RU2641959C2 - Композитный шляпообразный профиль усиления, композитные усиленные шляпообразными профилями гермоперегородки и способы их изготовления - Google Patents

Композитный шляпообразный профиль усиления, композитные усиленные шляпообразными профилями гермоперегородки и способы их изготовления Download PDF

Info

Publication number
RU2641959C2
RU2641959C2 RU2013128408A RU2013128408A RU2641959C2 RU 2641959 C2 RU2641959 C2 RU 2641959C2 RU 2013128408 A RU2013128408 A RU 2013128408A RU 2013128408 A RU2013128408 A RU 2013128408A RU 2641959 C2 RU2641959 C2 RU 2641959C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
composite
shaped
hat
reinforcement profile
composite hat
Prior art date
Application number
RU2013128408A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013128408A (ru
Inventor
Стивен И. ПИРСОН
Мэттью М. УИТМЕР
Ребекка М. ДИКСОН
Джэйсон Л. ФИРКО
Дуглас Г. МАРСИНИАК
Кеннет Д. КОМИНСКИ
Мартин Г. ЭНДРЮС
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 RU2013128408A publication Critical patent/RU2013128408A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2641959C2 publication Critical patent/RU2641959C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • 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
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
    • B29C70/462—Moulding structures having an axis of symmetry or at least one channel, e.g. tubular structures, frames
    • 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
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/545—Perforating, cutting or machining during or after moulding
    • 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
    • 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
    • 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
    • B64C1/10—Bulkheads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B1/00—Layered products having a non-planar shape
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • 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
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina
    • Y10T156/1028—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina by bending, drawing or stretch forming sheet to assume shape of configured lamina while in contact therewith
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24479—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including variation in thickness
    • Y10T428/24488—Differential nonuniformity at margin
    • 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.]
    • Y10T428/24628—Nonplanar uniform thickness material

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к композитным упрочняющим опорным конструкциям в воздушном судне. Композитный шляпообразный профиль усиления содержит композитную шляпообразную часть, имеющую первую сторону и вторую сторону, множество композитных придающих жесткость слоев, пару лапшевидных заполнителей радиуса, соединенных с композитной шляпообразной частью и расположенных между множеством композитных придающих жесткость слоев, и наружный слой, соединенный со второй стороной композитной шляпообразной части. Причем множество слоев включает основной слой, соединенный с первой стороной композитной шляпообразной части, обертывающий слой, соединенный с основным слоем, и базовый слой, соединенный с основным слоем и обертывающим слоем. Достигается снижение отрывающей нагрузки, повышение устойчивости конструкции. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 14 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение в целом относится к композитным упрочняющим опорным конструкциям и, в частности, к конфигурациям композитных шляпообразных профилей усиления и способам изготовления усиленных шляпообразными профилями гермоперегородок, например, для использования в воздушном судне.
Уровень техники
Композитные конструкции нашли множество применений. В самолетостроении композиты все чаще используются для изготовления фюзеляжа, крыльев, хвостового оперения и других компонентов. Например, компоненты фюзеляжа летательного аппарата, такие как шпангоуты и гермополы, могут быть выполнены из композитных армированных панельных структур, содержащих гермоперегородки или панели обшивки, к которым могут быть прикреплены или с которыми могут быть соединены профили усиления для повышения прочности, жесткости, сопротивления продольному изгибу и устойчивости этих композитных гермоперегородок или панелей обшивки. Профили усиления, прикрепленные или соединенные с композитными гермоперегородками или панелями обшивки, могут быть сконфигурированы таким образом, чтобы нести различные нагрузки.
Известные профили усиления, используемые в указанных композитных гермоперегородках или панелях обшивки, могут включать профили усиления в форме двутавровой балки (балки с l-образным поперечным сечением). Однако известные композитные панели с так называемыми двутавровыми профилями усиления могут испытывать высокие отрывающие нагрузки в областях заполнителя радиуса, т.е. «лапши», двутаврового профиля усиления или у радиуса, характерного для прикрепленного фланца профиля усиления в области «лапши». Используемый здесь термин «отрывающая нагрузка» означает срезающее усилие и/или момент силы, приложенный к композитному компоненту, такому как профиль усиления, в местах, где композитный компонент присоединен или прикреплен к конструкции, такой как композитная гермоперегородка или панель обшивки, так что это срезающее усилие и/или момент силы может вызвать отслоение или отделение профиля усиления от прикрепленной структуры. Используемый здесь термин «лапшевидный заполнитель радиуса» означает композитный материал или клей/эпоксидный материал, имеющий треугольное поперечное сечение и используемый для заполнения зазора, обусловленного радиусом кривизны частей композитного компонента, такого как профиль усиления.
Чтобы уменьшить вероятность отслоения или отделения двутаврового профиля усиления от композитной гермоперегородки или панели обшивки вследствие отрывающих нагрузок, может потребоваться использование множества дополнительных элементов-заполнителей радиуса, крепежа и/или угловой арматуры в тех местах или соединениях, где двутавровый профиль усиления прикреплен или присоединен к композитной гермоперегородке или панели обшивки. Такие элементы-заполнители радиуса, крепежные детали и/или угловая арматура могут обеспечить дополнительное укрепление конструкции в определенных местах и соединениях, а также распределить срезающее усилие и/или момент силы для снижения риска отслоения заполнителя радиуса или лапшевидных частей двутавровых профилей усиления.
Однако использование таких многочисленных дополнительных элементов-заполнителей радиуса, крепежных деталей и/или угловой арматуры может привести к увеличению времени производства, количества деталей и расходов, трудозатрат и производственных затрат на установку и техобслуживание деталей, а также общему усложнению конструкции. Кроме того, использование крепежа или угловой арматуры, которые требуют механического крепления к профилю усиления, композитной гермоперегородке или панели обшивки, может потребовать выполнения отверстий соответствующего размера в композитном материале или конструкции. Это, в свою очередь, может потребовать использования специальных инструментов для выполнения указанных отверстий в композитном материале или конструкциях. Эти специальные инструменты могут привести к дополнительному повышению трудовых и производственных затрат.
Соответственно, в данной области техники существует потребность в усовершенствованном композитном профиле усиления и усовершенствованных композитных конструкциях с профилями усиления, а также способах их изготовления, которые обеспечивают преимущества по сравнению с известными конфигурациями, конструкциями и способами.
Краткое описание изобретения
Настоящее изобретение направлено на удовлетворение указанных потребностей в усовершенствованном композитном профиле усиления и усовершенствованных композитных конструкциях с профилями усиления, а также способах их изготовления. Согласно приведенному ниже подробному описанию варианты осуществления усовершенствованного композитного шляпообразного профиля усиления и усовершенствованной композитной конструкции с шляпообразными профилями усиления, а также способов их изготовления могут обеспечить значительные преимущества по сравнению с известными конфигурациями, конструкциями и способами.
В одном из вариантов осуществления изобретения предложен композитный шляпообразный профиль усиления. Композитный шляпообразный профиль усиления содержит композитную шляпообразную часть, имеющую первую сторону и вторую сторону. Композитный шляпообразный профиль усиления содержит множество композитных придающих жесткость слоев, соединенных с композитной шляпообразной частью. Множество композитных придающих жесткость слоев содержит основной слой, соединенный с первой стороной композитной шляпообразной части, обертывающий слой, соединенный с основным слоем, и базовый слой, соединенный с основным слоем и обертывающим слоем. Композитный шляпообразный профиль усиления также содержит пару лапшевидных заполнителей радиуса, соединенных с композитной шляпообразной частью и расположенных между множеством композитных придающих жесткость слоев. Композитный шляпообразный профиль усиления также содержит наружный слой, соединенный со второй стороной композитной шляпообразной части.
В другом варианте осуществления изобретения предложена композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка. Композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка содержит неотвержденную композитную гермоперегородку. Композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка также содержит композитный шляпообразный профиль усиления, связанный с неотвержденной композитной гермоперегородкой. Композитный шляпообразный профиль усиления предварительно отвержден и содержит композитную шляпообразную часть, имеющую первую сторону и вторую сторону. Композитный шляпообразный профиль усиления содержит множество композитных придающих жесткость слоев, соединенных с композитной шляпообразной частью. Множество композитных придающих жесткость слоев содержит основной слой, соединенный с первой стороной композитной шляпообразной части, обертывающий слой, соединенный с основным слоем, и базовый слой, соединенный с основным слоем и обертывающим слоем. Композитный шляпообразный профиль усиления также содержит пару лапшевидных заполнителей радиуса, соединенных с композитной шляпообразной частью и расположенных между множеством композитных придающих жесткость слоев. Композитный шляпообразный профиль усиления также содержит наружный слой, соединенный со второй стороной композитной шляпообразной части.
В другом варианте осуществления изобретения предложен способ изготовления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки для снижения влияния отрывающей нагрузки и повышения стабильности гермоперегородки. Способ включает этап отверждения композитного шляпообразного профиля усиления в шляпообразной оснастке с образованием предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления. Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления включает композитную шляпообразную часть. Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления также содержит множество композитных придающих жесткость слоев, включающий основной слой, обертывающий слой и базовый слой, которые соединены с композитной шляпообразной частью. Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления также содержит пару лапшевидных заполнителей радиуса, соединенных с композитной шляпообразной частью и расположенных между множеством композитных придающих жесткость слоев. Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления также содержит наружный слой, соединенный с композитной шляпообразной частью. Способ также включает этап связывания предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления с неотвержденной композитной гермоперегородкой с образованием композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки. Композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка минимизирует отрывающую нагрузку на лапшевидный заполнитель радиуса и улучшает стабильность гермоперегородки.
Описанные признаки, функции и преимущества могут обеспечиваться по отдельности в различных вариантах осуществления данного изобретения или могут быть объединены в других вариантах осуществления, которые подробно описаны далее со ссылкой на прилагаемые чертежи.
Краткое описание чертежей
Настоящее изобретение станет более понятным из последующего подробного описания и прилагаемых чертежей, которые иллюстрируют предпочтительные и приведенные в качестве примера варианты осуществления и необязательно выполнены в масштабе, где:
на фиг.1 приведен вид в перспективе летательного аппарата, который может включать один или несколько приведенных в качестве примера вариантов осуществления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки;
на фиг.2A приведен покомпонентный фронтальный разрез одного из вариантов осуществления композитного шляпообразного профиля усиления согласно изобретению с прорезью в неотвержденном состоянии;
на фиг.2B изображен композитный шляпообразный профиль усиления по фиг.2A в отвержденном состоянии;
на фиг.3A приведен фронтальный разрез одного из вариантов осуществления композитного шляпообразного профиля усиления согласно изобретению со скошенными краями;
на фиг.3B приведено увеличенное изображение скошенного края круга 3B, изображенного на фиг.3A;
на фиг.4A приведен покомпонентный фронтальный разрез другого варианта осуществления композитного шляпообразного профиля усиления согласно изобретению без прорези в неотвержденном состоянии;
на фиг.4B изображен композитный шляпообразный профиль усиления по фиг.4A в отвержденном состоянии;
на фиг.5A приведен покомпонентный фронтальный разрез одного из вариантов осуществления композитного шляпообразного профиля усиления согласно изобретению, изображающий сборку со шляпообразной оснасткой, имеющей переменный радиус;
на фиг.5B приведен фронтальный разрез другого варианта осуществления композитного шляпообразного профиля усиления согласно изобретению, изображающий сборку со шляпообразной оснасткой, имеющей постоянный радиус;
на фиг.6A приведен вид в перспективе одного из вариантов осуществления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки согласно изобретению;
на фиг.6B приведен покомпонентный вид в перспективе части композитного шляпообразного профиля усиления для композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки согласно фиг.6A;
на фиг.7 приведен вид снизу в перспективе герметичного пола летательного аппарата с одним из вариантов осуществления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки согласно изобретению;
на фиг.8 приведен вид сзади в перспективе части шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата с другим вариантом осуществления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки согласно изобретению; и
на фиг.9 приведена схема последовательности операций одного из вариантов осуществления способа согласно изобретению.
Подробное описание
Раскрытые варианты осуществления будут далее более подробно описаны со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых изображены некоторые, но не все из раскрытых вариантов осуществления изобретения. Более того, могут быть предложены и другие варианты осуществления, и их не следует истолковывать как ограничение для вариантов осуществления, приведенных далее по тексту. Скорее, эти варианты осуществления представлены для того, чтобы изложение было полным и завершенным и полностью передавало объем изобретения специалистам в данной области техники.
Далее рассматриваются чертежи, где на фиг.1 приведен вид в перспективе летательного аппарата 10, который может включать один или несколько описанных здесь в качестве примера вариантов осуществления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки (см. также фиг.6A, 7, 8) согласно изобретению. Как показано на фиг.1, летательный аппарат 10 включает фюзеляж 12, носовую часть 14, кабину 16, консоли крыла 18, одну или несколько силовых установок 20, вертикальную часть 22 хвостового оперения и горизонтальную часть 24 хвостового оперения. Хотя летательный аппарат 10, изображенный на фиг.1, в целом представляет коммерческий пассажирский самолет, имеющий одну или несколько композитных усиленных шляпообразными профилями гермоперегородок 30, раскрытые варианты осуществления могут быть применимыми к другим пассажирским самолетам, грузовым самолетам, военным самолетам, вертолетам и другим типам воздушных судов или летательных аппаратов, а также аэрокосмическим аппаратам, спутникам, космическим ракетоносителям, ракетам и другим аэрокосмическим аппаратам, а также лодкам и другим водным транспортным средствам, поездам, автомобилям, грузовым автомобилям, автобусам или другим подходящим конструкциям, имеющим одну или несколько композитных усиленных шляпообразными профилями гермоперегородок 30.
В варианте осуществления изобретения предложен композитный шляпообразный профиль усиления 32, изображенный на фиг.2A-2B. На фиг.2A приведен покомпонентный фронтальный разрез одного из вариантов осуществления композитного шляпообразного профиля усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32а, изображенного в неотвержденном состоянии 34, т.е. до отверждения, совместного отверждения или соединения. На фиг.2B изображен композитный шляпообразный профиль усиления 32 по фиг.2A в отвержденном состоянии 36, т.е. после отверждения, совместного отверждения или соединения.
Как показано на фиг.2A-2B, композитный шляпообразный профиль усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32a включает композитную шляпообразную часть 38. Как показано на фиг.2A, композитная шляпообразная часть 38 имеет первую сторону 40 и вторую сторону 42. Композитная шляпообразная часть 38 в предпочтительной модификации состоит из слоев композитной шляпообразной части 43 (см. фиг.2A), например, выполненных из ленты, изготовленной из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), тканого полотна или другой подходящей композитной ленты, ткани или армированного волокнами композитного материала.
Как также показано на фиг.2A-2B, композитная шляпообразная часть 38 содержит колпак 44 с противолежащими сторонами 46. Как также показано на фиг.2A-2B, композитная шляпообразная часть 38 также содержит пару перегородок 48 или боковых стенок, проходящих от соответствующих противоположных сторон 48 колпака 44. Как также показано на фиг.2A-2B, композитная шляпообразная часть 38 также содержит пару фланцев 50. Каждый фланец 50 простирается наружу от базовой части 52 (см. фиг.2A) каждой перегородки 48, соответственно. Пара фланцев 50 предназначена для облегчения установки или крепления композитного шляпообразного профиля усиления 32 к поверхности конструкции или подложки 54 (см. фиг.6A). Как также показано на фиг.2A-2B, композитная шляпообразная часть 38 содержит пару радиусов 56 кривизны галтели. Пара радиусов 56 кривизны галтели соединяет пару фланцев 50 с парой перегородок 48, соответственно. Пара радиусов 56 кривизны галтели может увеличить прочность и уменьшить напряжения на пересечении или галтели пары фланцев 50 и пары перегородок 48 и может быть полезной при инструментальной обработке или формовании благодаря устранению острых углов, которые могут вызвать образование трещин или эрозию инструмента или средств формования. Используемый здесь термин «галтель» означает скругленный внутренний угол, а «радиус кривизны галтели» означает радиус дуги, которая соединяет объединенные галтелью компоненты, в данном случае - пару фланцев 50 и пару перегородок 48.
Каждый фланец 50 в предпочтительной модификации имеет скошенный край 58 (см. фиг.3A-3B). На фиг.2A приведен фронтальный разрез одного из вариантов осуществления композитного шляпообразного профиля усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32d, изображающий скошенный край 58 каждого фланца 50. Используемый здесь термин «скошенный край» означает плоскую поверхность, выполненную путем срезания или удаления края или угла материала или детали. На фиг.3A изображен колпак 44, пара перегородок 48, пара фланцев 50, пара радиусов 56 кривизны галтели, прорезь в композитном шляпообразном профиле усиления 106, пара лапшевидных заполнителей радиуса 108 (подробно описано ниже) и базовый центральный фланец 126 композитного шляпообразного профиля усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32d. На фиг.3B приведено увеличенное изображение скошенного края 58 круга 3B, изображенного на фиг.3A. Скошенный край 58 содействует предотвращению отслоения композитного шляпообразного профиля усиления 32, которое может происходить в процессе удаления одной или нескольких пластин оболочки 60 (см. фиг.5A-5B), если такие пластины оболочки 60 используются, после отверждения, совместного отверждения, соединения или совместного отверждения с подачей клея. Как показано на фиг.3B, скошенный край 58 может иметь первую часть 62 шириной 64. Конец первой части 62 по существу перпендикулярен линии основания 66 (см. фиг.3B). Как также показано на фиг.3B, скошенный край 58 имеет вторую наклонную часть 68, расположенную под углом 70 к линии основания 66. Угол 70 скошенного края 58 может в предпочтительной модификации составлять около 45 градусов или менее и быть больше нуля градусов от базовой линии 66, либо иметь другую подходящую величину. Чем меньше угол 70, тем лучше сопротивление отделению по линии соединения. Выбранный угол 70 может зависеть от производственных допусков и связанных с проектом ограничений производимой конструкции или детали.
Как также показано на фиг.2A, композитный шляпообразный профиль усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32а содержит множество композитных придающих жесткость слоев 72, соединенных с композитной шляпообразной частью 38. Композитные придающие жесткость слои 72 могут также быть соединены друг с другом. Множество композитных придающих жесткость слоев 72 в предпочтительной модификации содержит множество композитных слоев 73 (см. фиг.6A), например, выполненных из полотна или ленты, изготовленных из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), или другого подходящего композитного тканого полотна, ленты или армированного волокнами композитного материала.
Композитные слои шляпообразной части 43, образующие композитную шляпообразную часть 38, и композитные слои 73, образующие множество композитных придающих жесткость слоев 72, могут содержать армирующий материал, окруженный и поддерживаемый в матричном материале, таком как, например, материал препрега. Армирующий материал может включать высокопрочные волокна, такие как стекло или углеродные волокна, графит, ароматические полиамидные волокна, стекловолокна или другой подходящий армирующий материал. Матричный материал может содержать различные полимерные материалы или смолы, такие как эпоксидные, полиэфирные, винилэфирные смолы, полиэфирэфиркетоновый полимер (PEEK), полиэфиркетонкетоновый полимер (РЕКК), бисмалеимид или другой подходящий материал матрицы. Используемый здесь термин «препрег» означает тканое или плетеное полотно или похожий на ткань материал ленты, например, стекловолокно или углеродные волокна, пропитанные неотвержденной или частично отвержденной смолой, которая является достаточно гибкой, чтобы подвергаться формовке для получения желаемой формы, а затем «отверждается», например, путем нагревания в печи или автоклаве для отверждения смолы с получением прочной, жесткой, армированной волокнами конструкции. Композитные слои шляпообразной части 43 и композитные слои 73 могут в предпочтительной модификации содержать ленту или полотно, выполненные из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), или другую подходящую композитную ленту, полотно или армированный волокнами композитный материал.
Как также показано на фиг.2A-2B, множество композитных придающих жесткость слоев 72 содержит основной слой 74. Основной слой 74 имеет первую сторону 76 и вторую сторону 78 (см. фиг.2A). Вторая сторона 78 основного слоя 74 соединена, например отверждена, совместно отверждена или связана, с первой стороной 40 композитной шляпообразной части 38. Как показано на фиг.2B, после того, как основной слой 74 соединен, например отвержден, совместно отвержден или связан, с композитной шляпообразной частью 38, основной слой 74 интегрируется во фланцы 50, перегородки 48 и колпак 44 первой стороны 40 композитной шляпообразной части 38. Как было описано выше применительно ко множеству композитных придающих жесткость слоев 72, основной слой 74 в предпочтительной модификации содержит композитное тканое полотно, такое как выполненное из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), ленту, выполненную из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), или другое подходящее композитное тканое полотно, ленту или армированный волокнами композитный материал.
Как также показано на фиг.2A-2B, множество композитных придающих жесткость слоев 72 содержит обертывающий слой 80. Обертывающий слой 80 имеет первую сторону 82 и вторую сторону 84 (см. фиг.2A). Вторая сторона 84 обертывающего слоя 80 по существу соединена, например отверждена, совместно отверждена или связана, с первыми частями 86 (см. фиг.2A) первой стороны 76 основного слоя 74 и, таким образом, соединена с композитной шляпообразной частью 38. После того, как обертывающий слой 80 соединен, например отвержден, совместно отвержден или связан, с композитной шляпообразной частью 38 через основной слой 74, обертывающий слой 80 интегрируется в перегородки 48 и колпак 44 первой стороны 40 композитной шляпообразной части 38. Как было описано выше применительно ко множеству композитных придающих жесткость слоев 72, обертывающий слой 80 в предпочтительной модификации содержит композитное тканое полотно, такое как выполненное из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), ленту, выполненную из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), или другое подходящее композитное тканое полотно, ленту или армированный волокнами композитный материал. Обертывающий слой 80 в предпочтительной модификации содержит один обертывающий слой из тканого полотна. Первая сторона 82 обертывающего слоя 80 граничит с сердцевинной частью 88 (см. фиг.2A) композитного шляпообразного профиля усиления 32. Обертывающий слой 80 также имеет базовую часть 90 (см. фиг.2A), в которой, в одном варианте осуществления, может выполняться прорезь в обертывающем слое 92 (см. фиг.2A). В другом варианте осуществления, изображенном на фиг.5A, обертывающий слой 80 не имеет прорези 92.
Как также показано на фиг.2A-2B, множество композитных придающих жесткость слоев 72 содержит базовый слой 94. Базовый слой 94 имеет первую сторону 96 и вторую сторону 98. Первая сторона 96 базового слоя 94 по существу соединена, например отверждена, совместно отверждена или связана, со вторыми частями 100 (см. фиг.2A) первой стороны 76 основного слоя 74, а также частями 102 (см. фиг.2A) базовой части 90 обертывающего слоя 80 и, таким образом, соединена с композитной шляпообразной частью 38. После того, как базовый слой 94 соединен, например, отвержден, совместно отвержден или связан, с композитной шляпообразной частью 38 через основной слой 74, базовый слой 94 интегрируется во фланцы 50 первой стороны 40 композитной шляпообразной части 38. Как было описано выше применительно ко множеству композитных придающих жесткость слоев 72, базовый слой 94 в предпочтительной модификации содержит композитное тканое полотно, такое как выполненное из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), ленту, выполненную из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), или другое подходящее композитное тканое полотно, ленту или армированный волокнами композитный материал. Базовый слой 94 в предпочтительной модификации содержит один слой колпака из тканого полотна.
Как показано на фиг.2A, в одном варианте осуществления базовый слой 94 может дополнительно иметь прорезь 104. В другом варианте осуществления, изображенном на фиг.5A, базовый слой 94 не имеет прорези 104. Как показано на фиг.2A, перед соединением базового слоя 94, например, отверждением, совместным отверждением или связыванием с обертывающим слоем 80, прорезь в базовом слое 104 и прорезь в обертывающем слое 92 могут совмещаться с образованием прорези в композитном шляпообразном профиле усиления 106 в процессе отверждения или соединения. Композитный шляпообразный профиль усиления 106 может использоваться для предотвращения деформации композитного шляпообразного профиля усиления 32 в процессе отверждения или соединения. Кроме того, при отверждении или соединении композитного шляпообразного профиля усиления 32 полученная прорезь 106 в композитном шляпообразном профиле усиления может оказаться небольшой или недостаточно большого размера, как требуется. Таким образом, после отверждения или соединения композитного шляпообразного профиля усиления 32 прорезь 106 в композитном шляпообразном профиле усиления может быть прорезана или дополнительно подрезана для увеличения размера прорези 106 в композитном шляпообразном профиле усиления, например, для обеспечения доступа с целью проведения неразрушающего контроля (NDI).
Как также показано на фиг.2A-2B, композитный шляпообразный профиль усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32a включает пару лапшевидных заполнителей радиуса 108. Пара лапшевидных заполнителей радиуса 108 в предпочтительной модификации соединена или расположена рядом с композитной шляпообразной частью 38 и в предпочтительной модификации расположена между множеством композитных придающих жесткость слоев 72 и пересекает их, и эти слои образуют области лапшевидных заполнителей радиуса 110 (см. фиг.2A) для пары лапшевидных заполнителей радиуса 108, располагаемых внутри. Для целей данного изобретения термин «область лапшевидного заполнителя радиуса» означает по существу треугольную область, где сходятся и пересекаются композитная шляпообразная часть 38 и множество композитных придающих жесткость слоев 72. Лапшевидные заполнители радиуса 108 в предпочтительной модификации содержат свернутый ленточный материал, например свернутую композитную ленту, однонаправленные волокна, эпоксидную смолу, клей, ленту и клей, ламинированную ленту, пену с закрытыми порами, дерево или иной подходящий материал. Предпочтительна модификация, в которой композитный шляпообразный профиль усиления 32 минимизирует отрывающую нагрузку на лапшевидный заполнитель радиуса 108 или сводит к минимуму либо уменьшает влияние отрывающей нагрузки на лапшевидный заполнитель радиуса 108, что может привести к исключению или минимизации использования одного или нескольких элементов-заполнителей радиуса (не изображены), крепежных элементов (не показаны) или угловой арматуры (не изображена) для реагирования на отрывающую нагрузку. В свою очередь, это может обеспечить большую экономию на затратах за счет устранения или минимизации стоимости указанных элементов-заполнителей радиуса, крепежа или угловой арматуры и устранения или минимизации трудовых и производственных затрат для установки и обслуживания указанных элементов-заполнителей радиуса, крепежных элементов или угловой арматуры.
Как также показано на фиг.2A-2B, композитный шляпообразный профиль усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32a включает наружный слой 112. Наружный слой 112 имеет первую сторону 114 и вторую сторону 116 (см. фиг.2A). Первая сторона 114 наружного слоя 112 соединена, например отверждена, совместно отверждена, связана или совместно связана, со второй стороной 42 композитной шляпообразной части 38. В предпочтительной модификации наружный слой 112 содержит стеклянный материал, такой как, например, стеклоткань или другой подходящий стеклянный материал. Предпочтительна модификация, в которой наружный слой 112 содержит гальванический материал для защиты от коррозии, который защищает соседние металлические конструкции или детали, например, соседние алюминиевые или стальные конструкции, прилегающий композитный шляпообразный профиль усиления 32, от электрохимической коррозии. Кроме того, в предпочтительной модификации наружный слой 112 содержит материал для защиты от скола при сверлении, который защищает от выламывания или повреждения при сверлении композитный шляпообразный профиль усиления 32 или соседние конструкции или части.
Как также показано на фиг.2A-2B, композитный шляпообразный профиль усиления 32 может включать поверхностный слой 118. Поверхностный слой 118 имеет первую сторону 120 и вторую сторону 122 (см. фиг.2A). Первая сторона 120 поверхностного слоя 118 может быть соединена со второй стороной 98 базового слоя 94. Поверхностный слой 118 может также иметь прорезь 124 (см. фиг.2A). В другом варианте осуществления, изображенном на фиг.5A, поверхностный слой 118 не имеет прорези 124. Предпочтительна модификация, в которой прорезь в поверхностном слое 124 (если имеется) также совмещается с прорезью в базовом слое 104 и прорезью в обертывающем слое 92 с образованием прорези в композитном шляпообразном профиле усиления 106. Как показано на фиг.2A, перед соединением поверхностного слоя 118 с базовым слоем 94, прорезь в базовом слое 104, прорезь в поверхностном слое 124 и прорезь в обертывающем слое 92 могут совмещаться. В предпочтительной модификации поверхностный слой 118 содержит ткань, например стеклоткань, покрытую антиадгезивом, нейлоновую ткань с покрытием или без него или другую подходящую ткань. Поверхностный слой 118 может быть связан с базовым слоем 94, и поверхностный слой 118 в предпочтительной модификации может быть съемным и может быть удален и утилизован после использования. Поверхностный слой 118 может использоваться для защиты композитного шляпообразного профиля усиления 32 от грязи, пыли или загрязнений, которые могут воздействовать на него до соединения с композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородкой 30 (см. фиг.6A). Кроме того, поверхностный слой 118 может использоваться для подготовки поверхности соединения. Поверхностный слой 118 может оставить шероховатую поверхность, которая не требует дополнительной подготовки перед отверждением, ламинированием или соединением, т.е. шлифования/нанесения царапин на композитный шляпообразный профиль усиления 32.
На фиг.4A приведен покомпонентный фронтальный разрез одного из вариантов осуществления композитного шляпообразного профиля усиления 32, например в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32с, без прорези 106 в композитном шляпообразном профиле усиления (см. фиг.2A) и в неотвержденном состоянии 34. На фиг.4B изображен композитный шляпообразный профиль усиления 32, например в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32c, согласно фиг.4A в отвержденном состоянии 36. На фиг.4A-4B изображена композитная шляпообразная часть 38, которая в предпочтительной модификации состоит из слоев композитной шляпообразной части 43 (см. фиг.4A), например, выполненных из ленты или тканого полотна, состоящих из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), или другой подходящей композитной ленты, ткани или армированного волокнами композитного материала. На фиг.4A-4B также изображен колпак 44, пара перегородок 48 или боковых стенок, проходящих от соответствующих противоположных сторон 48 колпака 44 и пара фланцев 50. На фиг.4A-4B также изображена пара радиусов 56 кривизны галтели, которые соединяют пару фланцев 50 с парой перегородок 48 соответственно, пара лапшевидных заполнителей 108 радиуса, сердцевинная часть 88 и базовый центральный фланец 126. Как показано на фиг.4A, композитный шляпообразный профиль усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32 с также содержит множество композитных придающих жесткость слоев 72, содержащих основной слой 74 (см. фиг.4A-4B), обертывающий слой 80 (см. фиг.4A-4B), базовый слой 94 (см. фиг.4A-4B). На фиг.4A-4B также показан наружный слой 112 и поверхностный слой 118.
В другом варианте осуществления изобретения, изображенном на фиг.6A, предусмотрена композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка 30. На фиг.6A приведен вид в перспективе одного из вариантов осуществления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30 согласно изобретению. Как показано на фиг.6A, композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка 30 включает один из вариантов осуществления композитного шляпообразного профиля усиления 32, как подробно описано выше. Композитный шляпообразный профиль усиления 30 в предпочтительной модификации отвержден и имеет форму предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33. На фиг.6A изображен предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33, соединенный или совместно соединенный с поверхностью конструкции или подложкой 54. В предпочтительной модификации, как показано на фиг.6A, поверхность конструкции или подложка 54 представляет собой гермоперегородку 139, например, неотвержденную композитную гермоперегородку 140. В предпочтительной модификации поверхность неотвержденной композитной гермоперегородки 140 плоская или относительно плоская. Таким образом, в одном варианте осуществления композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка 30 содержит предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33, связанный или совместно связанный с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140.
На фиг.6B приведен покомпонентный вид в перспективе композитного шляпообразного профиля усиления 32 в виде предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33 для композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30 согласно фиг.6A. Как показано на фиг.6B, композитный шляпообразный профиль усиления 32 в виде предварительно (утвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33 включает композитную шляпообразную часть 38 (см. фиг.6B), множество композитных придающих жесткость слоев 72 (см. фиг.6B), наружный слой 112 (см. фиг.2A) и пару лапшевидных заполнителей радиуса 108 (см. фиг.6A). Композитная шляпообразная часть 38 (см. фиг.6B) подробно описана выше со ссылкой на фиг.2A и в предпочтительной модификации содержит колпак 44 (см. фиг.2A), пару перегородок 48 (см. фиг.2A), пару фланцев 50 (см. фиг.2A) и пару радиусов кривизны галтели 56 (см. фиг.2A). Композитная шляпообразная часть 38 в предпочтительной модификации состоит из слоев композитной шляпообразной части 43 (см. фиг.6B), например, выполненных из ленты, тканого полотна, изготовленных из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), или другой подходящей композитной ленты, ткани или армированного волокнами композитного материала.
Как также показано на фиг.6B, композитные придающие жесткость слои 72 содержат основной слой 74 для соединения с прилегающей композитной шляпообразной частью 38, обертывающий слой 80 для соединения с прилегающим основным слоем 74 и базовый слой 94 для соединения с прилегающим основным слоем 74 и обертывающим слоем 80. Вторая сторона 98 (см. фиг.6A-6B) базового слоя 94 (см. фиг.6B) прилегает к поверхности конструкции или подложке 54 (см. фиг.6A), такой как неотвержденная композитная гермоперегородка 140 (см. фиг.6A). Множество композитных придающих жесткость слоев 72, включающих основной слой 74, обертывающий слой 80 и базовый слой 94, в предпочтительной модификации содержит множество композитных слоев 73 (см. фиг.6B), например полотна или ленты, выполненных из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP), или другого подходящего композитного тканого полотна, ленты или армированного волокнами композитного материала. Хотя на фиг.6B не изображен поверхностный слой 118 (см. фиг.2A), поверхностный слой 118 может использоваться или наноситься на вторую сторону 98 базового слоя 94. Композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка 30 предусматривает композитный шляпообразный профиль усиления 32, соединенный с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140 для повышения устойчивости неотвержденной композитной гермоперегородки 140 по сравнению с существующими композитными гермоперегородками, усиленными профилями в форме двутавровой балки (не изображено).
В одном варианте осуществления, изображенном на фиг.7, неотвержденная композитная гермоперегородка 140 может быть гермонастилом 142 гермопола летательного аппарата. На фиг.7 приведен вид снизу в перспективе гермопола 144 летательного аппарата согласно одному из вариантов осуществления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30, например, в виде композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30a. На фиг.7 изображен гермопол 144 летательного аппарата с частью продольной нижней балки 146 и частью гермопола 148. Часть гермопола 148 включает гермоперегородку 139, такую как неотвержденная композитная гермоперегородка 140, предпочтительно в виде гермонастила 142 гермопола летательного аппарата. В предпочтительной модификации неотвержденная композитная гермоперегородка 140, например, в виде гермонастила 142 гермопола летательного аппарата, имеет плоскую или относительно плоскую поверхность гермоперегородки или панели. В этом варианте осуществления композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка 30a содержит множество композитных шляпообразных профилей усиления 32a (см. также фиг.2A, 5A), связанных или совместно связанных с гермонастилом 142 гермопола летательного аппарата. Кроме того, в этом варианте осуществления пара лапшевидных заполнителей радиуса 108 композитных шляпообразных профилей усиления 32a, связанных или совместно связанных с гермонастилом 142 гермопола летательного аппарата, имеет переменный радиус лапшевидного элемента 150 (см. также фиг.5A).
В другом варианте осуществления, изображенном на фиг.8, гермоперегородка 139, такая как неотвержденная композитная гермоперегородка 140, может быть гермостенкой 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата. На фиг.8 приведен вид сзади в перспективе части шпангоута 154 задней ниши шасси летательного аппарата согласно другому варианту осуществления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30, например, в виде композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30b. На фиг.8 изображена часть шпангоута 154 задней ниши шасси летательного аппарата с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140 в виде гермостенки 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата. В предпочтительной модификации неотвержденная композитная гермоперегородка 140, например, в виде гермостенки 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата, имеет плоскую или относительно плоскую поверхность гермоперегородки или панели. В этом варианте осуществления композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка 30b содержит множество композитных шляпообразных профилей усиления 32b (см. также фиг.5B), связанных или совместно связанных с гермостенкой 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата. Кроме того, в этом варианте осуществления пара лапшевидных заполнителей радиуса 108 композитных шляпообразных профилей усиления 32b, связанных или совместно связанных с гермостенкой 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата, имеет постоянный радиус лапшевидного элемента 156 (см. также фиг.5B).
В другом варианте осуществления изобретения предложен способ 200 (см. фиг.9) изготовления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30 (см. фиг.6A) с целью уменьшения или минимизации воздействий отрывающей нагрузки на множество лапшевидных заполнителей радиуса 108 или лапшевидный заполнитель радиуса 108 (см. фиг.2A) для уменьшения критичности отрывающей нагрузки для множества лапшевидных заполнителей радиуса 108 или лапшевидного заполнителя радиуса 108 (см. фиг.2A) или в области композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30 и для повышения стабильности гермоперегородки 139 (см. фиг.6A, 7, 8), такой как неотвержденная композитная гермоперегородка 140 (см. фиг.6A). На фиг.9 приведена схема последовательности операций одного из вариантов осуществления способа 200 согласно изобретению. В частности, предложены новые конфигурации гермоперегородок 139 для изготовления панелей ниши шасси, таких как панели задней ниши шасси, в т.ч. шпангоут 154 задней ниши шасси летательного аппарата (см. фиг.8) и панелей гермопола 144 летательного аппарата (см. фиг.7).
Способ 200 включает этап 202 отверждения композитного шляпообразного профиля усиления 32, такого как, например, композитный шляпообразный профиль усиления 32a (см. фиг.5A) или композитный шляпообразный профиль усиления 32b (см. фиг.5B) в шляпообразной оснастке 130 (см. фиг.5A-5B) с образованием предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33 (см. фиг.6A). Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33 включает композитную шляпообразную часть 38 (см. фиг.6B). Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33 также включает множество композитных придающих жесткость слоев 72 (см. фиг.6B), которые включают основной слой 74 (см. фиг.6B), обертывающий слой 80 (см. фиг.6B) и базовый слой 94 (см. фиг.6B), все соединенные с композитной шляпообразной частью 38 (см. фиг.6B). Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33 также содержит пару лапшевидных заполнителей радиуса 108 (см. фиг.6A), соединенных с композитной шляпообразной частью 38 и расположенных между множеством композитных придающих жесткость слоев 72. Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33 также включает наружный слой 112 (см. фиг.6B), соединенный с композитной шляпообразной частью 38.
На фиг.5A приведен фронтальный разрез одного из вариантов осуществления композитного шляпообразного профиля усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32a, изображенного внутри оснастки или формы в сборе 128. Как показано на фиг.5A, оснастка или форма в сборе 128 включает шляпообразную оснастку или форму 130, например, шляпообразную оснастку или форму с углублением 132.
Перед отверждением композитный шляпообразный профиль усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32a, может формироваться путем укладки композитных слоев шляпообразной части 43 (см. фиг.6B) композитной шляпообразной части 38 (см. фиг.6B), композитных слоев 73 (см. фиг.6B) множества композитных придающих жесткость слоев 72 (см. фиг.6B) и наружного слоя 112 (см. фиг.6B) на поверхности шляпообразной оснастки или формы 130 (см. фиг.5A). Слои композитной шляпообразной части 43, композитные слои 73 и наружный слой 112 могут быть уложены вручную в шляпообразную оснастку или форму 130. Пара лапшевидных заполнителей радиуса 108 в предпочтительной модификации свернута, сформирована и вставлена в неотвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 32a в шляпообразной оснастке или форме 130. В альтернативной модификации слои композитной шляпообразной части 43, композитные слои 73 и наружный слой 112 могут быть уложены на поверхности оснастки (не изображена), например, плоской поверхности оснастки, вручную или посредством использования автоматической лентоукладочной машины, а затем вжаты в шляпообразную оснастку или форму 130, например, способом, предусматривающим использование тепла для формирования складок, или другим известным способом формовки, чтобы сформировать композитные слои шляпообразной части 43, композитные слои 73, наружный слой 112 и пару лапшевидных заполнителей радиуса 108 в форме композитного шляпообразного профиля усиления 32. Кроме того, могут использоваться и другие подходящие известные способы укладки или формовки. Перед отверждением оправка (не изображена) может быть вставлена в сердцевинную часть 88 (см. фиг.2A) композитного шляпообразного профиля усиления 32, например, в виде шляпообразного профиля усиления 32a, для намотки слоев над или вокруг оправки, после чего оправка может быть удалена после отверждения. Оправка может включать мягкую или жесткую оснастку, известную из уровня техники.
Как показано на фиг.5A, оснастка или форма в сборе 128 в предпочтительной модификации также включает пластину оболочки 60. Пластина оболочки 60 в предпочтительной модификации имеет размер и форму, сходные с размером и формой композитного шляпообразного профиля усиления 32. Пластину оболочки 60 в предпочтительной модификации располагают таким образом, что она контактирует с композитным шляпообразным профилем усиления 32 в процессе отверждения для передачи давления, чтобы содействовать перемещению композитного материала в переменный радиус оснастки 135 и сглаживать какие-либо неровности с получением гладкой поверхности.
Как показано на фиг.5A, оснастка или форма в сборе 128 в предпочтительной модификации также включает полостной элемент 134. Полостной элемент 134 в предпочтительной модификации является надувным для того, чтобы оказывать давление изнутри шляпообразной оснастки или формы 130 на композитный шляпообразный профиль усиления 32 во время отверждения. Полостной элемент 134 в предпочтительной модификации имеет постоянное поперечное сечение полости 138. Поскольку полостной элемент 134 имеет постоянное поперечное сечение полости 138, и радиус полостного элемента 134 в предпочтительной модификации не изменяется, важно контролировать радиус шляпообразной оснастки или формы 130, контактирующей с внешней частью композитного шляпообразного профиля усиления 32. В одном варианте осуществления, в котором композитный шляпообразный профиль усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32a, отверждают с образованием предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33 и связывают или совместно связывают с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140, например, в виде гермонастила 142 гермопола летательного аппарата (см. фиг.7), шляпообразная оснастка или форма 130 в предпочтительной модификации имеет переменный радиус 135 оснастки (см. фиг.5A) и каждый из пары лапшевидных заполнителей радиуса 108 имеет переменный радиус лапшевидного элемента 150 (см. фиг.5A). Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33, связанный с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140, например, в виде гермонастила 142 гермопола летательного аппарата (см. фиг.7), имеет пропуски слоев и, следовательно, имеет переменный радиус лапшевидных элементов 150. Используемый здесь термин «пропуски слоев» означает серию укороченных или обрезанных отдельных слоев или групп слоев, расположенных в разных местах композитной детали или ламината, выполненных путем среза по толщине от более толстого поперечного сечения до более тонкого поперечного сечения, например, для создания композитной детали, имеющей необходимый контур поверхности или форму. Пропуски слоев в предпочтительной модификации выполняют на поверхностях для сборочных зажимных приспособлений (BAJ) шляпообразной оснастки или формы, на которые укладывают неотвержденную композитную гермоперегородку 140 и отверждают для обеспечения связывающей поверхности, в предпочтительной модификации плоской или относительно плоской связывающей поверхности между предварительно отвержденным композитным шляпообразным профилем усиления 33 и неотвержденной композитной гермоперегородкой 140, например, в виде гермонастила 142 усиленного пола летательного аппарата. Пара лапшевидных заполнителей радиуса 108 предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33, соединенного с гермонастилом 142 гермопола летательного аппарата, может характеризоваться показателем переполнения лапшевидных элементов; это означает, что в связи с усадкой материала лапшевидного заполнителя радиуса 108 в процессе (утверждения может произойти переполнение лапшевидным заполнителем радиуса 108, или его может оказаться больше предназначенной для него области, например, показатель переполнения лапшевидных элементов может составлять 100%.
На фиг.5B приведен фронтальный разрез другого варианта осуществления композитного шляпообразного профиля усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32b, изображенного внутри формы или оснастки в сборе 128. Как показано на фиг.5B, оснастка или форма в сборе 128 включает шляпообразную оснастку или форму 130, например, шляпообразную оснастку или форму с углублением 132, пластину оболочки 60, описанную выше, и указанный выше полостной элемент 134. Полостной элемент 134 в предпочтительной модификации имеет постоянное поперечное сечение полости 138. В другом варианте осуществления, в котором композитный шляпообразный профиль усиления 32, например, в виде композитного шляпообразного профиля усиления 32b, отверждают с образованием предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33 и связывают или совместно связывают с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140, например, в виде гермостенки 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата (см. фиг.8), шляпообразная оснастка или форма 130 в предпочтительной модификации имеет постоянный радиус оснастки 136 (см. фиг.5B) и каждый из пары лапшевидных заполнителей радиуса 108 в предпочтительной модификации имеет постоянный радиус лапшевидного элемента 156 (см. фиг.5B). Как в гермонастиле 142 гермопола летательного аппарата, так и в гермостенке 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата радиус части, прилежащей к лапшевидному элементому переменного радиуса 150, является постоянным. В гермостенке 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата радиусы постоянны. В гермонастиле 142 гермопола летательного аппарата радиус 135 разных оснасток является переменным. Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33, связанный с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140, например, в виде гермостенки 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата (см. фиг.8), не имеет пропусков слоев и, следовательно, имеет постоянный радиус 156 лапшевидных элементов. Хотя в данном варианте осуществления не предусмотрены пропуски слоев, в предпочтительной модификации пропуски слоев все же выполняют в поверхностях неотвержденной композитной гермоперегородки 140 для обеспечения в предпочтительной модификации плоской или относительно плоской связывающей поверхности между предварительно отвержденным композитным шляпообразным профилем усиления 33 и неотвержденной композитной гермоперегородки 140, например, в виде гермостенки 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата. Пара лапшевидных заполнителей радиуса 108 предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33, соединенного с гермостенкой 152 шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата, может характеризоваться показателем переполнения лапшевидных элементов 115%; это означает, что в связи с усадкой материала лапшевидного заполнителя радиуса 108 в процессе отверждения может произойти переполнение лапшевидным заполнителем радиуса 108 или его может оказаться больше предназначенной для него области, например показатель переполнения лапшевидных элементов может составлять 115%.
Этап отверждения 202 может включать известный процесс отверждения, такой как автоклавный процесс отверждения, вакуумное отверждение с использованием эластичного мешка, сочетание автоклавного и вакуумного отверждения с использованием эластичного мешка, процесс отверждения в пресс-форме, процесс формования с переносом смолы, процесс отверждения при комнатной температуре или другой подходящий процесс отверждения. Отверждение может происходить при повышенной температуре и давлении, соответствующих характеристикам материала для эффективного отверждения композитного шляпообразного профиля усиления 32. В процессе отверждения композитный материал композитного шляпообразного профиля усиления 32 затвердевает и приобретает форму шляпообразной оснастки или формы 130. После того, как сформирован предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33, предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33 может быть удален из шляпообразной оснастки или формы 130.
Как также показано на фиг.9, способ 200 дополнительно включает этап 204 связывания или совместного связывания предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33 (см. фиг.6A) со структурной поверхностью или подложкой 54 (см. фиг.6A) в предпочтительной модификации гермоперегородкой 139, такой как неотвержденная композитная гермоперегородка 140 (см. фиг.6A), для изготовления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30 (см. фиг.6A). Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33 может быть связан или совместно связан с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140 с помощью склеивания, совместного отверждения, вторичного соединения или другого известного способа связывания или совместного связывания. Этап связывания 204 может происходить при повышенной температуре и давлении, соответствующих характеристикам материала для эффективного связывания или совместного связывания предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33 (см. фиг.6A) с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140.
Композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка 30 в предпочтительной модификации минимизирует отрывающую нагрузку на множество лапшевидных заполнителей радиуса 108 или лапшевидный заполнитель радиуса 108 и улучшает стабильность гермоперегородки 139 (см. фиг.6A). Предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33, связанный или совместно связанный с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140, придает улучшенную стабильность и сопротивление продольному изгибу неотвержденной композитной гермоперегородки 140 по сравнению с существующими и известными композитными гермоперегородками или панелями обшивки с профилями усиления в форме двутавровой балки (не изображены).
Как также показано на фиг.9, способ 200 может включать перед этапом 202 отверждения композитного шляпообразного профиля усиления 32 необязательный этап 206 соединения поверхностного слоя 118 с композитным шляпообразным профилем усиления 32, и после отверждения, удаление поверхностного слоя 118 с композитного шляпообразного профиля усиления 32. Как также показано на фиг.9, способ 200 может включать перед этапом 202 отверждения композитного шляпообразного профиля усиления 32 необязательный этап 208 выполнения прорези 106 в композитном шляпообразном профиле усиления 32, и после отверждения, необязательного увеличения размера прорези 106 в композитном шляпообразном профиле усиления, как описано выше. Как также показано на фиг.9, способ 200 может включать перед этапом 202 отверждения композитного шляпообразного профиля усиления 32, необязательный этап 210 снятия фасок с краев пары фланцев 50 (см. фиг.3A-3B) композитного шляпообразного профиля усиления 32.
Как также показано на фиг.9, этап 204 связывания способа 200 может дополнительно включать необязательный этап 212 связывания предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33 с гермостенкой 152 шпангоута ниши шасси летательного аппарата (см. фиг.8). Как также показано на фиг.9, способ 200 может включать перед этапом 202 отверждения композитного шляпообразного профиля усиления 32, необязательный этап 214 управления переменным радиусом оснастки 135 (см. фиг.5A) и переменным радиусом лапшевидного элемента 150 (см. фиг.5A), причем этап 204 связывания также включает связывание предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления 33 с гермонастилом 142 усиленного пола летательного аппарата (см. фиг.7).
Специалисты в данной области техники должны понимать, что использование новых композитных усиленных шляпообразными профилями гермоперегородок 30 согласно изобретению, например, в конструкции панелей композитного корпуса летательного аппарата, например, гермопола 144 летательного аппарата (см. фиг.7) и/или шпангоута 154 задней ниши шасси летательного аппарата (см. фиг.8), обеспечивает ряд существенных преимуществ. Раскрытые варианты осуществления композитного шляпообразного профиля усиления 32 (см. фиг.2A-5B), композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30 и способ 200 (см. фиг.9) обеспечивают уникальную конструкцию, в которой используется предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33 (см. фиг.6A), состоящий из композитной ленточной шляпообразной части 38 с множеством композитных придающих жесткость слоев 72 из композитных слоев тканого полотна, расположенных на всех трех сторонах нагрузки композитной шляпообразной части 38, где предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления 33 связан или совместно связан с неотвержденной композитной гермоперегородкой 140 (см. фиг.6A), например, изготовленной из композитной ленты. Кроме того, раскрытые варианты осуществления композитного шляпообразного профиля усиления 32 (см. фиг.2A-5B), композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30 и способ 200 (см. фиг.9) обеспечивают конструкцию, которая улучшает стабильность, прочность и сопротивление продольному изгибу неотвержденной композитной гермоперегородки 140, например, в виде гермонастила 142 гермопола летательного аппарата и гермостенки 152 шпангоута ниши шасси летательного аппарата. Такая конструкция обеспечивает повышенную стабильность неотвержденной композитной гермоперегородки 140 по сравнению с существующими или известными композитными гермоперегородками с профилями усиления в форме двутавровой балки (не изображены) и минимизирует отрывающую нагрузку на лапшевидный заполнитель радиуса существующих композитных элементов или панелей с профилями усиления в форме двутавровой балки, таким образом, устраняя необходимость в элементах-заполнителях радиуса, крепеже или угловой арматуре, которые обычно используются для предотвращения отказа или решения проблем, связанных с отрывающими нагрузками. Кроме того, раскрытые варианты осуществления композитного шляпообразного профиля усиления 32 (см. фиг.2A-5B) и композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30 имеют различные критические значения отрывающей нагрузки, что повышает их способность выдерживать вызванные отрывающими усилиями нагрузки. Поскольку раскрытые варианты осуществления композитного шляпообразного профиля усиления 32 (см. фиг.2A-5B), композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки 30 и способ 200 (см. фиг.9) могут минимизировать отрывающую нагрузку на лапшевидный заполнитель радиуса, например, на пару лапшевидных заполнителей радиуса 108, что может исключить или минимизировать использование одного или нескольких элементов-заполнителей радиуса, крепежных элементов или угловой арматуры для противодействия отрывающей нагрузке. Это может обеспечить большую экономию на затратах за счет устранения или минимизации стоимости указанных элементов-заполнителей радиуса, крепежа или угловой арматуры и устранения или минимизации трудовых и производственных затрат для установки и обслуживания указанных элементов-заполнителей радиуса, крепежных элементов или угловой арматуры.
Один из вариантов осуществления настоящего изобретения представляет собой композитную усиленную шляпообразными профилями гермоперегородку, включающую неотвержденную композитную гермоперегородку и композитный шляпообразный профиль усиления, связанный с неотвержденной композитной гермоперегородкой, причем композитный шляпообразный профиль усиления предварительно отвержден и содержит композитную шляпообразную часть, имеющую первую сторону и вторую сторону, множество композитных придающих жесткость слоев, соединенных с композитной шляпообразной частью, множество композитных придающих жесткость слоев, содержащих основной слой, соединенный с первой стороной композитной шляпообразной части, обертывающий слой, соединенный с основным слоем, и базовый слой, соединенный с основным слоем и обертывающим слоем, пару лапшевидных заполнителей радиуса, соединенных с композитной шляпообразной частью и расположенных между множеством композитных придающих жесткость слоев, и наружный слой, соединенный со второй стороной композитной шляпообразной части.
В предпочтительной модификации неотвержденная композитная гермоперегородка является гермонастилом гермопола летательного аппарата и гермостенкой шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата. Предпочтительна модификация, в которой пара лапшевидных заполнителей радиуса композитного шляпообразного профиля усиления, связанного с гермонастилом гермопола летательного аппарата, имеет переменный радиус лапшевидного элемента. Предпочтительна модификация, в которой пара лапшевидных заполнителей радиуса композитного шляпообразного профиля усиления, связанного с гермостенкой шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата, имеет переменный радиус лапшевидного элемента. Предпочтительна модификация, в которой композитный шляпообразный профиль усиления, соединенный с неотвержденной композитной гермоперегородкой обеспечивает повышенную устойчивость неотвержденной композитной гермоперегородки по сравнению с существующими композитными гермоперегородками с профилями усиления в форме двутавровой балки.
Один из вариантов осуществления настоящего изобретения представляет собой композитный шляпообразный профиль усиления, включающий композитную шляпообразную часть, имеющую первую сторону и вторую сторону, множество композитных придающих жесткость слоев, соединенных с композитной шляпообразной частью, множество композитных придающих жесткость слоев, содержащих основной слой, соединенный с первой стороной композитной шляпообразной части, обертывающий слой, соединенный с основным слоем, и базовый слой, соединенный с основным слоем и обертывающим слоем, пару лапшевидных заполнителей радиуса, соединенных с композитной шляпообразной частью и расположенных между множеством композитных придающих жесткость слоев, и наружный слой, соединенный со второй стороной композитной шляпообразной части. Предпочтительна модификация, в которой композитный шляпообразный профиль усиления минимизирует отрывающую нагрузку на пару лапшевидных заполнителей радиуса, что приводит к исключению или минимизации использования одного или нескольких элементов-заполнителей радиуса, крепежных элементов или угловой арматуры для противодействия отрывающей нагрузке.
Один из вариантов осуществления настоящего изобретения представляет собой способ изготовления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки для снижения влияния отрывающей нагрузки и повышения стабильности гермоперегородки, причем указанный способ включает отверждение композитного шляпообразного профиля усиления в шляпообразной оснастке с образованием предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления, предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления содержит композитную шляпообразную часть, множество композитных придающих жесткость слоев, включающих основной слой, обертывающий слой и базовый слой, которые соединены с композитной шляпообразной частью, пару лапшевидных заполнителей радиуса, соединенных с композитной шляпообразной частью и расположены между множеством композитных придающих жесткость слоев, и наружный слой, соединенный с композитной шляпообразной частью, и связывание предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления с неотвержденной композитной гермоперегородкой с образованием композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки, причем композитная усиленная шляпообразными профилями гермоперегородка минимизирует отрывающую нагрузку на лапшевидный заполнитель радиуса и повышает стабильность гермоперегородки.
В предпочтительной модификации способ дополнительно включает перед отверждением композитного шляпообразного профиля усиления снятие фасок с краев пары фланцев композитного шляпообразного профиля усиления. Предпочтительна модификация, в которой способ дополнительно включает связывание предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления с гермостенкой шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата.
Многие модификации и другие варианты осуществления изобретения будут понятны специалистам в области техники, к которой относится данное изобретение, после изучения содержания приведенного здесь описания и прилагаемых чертежей. Описанные здесь варианты осуществления являются иллюстративными и не должны рассматриваться как ограничивающие или исчерпывающие. Хотя здесь употребляются конкретные термины, они используются только в общем и описательном смысле, а не в целях ограничения.

Claims (32)

1. Композитный шляпообразный профиль усиления, содержащий:
композитную шляпообразную часть (38), имеющую первую сторону и вторую сторону,
множество композитных придающих жесткость слоев (72), соединенных с композитной шляпообразной частью (38), причем множество композитных придающих жесткость слоев (72) включает:
основной слой (74), соединенный с первой стороной композитной шляпообразной части (38),
обертывающий слой (80), соединенный с основным слоем (74), и
базовый слой (94), соединенный с основным слоем (74) и обертывающим слоем (80),
пару лапшевидных заполнителей радиуса (108), соединенных с композитной шляпообразной частью (38) и расположенных между множеством композитных придающих жесткость слоев (72), и
наружный слой (112), соединенный со второй стороной композитной шляпообразной части (38).
2. Композитный шляпообразный профиль усиления по п. 1, дополнительно включающий поверхностный слой (118), соединенный с базовым слоем (94).
3. Композитный шляпообразный профиль усиления по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что композитная шляпообразная часть (38) содержит:
колпак (44),
пару перегородок (48), проходящих от противоположных сторон колпака (44),
пару фланцев (50), и
пару радиусов (56) кривизны галтели, соединяющих пару фланцев (50) с парой перегородок (48) соответственно.
4. Композитный шляпообразный профиль усиления по п. 3, отличающийся тем, что каждая пара фланцев (50) имеет скошенный край (58).
5. Композитный шляпообразный профиль усиления по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что композитный шляпообразный профиль усиления имеет прорезь (106).
6. Композитный шляпообразный профиль усиления по любому из пп. 1-5, отличающийся тем, что композитная шляпообразная часть (38) содержит множество композитных слоев шляпообразной части (43), состоящих из ленты, выполненной из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP).
7. Композитный шляпообразный профиль усиления по любому из пп. 1-6, отличающийся тем, что множество композитных придающих жесткость слоев (72) содержит множество композитных слоев, состоящих из ткани, выполненной из армированной углеродными волокнами пластмассы (CFRP).
8. Композитный шляпообразный профиль усиления по любому из пп. 1-7, отличающийся тем, что наружный слой (112) содержит стеклянный материал и стекловолоконный материал.
9. Композитный шляпообразный профиль усиления по любому из пп. 1-8, отличающийся тем, что наружный слой (112) содержит материал для электрохимической защиты от коррозии и материал для защиты от выламывания при сверлении.
10. Композитный шляпообразный профиль усиления согласно любому из пп. 1-9, отличающийся тем, что композитный шляпообразный профиль усиления является предварительно отвержденным композитным шляпообразным профилем усиления (33) и связан с неотвержденной композитной гермоперегородкой (140).
11. Композитный шляпообразный профиль усиления по п. 10, отличающийся тем, что неотвержденная композитная гермоперегородка (140) является гермонастилом (142) гермопола летательного аппарата и гермостенкой (152) шпангоута задней ниши шасси летательного аппарата.
12. Способ изготовления композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки для снижения влияния отрывающей нагрузки и повышения стабильности гермоперегородки, причем способ включает:
отверждение композитного шляпообразного профиля усиления (32) в шляпообразной оснастке (130) с образованием предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления (33), причем предварительно отвержденный композитный шляпообразный профиль усиления (33) содержит:
композитную шляпообразную часть (38),
множество композитных придающих жесткость слоев (72), содержащих основной слой (74), обертывающий слой (80) и базовый слой (94), все элементы которого соединены с композитной шляпообразной частью (38),
пару лапшевидных заполнителей (108) радиуса, соединенных с композитной шляпообразной частью (38) и расположенных между множеством композитных придающих жесткость слоев (72), и
наружный слой (112), соединенный с композитной шляпообразной частью (38), и
связывание предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления (33) с неотвержденной композитной гермоперегородкой (140) с образованием композитной усиленной шляпообразными профилями гермоперегородки (30).
13. Способ по п. 12, дополнительно включающий перед отверждением композитного шляпообразного профиля усиления (32) этап соединения поверхностного слоя (118) с композитным шляпообразным профилем усиления, а после отверждения - этап удаления поверхностного слоя (118) с композитного шляпообразного профиля усиления.
14. Способ по пп. 12 и 13, дополнительно включающий перед отверждением композитного шляпообразного профиля усиления (32) этап выполнения прорези (106) в композитном шляпообразном профиле усиления, а после отверждения - этап необязательного увеличения размера прорези (106) в композитном шляпообразном профиле усиления.
15. Способ согласно любому из пп. 12-14, дополнительно включающий перед отверждением композитного шляпообразного профиля усиления (32) этап управления переменным радиусом оснастки и переменным радиусом лапшевидного элемента, и отличающийся тем, что связывание дополнительно содержит связывание предварительно отвержденного композитного шляпообразного профиля усиления (33) с гермонастилом гермопола летательного аппарата (142).
RU2013128408A 2012-06-24 2013-06-21 Композитный шляпообразный профиль усиления, композитные усиленные шляпообразными профилями гермоперегородки и способы их изготовления RU2641959C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/531,583 US8758879B2 (en) 2012-06-24 2012-06-24 Composite hat stiffener, composite hat-stiffened pressure webs, and methods of making the same
US13/531,583 2012-06-24

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013128408A RU2013128408A (ru) 2014-12-27
RU2641959C2 true RU2641959C2 (ru) 2018-01-23

Family

ID=48747305

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013128408A RU2641959C2 (ru) 2012-06-24 2013-06-21 Композитный шляпообразный профиль усиления, композитные усиленные шляпообразными профилями гермоперегородки и способы их изготовления

Country Status (8)

Country Link
US (2) US8758879B2 (ru)
EP (1) EP2676787B1 (ru)
JP (2) JP6243148B2 (ru)
KR (1) KR102047554B1 (ru)
CN (2) CN107128474B (ru)
AU (1) AU2013205706B2 (ru)
CA (1) CA2815523C (ru)
RU (1) RU2641959C2 (ru)

Families Citing this family (75)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2765138A1 (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
DE102010018726B4 (de) * 2010-04-29 2013-08-14 Premium Aerotec Gmbh Verfahren zur Herstellung eines mit zumindest einem Hohlprofil versehenen Bauteils
US9016628B2 (en) * 2012-06-12 2015-04-28 The Boeing Company Methods and apparatus for reducing noise in reinforced skin structures
DE102013224233A1 (de) * 2013-11-27 2015-05-28 Airbus Operations Gmbh Druckschott für ein Flugzeug und Vorrichtung sowie Verfahren zur Herstellung eines Flugzeugstrukturbauteils
US9358764B2 (en) * 2013-12-17 2016-06-07 The Boeing Company System and method of joining components
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
FR3018286B1 (fr) * 2014-03-10 2016-05-27 Aircelle Sa Preforme tissee pour realiser un renfort circonferentiel ou torique a section en omega
EP2962840A1 (en) * 2014-06-30 2016-01-06 Airbus Operations, S.L. A leading edge for an aircraft lifting surface and manufacturing method thereof
GB2528078B (en) * 2014-07-08 2020-07-29 Airbus Operations Ltd Structure
GB2528076B (en) * 2014-07-08 2020-07-29 Airbus Operations Ltd Rib foot
US9517606B2 (en) * 2014-08-06 2016-12-13 The Boeing Company Composite structure and method of forming thereof
US9399510B2 (en) * 2014-08-20 2016-07-26 The Boeing Company Hat stringer closeout fitting and method of making same
US9592651B2 (en) * 2014-09-30 2017-03-14 The Boeing Company Composite structures having reduced area radius fillers and methods of forming the same
EP3018051A1 (en) * 2014-11-06 2016-05-11 Airbus Operations GmbH Structural component and method for producing a structural component
CN104441697A (zh) * 2014-11-17 2015-03-25 上海飞机制造有限公司 一种复合材料c型制件的预成型方法
CN104589670B (zh) * 2014-12-02 2017-06-23 航天海鹰(镇江)特种材料有限公司 一种复合材料空腔结构气囊成型的气体通道设计方法
JP6501511B2 (ja) * 2014-12-15 2019-04-17 三菱重工業株式会社 コーナーフィレット部の設計方法及び航空機
JP6444157B2 (ja) 2014-12-15 2018-12-26 三菱重工業株式会社 複合構造体の成形方法
US10195817B2 (en) * 2015-01-02 2019-02-05 The Boeing Company Skin-stringer design for composite wings
EP3059156B1 (en) * 2015-02-23 2020-04-01 Airbus Operations, S.L. Flat kinked rear pressure bulkhead
GB2538097A (en) * 2015-05-07 2016-11-09 Airbus Operations Ltd Composite structures
CN104943849B (zh) * 2015-05-07 2017-02-01 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种铝蒙皮蜂窝夹层地板的制造方法
JP6468070B2 (ja) * 2015-05-22 2019-02-13 トヨタ紡織株式会社 乗物用シート
US10005267B1 (en) * 2015-09-22 2018-06-26 Textron Innovations, Inc. Formation of complex composite structures using laminate templates
CN105423116A (zh) * 2015-11-05 2016-03-23 江苏恒神股份有限公司 Rtm整体成型纵横加筋结构口盖及其制造方法
CN106696303A (zh) * 2015-11-17 2017-05-24 珠海航太科技有限公司 制作复合材料夹芯结构机翼蒙皮的工艺
CN105269839A (zh) * 2015-11-25 2016-01-27 哈尔滨工业大学 基于形状记忆聚合物的纤维复合材料帽型筋模具的制备方法
EP3439858B1 (en) * 2016-04-06 2020-06-24 Rolls-Royce plc A method of manufacturing a composite component and a composite preform formed thereby
CN106314759A (zh) * 2016-09-06 2017-01-11 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种飞机机翼的翼梁连接结构
US10220935B2 (en) 2016-09-13 2019-03-05 The Boeing Company Open-channel stiffener
US20180086429A1 (en) * 2016-09-28 2018-03-29 The Boeing Company Airfoil-Shaped Body Having Composite Base Skin with Integral Hat-Shaped Spar
US10926435B2 (en) * 2017-05-03 2021-02-23 The Boeing Company Foam mandrel assembly
CN107554751B (zh) * 2017-08-22 2020-06-23 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种长桁保护装置
EP3694694B1 (en) 2017-10-12 2022-06-15 Albany Engineered Composites, Inc. Three-dimensional woven preforms for omega stiffeners
US10717240B2 (en) * 2017-10-19 2020-07-21 The Boeing Company Method for making a hat stiffener pre-form with under-cut chamfered flange
US10766212B2 (en) * 2017-12-13 2020-09-08 The Boeing Company Method and apparatus for forming radius filler kits
EP3727804B1 (en) * 2017-12-21 2022-05-18 Cytec Industries Inc. Peel ply for surface preparation and bonding method using the same
US10800128B2 (en) * 2018-01-24 2020-10-13 General Electric Company Composite components having T or L-joints and methods for forming same
EP3763516A4 (en) * 2018-03-05 2021-11-24 Nippi Corporation METHOD FOR MANUFACTURING A HONEYCOMB-SHAPED SANDWICH COMPOSITE MATERIAL
CN108688195B (zh) * 2018-06-13 2024-04-09 绍兴宝旌复合材料有限公司 一种碳纤维复合材料梯形骨架结构及其成型方法
GB2575103A (en) 2018-06-29 2020-01-01 Airbus Operations Ltd Method of manufacturing duct stringer
CN110757830B (zh) * 2018-07-26 2022-07-26 中国商用飞机有限责任公司 一种帽型长桁的热隔膜成型方法
US11046027B2 (en) 2018-08-02 2021-06-29 The Boeing Company Expandable tooling systems and methods
ES2880625T3 (es) * 2018-09-11 2021-11-25 Airbus Operations Sl Métodos para la fabricación de larguerillos curvos en omega y larguerillos en forma de Z de material compuesto y para la fabricación de un panel rigidizado de material compuesto con curvatura
CN111086243B (zh) * 2018-10-24 2021-07-20 中国商用飞机有限责任公司 一种复合材料c型梁的成型方法及成型工装
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing
US11179902B2 (en) 2018-12-19 2021-11-23 The Boeing Company Bladder mandrel package
US11358345B2 (en) * 2019-01-02 2022-06-14 The Boeing Company Internal tooling for composite parts
CA3136651A1 (en) * 2019-04-18 2020-10-22 Teijin Carbon Europe Gmbh Braided preform radius filler
US10913215B2 (en) * 2019-05-09 2021-02-09 The Boeing Company Composite structure having a variable gage and methods for forming a composite structure having a variable gage
US10919260B2 (en) * 2019-05-09 2021-02-16 The Boeing Company Composite structure having a variable gage and methods for forming a composite structure having a variable gage
US10919256B2 (en) * 2019-05-09 2021-02-16 The Boeing Company Composite structure having a variable gage and methods for forming a composite structure having a variable gage
US11325282B2 (en) 2019-07-01 2022-05-10 The Boeing Company Method of manufacturing a composite workpiece
US11298892B2 (en) 2019-07-01 2022-04-12 The Boeing Company Expandable tooling systems and methods
ES1235737Y (es) * 2019-07-24 2020-01-02 Citd Engineering & Tech Sl Mamparo de presion
JP7321030B2 (ja) * 2019-08-08 2023-08-04 三菱重工業株式会社 補強部材、組立体、及び、補強部材の製造方法
JP7382117B2 (ja) * 2019-08-30 2023-11-16 株式会社Subaru プリフォーム賦形装置、プリフォーム賦形方法及び複合材成形方法
US11235850B2 (en) * 2019-12-06 2022-02-01 The Boeing Company Arched horizontal pressure deck to rear spar gutter
US11649033B2 (en) 2019-12-16 2023-05-16 The Boeing Company Compression chord for a fuselage
US11872776B2 (en) 2019-12-19 2024-01-16 The Boeing Company Methods for recovering expanded polymer tooling
CN112571815B (zh) * 2020-10-29 2022-06-14 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种加筋壁板的筋条定位方法
US11745832B2 (en) 2020-11-06 2023-09-05 Torx Marine Inc. Stringer and system for mounting equipment to a vessel's hull
CN112848374B (zh) * 2021-01-09 2022-09-30 哈尔滨工业大学 一种用于柔性囊体囊壁缠绕工艺的组合式法兰夹具
US20220227475A1 (en) * 2021-01-20 2022-07-21 The Boeing Company Beaded composite structures and methods for manufacturing beaded composite structures
US11945568B2 (en) * 2021-03-01 2024-04-02 The Boeing Company Hybrid pressure deck for aircraft
US11780185B2 (en) * 2021-03-05 2023-10-10 GM Global Technology Operations LLC Reinforced composite assemblies and methods of manufacturing the same
DE102021105787A1 (de) 2021-03-10 2022-09-15 Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft Faserverbundbauteil, Kraftfahrzeugkomponente und Verfahren zum Herstellen des Faserverbundbauteils
CN113232834B (zh) * 2021-05-10 2023-03-03 西北工业大学 临近空间双腹板空心复合材料螺旋桨结构及其制作方法
CN113846431B (zh) * 2021-09-02 2023-04-07 天津工业大学 一种盒状加筋三维织物预制体的制备方法
CN113910641B (zh) * 2021-10-11 2023-06-02 成都锐美特新材料科技有限公司 碳纤维复合材料制品及其制备方法和穿戴式座椅
KR102419724B1 (ko) * 2021-12-24 2022-07-13 주식회사 숨비 암프레임 보강기능이 구비된 멀티콥터
CN115674728B (zh) * 2022-10-09 2023-06-27 哈尔滨玻璃钢研究院有限公司 一种内外蒙皮与夹芯一体管成型用模具及其使用方法
US20240173928A1 (en) * 2022-11-28 2024-05-30 The Boeing Company Apparatus and method for manufacturing a composite part to provide smooth join surfaces of the composite part
CN116461162B (zh) * 2023-04-13 2024-04-05 肥城三合工程材料有限公司 一种纤维增强复合材料及其制备工艺

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3995081A (en) * 1974-10-07 1976-11-30 General Dynamics Corporation Composite structural beams and method
US5271986A (en) * 1991-04-19 1993-12-21 United Technologies Corporation Structural member having a stiffener bead therein and comprising plies of composite material extending for the full length and width of the structural member and continuously through the stiffener bead, and the article so made
US6849150B1 (en) * 2001-01-16 2005-02-01 Lockheed Martin Corporation System and method of forming structural assemblies with 3-D woven joint pre-forms
US20080111024A1 (en) * 2006-11-10 2008-05-15 Lee Shin S Composite Aircraft Structures With Hat Stiffeners
US20100139857A1 (en) * 2008-12-10 2010-06-10 The Boeing Company Bagging process and mandrel for fabrication of elongated composite structure
US20100304094A1 (en) * 2009-05-28 2010-12-02 The Boeing Company Stringer transition and method for producing composite parts using the same
US20100320320A1 (en) * 2005-03-31 2010-12-23 The Boeing Company Aeropspace structure including composite beam chord clamped between reinforcement plates
EP2336021A2 (en) * 2009-12-15 2011-06-22 The Boeing Company High pull-off capability hat stringer
RU2446076C2 (ru) * 2007-01-23 2012-03-27 Эйрбас Оперейшнз Гмбх Фюзеляж самолета или космического летательного аппарата из гибридной конструкции углепластик/металл с металлической рамой
EP2455213A2 (en) * 2010-11-23 2012-05-23 Airbus Operations S.L. A peel ply material for use in an automated tape laying machine

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5893534A (en) 1995-12-22 1999-04-13 The Boeing Company Structural apparatus and design to prevent oil can movement of webs in aircraft pressure bulkheads
CN1051520C (zh) * 1996-10-07 2000-04-19 王新云 飞行器的预应力结构及制造方法
EP1261787A2 (en) 2000-02-25 2002-12-04 The Boeing Company Laminated composite radius filler
ES2205961B2 (es) * 2001-02-13 2005-03-01 Eads Construcciones Aeronauticas, S.A. Procedimiento de fabricacion de elementos de material compuesto mediante la tecnoclogia del coencolado.
GB0122050D0 (en) * 2001-09-13 2001-10-31 Bae Systems Plc Composite material structure
US6729576B2 (en) * 2002-08-13 2004-05-04 Sikorsky Aircraft Corporation Composite tail cone assembly
US6964723B2 (en) 2002-10-04 2005-11-15 The Boeing Company Method for applying pressure to composite laminate areas masked by secondary features
JP4873309B2 (ja) * 2004-08-31 2012-02-08 東レ株式会社 自動車用ボンネット
US20070144653A1 (en) * 2005-12-22 2007-06-28 Padilla Kenneth A Methods and systems for debonding substrates
EP1995040A1 (en) * 2006-03-08 2008-11-26 Toray Industries, Inc. Process, and apparatus, for producing reinforcing fiber molding
CN101588902B (zh) * 2007-01-26 2013-09-25 东丽株式会社 纤维增强树脂梁成型用预成型体、其制造方法、其制造装置及纤维增强树脂梁的制造方法
FR2913910B1 (fr) * 2007-03-19 2009-05-29 Skf Aerospace France Soc Par A Ensemble fibreux pour piece composite,piece composite et procede de fabrication d'une telle piece composite
DE102007015518A1 (de) * 2007-03-30 2008-10-02 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung von Profilteilen
US8043554B2 (en) * 2007-06-08 2011-10-25 The Boeing Company Manufacturing process using bladderless mold line conformal hat stringer
US8152948B2 (en) * 2008-01-09 2012-04-10 The Boeing Company Contoured composite parts
US8540833B2 (en) 2008-05-16 2013-09-24 The Boeing Company Reinforced stiffeners and method for making the same
DE102009047340B4 (de) 2009-12-01 2011-07-14 Airbus Operations GmbH, 21129 Verfahren zum Bilden eines Strukturbauteils eines Luft- oder Raumfahrzeuges und Umformvorrichtung
ES2383986B1 (es) * 2009-12-30 2013-05-16 Airbus Operations, S.L. Cuaderna de fuselaje de aeronave en material compuesto con alma estabilizada.
EP2404824B1 (fr) * 2010-07-08 2015-09-09 Airbus Opérations SAS Structure d'aeronef et Procédé de réalisation d'une telle structure
CN201745741U (zh) * 2010-07-20 2011-02-16 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种复合材料机身整体薄壁结构

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3995081A (en) * 1974-10-07 1976-11-30 General Dynamics Corporation Composite structural beams and method
US5271986A (en) * 1991-04-19 1993-12-21 United Technologies Corporation Structural member having a stiffener bead therein and comprising plies of composite material extending for the full length and width of the structural member and continuously through the stiffener bead, and the article so made
US6849150B1 (en) * 2001-01-16 2005-02-01 Lockheed Martin Corporation System and method of forming structural assemblies with 3-D woven joint pre-forms
US20100320320A1 (en) * 2005-03-31 2010-12-23 The Boeing Company Aeropspace structure including composite beam chord clamped between reinforcement plates
US20080111024A1 (en) * 2006-11-10 2008-05-15 Lee Shin S Composite Aircraft Structures With Hat Stiffeners
RU2446076C2 (ru) * 2007-01-23 2012-03-27 Эйрбас Оперейшнз Гмбх Фюзеляж самолета или космического летательного аппарата из гибридной конструкции углепластик/металл с металлической рамой
US20100139857A1 (en) * 2008-12-10 2010-06-10 The Boeing Company Bagging process and mandrel for fabrication of elongated composite structure
US20100304094A1 (en) * 2009-05-28 2010-12-02 The Boeing Company Stringer transition and method for producing composite parts using the same
EP2336021A2 (en) * 2009-12-15 2011-06-22 The Boeing Company High pull-off capability hat stringer
EP2455213A2 (en) * 2010-11-23 2012-05-23 Airbus Operations S.L. A peel ply material for use in an automated tape laying machine

Also Published As

Publication number Publication date
AU2013205706B2 (en) 2017-05-04
CA2815523A1 (en) 2013-12-24
CN107128474A (zh) 2017-09-05
CN107128474B (zh) 2019-09-17
KR20130143690A (ko) 2013-12-31
US9387629B2 (en) 2016-07-12
US20140299257A1 (en) 2014-10-09
EP2676787B1 (en) 2016-05-25
JP2014012403A (ja) 2014-01-23
US20130344291A1 (en) 2013-12-26
JP2017200766A (ja) 2017-11-09
CA2815523C (en) 2017-05-30
JP6243148B2 (ja) 2017-12-06
AU2013205706A1 (en) 2014-01-16
CN103507941A (zh) 2014-01-15
JP6374570B2 (ja) 2018-08-15
RU2013128408A (ru) 2014-12-27
US8758879B2 (en) 2014-06-24
EP2676787A1 (en) 2013-12-25
CN103507941B (zh) 2017-04-26
KR102047554B1 (ko) 2019-11-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2641959C2 (ru) Композитный шляпообразный профиль усиления, композитные усиленные шляпообразными профилями гермоперегородки и способы их изготовления
RU2636494C2 (ru) Композитные радиусные заполнители и способы их изготовления
RU2646400C2 (ru) Способ и система изготовления композитных конструкций с заполнителями зазора из материала на основе рубленого волокна
KR102067291B1 (ko) 접착식 복합 에어포일 및 이의 제작 방법
EP3030413B1 (en) Stiffened composite panels and method of their manufacture
US9592651B2 (en) Composite structures having reduced area radius fillers and methods of forming the same
EP3293104B1 (en) Open-channel stiffener
US20120097323A1 (en) Method for producing a fibre composite component for air and space technology
CN103813959A (zh) 直升飞机
EP2695726B1 (en) Monolithic composite structures for vehicles
US10005267B1 (en) Formation of complex composite structures using laminate templates
US20160311188A1 (en) Lightweight structure and method for producing a lightweight structure

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant