RU2514747C2 - Усиленные элементы жесткости и способ их изготовления - Google Patents

Усиленные элементы жесткости и способ их изготовления Download PDF

Info

Publication number
RU2514747C2
RU2514747C2 RU2010149945/05A RU2010149945A RU2514747C2 RU 2514747 C2 RU2514747 C2 RU 2514747C2 RU 2010149945/05 A RU2010149945/05 A RU 2010149945/05A RU 2010149945 A RU2010149945 A RU 2010149945A RU 2514747 C2 RU2514747 C2 RU 2514747C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
composite
insert
layer
fabric
channels
Prior art date
Application number
RU2010149945/05A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010149945A (ru
Inventor
Лайл Р. ДЕОБАЛД
Джон Д. МОРРИС
Карл Б. ЛИ
Джеффри Л. МАРКО
Марк С. ИДЕН
Кристофер Г. ХАРРИС
Original Assignee
Зе Боинг Компани
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 Зе Боинг Компани filed Critical Зе Боинг Компани
Publication of RU2010149945A publication Critical patent/RU2010149945A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2514747C2 publication Critical patent/RU2514747C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/0003—Producing profiled members, e.g. beams
    • B29D99/0005—Producing noodles, i.e. composite gap fillers, characterised by their construction
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • 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
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/22—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure
    • 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
    • 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
    • B32B3/04—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 characterised by at least one layer folded at the edge, e.g. over another layer ; characterised by at least one layer enveloping or enclosing a material
    • 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
    • B32B3/08—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 characterised by added members at particular parts
    • 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
    • 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
    • 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
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/001—Profiled members, e.g. beams, sections
    • 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
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • 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
    • 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
    • Y10T428/19—Sheets or webs edge spliced or joined
    • Y10T428/192—Sheets or webs coplanar
    • Y10T428/197—Sheets or webs coplanar with noncoplanar reinforcement
    • 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.]
    • Y10T428/24174—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including sheet or component perpendicular to plane of web or sheet
    • 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.]
    • Y10T428/24174—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including sheet or component perpendicular to plane of web or sheet
    • Y10T428/24182—Inward from edge of web or sheet

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к композитному элементу жесткости, изготовленному с использованием заготовки из слоистой однонаправленной композитной ленты. Элемент жесткости содержит полость, которую усиливают вставкой, оборачиваемой монтажным клеем. Поверхности заготовок, окружающих полость, содержат слой композитной ткани, которую соединяют со вставкой посредством клеящего слоя и таким образом увеличивают прочность элементов жесткости в районе полости и повышают прочность на отрыв элемента жесткости. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 18 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к композитным структурам, в частности к технологиям усиления многокомпонентных композитных элементов жесткости для повышения их прочности на отрыв.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Различные легкие композитные балки и элементы жесткости применяют в транспортных средствах, в частности в самолетах, для поддержки или усиления таких элементов, как крылья и секции фюзеляжа. Например, элементы жесткости, которые имеют двутавровое сечение, могут использоваться для придания жесткости консоли крыла, образуя часть конструкции крыла. Эти легкие элементы жесткости с двутавровым сечением обычно выполнены из листов графитовой волокнистой ленты, которые демонстрируют относительно высокую осевую жесткость, но относительно низкую межслойную прочность, в частности в месте пересечения стенки и основания и/или крышки.
Элементы жесткости с двутавровым сечением могут быть изготовлены с использованием двух предварительно сформированных швеллеров, у которых соединение полок со стенкой имеет скругленную форму. Из-за этого округления в месте пересечения основания и крышки со стенкой формируется полость, или скругленная область, соответствующая вставке, в которой может быть расположена вставка для усиления элемента жесткости в этой области. Элемент жесткости должен обладать достаточной прочностью на отрыв в указанной скругленной области для сопротивления растягивающим нагрузкам, действующим на элемент жесткости при таком применении. Достижение необходимой прочности на отрыв может быть реализовано увеличением размеров элемента жесткости, в результате чего увеличивается вес самолета. В другом варианте к элементам жесткости могут быть добавлены скругленные уголки, увеличивающие прочность на отрыв, но они также нежелательно увеличивают вес самолета.
Соответственно, существует потребность в элементе жесткости, конструкция которого обеспечивает повышенную прочность на отрыв в зоне вблизи указанной скругленной области и не увеличивает существенно вес элемента жесткости.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В приведенных вариантах реализации предложен элемент жесткости, выполненный из слоистой композитной ленты, которая усилена в скругленной области, соответствующей вставке, посредством по меньшей мере одного слоя композитной ткани и вставки, обернутой клеящим слоем. Увеличенная прочность композитной ткани и нанесенный клеящий слой усиливают элемент жесткости, что приводит к повышению прочности на отрыв как при начальной, так и при максимальной разрушающих нагрузках. Приведенные варианты реализации могут использоваться для изготовления усиленных элементов жесткости в различных областях техники, включая, например, прикрепление ребер к крышкам стрингеров, применяемых в авиационной технике и пр.
Согласно одному из приведенных вариантов реализации, композитный элемент жесткости содержит первый, второй и третий компоненты, выполненные из слоистой композитной ленты, причем первый и второй компоненты образуют стенку и пару полок, проходящих от стенки, третий компонент соединен с полками и проходит по существу в поперечном направлении относительно стенки, а первый, второй и третий композитные компоненты пересекаются с образованием полости. Элемент жесткости дополнительно содержит вставку, расположенную в полости и по существу заполняющую ее; по меньшей мере один слой композитной ткани, расположенный в области каждого компонента, соответствующей вставке; и клеящий слой, обернутый вокруг вставки и соединяющий ее с указанной композитной тканью. Для увеличения прочности элемента жесткости композитная ткань и клеящий слой могут частично выходить за пределы стенки и проходить вдоль полки в обоих направлениях.
Согласно еще одному приведенному варианту реализации, композитный элемент жесткости содержит пару соединенных композитных швеллеров, каждый из которых содержит стенку; полки, проходящие от стенки, и скругленные части, расположенные между стенкой и каждой из полок; основание, соединенное с полками и проходящее по существу в поперечном направлении относительно стенки, при этом скругленные части швеллеров и основание образуют по меньшей мере одну скругленную область, соответствующую вставке; усиливающий компонент, вставленный в указанную область; слой композитной ткани, покрывающий скругленные части швеллеров и основание; и клеящий слой, обернутый вокруг вставки и соединяющий ее со слоем композитной ткани. В одном из вариантов реализации слой композитной ткани может содержать плетеные двунаправленные усиливающие волокна, которые могут содержать графит. Вставка может быть выполнена как однонаправленная композитная лента, композитный слоистый материал, компонент, содержащий ткань и ленту, или титановый компонент. Клеящий слой может содержать слой монтажного клея, обернутый вокруг вставки. В одном из вариантов реализации клеящий слой может выходить за пределы указанной скругленной области в слои, расположенные на стыке между швеллерами и на стыке между основанием и каждой из полок.
Согласно приведенному варианту реализации способа, при изготовлении композитного элемента жесткости формируют пару композитных швеллеров, каждый из которых содержит полку и скругленную часть, с использованием композитной волокнистой ленты; располагают слой композитной волокнистой ткани на скругленной части каждого из указанных швеллеров; формируют основание с использованием композитной волокнистой ленты; располагают слой композитной волокнистой ткани по меньшей мере на части основания; располагают клеящий слой вокруг вставки; собирают указанные швеллеры и основание; располагают вставку и клеящий слой в скругленной области, соответствующей вставке и образованной скругленными частями указанных швеллеров и основанием; и отверждают указанную сборку.
Согласно еще одному варианту реализации способа, при изготовлении усиленного композитного элемента жесткости образуют композитную структуру, содержащую стенку и пару полок, проходящих в противоположных направлениях от стенки, накладывают слой композитной ткани на слои слоистой композитной ленты в области между стенкой и полками, соединяют поверхность крышки с полками, накладывают слой композитной ткани на указанную поверхность крышки, располагают усиливающую вставку между стенкой, полками и крышкой, и применяют клеящий слой для соединения указанной вставки со слоями композитной ткани, расположенными в композитной структуре и в крышке.
В одном из вариантов реализации композитный элемент жесткости содержит
пару соединенных композитных швеллеров, каждый из которых содержит стенку, полки, проходящие от стенки, и скругленные части, расположенные между стенкой и каждой из полок;
основание, соединенное с полками и проходящее по существу в поперечном направлении относительно стенки, при этом скругленные части швеллеров и основание образуют по меньшей мере одну скругленную область, соответствующую вставке;
усиливающий компонент, вставленный в указанную область;
слой композитной ткани, покрывающий скругленные части швеллеров и основание; и
клеящий слой, обернутый вокруг вставки и соединяющий ее со слоем композитной ткани.
В еще одном варианте реализации каждый из композитных швеллеров и основание содержат слои композитной ленты, нанесенные друг на друга и содержащие однонаправленные усиливающие волокна.
В еще одном варианте реализации слой композитной ткани содержит плетеные двунаправленные усиливающие волокна.
В еще одном варианте реализации указанные двунаправленные усиливающие волокна выполнены из графита.
В одном из вариантов реализации вставка выполнена как
однонаправленная композитная лента,
композитный слоистый материал,
компонент, содержащий ткань и ленту,
титановый компонент.
В еще одном варианте реализации слой композитной ткани содержит три композитных накладки на каждом из швеллеров и основании соответственно.
В еще одном варианте реализации клеящий слой содержит слой монтажного клея, обернутый вокруг вставки.
В одном из вариантов реализации клеящий слой выходит за пределы указанной скругленной области в слои, расположенные на стыке между швеллерами и на стыке между основанием и каждой из полок.
В еще одном варианте реализации швеллеры имеют поперечное сечение по существу П-образной формы.
Согласно одному из вариантов реализации способа изготовления усиливающего композитного элемента жесткости,
образуют композитную структуру, содержащую стенку и пару полок, проходящих в противоположных направлениях от стенки, накладывают слой композитной ткани на слои слоистой композитной ленты в области между стенкой и полками,
соединяют поверхность крышки с полками,
накладывают слой композитной ткани на указанную поверхность крышки,
располагают усиливающую вставку между стенкой, полками и крышкой, и
применяют клеящий слой для соединения указанной вставки со слоями композитной ткани, расположенными на композитной структуре и на крышке.
В одном из вариантов реализации способа
образование композитной конструкции включает формирование первого и второго швеллеров из слоев слоистой ленты и
наложение слоя композитной ткани на слои слоистой композитной ленты включает наложение накладок из композитной ткани на выбранные части первого и второго швеллеров.
В еще одном варианте реализации способа дополнительно
располагают слой композитной ткани на лицевых поверхностях первого и второго швеллеров,
располагают клеящий слой между слоями композитной ткани на лицевых поверхностях первого и второго швеллеров и
присоединяют друг к другу первый и второй швеллеры лицевыми поверхностями.
В еще одном варианте реализации способа при применении клеящего слоя для соединения усиливающей вставки со слоями композитной ткани ее обертывают слоем монтажного клея.
В одном из вариантов реализации способа изготовления усиливающего композитного элемента жесткости, применяемого в авиационной технике,
образуют многослойные пакеты однонаправленной композитной ленты,
формируют из указанных пакетов первый и второй швеллеры, крышку и основание,
собирают из швеллеров, крышки и основания структуру с двутавровым сечением, имеющую стенку и пару полок, расположенных на каждом из концов стенки,
накладывают композитную ткань на поверхности швеллеров, крышки и основания в частях, образующих скругленную область, соответствующую вставке, в месте пересечения стенки с крышкой и основанием,
оборачивают усиливающую вставку монтажным клеем,
располагают усиливающую вставку и клеящий слой в указанной область и
отверждают указанную сборку.
В еще одном варианте реализации композитный элемент жесткости, применяемый в авиационной технике, содержит:
структуру с двутавровым сечением, выполненную из слоистой композитной ленты, содержащую стенку, первый и второй наборы полок, расположенных на каждом из концов стенки, причем указанная структура содержит пару швеллеров, основание и крышку, швеллеры содержат скругленные части, расположенные между стенкой и полками, и присоединены друг к другу лицевыми поверхностями с формированием стенки, крышка соединена с первым набором полок, основание соединено со вторым набором полок, а крышка и основание пересекают стенку в районе скругленных частей с образованием скругленной области, соответствующей вставке, а элемент жесткости дополнительно содержит
слой композитной ткани, покрывающий части структуры с двутавровым сечением и образующий указанную скругленную область;
усиливающую вставку, расположенную в указанной скругленной области; и
клеящий слой, расположенный вокруг вставки и соединяющий вставку с композитной тканью в указанной скругленной области.
Другие отличительные особенности, положительные эффекты и преимущества приведенных вариантов реализации станут очевидными из следующего далее описания вариантов реализации, рассмотренных со ссылками на сопровождающие чертежи, и формулы изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
На фиг.1 показан вид с торца усиленного элемента жесткости согласно приведенным вариантам реализации.
На фиг.2 показан вид сбоку усиленного элемента жесткости, показанного на фиг.1.
На фиг.3 показан разрез, демонстрирующий усиленный элемент жесткости, соединенный с обшивкой.
На фиг.4 показана схема, иллюстрирующая отрывающие силы, действующие на элемент жесткости, показанный на фиг.1.
На фиг.5 показано увеличенное изображение области, обозначенной как "А" на фиг.4.
На фиг.6 показан покомпонентный разрез одного из концов элемента жесткости, показанного на фиг.1.
На фиг.7 показан разрез по линии 7-7 на фиг.6.
На фиг.8 показан вид, аналогичный виду, показанному на фиг.6, но демонстрирующий компоненты в сборке.
На фиг.9-11 показаны шаги технологического процесса, содержащего расположение клеящего слоя; установку вставки в скругленную область элемента жесткости, показанного на фиг.1.
На фиг.12 показан разрез одного из концов элемента жесткости, выполненного по еще одному варианту реализации.
На фиг.13 показан перспективный вид устройств, используемых для наложения локальных тканевых накладок, применяемых в способе для изготовления элемента жесткости, показанного на фиг.1.
На фиг.14 показан вид сбоку устройств, показанных на фиг.13, после их сжатия вместе.
На фиг.15 показан вид сверху устройств, показанных на фиг.14.
На фиг.16 показана блок-схема способа изготовления усиленного элемента жесткости.
На фиг.17 показана блок-схема жизненного цикла самолета.
На фиг.18 показана структурная схема самолета.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Как показано на фиг.1, 2 и 3, усиленный элемент жесткости, обозначенный номером 20 на всех чертежах, имеет по существу двутавровое сечение и может быть использован в различных областях техники в качестве несущего элемента и/или для придания жесткости деталям конструкции. Например, в авиационном крыле элемент жесткости 20 может использоваться для придания жесткости консоли крыла (не показана) или другому компоненту крыла (не показан) или для придания жесткости обшивке 38, образующей часть секции фюзеляжа (не показан), и пр.
Элемент жесткости 20 по существу содержит пару швеллеров (П-образных профилей) 22, 24, расположенных стенка к стенке, крышку 26 и основание 28. Швеллеры 22, 24, крышка 26 и основание 28 могут быть выполнены из усиленной композитной ленты, в которой усиливающие волокна ориентированы однонаправленно и удерживаются в синтетической матрице, такой как матрица, содержащая эпоксидную смолу, и пр. Швеллеры 22, 24 соответственно содержат стеночные части 34а, 34b и пару противоположных полок 30, 32, обращенных друг к другу и расположенных на каждом конце стеночных частей 34а, 34b. Стеночные части 34а, 34b соединены друг с другом с образованием стенки 34. Каждая из частей 34а, 34b переходит в направлении к одной из полок 30, 32 через скругления 35. Крышка 26 и основание 28 соединены с внешними поверхностями полок 30, 32 соответственно. Из-за наличия округлений 35 каждое их пересечение с крышкой 26 и основанием 28 образует по существу треугольную полость 37. Полости 37, которые также в данном описании называются скругленные области, соответствующие вставке, заполнены продолговатой усиливающей вставкой 36, также известной как "лапша", поперечное сечение которой имеет форму, по существу соответствующую по существу треугольному поперечному сечению полостей 37.
Вставки 36 могут быть изготовлены из различных материалов, совместимых с материалами швеллеров 22, 24, крышки 26 и основания 28, но обычно могут содержать однонаправленную композитную ленту; композитный слоистый материал; компонент, содержащий ткань и ленту; и титановый компонент, прошедший механическую обработку. Вставки 36 используются для более равномерного распределения и передачи нагрузки между стенкой 34, основанием 28 и крышкой 26.
Как показано на фиг.3, в некоторых случаях может быть использована другая форма элемента жесткости 20а, в данном случае крышка 26 или основание 28 выполнены как элемент конструкции, к которой может быть присоединен элемент жесткости 20а, в приведенном примере он представляет собой обшивку 38. Соответственно, в этом примере скругленная область 37 образована округлениями 35 и внутренней поверхностью 39 обшивки 38.
На фиг.4 и 5 показаны типичные растягивающие силы, действующие на элемент жесткости 20. Растягивающая сила, обозначенная стрелкой 40, действующая через стенку 34, вызывает возникновение силы реакции опоры, обозначенной стрелками 42 и перпендикулярной плоскости пластины, образованной полками 32 и основанием 28. Из-за наличия скругленной области 37 противодействующие силы 42 могут привести к отслоению или отрыву указанной пластины и зоны вблизи скругленной области 37. Поэтому желательно, чтобы вставки 36 максимально способствовали усилению зоны вблизи скругленной области 37 и таким образом увеличивали прочность на отрыв элемента 20 жесткости.
Как показано на фиг.6, 7 и 8, прочность на отрыв элемента жесткости 20 может быть увеличена путем использования слоя композитной ткани 48 в зоне вблизи скругленной области 37, а также расположения на всех сторонах вставки 36 клеящего слоя 46. Хотя может быть достаточным использование одного слоя ткани 48, в некоторых случаях может быть желательным или предпочтительным использование более одного слоя ткани 48. Ткань 48 может содержать группы плетеных или вязаных волокон, пересекающих друг друга и, таким образом, обеспечивающих осевую жесткость более чем в одном направлении, а именно в направлениях их ориентации. Напротив, волокна в ленте 50, образующие слои основания 44, ориентированы в одном направлении и таким образом могут обеспечивать высокую осевую жесткость только в направлении своей ориентации. Кроме того, слой ткани 48 может обеспечивать дополнительную жесткость благодаря тому, что волокна в ткани 48 структурно связанны или переплетены вместе путем тканья или вязания. Слой ткани 48 может содержать, например, но без ограничения углеродные или графитовые волокна, ориентация которых при тканье или вязке составляет от 0°(±45°) до 90°(±45°), хотя возможны и другие варианты ориентации в двух направлениях. Матрица, использованная в слое ткани 48, может быть эпоксидной смолой или другим подходящим известным композитным материалом. Клеящий слой 46 может содержать, например, но без ограничения монтажный клей на основе эпоксидной смолы. Как более подробно описано ниже, во время обработки клеящий слой 46 может иметь тенденцию к пропитыванию слоя ткани 48 и таким образом обеспечивать более прочное соединение между вставкой 36, швеллерами 22, 24 и основанием 28. Это усиленное соединение увеличивает прочность элемента жесткости 20 в зоне вблизи скругленной области 37, что в свою очередь может увеличить прочность на отрыв элемента жесткости 20.
Как указано выше, швеллеры 22, 24, крышка 26 и основание 28 (фиг.1-3) выполнены из слоев 44 (фиг.7) усиленных однонаправленных волокон, выполненных в форме ленты 50. Как более подробно описано далее, верхний слой ткани 48 может покрывать всю сторону швеллеров 22, 24, крышку 26 и основание 28 или может содержать накладку, расположенную только вдоль части длины вставки 36 при необходимости минимизировать вес элемента жесткости 20. Сочетание слоев ткани 48 и клеящего слоя 46 может увеличить прочность на линии потенциального расслоения, проходящей вокруг усиливающего элемента 36, благодаря чему образовывается жесткая секция, имеющая Т-образное поперечное сечение и расположенная в противоположных концах стенки 34. В некоторых случаях, для уменьшения пиковой растягивающей силы в области округления 35 может быть предпочтительным увеличение радиуса "R" (фиг.6) округления 35, что приводит к еще большему повышению прочности на отрыв элемента жесткости 20.
Приведенные варианты реализации предпочтительно могут быть использованы для изготовления элементов жесткости, имеющих не только двутавровые сечения, а также такие сечения, как тавровое, сечение в форме буквы "J" или иную геометрию поперечного сечения в области, в которой крышка или основание пересекают области округления и образуют полости, требующие применения вставок и повышения прочности на отрыв.
На фиг.9-11 показан способ нанесения на вставку 36 клеящего слоя 46 и расположения вставки 36 в указанной скругленной области 37. Как показано на фиг.9, слой, который может представлять собой лист клеящего слоя 46, располагают в указанной скругленной области 37, причем один край листа клеящего слоя 46 проходит от точки касания 62а, расположенной на одной из полок 30. Затем лист, образующий клеящий слой 46, вдавливают в указанную скругленную область 37 до достижения другой точки касания 62b, после чего остальную часть клеящего слоя 46 располагают на другой полке 32, перекрывая третью точку касания 62с. Ширина листа, образующего клеящий слой 46, должна быть такой, чтобы оставался участок 64, по меньшей мере равный или превышающий ширину вставки 36. Оставшийся участок 64 клеящего слоя 46 оборачивают поверх вставки 36, как показано на фиг.11, а остальную лишнюю часть листа (не показана) отрезают.
После того как вставка 36 будет полностью обернута клеящим слоем 46, крышку 26 (или основание 28) перемещают в направлении стрелок 54 до контакта с полкой 30 (или 32) и вставкой 36, при этом указанные части собирают вместе с использованием комплекта инструментов (не показаны) для сжатия и отверждения элемента жесткости 20, как описано более подробно далее. Во время процесса отверждения клеящий слой 46 частично пропитывает слои ткани 48, создавая прочную поверхностную связь между вставкой 36 и швеллерами 22, 24, основанием 28 и крышкой 26. Как указано выше, в некоторых случаях слой композитной ткани 48 и клеящий слой 46 могут быть нанесены по всей длине элемента жесткости 20, тогда как в других случаях ткань 48 и клеящий слой 46 могут быть нанесены лишь вдоль части длины элемента жесткости 20, например в тех случаях, когда на элемент жесткости 20 действуют особенно высокие растягивающие нагрузки.
Как показано на фиг.12, в некоторых случаях может быть желательным нанесение клеящего слоя 46 за пределами точек касания 62 (фиг.9), с продолжением в области 56, 58 и 60 стыка между швеллерами 22, 24 и основанием 28 (или крышкой 26). Эти расширенные области клеящего слоя 56, 58 и 60 связывают непосредственно обращенные друг к другу слои ткани 48 и могут дополнительно усилить элемент жесткости 20 в указанной скругленной области 37 и таким образом дополнительно повысить его прочность на отрыв.
На фиг.13-15 показан способ и соответствующий набор устройств, который может быть использован для изготовления элементов жесткости 20, в которых слои ткани 48 расположены локально, т.е. являются накладками. Швеллеры 22, 24 могут быть выполнены по технологии вакуумного формования на паре устройств 62, 64. Затем накладки из композитной ткани 48а, 48b соответственно располагают в соответствующих областях поверх соответствующих швеллеров 22, 24, как показано на фиг.13. В некоторых случаях может быть желательным небольшое смещение тканевых накладок 48а, 48b относительно друг друга. Например, как показано на фиг.13, глубина "х" накладки 48а, расположенной поверх части стенки 34а, меньше глубины тканевой накладки 48b. Схожим образом, как показано на фиг.14, накладки 48а, 48b смещены в направлении длины на расстояние "Z".
После расположения накладок 48а, 48b поверх сформированных швеллеров 22, 24 устройства 62, 64 сжимают друг с другом, тем самым обеспечивая контакт частей стенки 34а, 34b поверхность к поверхности. В этот момент, как показано на фиг.14, вставку 36 с нанесенным на нее клеем располагают в указанной скругленной области 37, после чего третью тканевую накладку 48 с располагают поверх вставки 36 с перекрытием тканевых накладок 48а, 48b. В этом примере клеящий слой 48 расположен вокруг лишь части вставки 36, однако в других случаях клеящий слой 48 может проходить по всей длине вставки 36. Наконец, могут быть установлены основание 28 и крышка 26, а затем собранная сборка может быть упакована в вакуумную упаковку и перенесена в автоклав (не показан) для уплотнения и отверждения.
На фиг.16 показан способ 88 и этапы изготовления усиленного элемента жесткости 20 согласно способу. На этапе 70 формируют вставку 36 с использованием любой из известных технологий композитной обработки. На этапе 72 на вставку 36 наносят клеящий слой 46, что может быть выполнено путем оборачиванием клеящего слоя 46 вокруг каждой стороны вставки 36.
На этапе 74 образуют пакет слоев, укладывая стопкой слои композитной ленты, предварительно пропитанные связующим веществом посредством соответствующих инструментов, как показано на подэтапе 76, после чего на подэтапе 78 слой композитной ткани 48 располагают поверх стопки слоев указанной ленты. Затем на этапе 80 из пакета слоев формируют швеллеры 22 или 24, применяя технологию вакуумного формования или другую технологию.
Затем, в тех случаях, в которых клеящий слой 48 нанесен за пределами границ усиливающего элемента 36 (как показано на фиг.12), на заготовки швеллеров 22, 24 также может быть нанесен дополнительный клеящий слой 56, 58, 60, как показано на этапе 82.
Затем, на этапе 84, заготовки швеллеров 22, 24 и покрытую клеящим слоем вставку 36 соединяют в пакет слоев, применяя соответствующие устройства. На этапе 86 пакет слоев уплотняют и отверждают для окончательного образования элемента жесткости 20.
Варианты реализации, приведенные в описании, могут найти широкое практическое применение, в частности в транспортной промышленности, включая, например, космическую, морскую и автомобильную промышленность. Таким образом, как показано на фиг.17 и 18, варианты реализации настоящего изобретения могут быть использованы в ходе жизненного цикла самолета 90, как показано на фиг.17, и самолета 92, как показано на фиг.18. Во время подготовки производства примерный способ 90 может содержать проектирование 94 самолета 92 и материальное снабжение 96. Во время изготовления осуществляют производство компонентов сборочных узлов 98 и сборку 100 самолета 92. После этого самолет 92 может пройти сертификацию и доставку 102 перед сдачей в эксплуатацию 104. Во время эксплуатации клиентом самолета 92 планируется этап 106 планового технического обеспечения и обслуживания (которое также может включать модернизацию, перенастройку, переоборудование и так далее).
Каждый из процессов способа 90 может быть осуществлен или выполнен системотехническим предприятием, третьей стороной и/или оператором (например заказчиком). По замыслу этого описания системотехническое предприятие может включать, без ограничения, любое количество авиационных производителей и основных системных субподрядчиков; третья сторона может включать, без ограничения, любое количество продавцов, субподрядчиков и поставщиков; а оператор может быть авиакомпанией, лизинговой компанией, военным ведомством, обслуживающей организацией и т.д.
Как показано на фиг.18, самолет 92, изготовленный примерным способом 90, может содержать планер 108 с системами 110 и внутреннюю частью 112. Примеры систем высокого уровня 110 включают по меньшей мере одну двигательную установку 114, электрическую систему 116, гидравлическую систему 118 и систему 120 искусственного климата. Также сюда может быть включено любое количество других систем. Хотя здесь приведен пример из аэрокосмической отрасли, принципы настоящего изобретения могут быть применены к другим отраслям промышленности, таким как морская и автомобильная отрасли.
Системы и способы, описанные здесь, могут быть применены во время любого по меньшей мере одного этапа жизненного цикла 90. Например, компоненты и сборочные узлы, соответствующие этапу жизненного цикла 98, могут быть изготовлены или произведены способом, аналогичным способу изготовления компонентов и сборочных узлов, изготовленным во время обслуживания самолета 92. Кроме того, по меньшей мере один вариант реализации устройства, вариант реализации способа или их комбинация могут быть применены на этапах жизненного цикла 98 и 100, например для существенного ускорения сборки или снижения стоимости самолета 92. Схожим образом по меньшей мере один вариант реализации устройства, вариант реализации способа или их комбинация могут быть применены во время обслуживания самолета 92, например, но без ограничения на этапе 106 планового технического обеспечения и обслуживания.
Хотя варианты реализации настоящего изобретения описаны здесь в отношении конкретных примеров вариантов реализации, следует подразумевать, что эти варианты реализации приведены лишь в иллюстративных целях и не являются ограничениями, а специалистами могут быть внесены другие изменения.

Claims (10)

1. Композитный элемент жесткости, содержащий:
первый, второй и третий компоненты, выполненные из слоистой композитной ленты, причем первый и второй компоненты образуют стенку и пару полок, проходящих от стенки, третий компонент соединен с полками и проходит по существу в поперечном направлении относительно стенки,
первый, второй и третий композитные компоненты пересекаются с образованием полости, а элемент жесткости дополнительно содержит
вставку, расположенную в полости и по существу заполняющую ее;
по меньшей мере один слой композитной ткани, располагаемый в области каждого компонента, соответствующей вставке, отдельно от вставки; и
клеящий слой, оборачивающий вставку и соединяющий ее с композитной тканью.
2. Элемент по п.1, в котором первый и второй компоненты содержат скругленные части, расположенные между стенками и каждой из полок, а слой композитной ткани покрывает скругленные части.
3. Элемент по п.1, в котором клеящий слой содержит оборачивающий слой монтажного клея.
4. Элемент по п.1, в котором указанный по меньшей мере один слой композитной ткани содержит графитовые волокна, расположенные в матрице, содержащей эпоксидную смолу.
5. Элемент по п.1, в котором клеящий слой и указанный по меньшей мере один слой композитной ткани выходят за пределы скругленных частей.
6. Элемент по п.1, в котором указанный по меньшей мере один слой композитной ткани композитных компонентов смещен относительно другого.
7. Способ изготовления композитного элемента жесткости, согласно которому:
формируют пару композитных швеллеров, каждый из которых содержит полку и скругленную часть, с использованием композитной волокнистой ленты,
располагают слой композитной волокнистой ткани на скругленной части каждого из указанных швеллеров,
формируют основание с использованием композитной волокнистой ленты,
располагают слой композитной волокнистой ткани по меньшей мере на части основания,
располагают клеящий слой вокруг вставки,
собирают указанные швеллеры и основание,
располагают вставку и клеящий слой в скругленной области, соответствующей вставке и образованной скругленными частями указанных швеллеров и основанием, и
отверждают указанную сборку.
8. Способ по п.7, согласно которому формирование указанных швеллеров и основания включает наложение слоев композитной ленты, содержащей однонаправленные усиливающие волокна.
9. Способ по п.7, согласно которому расположение клеящего слоя вокруг вставки выполняют посредством оборачивания вставки слоем клея.
10. Способ по п.7, согласно которому дополнительно:
располагают слой композитной волокнистой ткани на участках швеллеров и основания, расположенных за пределами указанной скругленной области, соответствующей вставке, и
располагают клеящий слой между слоями композитной волокнистой ткани на указанных участках.
RU2010149945/05A 2008-05-16 2009-05-14 Усиленные элементы жесткости и способ их изготовления RU2514747C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/122,124 2008-05-16
US12/122,124 US8540833B2 (en) 2008-05-16 2008-05-16 Reinforced stiffeners and method for making the same
PCT/US2009/044042 WO2009140555A2 (en) 2008-05-16 2009-05-14 Reinforced stiffeners and method for making the same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010149945A RU2010149945A (ru) 2012-06-27
RU2514747C2 true RU2514747C2 (ru) 2014-05-10

Family

ID=41171228

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010149945/05A RU2514747C2 (ru) 2008-05-16 2009-05-14 Усиленные элементы жесткости и способ их изготовления

Country Status (8)

Country Link
US (2) US8540833B2 (ru)
EP (1) EP2303560B1 (ru)
JP (1) JP5548192B2 (ru)
KR (1) KR101675167B1 (ru)
CN (1) CN102026798B (ru)
ES (1) ES2405583T3 (ru)
RU (1) RU2514747C2 (ru)
WO (1) WO2009140555A2 (ru)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2595692C1 (ru) * 2015-05-18 2016-08-27 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" (АО "ОНПП "Технология" им.А.Г.Ромашина") Узел соединения конструкций из композиционных материалов
RU2599661C1 (ru) * 2015-07-28 2016-10-10 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Способ изготовления композитного элемента жесткости
RU2613912C1 (ru) * 2016-01-21 2017-03-22 Владимир Александрович Грибановский Способ изготовления усиленного элемента жесткости из композиционного материала
RU2660848C1 (ru) * 2017-04-24 2018-07-10 Владимир Александрович Грибановский Способ изготовления усиленного элемента жёсткости из композиционного материала
RU2684079C2 (ru) * 2014-09-12 2019-04-03 Сафран Аэро Бустерс Са Композитный корпус для компрессора низкого давления осевой турбомашины

Families Citing this family (70)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9586699B1 (en) 1999-08-16 2017-03-07 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus for monitoring and fixing holes in composite aircraft
US9625361B1 (en) 2001-08-19 2017-04-18 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials
US8540833B2 (en) 2008-05-16 2013-09-24 The Boeing Company Reinforced stiffeners and method for making the same
US8916252B2 (en) 2009-06-11 2014-12-23 Saab Ab Structural longitudinal composite joint for aircraft structure
WO2010144007A1 (en) * 2009-06-11 2010-12-16 Saab Ab Nano-reinforced radius filler for an aircraft structure and a method of producing an aircraft structure comprising such filler
FR2953092B1 (fr) * 2009-11-25 2011-12-16 European Aeronautic Defence & Space Co Eads France Raidisseur electro-structural en materiau composite
ES2364615B1 (es) * 2010-02-17 2012-09-17 Airbus Operations, S.L. Proceso de fabricación de larguerillos para la estructura de una aeronave y producto obtenido.
DE102010003114A1 (de) * 2010-03-22 2011-09-22 Repower Systems Ag Stegverbindung
GB201016279D0 (en) * 2010-09-28 2010-11-10 Airbus Operations Ltd Stiffener run-out
US9140283B2 (en) * 2010-11-12 2015-09-22 Raytheon Company Adhesively-bonded structural composite joint utilizing shoulder-centered sleeves
GB2486231B (en) * 2010-12-07 2013-04-03 Gkn Aerospace Services Ltd Composite structure
FR2970432B1 (fr) * 2011-01-19 2013-02-08 Skf Aerospace France Ferrure multi-branche en materiau composite et procede de fabrication d'une telle ferrure multi-branche
US8763253B2 (en) 2011-05-19 2014-07-01 The Boeing Company Vertical laminate noodle for high capacity pull-off for a composite stringer
US8776375B2 (en) 2011-05-19 2014-07-15 The Boeing Company Aircraft structure for high capacity pull off
AU2012262983B2 (en) * 2011-06-03 2016-06-16 Cytec Technology Corp. Resin coated radius fillers and system and method of making the same
FR2977186B1 (fr) * 2011-07-01 2014-08-22 Daher Aerospace Procede de renforcement local d'un panneau composite a renfort fibreux et panneau obtenu par un tel procede
JP6009236B2 (ja) * 2011-08-10 2016-10-19 ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ 複合ストリンガの高能力プルオフのための垂直積層ヌードル
US8591685B2 (en) * 2011-10-27 2013-11-26 The Boeing Company Method and apparatus for producing composite fillers
FR2984274B1 (fr) * 2011-12-15 2014-06-27 Airbus Operations Sas Poutre securisee, en particulier cadre fort de fuselage, ainsi que fuselage d'aeronef equipe de tels cadres
US8703269B2 (en) 2012-02-14 2014-04-22 Gulfstream Aerospace Corporation Reinforced composite structures for aircrafts and methods for making the same
US9359078B2 (en) * 2012-03-28 2016-06-07 B/E Aerospace, Inc. Aircraft galley monument structure
EP2666622B1 (en) 2012-05-22 2017-04-12 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Skin-stiffener transition assembly, method of manufacture and application of said skin-stiffener transition assembly
US9352822B2 (en) * 2012-05-30 2016-05-31 The Boeing Company Bonded composite airfoil
US8758879B2 (en) 2012-06-24 2014-06-24 The Boeing Company Composite hat stiffener, composite hat-stiffened pressure webs, and methods of making the same
US9616594B2 (en) * 2012-08-06 2017-04-11 The Boeing Company Radius fillers for composite structures, composite structures that include radius fillers, and systems and methods of forming the same
JP5945209B2 (ja) * 2012-10-25 2016-07-05 株式会社Ihi 円筒状ケース及び円筒状ケースの製造方法
US9370921B2 (en) * 2012-11-01 2016-06-21 The Boeing Company Composite radius fillers and methods of forming the same
US9327470B1 (en) * 2012-12-05 2016-05-03 The Boeing Company Variable-radius laminated radius filler and system and method for manufacturing same
US8973871B2 (en) * 2013-01-26 2015-03-10 The Boeing Company Box structures for carrying loads and methods of making the same
US9463880B2 (en) * 2013-02-07 2016-10-11 The Boeing Company Method and system of making composite structures having gap fillers with chopped fiber material
US9205634B2 (en) * 2013-05-16 2015-12-08 The Boeing Company Composite structure and method
CN103434638A (zh) * 2013-09-16 2013-12-11 哈尔滨工业大学 复合材料机翼中梁与加强肋的混合连接方法
US10144203B2 (en) 2013-10-03 2018-12-04 The Boeing Company Pre-formed thermoplastic filler for thermoset structure
CN103522555B (zh) * 2013-10-25 2016-05-25 重庆大学 一种复合材料工字梁的整体成型制造方法
ES2786124T3 (es) * 2013-12-27 2020-10-08 Airbus Operations Sl Método de fabricación de un elemento de refuerzo
US9827710B2 (en) 2014-02-04 2017-11-28 The Boeing Company Radius filler and method of manufacturing same
US9566739B2 (en) * 2014-02-18 2017-02-14 The Boeing Company Composite filler
US10065366B2 (en) * 2014-05-27 2018-09-04 The Boeing Company Folded composite filler
US10040274B2 (en) 2014-06-17 2018-08-07 The Boeing Company Pre-filled radius layups
US9475256B2 (en) * 2014-07-10 2016-10-25 The Boeing Company Composite filler
US9440414B2 (en) 2014-07-25 2016-09-13 The Boeing Company Fabric jacketed unidirectional noodle
US9517606B2 (en) * 2014-08-06 2016-12-13 The Boeing Company Composite structure and method of forming thereof
US10232572B2 (en) * 2014-08-27 2019-03-19 The Boeing Company Composite filler forming apparatus
US10449734B2 (en) * 2014-09-18 2019-10-22 Alenia Aermacchi S.P.A. Methods for manufacturing elongated structural elements of composite material
US9592651B2 (en) * 2014-09-30 2017-03-14 The Boeing Company Composite structures having reduced area radius fillers and methods of forming the same
US9637354B2 (en) 2014-10-20 2017-05-02 The Boeing Company Devices and methods for handling radius fillers
US9850102B2 (en) 2014-10-20 2017-12-26 The Boeing Company Devices and methods for handling radius fillers
BR112017009208B1 (pt) * 2014-10-30 2022-04-19 Lm Wp Patent Holding A/S Fabricação de teia de cisalhamento em forma de i
US9914549B2 (en) 2015-02-23 2018-03-13 The Boeing Company Method, system and apparatus for assembling a composite wing skin with stiffeners
US10513101B2 (en) * 2015-03-13 2019-12-24 The Boeing Company Apparatuses and methods for creating layered tape composite structures
JP6502719B2 (ja) * 2015-03-26 2019-04-17 株式会社Ｓｕｂａｒｕ 航空機構造体、航空機構造体の製造方法及び航空機構造体の設計情報の作成方法
FR3036060B1 (fr) 2015-05-12 2017-04-28 Aircelle Sa Piece en materiau composite comportant un raidisseur en t et procede de fabrication d'une telle piece
ES2656774T3 (es) * 2015-06-03 2018-02-28 Tusas-Türk Havacilik Ve Uzay Sanayii A.S. Estructura estratificada curvada
US9463864B1 (en) 2015-07-28 2016-10-11 The Boeing Company Radius filler containing vertical ply stacks and thin plies
US20170029577A1 (en) 2015-07-29 2017-02-02 The Boeing Company Noodle Comprised of a Matrix of Discontinuous Filaments
US20170036375A1 (en) 2015-08-07 2017-02-09 Hexcel Corporation Multi-sectional composite tooling
US9809297B2 (en) * 2015-08-26 2017-11-07 The Boeing Company Structures containing stiffeners having transition portions
KR101743091B1 (ko) * 2015-10-20 2017-06-02 주식회사 영원무역 원단접합 구조 및 이를 포함하는 원단가공품
FR3043355B1 (fr) * 2015-11-06 2017-12-22 Safran Procede de fabrication d'une piece en materiau composite comprenant un corps solidaire d'une ou plusieurs plates-formes
US10329030B2 (en) * 2016-03-04 2019-06-25 The Boeing Company Conductive radius filler system and method
CN106182806A (zh) * 2016-07-11 2016-12-07 威海光威复合材料股份有限公司 纤维增强复合材料横梁的制备方法
US10668683B2 (en) * 2016-09-15 2020-06-02 The Boeing Company Gap fillers for composite materials
US10046525B2 (en) 2016-09-30 2018-08-14 The Boeing Company Advanced variable radius laminated composite radius filler
CN111051691A (zh) * 2017-07-27 2020-04-21 维斯塔斯风力系统有限公司 抗剪腹板的腹板脚
US10875625B2 (en) 2017-08-23 2020-12-29 The Boeing Company Co-cured spar and stringer center wing box
US10927710B2 (en) 2018-09-26 2021-02-23 Raytheon Technologies Corporation Blade outer air seal laminate T-joint
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing
EP3698955B1 (en) * 2019-02-19 2021-10-27 Muelles Y Ballestas Hispano-Alemanas Projects, S.L. Stiffened panel made of composite material and method for manufacturing the said panel
JP7322588B2 (ja) * 2019-08-19 2023-08-08 株式会社豊田自動織機 繊維構造体及び繊維強化複合材
CN112895520A (zh) * 2021-01-15 2021-06-04 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 飞机舵面复合材料双向加强结构及成型方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4113910A (en) * 1977-04-27 1978-09-12 Rockwell International Corporation Composite load coupler for reinforcing composite structural joints
US4331723A (en) * 1980-11-05 1982-05-25 The Boeing Company Advanced composite
US5026595A (en) * 1989-11-09 1991-06-25 Techniweave, Inc. Woven gap filler for use in the lay-up of composite plastic structural units
RU2203838C2 (ru) * 1996-08-05 2003-05-10 Дзе Боинг Компани Цельный каркас космического аппарата и способ его изготовления
WO2007119371A1 (ja) * 2006-03-15 2007-10-25 Toray Industries, Inc. プリフォームの製造方法および製造装置

Family Cites Families (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3025208A (en) * 1957-08-01 1962-03-13 Robert F Geiger Apparatus for metal adhesive bonding
US3071217A (en) * 1960-01-15 1963-01-01 Avro Aircraft Ltd Vibration damping in sheet metal structures
US3578544A (en) * 1968-01-18 1971-05-11 Phillips Petroleum Co Reinforced microporous laminates
US4151031A (en) * 1977-07-05 1979-04-24 General Dynamics Corporation Apparatus for continuously forming composite shapes
US4109435A (en) * 1977-08-26 1978-08-29 Rockwell International Corporation Composite structural joint and method of fabrication thereof
US4331495A (en) * 1978-01-19 1982-05-25 Rockwell International Corporation Method of fabricating a reinforced composite structure
US4256790A (en) * 1978-01-19 1981-03-17 Rockwell International Corporation Reinforced composite structure and method of fabrication thereof
US4206895A (en) * 1978-03-30 1980-06-10 Olez Nejat A Loop-tension joint
US4715560A (en) * 1983-03-14 1987-12-29 Lear Fan Limited Composite cruciform structure for joining intersecting structural members of an airframe and the like
US4966802A (en) * 1985-05-10 1990-10-30 The Boeing Company Composites made of fiber reinforced resin elements joined by adhesive
US4968802A (en) * 1985-10-01 1990-11-06 Eli Lilly And Company Process of making alkoxy cycloalkanol esters of dihydrolysergic acid
DE3614618A1 (de) * 1986-04-30 1987-11-05 Messerschmitt Boelkow Blohm Schalenstruktur aus faserverstaerktem kunststoff
US4783228A (en) * 1986-07-03 1988-11-08 Lockheed Corporation Method of bonding metal skins to internal support structures
JPH0436905Y2 (ru) * 1987-02-03 1992-08-31
JPH0790605B2 (ja) * 1987-09-16 1995-10-04 三菱重工業株式会社 複合材製桁材のジョイント部補強用繊維構造体およびその製造方法
US5262595A (en) * 1990-07-25 1993-11-16 Ngk Insulators, Ltd. Dielectric ceramic body including TiO2 dispersion in crystallized cordierite matrix phase, method of producing the same, and circuit board using the same
JPH05459A (ja) * 1991-01-25 1993-01-08 Hitachi Ltd 繊維強化樹脂複合材料を用いた構造部材
JP3314561B2 (ja) * 1994-11-30 2002-08-12 松下電器産業株式会社 スクロール圧縮機
US5556496A (en) * 1995-01-10 1996-09-17 Sumerak; Joseph E. Pultrusion method for making variable cross-section thermoset articles
US5556565A (en) * 1995-06-07 1996-09-17 The Boeing Company Method for composite welding using a hybrid metal webbed composite beam
US5842317A (en) * 1996-02-07 1998-12-01 Mcdonnell Douglas Corporation Crack arresting structure
US5833786A (en) * 1996-05-16 1998-11-10 The Boeing Company Titanium radius filler for use in composite interfaces
US5639535A (en) * 1996-06-06 1997-06-17 The Boeing Company Composite interleaving for composite interfaces
JP3400399B2 (ja) * 2000-01-11 2003-04-28 株式会社ジャムコ Ｆｒｐ製ｈ形部材の連続成形装置
EP1261787A2 (en) * 2000-02-25 2002-12-04 The Boeing Company Laminated composite radius filler
GB0022589D0 (en) 2000-09-14 2000-11-01 Bae Systems Plc Composite joints
US7052572B2 (en) * 2001-08-01 2006-05-30 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Method for manufacturing a structure
US6648273B2 (en) * 2001-10-30 2003-11-18 The Boeing Company Light weight and high strength fuselage
US20030175520A1 (en) * 2002-03-13 2003-09-18 Grutta James T. Formed composite structural members and methods and apparatus for making the same
JP2004076805A (ja) * 2002-08-12 2004-03-11 Toyota Motor Corp 衝撃エネルギー吸収用複合材料及び衝撃エネルギー吸収方法
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
FR2844742B1 (fr) * 2002-09-25 2005-04-29 Pechiney Rhenalu Feuilles composites stratifiees aluminium-fibres de verre
JP2004338465A (ja) * 2003-05-14 2004-12-02 Murata Mach Ltd コーナーフィーラー及びコーナーフィーラーを充填した構造体及びコーナーフィーラーの製造方法
US7159822B2 (en) * 2004-04-06 2007-01-09 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7134629B2 (en) * 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7080805B2 (en) * 2004-05-05 2006-07-25 The Boeing Company Stiffened structures and associated methods
WO2007013468A1 (ja) * 2005-07-25 2007-02-01 Tlv Co., Ltd. 機器管理方法、その機器管理方法に用いる分析システム、管理用データベースに用いるデータ構造、その機器管理方法に用いる保守点検支援装置
US7469735B2 (en) * 2005-08-03 2008-12-30 The Boeing Corporation Composite structural element fabricating device and method
US20070095475A1 (en) * 2005-11-01 2007-05-03 L&L Products, Inc. Adhesive material and method of using same
JP4977543B2 (ja) 2007-07-20 2012-07-18 日本電気通信システム株式会社 制御装置、制御システム、制御方法及び制御プログラム
US8540833B2 (en) 2008-05-16 2013-09-24 The Boeing Company Reinforced stiffeners and method for making the same

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4113910A (en) * 1977-04-27 1978-09-12 Rockwell International Corporation Composite load coupler for reinforcing composite structural joints
US4331723A (en) * 1980-11-05 1982-05-25 The Boeing Company Advanced composite
US5026595A (en) * 1989-11-09 1991-06-25 Techniweave, Inc. Woven gap filler for use in the lay-up of composite plastic structural units
RU2203838C2 (ru) * 1996-08-05 2003-05-10 Дзе Боинг Компани Цельный каркас космического аппарата и способ его изготовления
WO2007119371A1 (ja) * 2006-03-15 2007-10-25 Toray Industries, Inc. プリフォームの製造方法および製造装置

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2684079C2 (ru) * 2014-09-12 2019-04-03 Сафран Аэро Бустерс Са Композитный корпус для компрессора низкого давления осевой турбомашины
RU2595692C1 (ru) * 2015-05-18 2016-08-27 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" (АО "ОНПП "Технология" им.А.Г.Ромашина") Узел соединения конструкций из композиционных материалов
RU2599661C1 (ru) * 2015-07-28 2016-10-10 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Способ изготовления композитного элемента жесткости
RU2613912C1 (ru) * 2016-01-21 2017-03-22 Владимир Александрович Грибановский Способ изготовления усиленного элемента жесткости из композиционного материала
RU2660848C1 (ru) * 2017-04-24 2018-07-10 Владимир Александрович Грибановский Способ изготовления усиленного элемента жёсткости из композиционного материала

Also Published As

Publication number Publication date
JP2011520690A (ja) 2011-07-21
WO2009140555A3 (en) 2009-12-30
KR20110017843A (ko) 2011-02-22
RU2010149945A (ru) 2012-06-27
US9981444B2 (en) 2018-05-29
KR101675167B1 (ko) 2016-11-10
CN102026798A (zh) 2011-04-20
US20090317587A1 (en) 2009-12-24
EP2303560B1 (en) 2013-01-30
EP2303560A2 (en) 2011-04-06
US20130309443A1 (en) 2013-11-21
US8540833B2 (en) 2013-09-24
CN102026798B (zh) 2013-07-24
ES2405583T3 (es) 2013-05-31
JP5548192B2 (ja) 2014-07-16
WO2009140555A2 (en) 2009-11-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2514747C2 (ru) Усиленные элементы жесткости и способ их изготовления
CN103448901B (zh) 结合的复合翼面以及制造方法
RU2646400C2 (ru) Способ и система изготовления композитных конструкций с заполнителями зазора из материала на основе рубленого волокна
EP2689918B1 (en) Laminated composite bending and stiffening members with reinforcement by inter-laminar metal sheets
US9114588B2 (en) Skin-stiffener transition assembly, method of manufacture and application of said skin-stiffener transition assembly
CN103802337B (zh) 复合半径填料及其形成方法
US5639535A (en) Composite interleaving for composite interfaces
EP2734441B1 (en) Flexible truss frame
CN102448814B (zh) 飞机压力隔墙组装结构
EP1800842A1 (en) A method of manufacturing an elongate structural element configured for stiffening a shell structure, and a method for manufacturing a rigid shell structure integrated with at least one elongate stiffening element
CN104786525A (zh) 具有几何成形填料元件的叠层复合圆角填料及其形成方法
US11279119B2 (en) Pre-filled radius layups
EP0293320A2 (en) Two-step composite joint
CN104443351A (zh) 用于制造航空抗扭盒的方法、抗扭盒以及用于制造航空抗扭盒的工具
CA2765138A1 (en) Nano-reinforced radius filler for an aircraft structure and a method of producing an aircraft structure comprising such filler
JP2011240925A5 (ru)