RU2693141C2

RU2693141C2 - Конструкция панели и соответствующий способ

Info

Publication number: RU2693141C2
Application number: RU2015143701A
Authority: RU
Inventors: Оливер СЕАК
Original assignee: Эйрбас Оператионс Гмбх
Priority date: 2014-10-16
Filing date: 2015-10-13
Publication date: 2019-07-01
Also published as: RU2015143701A3; US20190031314A1; ES2902069T3; EP3009344B1; JP6738134B2; EP3536602B1; US10086923B2; US20160107743A1; CN105523166B; CN105523166A; EP3536602A1; JP2016078838A; EP3009344A1; US11084565B2; RU2015143701A

Abstract

Изобретение относится к новой конструкции панели для транспортного средства, особенно для летательного или космического аппарата, и к новому способу изготовления такой конструкции панели, а также к транспортному средству, которое включает такую конструкцию панели. Конструкция панели для транспортного средства и особенно для самолета или космического летательного аппарата включает элемент площади, особенно элемент обшивки, и удлиненные элементы жесткости. Элемент площади определяет протяженность площади первой поверхностью и противоположной второй поверхностью и имеет некоторую толщину между первой и второй поверхностями. Удлиненные элементы жесткости прикреплены к элементу площади и проходят по меньшей мере по одной из первой и второй поверхностей. Элементы жесткости раздвоены в точке раздвоения на две или больше ветвей элемента жесткости. Повышение прочности конструкции. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 24 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к новой конструкции панели для транспортного средства, особенно для летательного или космического аппарата, и к новому способу изготовления такой конструкции панели, а также к транспортному средству, которое включает такую конструкцию панели. Хотя настоящее изобретение разработано особо для применения в авиационной и космической отраслях, следует понимать, что оно также может быть применено в судах и наземных транспортных средствах, таких как железнодорожные и/или автомобильные.

В авиационной и аэрокосмической отраслях усиленные панели и особенно усиленные стрингерами панели стали стандартным решением, обеспечивающим уменьшение массы при строительстве. Действительно, обычно больше 90% фюзеляжа или наружной обшивки современного пассажирского самолета выполнено из панелей, усиленных стрингерами. В этой связи стрингер представляет собой элемент жесткости, который повышает поперечную изгибную жесткость конструкционной панели или элемента площади. С помощью стрингеров панель усиливают против общего выпучивания под действием сжимающих и срезающих нагрузок. Результирующая нестойкость и разрушающая нагрузка элемента панели за счет этого сдвигается в область более высоких нагрузок при меньшем увеличении массы конструкции по сравнению с простым утолщением самого элемента панели. Стрингеры также ограничивают размеры любого выпучивания в элементе панели или обшивке до локализованных участков между стрингерами (т.е., "пролетами обшивки"), создавая так называемое локальное выпучивание. При уменьшении размеров поля выпучивания (т.е., размера пролетов обшивки), прочность на продольный изгиб элемента панели или обшивки увеличивается.

Хотя усилия разработчиков постоянно направлены на уменьшение массы летательного аппарата с целью оптимизации расхода топлива, тем не менее, критическим аспектом остается то, чтобы прочность и безопасность конструкции летательного аппарата не ухудшалась при неизменном соответствии испытательным стандартам.

На этой основе автор настоящего изобретения изобрел новую и усовершенствованную конструкцию панели для транспортного средства, в частности для летательного аппарата, которая соответствует действующим стандартам по безопасности и испытаниям, при этом позволяя уменьшить массу конструкции.

В соответствии с настоящим изобретением, предложены конструкция панели для транспортного средства, такого как летательный или космический аппарат, которая описана в пункте 1, и способ изготовления такой конструкции панели, который описан в пункте 9 формулы изобретения. Кроме того, также предложено транспортное средство, такое как летательный или космический аппарат, которое описано в пункте 15 формулы изобретения. Предпочтительные признаки описаны в зависимых пунктах формулы изобретения.

Поэтому согласно одному аспекту изобретение предлагает конструкцию панели для транспортного средства и особенно для летательного или космического аппарата, включающую: элемент площади, такой как элемент панели или элемент обшивки, и некоторое число удлиненных элементов жесткости, которые прикреплены к элементу площади и проходят по меньшей мере по одной его стороне, причем по меньшей мере один из этого числа элементов жесткости разветвляется или раздваивается в точке ветвления или точке раздвоения на два или больше элементов жесткости. Обычно элемент площади имеет некоторую площадь и включает первую сторону и противоположную вторую сторону, причем толщина элемента площади определяется расстоянием между первой и второй сторонами. Элементы жесткости прикреплены к элементу площади и проходят по меньшей мере по одной из его первой и второй сторон.

Таким образом, изобретение предлагает новую и усовершенствованную конструкцию панели, в которой применено ветвление, особенно раздвоение, элементов жесткости, чтобы изменить интервал или шаг элементов жесткости в области элемента площади или элемента панели, который подвергается повышенным нагрузкам при использовании. То есть, путем разветвления или раздвоения элемента жесткости по меньшей мере на два элемента жесткости становится возможным повысить плотность усиления (т.е., уменьшить интервал или шаг элементов жесткости) на этом участке элемента площади или элемента панели. Таким образом, следует понять, что изобретение предусматривает разделение элемента жесткости более чем на два элемента жесткости (например, посредством разделения его на три или четыре элемента). Но для упрощения термин "раздвоенный" и его вариации, такие как "раздвоение", используемый в настоящем документе, должен пониматься как ссылка на деление или ветвление элемента на два или больше элементов, а не как ограничение только двумя получаемыми таким образом элементами. Тогда как локализованное упрочнение для неравномерных нагрузок на конструкцию панели традиционно выполняется путем локализованного утолщения элемента площади или элемента панели, настоящее изобретение предлагает подход с меньшей массой и более экономичный. В частности, использование раздвоенных элементов жесткости (например, стрингеров) дает повышенную свободу проектирования усиленной конструкции панели при относительно небольшой дополнительной массе. Следует сказать, что термин "элемент площади" в настоящем раскрытии является общим термином для элемента, такого как панель, обшивка или лист, представляя относительно большую площадь между его противоположными поверхностями или сторонами по сравнению с величиной толщины между такими поверхностями или сторонами.

В известной конструкции панели единый шаг элементов жесткости (например, стрингеров) обычно устанавливают на ранней стадии проектирования. Если пролет обшивки между стрингерами испытывает выпучивание в известном процессе проектирования, то толщину обшивки в соответствующих пролетах обшивки увеличивают. Однако увеличение толщины обшивки для предотвращения выпучивания намного менее эффективно чем применение элементов жесткости. Это происходит из-за разного нелинейного отношения между прочностью на продольный изгиб элемента обшивки в месте локального выпучивания и прочностью на продольный изгиб элементов жесткости против общего выпучивания. Локальная прочность на продольный изгиб обшивки возрастает с второй степенью ее толщины, тогда как общая прочность на продольный изгиб элемента жесткости обычно возрастает с третьей степенью высоты элемента жесткости. Поскольку толщина обшивки обычна небольшая по сравнению с высотой элемента жесткости, необходимо добавить обшивке значительно больше массы, чтобы предотвратить выпучивание, по сравнению с элементами жесткости. Таким образом, раздвоенные элементы жесткости в конструкции панели изобретения дают практически новую конструкцию панели малой массы.

В одном предпочтительном варианте осуществления изобретения угол раздвоения между ветвями элемента жесткости уменьшаются с их отдалением от точки раздвоения. Другими словами, ветви элементов жесткости желательно расходятся меньше с их удалением от точки раздвоения и могут следовать так, что после раздвоения ветви элементов жесткости проходят приблизительно параллельно одна другой. В этой связи, по меньшей мере одна из двух ветвей элементов жесткости, а по выбору обе, может проходить через изгиб или загиб, чтобы уменьшить угол раздвоения с отдалением ветвей элементов жесткости от точки раздвоения. В частности, изгиб или загиб по меньшей мере одной ветви элемента жесткости проходит под определенным углом к другой из двух ветвей элемента жесткости. Это изменение в пути или направлении ветвей элементов жесткости после исходного раздвоения служит для сглаживания перехода между разными интервалами или шагами элементов жесткости и/или ветвей элементов жесткости.

В одном особо предпочтительном варианте осуществления каждый из некоторого числа элементов жесткости на элементе площади разветвляется или раздваивается по меньшей мере на две ветви элемента жесткости в соответствующей точке разветвления или точке раздвоения. Соответствующие точки разветвления или точки раздвоения поэтому предпочтительно распределены или смещены по отношению одна к другой, особенно в радиальном направлении. Распределенные или смещенные положения точек разветвления или точек раздвоения служат для обеспечения в общем плавного перехода от одного интервала или шага стрингеров на одном участке конструкции панели к другому интервалу или шагу стрингеров на соседнем участке конструкции панели.

В одном предпочтительном варианте осуществления элементы жесткости и ветви элементов жесткости расположены так, чтобы создать приблизительно единый шаг или интервал между соседними элементами жесткости и/или соседними ветвями элементов жесткости на локальном участке конструкции панели.

В одном особо предпочтительном варианте осуществления изобретения, элемент площади (т.е., элемент панели или элемент обшивки) конструкции панели имеет закругленную форму, которая обычно используется в герметической перегородке фюзеляжа летательного аппарата, или коническую форму, или в общем прямоугольную форму. В этом отношении конструкция панели особенно подходит для панелей, испытывающих неравномерные внутренние нагрузки, и/или панелей, испытывающих неравномерные или концентрированные внешние нагрузки.

В одном предпочтительном варианте осуществления конструкция панели может включать часть конструкционного компонента и может, например, включать несколько элементов жесткости, расположенным между и прикрепленным к двум или больше элементам площади или элементам панели, таким как элементы жесткости, формирующие усиливающий каркас или конструкцию, которая окружена и/или покрыта соответствующими элементами площади или элементами панели.

Согласно еще одному аспекту, настоящее изобретение предлагает способ изготовления конструкции панели для транспортного средства, такого как летательный или космический аппарат, причем способ включает:

предоставление элемента площади, в частности элемента панели или элемента обшивки, который определяет протяженность площади и имеет первую поверхность и противоположную вторую поверхность, причем толщина элемента площади является расстоянием между первой и второй поверхностями; и

размещение некоторого числа удлиненных элементов жесткости по меньшей мере на одной из первой и второй поверхностей элемента площади для крепления к элементу площади;

причем этап размещения элементов жесткости включает разветвление или раздвоение по меньшей мере одного из элементов жесткости в точке разветвления или точке раздвоения на две или больше ветви элемента жесткости.

В одном предпочтительном варианте осуществления положение или расположение на элементе площади точки разветвления по меньшей мере в одном элементе жесткости выбирают или определяют на основании: порога выпучивания участка элемента площади рядом по меньшей мере с одним элементом жесткости и требуемой минимальной расчетной нагрузкой на элемент площади на этом участке и/или максимально допустимой продольной силы по меньшей мере в одном элементе жесткости.

Как также сказано выше, в одном предпочтительном варианте осуществления этап размещения элементов жесткости включает уменьшение угла разветвления или угла раздвоения между ветвями элементов жесткости с отдалением ветвей элементов жесткости от точки разветвления. Более конкретно, этап размещения элементов жесткости может включать прохождение или направление по меньшей мере одной из ветвей элементов жесткости, а по выбору обеих, через изгиб или загиб, чтобы уменьшить угол разветвления или угол раздвоения с отдалением ветвей элементов жесткости от точки раздвоения.

В одном особо предпочтительном варианте осуществления изобретения, этап размещения элементов жесткости включает раздвоение каждого из некоторого числа элементов жесткости в соответствующей точке раздвоения по меньшей мере на два элемента жесткости. Способ тогда может предпочтительно включать: распределение или смещение точки раздвоения относительно другой; например, смещение точки раздвоения от другой в радиальном направлении.

В одном предпочтительном варианте осуществления этап размещения элементов жесткости включает цифровое моделирование положений элементов жесткости. Способ изготовления конструкции панели предпочтительно включает способ аддитивный способ изготовления слоев (ALM), который обеспечивает высокую гибкость проектирования по отношению к геометрическим ограничениям. В этом отношении способ ALM может быть использован для осаждения и наращивания как самого элемента площади, так и элементов жесткости, которые зафиксированы на и проходят по меньшей мере по одной поверхности или стороне элемента площади в цельной или унитарной конструкции; например, на основании цифровой модели конструкции панели. В одном альтернативном варианте осуществления конструкции панели элементы жесткости могут быть осаждены и наращиваться на предварительно сформованным элементом площади с прикреплением к нему. В способе изготовления конструкции панели необязательно должны использоваться способы ALM, и способ может включать другие этапы изготовления, такие как фрезерование, литье, соединение заклепками, сварку, а также способы соединения клеем или скрепления композитных материалов (например, композитов из армированных волокном полимеров (FRP)).

Согласно еще одному аспекту, настоящее изобретение предлагает транспортное средство, такое как летательный или космический аппарат, имеющий по меньшей мере одну конструкцию панели, а предпочтительно несколько, согласно любому варианту осуществления из описанных выше.

Для более полного понимания настоящего изобретения и его преимуществ, примеры вариантов осуществления изобретения объяснены более подробно в последующем описании со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых одинаковые ссылочные символы обозначают одинаковые детали и на которых:

Фиг. 1 - (а) вид в плане, (b) вид спереди и (с) вид сбоку летательного аппарата с указанием подходящих областей (более темные) для конструкции панели согласно изобретению; а именно, больше 90% фюзеляжа или наружной обшивки современного пассажирского самолета включают панели, усиленные стрингерами.

Фиг. 2 - пример типичного фюзеляжа самолета с рамами и стрингерами.

Фиг. 3 - пример прямоугольной конструкции панели, усиленной стрингерами, с типичной схемой расположения стрингеров.

Фиг. 4 - пример конической конструкции панели с параллельными стрингерами, используемой в крыле.

Фиг. 5 - пример круглой и сферически изогнутой конструкции панели для герметической переборки внутри фюзеляжа самолета.

Фиг. 6 - схематический перспективный вид известной конструкции панели, усиленной стрингерами с типичной предполагаемой постоянной нагрузкой.

Фиг. 7 - идеализированная известная прямоугольная конструкция панели, усиленная стрингерами, показанная в виде с торца (а) и виде в плане (b). Равномерная нагрузка (стрелки) приводит к единому шагу стрингеров в сочетании с единой толщиной обшивки. Эта панель оптимизирована для этого типа нагрузки путем поддержания единого шага стрингеров и единой толщины обшивки.

Фиг. 8 - пример прямоугольной конструкция панели, усиленной стрингерами, которая показана в виде с торца (а) и в виде в плане (b), известной формы с реальной неравномерной нагрузкой на ее правый край. (Примите к сведению: для упрощения сдвиг по длинным краям панели, являющийся результатом разных нагрузок на левый и правый края панели, не показан.)

Фиг. 9 - пример прямоугольной известной конструкция панели, усиленной стрингерами, с неравномерной нагрузкой. Эта конструкция панели имеет единый шаг стрингеров, но изменяющуюся, разную толщину обшивки, чтобы предотвратить выпучивание.

Фиг. 10 - схема расположения элементов жесткости на нижней стороне листа гигантской водяной лилии Victoria cruziana.

Фиг. 11 - пример круглой или сферической панели, усиленной стрингерами, с прямыми радиальными стрингерами. Ширина b поля выпучивания изменяется по радиусу r.

Фиг. 12 - сравнение разных схем расположения стрингеров для круглой или сферической конструкции панели, усиленной стрингерами: (а) классическая схема с прямыми радиальными (и окружными) элементами жесткости, которая дает поле выпучивания, увеличивающееся от центра к наружному краю; (b) схема с простыми раздвоенными радиальными элементами жесткости, которая дает поле выпучивания размером, изменяющимся от центра к наружному краю; и (с) схема расположения элементов жесткости согласно одному варианту осуществления изобретения, имеющему раздвоенные радиальные стрингеры с точками раздвоения в разных радиальных положениях и изогнутыми элементами жесткости после раздвоения, чтобы поддерживать размеры поля выпучивания в общем равномерными или насколько возможно равномерными по площади панели.

Фиг. 13 - схема расположения стрингеров на круглой или сферической конструкции панели из варианта осуществления с раздвоенными радиальными стрингерами. Точки раздвоения расположены в разных радиальных положениях r, и пары раздвоенных стрингеров, которые отходят от точки раздвоения изогнуты друг к другу, чтобы сохранить ширину b поля выпучивания насколько возможно равномерной по радиусу r. Это дает более единые размеры полей выпучивания чем в схемах расположения стрингеров, показанных на Фиг. 12 (а) и (b).

Фиг. 14 - схематический вид (а) прямоугольной конструкции панели с известной схемой расположения стрингеров, имеющих единый шаг, и (b) прямоугольной конструкции панели с раздвоенными стрингерами согласно одному варианту осуществления изобретения.

Фиг. 15 - пример прямоугольной конструкции панели, показанной в виде с торца (а) и виде в плане (b), согласно одному варианту осуществления изобретения с неравномерной нагрузкой и с раздвоенными стрингерами, при этом раздвоения распределены или смещены на разные х-величины, чтобы поддерживать равномерную толщину обшивки панели.

Фиг. 16 - схематическая иллюстрация точки раздвоения Р, угла раздвоения β, загиба K и угла обратного загиба γ.

Фиг. 17 - вариант осуществления круглой и сферически изогнутой конструкции панели с расположением стрингеров, которую можно использовать, например, в качестве задней герметической переборки в фюзеляже летательного аппарата.

Фиг. 18 - вариант осуществления прямоугольной конструкции панели согласно изобретению в применении к элерону или спойлеру самолета. Элемент верхней обшивки снят, чтобы показать внутренние элементы жесткости с раздвоениями.

Фиг. 19 - пример известной конической конструкции панели, показанной в виде с торца (а) и в виде в плане (b), с известным параллельным расположением элементов жесткости.

Фиг. 20 - пример известной конической конструкции панели, показанной в виде с торца (а) и в виде в плане (b), с известным концентрическим расположением элементов жесткости.

Фиг. 21 - вариант осуществления конической конструкции панели изобретения, показанной в виде с торца (а) и в виде в плане (b), с расположением раздвоенных элементов жесткости.

Фиг. 22 - схема, показывающая один вариант осуществления способа проектирования панели согласно изобретению в отношении выпучивания и раздвоения элементов жесткости.

Фиг. 23 - примеры схем расположения элементов жесткости для прямоугольных конструкций панели согласно изобретению: а именно: (а) расположение элементов жесткости с отношением шага стрингеров 4:9 слева направо, (b) расположение элементов жесткости с отношением шага стрингеров 4:11, причем в обоих вариантах использованы только продольные стрингеры. В вариантах (с) и (d) использованы те же отношения шага стрингеров, как в варианте (а) и (b), соответственно, но они включают поперечные элементы жесткости для боковой поддержки продольных стрингеров.

Фиг. 24 - схема, показывающая один вариант осуществления способа проектирования панели согласно изобретению.

Прилагаемые чертежи включены для того, чтобы обеспечить более полное понимание настоящего изобретения и составляют часть настоящего описания изобретения. На чертежах показаны конкретные варианты осуществления изобретения, и они вместе с описанием служат для объяснения принципов изобретения. Другие варианты осуществления изобретения и многие из сопутствующих преимуществ изобретения можно легко оценить после того, как они будут поняты из последующего подробного описания.

Следует понять, что обычные и хорошо понимаемые элементы, которые могут быть полезны или необходимы в коммерчески осуществимом варианте осуществления, необязательно показаны, чтобы дать более абстрактный вид вариантов осуществления. Элементы чертежей необязательно показаны по масштабу относительно друг друга. Также следует понять, что определенные действия и/или этапы в варианте осуществления способа могут быть описаны или показаны в конкретном порядке выполнения, хотя специалисты в данной области техники поймут, что такая конкретность в отношении последовательности необязательно нужна. Также следует понять, что термины и выражения, использованные в настоящем описании изобретения имеют свое обычное значение, которое присвоено таким терминам и выражениям в соответствующих областях изучения и исследования, за исключением тех случаев, когда им присвоены конкретные значения в настоящем документе.

Сначала со ссылкой на Фиг. 1 чертежей, где показан коммерческий пассажирский самолет А, имеющий фюзеляж F, крылья W, вертикальный стабилизатор Т и горизонтальный стабилизатор Н. Более 90% наружной обшивки самолета А выполнено и состоит из усиленных панелей, которые показаны на Фиг. 2. В частности, наружная обшивка элементов панели усилена параллельно и продольно проходящими стрингерными элементами S и проходящими по окружности элементами каркаса или ребрами R. Кроме того, внутренние конструкции панелей самолета А обычно также проектируют как панели, усиленные стрингерами. Например, они могут включать конструкции панелей крыльев W, включая лонжероны и ребра, или части вертикальных и горизонтальных стабилизаторов Т, Н в дополнение к закрылкам и элеронам, и/или герметическую переборку ВН в фюзеляже F. На Фиг. 3-5 чертежей показаны примеры таких типов конструкций панелей. Соответственно, конструкция панели настоящего изобретения подходит для использования в широком диапазоне применений в авиастроении.

Со ссылкой на Фиг. 6, известная конструкция панели 1, например, включает элемент панели или элемент обшивки 2, имеющий относительно большую протяженность площади на ее первой (т.е., внутренней) стороне или поверхности 3 и противоположной второй (т.е., наружной) стороне или поверхности 4 этой области или элементе обшивки 2 по сравнению с относительно малой толщиной 5. Эта конструкция панели 1 может, например, включать часть изогнутого фюзеляжа F самолета. Внутренняя сторона 3 элемента обшивки 2 включает некоторое число удлиненных элементов жесткости 6, прикрепленных к элементу обшивки 2 для его усиления, тогда как противоположная наружная сторона 4 панели или элемента обшивки 2 остается в общем гладкой. Элементы жесткости 6 включают стрингеры S (например, стрингеры шляпного профиля), которые проходят продольно, и элементы каркаса или ребра R, которые проходят поперечно. Локализованные участки или секции элемента обшивки 2, окруженные элементами жесткости 6 (т.е., между стрингерами S и ребрами R) называются "пролетами" панели или "пролетами" обшивки 7.

Во время традиционного проектирования конструкции панели 1, единый шаг или интервал 8, 8' элементов жесткости 6 (например, ребер или стрингеров) обычно устанавливают на ранней стадии проектирования. Если не существует других ограничений, таких как интервалы между окнами в панелях фюзеляжа 2, постоянный шаг 8 стрингеров применяется из-за упрощенных допущений по распределениям нагрузок, действующих на усиленные стрингерами конструкции панелей 1 (см. Фиг. 7). Например, обычно принимается, что линейная нагрузка N, распределенная по краю элемента панели 2, будет постоянной. Такие допущения делают для выполнения комплексных испытаний с целесообразными способами приложения усилий и размерами, которые применимы в общем к всем видам панелей, испытывающих разные нагрузки. В лучшем случае принимается, что нагрузки изменяются линейно (возрастают или убывают), чтобы охватить изгибные эффекты или нагрузки, меняющиеся по длине. В реальных конструкциях панелей 1 самолета, таких как для фюзеляжа, крыльев и т.д., нагрузка N' на панель, усиленную стрингерами 2, в произвольном сечении гораздо более сложная. То есть, нагрузка не является равномерной и не изменяется линейно по поперченному сечению. Более реалистичная нагрузка N' показана на Фиг. 8 по правому краю конструкции панели 1.

Таким образом, известные процессы проектирования панелей с усиленными конструкциями панелей 1 с использованием стандартных способов определения размеров и производства предлагают только компромисс для единого шага стрингеров 8 и постоянного сечения в выполненной конструкции панели 1. Определенный единый шаг 8 стрингеров 6 и постоянное сечение в настоящем способе применимы к всем частям конструкции панели 1, хотя понятно, что эти задаваемые параметры могут быть только оптимизированы для одной ситуации нагрузок в одном сечении панели. Если шаг или интервал стрингеров 8 недостаточно мал для предотвращения локального выпучивания обшивки 2 в известном способе проектирования, толщина 5 обшивки или элемента панели 2 будет локально увеличиваться, что показано затенением на Фиг. 9, где более темное затенение относится к большей толщине.

Механическим свойством, которое предотвращает выпучивание конструкции, является ее способность выдерживать изгибание. Способность выдерживать изгибание или выпучивание имеет разные величины, соответственно, для локального выпучивания элемента панели или элемента обшивки в пролете панели или пролете обшивки по сравнению с общим выпучиванием стрингера. Теория выпучивания описывает способность обшивки выдерживать выпучивание в результате критического напряжения σ_crit,skin. Если напряжение в элементе панели больше этого значения, панель выпучивается.

Критическое напряжение σ_crit,skin соотносится к квадратом толщины обшивки t_skin:

Начало выпучивания стрингеров, с другой стороны, соотносится с третьей степенью высоты стрингера h_stringer:

Поскольку действие увеличения толщины обшивки на предотвращение выпучивания поэтому намного меньше чем при увеличении конструкционной высоты стрингера, увеличение толщины обшивки является менее эффективным по массе способом предотвращения выпучивания обшивки. Другими словами, известные решения, которые увеличивают толщину обшивки, чтобы предотвратить локальное выпучивание обшивки, не помогают получить минимально возможную массу.

Конструкция панели 1 настоящего изобретения позволяет избежать этих ограничений путем применения схемы расположения элементов жесткости (стрингеров), на которую натолкнуло биологическое решение, найденное в гигантской водяной лилии (Victoria amazonica и Victoria cruziana). Эта конструкция может быть, в свою очередь, объединена со свободой проектирования согласно новым производственным технологиям из группы аддитивных способов изготовления слоев (ALM), таким как селективное лазерное спекание (SLS) и селективное лазерное плавление (SLM). Поэтому панели, разработанные и изготовленные согласно изобретению, могут иметь уменьшенную массу при пониженных периодических издержках, поскольку способы ALM позволяют изготавливать детали с высокой степенью интеграции, снижающие трудозатраты на сборку.

На Фиг. 10 чертежей показана нижняя сторона листа гигантской водяной лилии (Victoria cruziana), который упрочнен расположением в общем радиально направленных стрингеров S и ориент ированных по окружности меньших межреберных элементов С.Основные стрингеры S и межреберные элементы С окружают или охватывают почти квадратные зоны или пролеты В плоской кожистой части листа. Основные стрингеры S начинаются в центральной точке рядом с центром листа и расходятся в радиальном направлении к его краям. Расстояние по окружности между соседними стрингерами S поэтому возрастает с увеличением расстояния от центра листа. Однако кажется, что если расстояние по окружности между двумя основными стрингерами S превышает определенное значение, основные стрингеры разделяются на две или больше ветвей стрингеров S', чтобы поддерживать расстояние между стрингерами S, S' в определенных пределах. Считается, что раздвоение основных стрингеров S помогает растению контролировать площадь каждого пролета обшивки В. То есть, гигантская водяная лилия локально приспосабливает шаг или интервал ее элементов жесткости S, S' к ее специфическим потребностям в метаболизме и нагрузке на конструкцию. Это помогает гигантской водяной лилии максимально повышать количество энергии, получаемой от солнечного света при минимальном расходе энергии и материала на создание листьев. И учитывая относительно низкие модули прочности и упругости растительных волокон по сравнению с техническими материалами, жесткость листа поражает.

Таким образом, один ключевой признак конструкции панели 1 согласно настоящему изобретению касается использования раздвоения элементов жесткости для контроля размера области (локального) выпучивания. В частности, конструкция панели изобретения приспосабливает размер пролета обшивки 7 (т.е., области выпучивания), чтобы предотвратить выпучивание, и применяет параметр толщины обшивки 5 только для выполнения требований по прочности или жесткости. В предлагаемой конструкции это сделано путем изменения размера области выпучивания или пролета обшивки 7 локально, от пролета до пролета, чтобы выполнить требования к выпучиванию на каждом участке без увеличения толщины обшивки. Вместо этого, число элементов жесткости 6 в соответствующем области элемента панели 2 увеличивается. В переходной зоне между участком элемента панели 2, имеющим меньшую плотность элементов жесткости, и участком элемента панели 2 с повышенной плотностью элементов жесткости элементы жесткости 6 могут быть разделены подобно основным стрингерам S листа гигантской водяной лилии.

Для того, чтобы подчеркнуть разницу между конструкцией панели 1 изобретения, имеющей расположение элементов жесткости, инспирированное гигантской водяной лилией, и конструкциями панелей с известными в настоящее время схемами расположения элементов жесткости, делается ссылка на Фиг. 11 и 12.

На Фиг. 11 чертежей показано известное расположение элементов жесткости для круглой или сферической панели, усиленной стрингерами. Элементы жесткости 6 прямые и проходят радиально от центра панели 2 к ее наружному краю. Эта конфигурация создает ширину поля выпучивания b, которая изменяется с радиусом r; т.е., b(r₂)>b(r₁).

На Фиг. 12 показано сравнение конструкций панелей 1, имеющих другие расположения элементов жесткости. Каждое из расположений (а) и (b) элементов жесткости имеет шаг стрингеров b, который изменяется с радиусом r; т.е., b(r). Таким образом, шаг b(r) стрингеров не является постоянным:

Напротив, путем применения концепции изобретения, может быть получена конструкция панели 1, имеющая расположение элементов жесткости, которое показано на Фиг. 12(c). За исключением мест, где один из элементов жесткости 6 раздваивается, и внутреннего центра панели 2, шаг 8 радиальных элементов жесткости 6 выдерживается более или менее постоянным по радиусу:

Кроме того, точки раздвоения Р элементов жесткости 6 не расположены на общем радиусе r, как показано для принципа на Фиг. 12(b). Вместо этого, положения раздвоения Р имеют разные радиусы r. Этот принцип вероятно можно более четко видеть на Фиг. 13. То есть, переход от одного шага стрингеров b(r₁) к другому b(r₂) может быть сглажен, и шаг стрингеров b(r) может быть выдержан приблизительно равномерным при изменяющемся радиусе панели. Кроме того, приблизительно квадратные пролеты панели или обшивки 7 (т.е., поля локального выпучивания) также остаются приблизительно того же размера при изменяющемся радиусе r₁ и r₂.

В дополнение к разработке конструкции панели 1 согласно изобретению с круглым или сферически изогнутым элементом панели или элементом обшивки 2, усиленным стрингерами, основной принцип конструкции панели 1, имеющей раздвоенные элементы жесткости 6, может быть применен для прямоугольных панелей, как показано на Фиг. 14 и 15. На Фиг. 14 показано сравнение известной конструкции панели со стрингерами, расположенными с единым шагом на Фиг. 14(a), со схемой конструкции панели 1 согласно одному варианту осуществления изобретения на Фиг. 14(b), в которой использованы раздваивающиеся стрингеры 6. На Фиг. 15 показана прямоугольная конструкция панели 1 согласно одному варианту осуществления изобретения с неравномерной боковой нагрузкой N'. Конструкция панели 1 имеет элементы жесткости 6 (например, стрингеры), которые проходят по длине элемента панели 2, и три стрингера 6 раздвоены в соответствующих точках раздвоения Р по меньшей мере на две ветви 6'. Точки раздвоения Р распределены или смещены одна от другой на разные величины согласно локальной прочности на продольный изгиб, требующейся для поддержания равномерной или постоянной толщины 5 панели или элемента обшивки 2.

Угол раздвоения β элементов жесткости 6 обычно составляет приблизительно 60°, хотя может изменяться, предпочтительно в пределах ±20°. Как сказано выше, ветви 6' элементов жесткости после раздвоения не проходят точно под тем же углом раздвоения β после точки раздвоения Р. Вместо этого, угол раздвоения β между ветвями элементов жесткости 6' обычно убывает с их отдалением от соответствующей точки раздвоения Р. Это видно на Фиг. 16, где показана точка раздвоения Р в конструкции панели 1 с Фиг. 15. В частности, обе ветви элементов жесткости 6' проходят через соответствующий изгиб или загиб K угла γ, чтобы уменьшить угол раздвоения β, когда ветви элемента жесткости 6' отдаляются от точки раздвоения Р. Таким образом, ветви элементов жесткости 6' загибаются обратно друг к другу под углом γ, как показано на Фиг. 16. Обычно угол обратного загиба γ составляет половину от угла раздвоения β или меньше. Этот признак помогает выдерживать шаг элементов жесткости 8 и размер поля выпучивания 7 в общем единым (более или менее) на всем элементе панели 2. Использование раздвоенных элементов жесткости без уменьшения угла раздвоения β после раздвоения, например, путем обратного загиба, дает расположение элементов жесткости с неравномерными, изменяющимися шагами стрингеров, как показано на Фиг. 12(b).

На Фиг. 17 чертежей показано одно возможное применение конструкции панели 1 изобретения в качестве задней герметической переборки в хвосте фюзеляжа самолета (сравните, например, с Фиг. 5). На Фиг. 18 показано еще одно возможное применение конструкции панели 1 изобретения в качестве элерона или спойлера, который может быть изготовлен за один раз с помощью аппарата для ALM. Этот перспективный вид на Фиг. 18 показывает элерон или спойлер с одним удаленным элементом панели или обшивки 2 для того, чтобы открыть расположение элементов жесткости. Таким образом, можно сказать, что конструкция панели 1 изобретения может быть воплощена в компоненте конструкции, который может включать, например, два и больше элементов обшивки или элементов панели 2, которые закрывают некоторое число элементов жесткости 6, 6'.

Кроме того, со ссылкой на Фиг. 19-21, можно видеть, что настоящее изобретение также может быть применено к конической конструкции панелей 1, ширина которых изменяется по длине. На Фиг. 19 и 20 показаны два примера конической конструкции панелей с известным расположением элементов жесткости. Путем применения принципов настоящего изобретения с распределенными точками раздвоения Р и обратным загибом К расположение элементов жесткости в конической конструкции панели 1 может быть модифицировано, как показано на Фиг. 21.

Хотя разные варианты осуществления конструкции панели 1, описанные выше, включают элементы жесткости 6, прикрепленные к одной стороне или поверхности 3 соответствующего элемента панели 2, тогда как обратная сторона или поверхность 4 элемента панели 2 остается свободной от элементов жесткости, специалисты в данной области техники поймут, что, в зависимости от конкретных требований к конструкции 1, в других вариантах осуществления элементы жесткости 6 могут быть прикреплены к обеим сторонам 3, 4 элемента панели 2.

Способ определения, должен ли элемент жесткости 6 усиленной конструкции панели 1 согласно изобретению раздваиваться, или же, напротив, два (ветви) элемента жесткости 6, 6' должны быть объединены в один, в связи со свойствами локального выпучивания элемента панели 2 показан в принципе как схема процесса на Фиг. 22. Специалисты в данной области техники поймут, что выпучивание панели является только одним из многих критериев, которым должна удовлетворять усиленная конструкция панели 1, например, для авиастроения или аэрокосмической промышленности. Другие критерии включают, например, прочность и стойкость к повреждению. Поэтому схема, показанная на Фиг. 22, является только одной частью общего процесса определения размеров и проектирования панели.

Предлагаемый способ начинается с предварительного проектирования конструкции панели на этапе 1. На этапе 2 будут определены коэффициенты резервирования RF против выпучивания для каждого случая расчетной нагрузки LC(i) и каждого желательного режима выпучивания Mode(j)⋅RF_{buckl,LC(i),Mode(j)}. В зависимости от значения RF_{buckl,LC(i),Mode(j)}, могут существовать две возможности улучшения панели.

Во-первых, если RF_{buckl,LC(i),Mode(j)} больше единицы плюс определенный порог е (объяснение смотрите в разделе "Терминология" ниже), то панель имеет запас от выпучивания даже для случая наиболее критической нагрузки, и панель может быть выполнена с меньшей массой путем увеличения шага элементов жесткости локально в этих зонах. Это осуществляется путем объединения двух (или больше) элементов жесткости или стрингеров в один элемент жесткости. Этот путь применяют, если ответ на вопрос от этапа 3 - "Нет".

В другом случае, если ответ на вопрос этапа 3 "Да", на этапе 4 должно быть выполнено следующее решение: если RF_{buckl,LC(i),Mode(j)} меньше 1, то необходимо следовать по пути с ответом "Нет". Это означает, что панель 2 начнет выпучиваться еще до достижения расчетной нагрузки. Для того, чтобы сместить начало выпучивания на более высокие нагрузки, шаг элементов жесткости 8 увеличивают локально в соответствующей области. Это осуществляют путем раздвоения одного (или больше) элемента жесткости или стрингера 6.

После модификации элементов жесткости 6 процесс повторяют с этапа 2 и далее до тех пор, пока все значения RF_{buckl,LC(i),Mode(j)} не будут находиться в интервале между 1 и 1+ε. Усиленную конструкцию панели 1 затем проектируют с минимальной массой согласно изобретению от выпучивания.

Таким образом, способ предпочтительно включает определение, должен ли раздваиваться элемент жесткости или стрингер конструкции панели, на основании одного или нескольких из следующих критериев:

i) если обшивка в поле выпучивания, окруженном элементами жесткости или стрингерами, начинает выпучиваться до требуемой минимальной расчетной нагрузки, и/или

ii) если поток продольной силы внутри самого стрингера превышает допустимое значение.

С другой стороны, способ может включать определение того, должны ли два (или больше) элемента жесткости или стрингера конструкции панели быть объединены на основании критериев:

i) если обшивка в поле выпучивания, окруженном стрингерами, начинает выпучиваться после того, как требуемая минимальная расчетная нагрузка превышена на определенное значение, определяемое порогом е, и/или

ii) если поток продольной силы внутри самого стрингера ниже допустимого значения.

В заключение, со ссылкой на Фиг. 24 чертежей, где показана схема, иллюстрирующая этапы способа изготовления конструкции панели 1 для транспортного средства, особенно для самолета А, согласно любому из вариантов осуществления изобретения, описанных выше со ссылками на Фиг. 13-23. В этой связи первый прямоугольник I на Фиг. 24 является этапом предоставления элемента площади 2, особенно элемента панели или элемента обшивки, который определяет протяженность площади, включающей первую поверхность 3 и противоположную вторую поверхность 4, причем элемент площади 2 имеет по существу постоянную толщину 5 между первой и второй поверхностями 3, 4. Второй прямоугольник II представляет этап размещения некоторого числа удлиненных элементов жесткости 6, проходящих по меньшей мере по одной из первой и второй поверхностей 3, 4 элемента площади 2, для крепления к элементу площади 2. Затем, как дополнительный этап размещения элементов жесткости 6, третий прямоугольник III представляет этап разделения или раздвоения по меньшей мере одного из элементов жесткости в точке раздвоения Р на две (или больше) ветви 6' элемента жесткости, в зависимости от требований к локальной прочности на продольный изгиб элемента площади 2. Этапы, представленные прямоугольниками II и III на Фиг. 24, по выбору могут быть выполнены при цифровом моделировании конструкции панели 1. Последний прямоугольник IV на Фиг. 24 чертежей представляет этап физического изготовления или выполнения конструкции панели 1 с элементами жесткости 6, 6', прикрепленными к элементу площади 2 согласно расположению, выполненному на этапах, представленных прямоугольниками II и III. Этапы изготовления или выполнения могут включать способ аддитивного изготовления слоев (ALM), такой как селективное спекание слоев или селективное плавление слоев, в котором элементы жесткости 6, 6' осаждают, наращивают и прикрепляют к элементу площади 2. В этой связи элемент площади 2 также можно осаждать и наращивать способом ALM, так что одно выполнение способа ALM может дать конструкцию панели 1 как цельную или унитарную конструкцию. Альтернативно, способ может включать другие известные способы изготовления, такие как фрезерование, литье, прикрепление заклепками, сварку и/или способы производства композитных компонентов, например из армированного волокном полимера (FRP), соединяемых клеем и/или крепежными элементами.

Хотя в настоящем документе были проиллюстрированы и описаны конкретные варианты осуществления изобретения, средние специалисты в данной области техники поймут, что существует ряд альтернативных и/или эквивалентных реализаций. Следует понимать, что пример варианта осуществления или примеры вариантов осуществления являются только примерами и не предназначены для того, чтобы каким-либо образом ограничить объем, применимость или конфигурацию. Скорее, вышеприведенное раскрытие и подробное описание дадут специалистам в данной области техники удобную "дорожную карту" для реализации по меньшей мере одного примера варианта осуществления, причем понимается, что в функцию и расположение элементов, описанных в любом примере варианта осуществления могут быть внесены изменения, но без нарушения объема, установленного в прилагаемых пунктах формулы изобретения и их правовых эквивалентах. В общем, настоящая заявка предназначена для того, чтобы охватить любые адаптации или вариации в конкретных вариантах осуществления, описанных в настоящем документе.

В настоящем документе термины "включать", "включающий", "содержать", "содержащий", "иметь", "имеющий" и любые их варианты предназначены для понимания во включительном (т.е., неисключительном) смысле, так что процесс, способ, устройство, аппарат или система, описанные в настоящем документе не ограничены указанными признаками, или деталями, или элементами, или этапами, но могут включать другие элементы, признаки, детали или этапы, которые явно не перечислены или присущи такому процессу, способу, изделию или устройству. Кроме того, использованные в настоящем документе неопределенные артикли (относящиеся к единственному числу - Прим. переводчика) предназначены для понимания как означающие "один или несколько", если четко не указано иное. Более того, термины "первый", "второй", "третий" и т.д. использованы просто как обозначения и не предназначены для того, чтобы вводить числовые требования или создавать определенный порядок важности объектов, к которым они относятся.

Терминология

ALM	Аддитивное изготовление слоев. Это класс производственных технологий, которые используют для послойного наращивания деталей.
b	Шаг стрингеров или ширина пролета обшивки.
ε	Порог. В контексте настоящего раскрытия порог е используется вместе с коэффициентом резервирования, RF_buckl. По практическим соображениям, реальная усиленная панель с некоторым числом критических нагрузок обычно не может быть спроектирована под какое-то условие, где минимальный коэффициент резервирования против выпучивания, RF_buckl.min, равен точно 1 по всей панели. Для принятия решения, должен ли элемент жесткости быть раздвоен или соединен, принимают определенный порог больше 1. Значение е основано на опыте и обычно находится в интервале от 0,1 до 0,5.
LC	Случай нагрузки.
Mode	Режим, например, режим выпучивания.
n_LCs	Число случаев нагрузки.
n_modes	Число режимов (выпучивания).
RF	Коэффициент резервирования. Мера, описывающая запас конструкции по отношению к критериям прочности или отказа. Коэффициент резервирования больше или равный единице (RF≥1) означает, что конструкция выдерживает прилагаемые нагрузки приемлемым образом. Коэффициент резервирования меньше единицы (RF<1) означает, что конструкция не соответствует требованию к прочности. Коэффициент резервирования будет определяться анализом или испытаниями.
RF_buckl	Коэффициент резервирования в отношении выпучивания.
r	Радиус.
SLM	Селективное лазерное плавление. Один тип технологии ALM, которую используют для наращивания деталей из сплавляемых микроскопических частиц порошка. Плавление происходит очень локально в фокусированном лазерном луче диаметром обычно меньше 0,5 мм. В противоположность SLS, при SLM частицы порошка полностью

	расплавляются, сливаясь для создания деталей с очень низким содержанием пустот, имеющих высокую прочность и износостойкость.
SLS	Селективное лазерное спекание. Один тип технологии ALM, который используют для наращивания деталей путем спекания микроскопических частиц порошка с помощью сфокусированного лазерного луча. Поскольку частицы порошка расплавляются не полностью, как при SLM, содержание пустот выше, и прочность немного меньше по сравнению с деталями, изготовленными способом SLM.
σ_crit	Критическое напряжение. В контексте настоящего раскрытия σ_crit является уровнем напряжения в панели, когда она начинает выпучиваться.

Перечень ссылочных символов

1 Конструкция панели

2 Элемент площади, или элемент панели, или элемент обшивки

3 Первая сторона элемента площади

4 Вторая сторона элемента площади

5 Толщина элемента площади

6 Элемент жесткости или стрингер

6' Ветвь элемента жесткости или ветвь стрингера

6ʺ Ветвь элемента жесткости или ветвь стрингера

7 Участок или пролет элемента панели или элемента обшивки

8 Шаг или интервал элементов жесткости или стрингеров

8' Шаг или интервал элементов жесткости или ребер

9 Поперечный или межреберный элемент жесткости

А Самолет

F Фюзеляж или наружная обшивка

W Крыло

Т Вертикальный стабилизатор

Н Горизонтальный стабилизатор

S Стрингер

S' Ветвь стрингера

R Элемент каркаса или ребро

ВН Герметическая переборка

В Лист пролета обшивки

С Лист между ребрами

Р Точка разветвления или точка раздвоения

β Угол разветвления или угол раздвоения

K Изгиб или загиб

γ Угол обратного загиба

N Равномерная нагрузка

N' Неравномерная нагрузка.

Claims

1. Конструкция панели (1) для транспортного средства (А) и особенно для летательного или космического аппарата, включающая

элемент площади (2), особенно элемент обшивки, который определяет протяженность площади первой поверхностью (3) и противоположной второй поверхностью (4) и имеет толщину (5) между первой и второй поверхностями (3, 4); и

некоторое число удлиненных элементов жесткости (6), которые прикреплены к элементу площади (2) и проходят по меньшей мере по одной из первой и второй поверхностей (3, 4);

отличающаяся тем, что по меньшей мере один из элементов жесткости (6) разветвляется или раздваивается в точке разветвления (Р) по меньшей мере на две ветви элемента жесткости (6').

2. Конструкция панели (1) по п. 1, отличающаяся тем, что угол разветвления или раздвоения (β) между ветвями элементов жесткости (6') убывает с отдалением ветвей элементов жесткости (6') от точки разветвления (Р).

3. Конструкция панели (1) по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что по меньшей мере одна из ветвей элементов жесткости (6'), и предпочтительно обе, проходят через изгиб или загиб (К), чтобы уменьшить угол раздвоения (β) с отдалением ветвей элементов жесткости (6') от точки разветвления (Р).

4. Конструкция панели (1) по п. 3, отличающаяся тем, что изгиб или загиб (К) по меньшей мере одной ветви элемента жесткости (6') проходит под углом (γ) обратно к другой ветви элемента жесткости (6').

5. Конструкция панели (1) по п. 1, отличающаяся тем, что каждый из некоторого числа элементов жесткости (6) разветвляется или раздваивается в соответствующей точке разветвления (Р) на две или больше ветви элемента жесткости (6').

6. Конструкция панели (1) по п. 5, отличающаяся тем, что соответствующие точки разветвления (Р) распределены или смещены относительно друг друга, в частности смещены друг от друга или распределены в радиальном направлении.

7. Конструкция панели (1) по п. 1, отличающаяся тем, что элементы жесткости (6) и ветви элементов жесткости (6') расположены так, чтобы создать приблизительно единый шаг или интервал (8) между соседними элементами жесткости (6) и/или соседними ветвями элементов жесткости (6') на локализованном участке конструкции панели (1).

8. Конструкция панели (1) по п. 1, отличающаяся тем, что толщина (5) элемента площади (2) остается, по существу, постоянной.

9. Способ изготовления конструкция панели (1) для транспортного средства (А), особенно для летательного или космического аппарата, включающий

предоставление элемента площади (2), и особенно элемента обшивки, который определяет протяженность площади, включая первую поверхность (3) и противоположную вторую поверхность (4), причем элемент площади (2) имеет толщину (5), определяемую между первой и второй поверхностями (3, 4); и

размещение некоторого числа удлиненных элементов жесткости (6), проходящих по меньшей мере по одной из первой и второй поверхностей (3, 4) элемента площади (2), для крепления к элементу площади (2);

отличающийся тем, что этап размещения элементов жесткости (6) включает разветвление или раздвоение по меньшей мере одного из элементов жесткости (6) в точке разветвления (Р) на две или больше ветви элемента жесткости (6').

10. Способ по п. 9, отличающийся тем, что положение точки разветвления (Р) по меньшей мере в одном элементе жесткости (6) выбирают на основании:

порога выпучивания для участка (7) элемента площади (2) рядом по меньшей мере с одним элементом жесткости (6) и требуемой минимальной расчетной нагрузки для элемента площади (2) на этом участке (7) и/или

максимально допустимой продольной силы по меньшей мере в одном элементе жесткости (6).

11. Способ по п. 9, отличающийся тем, что этап размещения элементов жесткости (6) включает уменьшение угла раздвоения (β) между ветвями элементов жесткости (6') с отдалением ветвей элементов жесткости (6') от точки разветвления (Р).

12. Способ по п. 9, отличающийся тем, что этап размещения элементов жесткости (6) включает прохождение по меньшей мере одной из ветвей элементов жесткости (6'), и предпочтительно обеих, через изгиб или загиб (К), чтобы уменьшить угол раздвоения (β) между ветвями элементов жесткости (6') с отдалением ветвей элементов жесткости (6') от точки разветвления (Р).

13. Способ по п. 9, отличающийся тем, что этап размещения элементов жесткости (6) включает разветвление или раздвоение некоторого числа элементов жесткости (7) в соответствующей точке разветвления (Р) на две или больше ветви элемента жесткости (6'); причем способ, кроме того, включает:

распределение или смещение точек разветвления (Р) относительно друг друга, особенно в радиальном направлении.

14. Способ по любому из пп. 9-12, отличающийся тем, что этап размещения элементов жесткости (6) включает предварительное цифровое моделирование положений элементов жесткости (6); и/или

отличающийся тем, что способ включает аддитивное изготовление слоев (ALM), с помощью которого любой или оба элемента площади (2) и/или элемента жесткости (6) осаждают и наращивают для получения цельной конструкции, предпочтительно на основании цифровой модели конструкции панели (1), или отличающийся тем, что способ включает приклеивание и/или прикрепление элементов жесткости (6) из усиленного волокном полимера к элементу площади (2).

15. Транспортное средство и особенно самолет (А) или космический летательный аппарат, включающий по меньшей мере одну конструкцию панели (1) по любому из пп. 1-8 и/или выполненную способом по любому из пп. 9-14.