накладки 10 располагают во внутреннем объеме V формы 100 таким образом, что внутренняя сторона 20 упомянутой сердцевины 13 из композитного материала, располагается против внутренней стенки 102 дна 101 формы 100.
Согласно примеру, изображенному на фиг.5, внешняя сторона 21 сердцевины 13 из композитного материала была предварительно покрыта тремя верхними стеклянными слоями 22, наложенными один над другим. Это позволяет обеспечить герметичность на уровне сердцевины 103 накладки 10, гарантируя, что вся поверхность сердцевины 103 покрыта, по меньшей мере, одним стеклянным слоем. Действительно, если внешняя сторона 21 сердцевины 13 из композитного материала не покрыта своими собственными стеклянными слоями, то представляется возможным, если размеры нижних стеклянных слоев не являются достаточными, что центральный участок центральной части 13 угловой накладки 10 не будет покрыт после складывания нижних стеклянных слоев на внешней стороне сердцевины 13 накладки 10.
Понятно, что верхние стеклянные слои 22 могут быть расположены на внешней стороне 21 сердцевины 13 из композитного материала только после того, как она была уложена в форме 100, перед отгибом краев 19, 17, 15 нижних слоев 14, 16, 18 на упомянутую внешнюю сторону 21, даже после отгиба упомянутых краев 19, 17, 15 на упомянутую внешнюю сторону 21.
После размещения сердцевины 13 из композитного материала во внутреннем объеме V формы 100, к внешней стенке 21 сердцевины 13 отгибают внешние выступающие края 19 третьего нижнего стеклянного слоя 18, затем внешние выступающие края 17 второго нижнего стеклянного слоя 16 и, наконец, внешние выступающие края 15 первого нижнего стеклянного слоя 14.
Стеклянные слои 14, 16, 18, 22 укладываются, таким образом, на сердцевину 13 пеноматериала, повторяя ее контур.
Перед отгибом нижних стеклянных слоев 14, 16, 18 на внешнюю стенку 21 сердцевины 13 представляется возможным вырезать углы стеклянных слоев, или только некоторых из них, например, в 45°,для того, чтобы избежать чрезмерного нахлеста стеклянных слоев 14, 16, 18 друг на друга, которое может привести к вредному утолщению накладки.
Затем внутренний объем V формы 100 закрывают крышкой 104, которая жестко соединяется любыми средствами с боковыми стенками 103.
В последующем форму 100 размещают в сушильной камере и нагревают из расчета 2°C в минуту до 150°C, затем оставляют при такой температуре в течение двух часов.
Далее форму 100 извлекают из сушильной камеры и охлаждают путем естественной конвекции до 60°.
Форму 100 открывают для извлечения из нее накладки 10. Для этого боковые стенки 103 отсоединяют от дна 101 для того, чтобы иметь возможность легко вынуть накладку 10 из упомянутой формы 100.
На фиг.3A, 3B и 3C изображены различные сечения накладки 10, покрытой стеклянными слоями согласно изобретению. Понятно, что накладка 10 может быть покрыта большим или меньшим количеством стеклянных слоев в зависимости от толщины упомянутых слоев и предназначения накладки.
Таким образом, на фиг.3A изображен в продольном разрезе передний конец 12 накладки 10.
Три верхних стеклянных слоя 22 покрывают внешнюю стенку 21 сердцевины 13 из композитного материала накладки 10, предназначенной для крепления к верхней поверхности несущей поверхности крыла летательного аппарата. Три нижних стеклянных слоя 14, 16 и 18 повторяют внешний контур внутренней стенки 20 сердцевины 13 из композитного материала, предназначенной для выдерживания внешних вредных воздействий. На уровне этого конца 12 имеет место покрытие верхних слоев 22 нижними слоями 14, 16, 18, что позволяет обеспечить герметичность сердцевины 13 из композитного материала посредством защитного стеклянного покрытия.
На фиг.3B изображено продольное сечение накладки 10 в каком-либо месте упомянутой накладки 10.
Таким образом, можно увидеть три верхних слоя 22, покрывающих внешнюю сторону 21 сердцевины 13 накладки 10, а также три верхних слоя 14, 16, 18, покрывающих внутреннюю сторону 20 упомянутой сердцевины 13.
Согласно примеру, изображенному на фиг.3B, каждый рассматриваемый стеклянный слой 14, 16, 18, 22 образуется несколькими предварительно пропитанными тканевыми полосами, расположенными одна за другой в одной и той же плоскости. Разумеется, если используемые предварительно пропитанные тканевые полосы имеют достаточные размеры, то представляется возможным использовать одну на один слой. Однако, в случае накладки 10, имеющей большие размеры, использование нескольких предварительно пропитанных тканевых полос для образования заданного стеклянного слоя позволяет облегчить укладку в форму 100: чем манипулировать одной предварительно пропитанной тканевой полосой большого размера, располагаемой на дно 102 формы 100 и на боковые стенки 103 упомянутой формы 100 по всей длине упомянутой формы, лучше укладывать несколько небольших предварительно пропитанных тканевых полос, одну за другой, для покрытия всей внутренней поверхности формы 100.
На фиг.3С изображено поперечное сечение накладки 10 в каком-либо месте упомянутой накладки 10, показывающее сердцевину 13 из композитного материала, окруженную последовательностью стеклянных слои 14, 16, 18 и 22, образующих вокруг упомянутой сердцевины 13 герметичную защитную оболочку.
В частном случае переходные накладки предназначены для крепления к верхней поверхности крыла летательного аппарата, причем каждый стеклянный слой, предпочтительно, имеет толщину 0,22 мм±0,05 мм.

Claims (8)

1. Накладка (10), предназначенная для крепления к верхней поверхности крыла летательного аппарата, отличающаяся тем, что она содержит сердцевину (13) из композитного материала и, по меньшей мере, один нижний стеклянный слой (14, 16, 18), покрывающий по меньшей мере одну внутреннюю сторону сердцевины из композитного материала, и по меньшей мере один верхний стеклянный слой (22), покрывающий внешнюю сторону сердцевины из композитного материала, упомянутые стеклянные слои полностью покрывают внешнюю поверхность сердцевины из композитного материала.
2. Накладка по п.1, отличающаяся тем, что она содержит три стеклянных слоя (14, 16, 18, 22), наложенных друг на друга для образования трех последовательных слоев вокруг сердцевины из композитного материала.
3. Накладка по одному из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что сердцевина из композитного материала выполнена из полиметакрилимидного пеноматериала.
4. Способ усиления накладки (10) из композитного материала, отличающийся тем, что он содержит следующие этапы:
- располагают первый нижний стеклянный слой (14) в форме (100) таким образом, что он покрывает дно (102) формы, а выступающие края (15) нижнего стеклянного слоя выступают с одной и другой сторон боковых стенок (103) упомянутой формы;
- размещают накладку в форме, при этом внешнюю сторону (21) сердцевины покрывают сначала или позже по меньшей мере одним верхним стеклянным слоем (22);
- отгибают края первого нижнего стеклянного слоя на накладку таким образом, что стеклянный слой прилегает к внешнему контуру накладки;
- закрывают форму крышкой (104);
- обжигают накладку, размещенную в форме, в сушильной камере для полимеризации стеклянного слоя;
- извлекают накладку, покрытую стеклянным слоем.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что он содержит следующие дополнительные этапы:
- располагают второй нижний стеклянный слой (16) в форме таким образом, чтобы покрыть первый нижний стеклянный слой;
- аналогично поступают с третьим нижним стеклянным слоем (18), который покрывает второй нижний стеклянный слой;
- выравнивают третий нижний стеклянный слой на уровне плоскости стыка;
- отгибают три нижних стеклянных слоя последовательно на внешнюю сторону накладки.
6. Способ по п.4 или 5, отличающийся тем, что он содержит следующие дополнительные этапы:
- обжигают накладку в сушильной камере, постепенно повышая температуру из расчета 2°/мин до уровня температуры 150°C±20°C;
- поддерживают уровень температуры в течение 2 ч ±15 мин.
7. Способ по одному из пп.4 и 5, отличающийся тем, что он содержит следующие дополнительные этапы:
- используют форму, содержащую дно (102), на котором установлены четыре боковые стенки (103) и съемная крышка (104);
- после этапа обжига снимают крышку и четыре боковые стенки формы для извлечения накладки, покрытой стеклянными слоями.
8. Способ по п.6, отличающийся тем, что он содержит следующие дополнительные этапы:
- используют форму, содержащую дно (102), на котором установлены четыре боковые стенки (103) и съемная крышка (104);
- после этапа обжига снимают крышку и четыре боковые стенки формы для извлечения накладки, покрытой стеклянными слоями.
RU2010118319/05A 2007-10-11 2008-10-01 Усиленная накладка из композитного материала и способ усиления накладки из композитного материала RU2493013C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0758207A FR2922188B1 (fr) 2007-10-11 2007-10-11 Cale en materiau composite renforcee et procede de renforcement d'une cale en materiau composite
FR0758207 2007-10-11
PCT/FR2008/051770 WO2009053573A2 (fr) 2007-10-11 2008-10-01 Cale en materiau composite renforcee et procede de renforcement d'une cale en materiau composite

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010118319A RU2010118319A (ru) 2011-11-20
RU2493013C2 true RU2493013C2 (ru) 2013-09-20

Family

ID=39511289

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010118319/05A RU2493013C2 (ru) 2007-10-11 2008-10-01 Усиленная накладка из композитного материала и способ усиления накладки из композитного материала

Country Status (10)

Country Link
US (1) US8545958B2 (ru)
EP (1) EP2197670B1 (ru)
JP (1) JP2011500401A (ru)
CN (1) CN101835603A (ru)
AT (1) ATE512791T1 (ru)
BR (1) BRPI0818046A2 (ru)
CA (1) CA2702009A1 (ru)
FR (1) FR2922188B1 (ru)
RU (1) RU2493013C2 (ru)
WO (1) WO2009053573A2 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014058884A1 (en) 2012-10-09 2014-04-17 Reliant Worldwide Plastics, Llc Thermoplastic injection molded element with integral thermoplastic positioning system for reinforced composite structures
US9394052B2 (en) 2013-09-10 2016-07-19 Reliant Worldwide Plastics, Llc Tray table and method of manufacture
EP3137338A4 (en) 2014-05-02 2017-12-27 Reliant Worldwide Plastics, LLC Method and system for homogenous thermoplastic seat back assembly
WO2015195456A1 (en) 2014-06-16 2015-12-23 Reliant Worldwide Plastics, Llc Method and apparatus for composite thermoplastic arm rest assembly
WO2017070186A1 (en) 2015-10-23 2017-04-27 Reliant Worldwide Plastics, Llc Method and apparatus for a homogeneous thermoplastic leg support
WO2017079088A1 (en) 2015-11-04 2017-05-11 Reliant Worldwide Plastics, Llc Method and apparatus for a thermoplastic homogeneous failure module
US11008438B2 (en) * 2016-12-02 2021-05-18 Composite Technologies International, Llc Composition and method to form a composite core material
US11072904B2 (en) 2018-03-01 2021-07-27 Hubbell Incorporated Lightweight vault cover
CA3036247A1 (en) 2018-03-15 2019-09-15 Hubbell Incorporated Lightweight molded cover
CN112976605B (zh) * 2021-02-04 2022-06-28 哈尔滨玻璃钢研究院有限公司 一种低成本双翻边法兰结构的成型方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3499622A (en) * 1967-03-22 1970-03-10 Sud Aviat Soc Nationale De Con Junctions between the fuselage and wings of an aircraft
US4470862A (en) * 1982-05-27 1984-09-11 United Technologies Corporation Manufacture of fiber reinforced articles
WO2003072647A1 (de) * 2002-02-28 2003-09-04 Röhm GmbH & Co. KG Polymethacrylimid-schaumstoffe mit verminderter entflammbarkeit sowie verfahren zur herstellung
RU2224655C2 (ru) * 1998-04-17 2004-02-27 Санкисс Аэронотик Способ получения, ремонта или реконструкции изделия с использованием композиционного элемента или композиционного материала
FR2869872A1 (fr) * 2004-05-04 2005-11-11 Airbus France Sas Cale de transition entre un moyen de fixation d'une aile sur un fuselage d'un aeronef et ladite aile, et aeronef comportant une telle cale.

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5112663A (en) * 1991-04-22 1992-05-12 General Dynamics Corporation, Convair Division Method of manufacturing composite structures
US5679432A (en) * 1994-05-09 1997-10-21 Benchmark Foam, Inc. Multi-layer laminate structure
ES2277715B1 (es) * 2004-12-31 2008-05-16 Airbus España, S.L. Tapa reforzada para escotaduras en un contorno aerodinamico.

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3499622A (en) * 1967-03-22 1970-03-10 Sud Aviat Soc Nationale De Con Junctions between the fuselage and wings of an aircraft
US4470862A (en) * 1982-05-27 1984-09-11 United Technologies Corporation Manufacture of fiber reinforced articles
RU2224655C2 (ru) * 1998-04-17 2004-02-27 Санкисс Аэронотик Способ получения, ремонта или реконструкции изделия с использованием композиционного элемента или композиционного материала
WO2003072647A1 (de) * 2002-02-28 2003-09-04 Röhm GmbH & Co. KG Polymethacrylimid-schaumstoffe mit verminderter entflammbarkeit sowie verfahren zur herstellung
FR2869872A1 (fr) * 2004-05-04 2005-11-11 Airbus France Sas Cale de transition entre un moyen de fixation d'une aile sur un fuselage d'un aeronef et ladite aile, et aeronef comportant une telle cale.

Also Published As

Publication number Publication date
ATE512791T1 (de) 2011-07-15
JP2011500401A (ja) 2011-01-06
FR2922188B1 (fr) 2010-04-23
US8545958B2 (en) 2013-10-01
EP2197670A2 (fr) 2010-06-23
US20100276542A1 (en) 2010-11-04
CA2702009A1 (fr) 2009-04-30
RU2010118319A (ru) 2011-11-20
WO2009053573A2 (fr) 2009-04-30
BRPI0818046A2 (pt) 2015-03-31
WO2009053573A3 (fr) 2009-06-25
EP2197670B1 (fr) 2011-06-15
FR2922188A1 (fr) 2009-04-17
CN101835603A (zh) 2010-09-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2493013C2 (ru) Усиленная накладка из композитного материала и способ усиления накладки из композитного материала
US20210324830A1 (en) Modular wind turbine blades
EP2886311B1 (en) Three-dimensional reuseable curing caul for use in curing integrated composite components and method of making the same
CN103732381B (zh) 用于制造波纹状细长复合结构的压缩器和使用压缩器制作复合加强件的方法
CA2864465C (en) Direct mold for rotor blades for wind turbines
CN103391840B (zh) 用于飞机或航天器的连接器及连接器的制造方法
CN103921450B (zh) 一种翼身融合蜂窝夹芯复合材料蒙皮的制造方法
RU2469854C2 (ru) Способ изготовления монолитной структуры крыла с цельным профилем
US7402269B2 (en) Environmentally stable hybrid fabric system for exterior protection of an aircraft
RU2415051C2 (ru) Дверь герметической кабины летательного аппарата, выполненная из волокнистого композиционного материала
Sorrentino et al. Design and manufacturing of an isogrid structure in composite material: Numerical and experimental results
US20130340252A1 (en) Method for manufacturing wind turbine blades, blades for propellors, wings, or similar structures, and structure in the form of a blade obtained by means of this procedure
CN104411480A (zh) 具有倒圆的腹板端部的t型纵梁及其制造方法
CN102056730A (zh) 制造涡轮叶片半部的方法、涡轮叶片半部、制造涡轮叶片的方法和涡轮叶片
US9067371B2 (en) Wrinkle control method and tool therefor
US9248586B2 (en) Moulding tool for producing a composite material part using a flexible preform composed of a skin and profiled preforms firmly attached to said skin
JPS63291797A (ja) 航空機胴体の開口部カバー部材及びその製造方法
CN108136696A (zh) 形成复合表层加强件组件的方法和设备
EP3653371B1 (en) Method for manufacturing a multi-ribbed wing box made of composite material with integrated stiffened panels
US20120023727A1 (en) Tools For Manufacturing A Composite Panel, In Particular Of An Aircraft Fuselage
ES2378682A1 (es) Método de fabricación de larguerillos con forma de "t" para un avión y herramienta de curado usada en el mismo.
CN104428127A (zh) 自加强复合面板及其制造方法
US7981241B2 (en) Method for forming a feature in a piece of composite material
US20080233344A1 (en) Airplane component as well as method for manufacturing an airplane component
CA2659448A1 (en) Wing panel structure

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20130128

FZ9A Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal)

Effective date: 20130207

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20181002