ES2622680T3 - Métodos y sistemas para armadura estructural compuesta - Google Patents

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ES2622680T3 ES08744703.3T ES08744703T ES2622680T3 ES 2622680 T3 ES2622680 T3 ES 2622680T3 ES 08744703 T ES08744703 T ES 08744703T ES 2622680 T3 ES2622680 T3 ES 2622680T3
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Abstract

Un nervio de ala compuesto de aeronave que comprende: un alma que comprende una pluralidad de láminas de material compuesto, comprendiendo cada lámina una primera cara y una segunda cara opuesta, comprendiendo cada cara una longitud y una anchura, cada una de la pluralidad de láminas acoplada a al menos otra de la pluralidad de láminas cara a cara, de tal forma que la longitud y anchura de cada cara coincide sustancialmente con la longitud y anchura de una cara de una lámina adyacente, y la pluralidad de láminas está formada para incluir: un elemento de cordón superior; un elemento de cordón inferior; y una pluralidad de elementos de alma (206) que se extienden entre los mismos; y al menos una primera placa de brida (208) acoplada a dicha alma próxima a un perímetro exterior de dicha alma; y comprendiendo además una segunda placa de brida acoplada a un lateral de dicha alma opuesta a la mencionada primera placa de brida en la que dicha primera placa de brida y dicha segunda placa de brida atrapan dicha alma entre ellas; una brida (210) que se extiende alejándose de dicha pluralidad de láminas de material compuesto que circunscribe una abertura para el paso de un larguero estructural, dicha brida configurada para facilitar el acoplamiento de dicha alma al larguero.

Description

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DESCRIPCION
Metodos y sistemas para armadura estructural compuesta Antecedentes
Las realizaciones de la divulgacion se refieren generalmente a metodos y estructuras para formar elementos ligeros de armadura y mas concretamente, a metodos y estructuras para formar nervios de ala y elementos de armadura compuestos.
La construccion de alas convencionales de aeronaves generalmente comprende uno o mas largueros que se extienden lateralmente con respecto al eje longitudinal del fuselaje para soportar una pluralidad de nervios separados lateralmente, que se extienden longitudinalmente y definen la forma del perfil alar. Las secciones verticales de alma de los nervios incluyen elementos configurados para transportar cargas de compresion y traccion a fin de mantener la forma del perfil alar. Un diseno de armadura para nervios de ala de aeronave es un metodo eficaz de transmision y distribucion de cargas por toda la estructura del ala. Ademas, las estructuras de armadura se emplean para puentes, suelos y otras estructuras de soporte. Al menos algunas estructuras de armadura conocidas son pesadas debido a la utilizacion de componentes metalicos y elementos estructurales de la estructura de la armadura. Para reforzar estructuras de armadura ligeras puede utilizarse un material ligero, sin embargo, los actuales nervios compuestos son complicados de fabricar y generalmente pesados, a fin de proporcionar suficiente transmision de carga entre los elementos estructurales de armadura. El ensamblaje de alas de aeronave que utilizan nervios compuestos en el ala ha demostrado ser diflcil tambien.
Lo que se necesita son metodos y estructuras para proporcionar estructuras ligeras de apoyo que posibiliten la fabricacion de las estructuras de armadura y componentes de conexion y reduzcan el tiempo de ensamblaje.
El documento “Advanced composites: The balance between performance and cost" de John Raju, Luis Ramirez, Rob Ness y el Dr. Ben Qui, divulga diversos disenos de nervio de ala que fueron producidos para llevar a cabo determinadas pruebas. En una prueba de cizallamiento se demostro resistencia a pandeo y capacidad de carga, al igual que en una prueba adicional, que implicaba aplicacion simultanea y cargas de flexion severa, de brazier y reaccion de aleron. Para la fabricacion de los nervios sometidos a la prueba se selecciono un proceso de infusion de pellcula de resina (RFI).
Sumario
En un aspecto de la invention se proporciona un nervio de ala compuesto de aeronave, segun se reivindica en la reivindicacion 1. En un aspecto adicional de la invencion se proporciona un metodo segun se reivindica en la reivindicacion 10.
En un ejemplo, una estructura para una armadura compuesta incluye un alma formada por una pluralidad de laminas de material compuesto, incluyendo cada lamina una primera cara y una segunda cara opuesta, y cada cara incluye una longitud y una anchura. Cada una de la pluralidad de laminas esta acoplada a al menos otra pluralidad de laminas cara a cara, de tal forma que la longitud y anchura de cada cara coincide sustancialmente con la longitud y anchura de una cara de una lamina adyacente. La pluralidad de laminas esta formada para incluir un elemento de cordon superior, un elemento de cordon inferior y una pluralidad de elementos de alma que se extienden entre ellos. La estructura tambien incluye al menos una primera placa de brida acoplada al alma proxima a un perlmetro exterior del alma.
En otro ejemplo mas, un metodo para formar un elemento estructural compuesto incluye acoplar una pluralidad de laminas de material compuesto cara a cara para formar un alma, moldeando el alma para formar un cordon superior y un cordon inferior, y formar una pluralidad de aberturas en el alma para formar una pluralidad de elementos estructurales de alma que se extienden entre el cordon superior y el cordon inferior. El metodo tambien incluye acoplar al menos una placa de brida a un borde periferico exterior de al menos uno entre el cordon superior y el cordon inferior.
En otro ejemplo, un metodo para formar un ala de aeronave que incluye un nervio de ala compuesto incluye la formation de un nervio de ala en el que la formation del nervio de ala incluye la formation de un alma a partir de una pluralidad de laminas compuestas acopladas entre si orientadas cara a cara, formando una pluralidad de elementos estructurales interconectados en el alma que incluyen un elemento de cordon superior, un elemento de cordon inferior y una pluralidad de elementos de alma cada uno definido por una pluralidad de aberturas formadas en el alma, y acoplando una placa de brida a un lateral del nervio de ala proxima a un borde periferico exterior del nervio de ala, incluyendo la placa de brida un elemento de brida que se extiende lateralmente. El metodo incluye ademas ensamblar al menos un nervio de ala a, al menos, uno de entre un larguero delantero y un larguero trasero, y ensamblar un revestimiento de borde posterior al larguero y conjunto de nervio de ala utilizando el elemento de
brida que se extiende lateralmente. El metodo tambien incluye ensamblar un revestimiento superior y uno inferior central al nervio, larguero y conjunto de revestimiento de borde posterior, de tal forma que el revestimiento central solapa el revestimiento de borde posterior y unir el revestimiento de borde anterior al conjunto de ala de tal forma que el revestimiento de borde anterior solapa el revestimiento central y el conjunto de revestimiento de borde 5 posterior.
El documento “Advanced composites: the balance between performance and cost" de John RAU et al, divulga un desarrollo de nervio de ala compuesto que comprende un proceso de infusion de pellcula de resina, una prueba de compresion de cizalla y una prueba de nervio a escala real que involucra la aplicacion simultanea de cargas de flexion severa, de brazier y reaccion de aleron. El documento GB462.904 divulga mejoras en largueros para alas de 10 aeronaves, en particular largueros conicos tubulares que comprenden dos carcasas aproximadamente semicirculares, de los cuales los bordes adyacentes estan solapados por tiras protectoras. El documento WO02/46036 divulga una viga compuesta con iniciador de ruptura integrado y un fuselaje de aeronave que incorpora dichas vigas. Hay una viga compuesta que comprende un alma de seccion transversal sinusoidal y una placa base inferior. El alma consta de una pila de al menos una esterilla central de fibras de carbono unidireccionales orientadas 15 en el sentido de la altura de la viga, y de tejidos de fibra de aramida y fibra de carbono. En su parte inferior, la viga esta disenada para iniciar su ruptura, si una aeronave que incorpora la viga colisiona. Por lo tanto, la placa base inferior esta unida a los laterales del alma, el borde inferior de cada una de las esterillas de fibra de carbono unidireccionales esta situado rebajado con respecto a los correspondientes bordes de los tejidos y el mencionado borde inferior presenta hendiduras dentadas.
20 Breve descripcion de los dibujos
La Figura 1 es una vista transversal isometrica de una estructura de ala de aeronave de conformidad con una realizacion de la divulgacion;
la Figura 2 es una vista transversal lateral de un conjunto de nervio de armadura de conformidad con una realizacion ilustrativa de la divulgacion;
25 la Figura 3 es una vista de seccion del largo de las llneas de la seccion A-A;
la Figura 4 es una vista de seccion del largo de las llneas de la seccion B-B;
la Figura 5 es una vista de seccion del 30 largo de las llneas de la seccion C-C;
la Figura 6 es una vista de seccion del largo de las llneas de la seccion D-D;
la Figura 7 es una vista de seccion del largo de las llneas de la seccion E-E;
35 la Figura 8 es una vista transversal lateral de un conjunto de nervio de armadura de conformidad con otra realizacion ilustrativa de la divulgacion.
Descripcion detallada
La siguiente descripcion detallada ilustra la divulgacion a modo de ejemplo y no a modo de limitacion. La descripcion permite claramente a alguien experto en la materia realizar y usar la divulgacion, describe varias realizaciones, 40 adaptaciones, variaciones, alternativas y usos de la divulgacion, incluyendo lo que actualmente se cree que es el mejor modo de realizar la divulgacion.
La Figura 1 es una vista transversal isometrica de una estructura 100 de ala de aeronave de conformidad con una realizacion de la divulgacion. En la realizacion ilustrativa, la estructura 100 de ala de aeronave incluye una pluralidad de conjuntos 102 de nervio de armadura, que se extienden en un sentido hacia adelante 104 y en un sentido hacia 45 popa 106, entre un borde anterior 108 y un borde posterior 110 de estructura 100 de ala de aeronave. La estructura 100 de ala de aeronave tambien incluye un larguero de ala 112 delantero y un larguero de ala 114 de popa que se extienden desde un fuselaje de la aeronave (no se muestra). Una seccion inferior de cobertura de ala o revestimiento 116 esta unido a secciones inferiores de conjuntos 102 de nervio de armadura entre el borde anterior 108 y el borde posterior 110. Del mismo modo, una seccion superior de cobertura de ala o revestimiento 118 esta 50 unido a secciones inferiores de nervios 102 de armadura entre el borde anterior 108 y el borde posterior 110.

conjunto de nervio de armadura que se muestra en la Figura 2 tomada a lo

conjunto de nervio de armadura que se muestra en la Figura 2 tomada a lo

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La Figura 2 es una vista transversal lateral de un conjunto 102 de nervio de armadura de conformidad con una realizacion ilustrativa de la divulgacion. Aunque descrita como un nervio para un perfil alar de aeronave tal como un ala, debe entenderse que las estructuras y metodos de fabricacion de tales estructuras pueden usarse para otras estructuras compuestas de armadura, por ejemplo, pero no limitado a viguetas, cerchas y elementos de soporte de tablero de puente. En dichas realizaciones, los conjuntos 102 de nervio de armadura estan configurados para recibir uno o mas elementos de entablado para soportar el elemento de entablado en los mismos.
En la realizacion ilustrativa, el conjunto 102 de nervio de armadura comprende una estructura compuesta de armadura. El conjunto 102 de nervio de armadura incluye un elemento 202 de cordon superior, un elemento 204 de cordon inferior y una pluralidad de elementos de alma 206 que se extienden entre ellos. Cada elemento 202 de cordon superior, elemento 204 de cordon inferior y elementos de alma 206 esta formado por al menos una primera seccion 202 y una segunda seccion 204 montadas una al lado de la otra. Cada seccion esta formada por una lamina de material de fibra reforzada tal como, pero no limitado a, tejido liso (PW) o material de dureza 5 (5H). Los materiales de fibra reforzada tales como la fibra de vidrio, grafito, poliamida aromatica, tales como, pero no limitados a, epoxicos de fibra de aramida o termoplasticos pueden tambien usarse. Cada seccion esta unida o consolidada entre si. Despues de que las secciones esten unidas o consolidadas entre si, la totalidad de los elementos estructurales de armadura forma una estructura de caja para cada elemento estructural. Una cubierta 206 del nervio esta abierta y queda cerrada cuando el revestimiento del ala se une al nervio. Un nucleo de espuma puede utilizarse en los espacios huecos del nervio o armadura.
En la realizacion ilustrativa, el conjunto 102 de nervio de armadura incluye una brida lateral que esta acoplada a un perlmetro exterior del conjunto 102 de nervio de armadura que se extiende lateralmente alejandose del conjunto 102 de nervio de armadura. La brida lateral 208 puede tener una seccion derecha y una seccion izquierda que se extienden cada una alejandose de la otra. En otras realizaciones, solo se usa una brida derecha o una brida izquierda. En la realizacion ilustrativa, la brida 208 se extiende alrededor de todo el perlmetro del conjunto 102 de nervio de armadura. En una realizacion alternativa, el conjunto 102 de nervio de armadura solo se extiende alrededor de una parte del perlmetro del conjunto 102 de nervio de armadura. Una brida 210 de larguero delantero y una brida 212 de larguero de popa estan formadas de manera similar a la brida lateral 208, pero circunscriben un perlmetro interior de cada abertura de larguero 214 y 216 respectivamente. Las bridas 208, 210, 212 ilustradas en las posiciones de largueros y cubiertas estan configuradas para unir el nervio y/o secciones de nervio a los revestimientos individuales para formar conjuntos de revestimiento y despues unir los subconjuntos a un ala terminada. Cada abertura 218 de alma esta circunscrita por una brida 220 derecha y/o izquierda respectiva que se extiende interiormente en la abertura 218 de alma.
Aunque el conjunto 102 de nervio de armadura se ilustra como fabricado como un conjunto 102 de nervio de armadura unitario, debe entenderse que el conjunto 102 de nervio de armadura puede estar fabricado a partir de mas de una pieza independiente para posibilitar diferentes metodos de ensamblaje de ala. El uso de tales nervios compuestos de armadura no esta limitado a las alas de aeronaves, sino tambien para armaduras de suelo o tejado en edificaciones y armaduras para puentes que son fabricadas en lugares diferentes y se erigen sobre el terreno.
La Figura 3 es una vista de seccion del conjunto 102 de nervio de armadura tomada a lo largo de las llneas de la seccion A-A (mostrado en la Figura 2). En la realizacion ilustrativa, el conjunto 102 de nervio de armadura esta formado por una o mas laminas de material compuesto recortado para formar el elemento 202 de cordon superior, el elemento 204 de cordon inferior y elementos de alma 206. Las laminas estan unidas una al lado de la otra y las bridas aplicadas al perlmetro del conjunto 102 de nervio de armadura y aberturas 218. La brida de la seccion A-A incluye una seccion 302 lateral izquierda y una seccion 304 lateral derecha, y cada una se extiende alejandose de una llnea central 306 de las laminas compuestas. La brida tambien incluye una seccion 308 de brida derecha que se extiende en la abertura 218 y una seccion 310 de brida izquierda que es complementaria con la seccion 308 de brida. En la realizacion ilustrativa, la seccion 308 de brida derecha y la seccion 310 de brida izquierda estan unidas para facilitar el acoplamiento de las laminas compuestas. La seccion 302 lateral izquierda y la seccion 304 lateral derecha estan configuradas para recibir elementos de revestimiento en una relacion de union para facilitar ensamblar una estructura de ala.
La Figura 4 es una vista de seccion del conjunto 102 de nervio de armadura tomada a lo largo de las llneas de la seccion B-B (mostrado en la Figura 2). En la realizacion ilustrativa, el conjunto 102 de nervio de armadura tomado a lo largo de las llneas de la seccion B-B incluye una brida 210 de larguero delantero a ambos lados de la abertura 214 de larguero delantero y bridas 220 que se extienden en las aberturas 218 y que facilitan el acoplamiento de las laminas compuestas entre si.
La Figura 5 es una vista de seccion del conjunto 102 de nervio de armadura tomada a lo largo de las llneas de la seccion C-C (mostrado en la Figura 2). En la realizacion ilustrativa, el conjunto 102 de nervio de armadura tomado a lo largo de las llneas de la seccion C-C incluye una mitad 502 de brida izquierda y una mitad 504 de brida derecha y bridas 220 que se extienden en las aberturas 218 y que facilitan el acoplamiento de las laminas compuestas entre si.
La Figura 6 es una vista de seccion del conjunto 102 de nervio de armadura tomada a lo largo de las llneas de la
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seccion D-D (mostrado en la Figura 2). En la realizacion ilustrativa, el conjunto 102 de nervio de armadura tomado a lo largo de las lineas de la seccion D-D incluye una mitad 602 de brida izquierda y una mitad 604 de brida derecha y bridas 220 que se extienden en las aberturas 218 y que facilitan el acoplamiento de las laminas compuestas entre si.
La Figura 7 es una vista de seccion del conjunto 102 de nervio de armadura tomada a lo largo de las lineas de la seccion E-E (mostrado en la Figura 2). En la realizacion ilustrativa, el conjunto 102 de nervio de armadura tomado a lo largo de las lineas de la seccion E-E incluye una brida 212 de larguero de popa a ambos lados de la abertura 216 de larguero de popa y en cada una de la brida izquierda 702 y la brida derecha 704. El conjunto 102 de nervio de armadura tambien incluye brida lateral 208 que se extiende a lo largo del elemento 202 de cordon superior y el elemento 204 de cordon inferior. La brida 212 de larguero de popa facilita el acoplamiento del conjunto 102 de nervio de armadura al larguero 114 de popa y la brida lateral 208 facilita el acoplamiento de las secciones de cobertura o elementos de revestimiento al conjunto 102 de nervio de armadura durante el ensamblaje.
La Figura 8 es una vista transversal lateral de un conjunto 800 de nervio de armadura de conformidad con otra realizacion ilustrativa de la divulgacion. En la realizacion ilustrativa, el conjunto 800 de nervio de armadura esta fabricado en tres secciones: una seccion delantera 802, una seccion central 804 y una seccion 806 de popa. Cada seccion esta formada por un material en lamina compuesto tal como el material PW o 5H, o una fibra continua enrollada en canales, orientada en un patron que representa una respectiva seccion de un cordon superior 810, un cordon inferior 812, e interconecta los elementos estructurales 814 que forman el alma de la armadura. En algunas realizaciones, puede ser conveniente formar una, o mas, de la seccion delantera 802, seccion central 804 y seccion 806 de popa con material en lamina, mientras otras secciones estan formadas por material fabricado de fibra colocado. El ensamblaje se consigue uniendo la seccion delantera 802, una seccion central 804 y una seccion 806 de popa. En una realizacion, la seccion delantera 802 y la seccion central 804 estan ensambladas a un larguero delantero (no se muestra) antes de ser unidas la una a la otra y la seccion central 804 y una seccion 506 de popa estan ensambladas a un larguero trasero (no se muestra) antes de ser unidas la una a la otra.
Los metodos arriba descritos para formar elementos estructurales compuestos y las estructuras compuestas de armadura formadas de ese modo son rentables y sumamente fiables. Los metodos y estructuras incluyen material en lamina compuesto, formado y unido entre si en una armadura que incluye un cordon superior e inferior asi como un alma que contiene una pluralidad de elementos estructurales de armadura. La armadura incluye elementos de brida para favorecer la rigidez de la armadura y unir el revestimiento o el entablado a los elementos de la armadura. El material en lamina compuesto esta unido o consolidado entre si para posibilitar que se proporcione resistencia y estabilidad. La armadura ligera simplifica el manejo con menos, o con menor, equipo de soporte. En consecuencia, los metodos y estructuras posibilitan reducir el peso y el tiempo de fabrication, y mejoran la robustez y rigidez del elemento estructural de un modo rentable y fiable.
Mientras que las realizaciones de la divulgacion han sido descritas en los terminos de diversas realizaciones especificas, los expertos en la materia reconoceran que las realizaciones de la divulgacion pueden practicarse con modificaciones dentro del alcance de las reivindicaciones.

Claims (12)

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    15
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    REIVINDICACIONES
    1. Un nervio de ala compuesto de aeronave que comprende:
    un alma que comprende una pluralidad de laminas de material compuesto, comprendiendo cada lamina una primera cara y una segunda cara opuesta, comprendiendo cada cara una longitud y una anchura, cada una de la pluralidad de laminas acoplada a al menos otra de la pluralidad de laminas cara a cara, de tal forma que la longitud y anchura de cada cara coincide sustancialmente con la longitud y anchura de una cara de una lamina adyacente, y la pluralidad de laminas esta formada para incluir:
    un elemento de cordon superior;
    un elemento de cordon inferior; y
    una pluralidad de elementos de alma (206) que se extienden entre los mismos; y
    al menos una primera placa de brida (208) acoplada a dicha alma proxima a un perlmetro exterior de dicha alma;
    y comprendiendo ademas una segunda placa de brida acoplada a un lateral de dicha alma opuesta a la mencionada primera placa de brida en la que dicha primera placa de brida y dicha segunda placa de brida atrapan dicha alma entre ellas;
    una brida (210) que se extiende alejandose de dicha pluralidad de laminas de material compuesto que circunscribe una abertura para el paso de un larguero estructural, dicha brida configurada para facilitar el acoplamiento de dicha alma al larguero.
  2. 2. Una estructura de conformidad con la reivindicacion 1, en la que dicha al menos una primera placa de brida (208) comprende una brida que se extiende lejos de un borde de la placa de brida respectiva.
  3. 3. Una estructura de conformidad con la reivindicacion 1, en la que dicha al menos una primera placa de brida (208) comprende una brida que se extiende lejos de un borde periferico exterior de la placa de brida respectiva.
  4. 4. Una estructura de conformidad con la reivindicacion 1, en la que dicha segunda placa de brida comprende una brida que se extiende lejos de un borde periferico exterior de la segunda placa de brida.
  5. 5. Una estructura de conformidad con la reivindicacion 1, en la que dicha pluralidad de laminas de material compuesto comprende al menos uno de material compuesto de tejido liso y un material compuesto de dureza 5.
  6. 6. Una estructura de conformidad con la reivindicacion 1, que ademas comprende una pluralidad de aberturas en dicha alma formando dicha pluralidad de elementos de alma (206), al menos una abertura comprende un elemento de brida (202, 308, 310) que se extiende paralelamente a una cara de dicha pluralidad de laminas de material compuesto.
  7. 7. Una estructura de conformidad con la reivindicacion 1, en la que dicha pluralidad de elementos de alma (206) comprende al menos un elemento de alma vertical, un elemento de alma horizontal y un elemento de alma diagonal.
  8. 8. Una estructura de conformidad con la reivindicacion 1, en la que un primer extremo de dicho elemento de cordon superior esta acoplado a un primer extremo de dicho elemento de cordon inferior y un segundo extremo de dicho elemento de cordon superior esta acoplado a un segundo extremo de dicho elemento de cordon inferior.
  9. 9. Una estructura de conformidad con la reivindicacion 1, en la que una primera seccion de dicha estructura esta formada separadamente de una segunda seccion de dicha estructura, y las secciones primera y segunda estan acopladas la una a la otra para formar dicha estructura.
  10. 10. Un metodo para formar un nervio de ala compuesto de aeronave, comprendiendo dicho metodo: acoplar una pluralidad de laminas de material compuesto, cara a cara, para formar un alma; moldear el alma para formar un cordon superior y un cordon inferior;
    formar una pluralidad de aberturas en el alma para formar una pluralidad de elementos estructurales de alma (206) que se extienden entre el cordon superior y el cordon inferior;
    acoplar al menos una placa de brida (208) a un borde periferico exterior de al menos uno del cordon superior y el cordon inferior y acoplar una segunda placa de brida al borde periferico exterior de al menos uno del cordon superior y el cordon inferior opuesto a la al menos una placa de brida;
    y formar una brida (210, 212) que se extiende lejos de dicha pluralidad de laminas de material compuesto que 5 circunscribe una abertura (214, 216) en el alma para el paso de un larguero estructural (112, 114), y dicha brida esta configurada para facilitar el acoplamiento de dicha alma al larguero.
  11. 11. Un metodo de conformidad con la reivindicacion 10, en el que el moldeado del alma para formar un cordon superior y un cordon inferior comprende moldear el alma para formar un cordon superior y un cordon inferior, en donde un primer extremo del elemento de cordon superior esta acoplado a un primer extremo del elemento de
    10 cordon inferior y un segundo extremo del elemento de cordon superior esta acoplado a un segundo extremo del elemento de cordon inferior.
  12. 12. Un metodo de conformidad con la reivindicacion 10, que ademas comprende circunscribir al menos una de la pluralidad de aberturas con una placa de brida que comprende un elemento de brida que se extiende paralelamente a una cara de la pluralidad de laminas de material compuesto en la abertura.
    15 13. Un metodo de conformidad con la reivindicacion 10, en el que el elemento compuesto estructural comprende un
    soporte de armadura y en el que el acoplamiento de al menos una placa de brida a un borde periferico exterior de al menos uno del cordon superior y el cordon inferior comprende acoplar al menos una placa de brida configurada para recibir un elemento de entablado a un borde periferico exterior de al menos uno del cordon superior y el cordon inferior.
    20
ES08744703.3T 2007-04-05 2008-03-29 Métodos y sistemas para armadura estructural compuesta Active ES2622680T3 (es)

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US697162 2007-04-05
US11/697,162 US8490362B2 (en) 2007-04-05 2007-04-05 Methods and systems for composite structural truss
PCT/US2008/058799 WO2008124352A1 (en) 2007-04-05 2008-03-29 Methods and systems for composite structural truss

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Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010077240A1 (en) * 2008-12-30 2010-07-08 Sikorsky Aircraft Corporation Non-destructive inspection method with objective evaluation
EP2330294B1 (en) * 2009-12-02 2013-01-16 Bladena ApS Reinforced airfoil shaped body
DE102010043850A1 (de) * 2010-11-12 2012-05-16 Airbus Operations Gmbh Strukturelement für ein Luft- und/oder Raumfahrzeug und Verfahren zum Herstellen eines derartigen Strukturelementes
CA2857297C (en) * 2014-07-21 2021-08-17 Alstom Renewable Technologies Apparatus and method for modifying a geometry of a turbine part
US10907609B2 (en) * 2014-07-15 2021-02-02 Ge Renewable Technologies Apparatus and method for modifying a geometry of a turbine part
US9610728B2 (en) 2014-07-18 2017-04-04 The Boeing Company Apparatus and methods for bonding laminate structures
CN104554704B (zh) * 2015-01-27 2016-09-28 新誉集团有限公司 可横向组装的大展弦比机翼结构及其组装方法
EP3150484B1 (en) * 2015-09-29 2018-12-12 Airbus Operations, S.L. Composite rib for an aircraft torsion box and manufacturing method thereof
ES2808671T3 (es) 2016-04-11 2021-03-01 Asco Ind Nv Dispositivo hipersustentador
US10286998B2 (en) * 2016-05-05 2019-05-14 The Boeing Company Mechanical fastening system and associated structural assembly and method
EP3498591A1 (en) * 2017-12-13 2019-06-19 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A composite truss beam with a sandwich web
EP3590824B1 (en) * 2018-07-06 2021-06-23 Airbus Operations, S.L. Method for manufacturing the trailing edge ribs and the bearing ribs of trailing edges of aircraft lifting surfaces
CN111056047B (zh) * 2018-10-17 2021-07-30 哈尔滨工业大学 基于形状记忆聚合物复合材料的桁架式可收展太空舱
US11046420B2 (en) * 2019-10-23 2021-06-29 The Boeing Company Trailing edge flap having a waffle grid interior structure
US20210316343A1 (en) * 2020-04-09 2021-10-14 Imperial Systems, Inc. Fume Hood Having Structurally Integrated Components
CN113733595B (zh) * 2021-08-30 2022-06-14 北京航空航天大学 一种全包裹式复合材料泡沫夹芯翼肋加工方法
US20230061907A1 (en) * 2021-08-31 2023-03-02 The Boeing Company Control Surface and Method of Making the Same
US11987353B2 (en) 2022-04-19 2024-05-21 The Boeing Company Thermoplastic skin panels, torque box and method

Family Cites Families (64)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1682202A (en) * 1928-08-28 vaughn
US582527A (en) * 1897-05-11 Dominic golden
US1429600A (en) * 1918-11-21 1922-09-19 American Balsa Company Inc Beam structure
US1343707A (en) * 1918-11-25 1920-06-15 Edmund B Carns Aircraft
US1372478A (en) * 1919-10-15 1921-03-22 Bradley Parker Richardson Method of fireproofing aircraft parts
US1571239A (en) * 1923-02-17 1926-02-02 Firm Dornier Metallbauten Gmbh Metal girder for light metal structures
US1840643A (en) * 1925-07-11 1932-01-12 Ford Motor Co Airplane
US1706996A (en) * 1927-03-31 1929-03-26 Edmund B Carns Beam or girder
US1769005A (en) * 1927-07-29 1930-07-01 Glenn L Martin Co Airplane-wing structure
US1796654A (en) * 1927-11-07 1931-03-17 Hermann Otto Metallic aeroplane wing
US1887627A (en) * 1931-05-26 1932-11-15 Finger Salo Cyrus Method and means of fabricating structures of metal and nonmetallic materials
US2029645A (en) * 1933-12-18 1936-02-04 Stran Steel Corp Structural element
US2097597A (en) * 1935-08-19 1937-11-02 Pavlecka John Cellular structure
GB462904A (en) * 1935-09-14 1937-03-15 Richard Vogt Improvements in spars for the wings of aircraft
US2102095A (en) * 1936-04-20 1937-12-14 Joseph R Salzman Airplane
US2098676A (en) * 1936-05-16 1937-11-09 Rafter Machine Company Beam and the like for building construction
US2122698A (en) * 1936-05-16 1938-07-05 Rafter Machine Company Beam and the like for building construction
US2092472A (en) * 1936-12-04 1937-09-07 Rafter Machine Company Stud and rafter
US2129624A (en) * 1936-12-04 1938-09-06 Rafter Machine Company Stud and rafter
US2233969A (en) * 1938-12-30 1941-03-04 Bell Aircraft Corp Pressed wing rib
US2392818A (en) * 1940-11-18 1946-01-15 Lockheed Aircraft Corp Double skin sheet metal structural element
US2396625A (en) * 1941-03-26 1946-03-12 Budd Edward G Mfg Co Aircraft structure
US2389917A (en) * 1941-10-16 1945-11-27 Frederic A Leisen Aircraft structure
US2386019A (en) * 1943-01-28 1945-10-02 Budd Edward G Mfg Co Truss structure and parts thereof
US2514607A (en) * 1946-02-07 1950-07-11 Dravo Corp Truss construction
US2589193A (en) * 1946-11-29 1952-03-11 Goodyear Aircraft Corp Airfoil, and particularly helicopter blade
US3901465A (en) * 1974-03-05 1975-08-26 Lawrence J Deangelis Variable-area variable incidence wing and aircraft incorporating same
GB1534697A (en) * 1975-03-27 1978-12-06 Heath Charles William Model aircraft wing construction jig
US4002116A (en) * 1975-05-09 1977-01-11 Jack N. Schmitt Apparatus for forming trusses
US4051289A (en) * 1976-04-12 1977-09-27 General Electric Company Composite airfoil construction
US4120065A (en) * 1977-12-15 1978-10-17 Eugene W. Sivachenko Lightweight modular, truss-deck bridge system
US4223053A (en) * 1978-08-07 1980-09-16 The Boeing Company Truss core panels
US4481703A (en) * 1980-02-25 1984-11-13 Rockwell International Corporation Method of making rib structures for an airfoil
US4452657A (en) * 1982-09-15 1984-06-05 The Boeing Company Composite integral web stiffening method
US4671470A (en) * 1985-07-15 1987-06-09 Beech Aircraft Corporation Method for fastening aircraft frame elements to sandwich skin panels covering same using woven fiber connectors
US4887406A (en) * 1987-12-31 1989-12-19 Saia Wilburn H F Structural member for buildings
JPH0823095B2 (ja) * 1989-06-06 1996-03-06 東レ株式会社 補強繊維織物
JPH03123798U (es) * 1990-03-30 1991-12-16
US5332178A (en) * 1992-06-05 1994-07-26 Williams International Corporation Composite wing and manufacturing process thereof
GB9215827D0 (en) * 1992-07-24 1992-09-09 British Aerospace A lightning shield
CA2077429C (en) * 1992-09-02 1999-03-30 Ernest R. Bodnar Roll formed metal member
US5375324A (en) * 1993-07-12 1994-12-27 Flowind Corporation Vertical axis wind turbine with pultruded blades
US5632940A (en) * 1994-03-29 1997-05-27 Whatley; Bradford L. Method of making an integrally stiffened article
RU2116934C1 (ru) * 1997-05-06 1998-08-10 Акционерное общество "Центр перспективных разработок акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" Нервюра из композиционных материалов (варианты) и устройство для изготовления ее плоской реберно-ячеистой структуры
JP2000006893A (ja) * 1998-06-23 2000-01-11 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材翼構造
DE19922295C1 (de) * 1999-05-14 2000-07-27 Eurocopter Deutschland Unterbodenstruktur einer Rumpfzelle eines Luftfahrzeuges
US6513757B1 (en) * 1999-07-19 2003-02-04 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Wing of composite material and method of fabricating the same
JP4316059B2 (ja) * 1999-08-06 2009-08-19 富士重工業株式会社 複合材翼の製造方法
US6889937B2 (en) * 1999-11-18 2005-05-10 Rocky Mountain Composites, Inc. Single piece co-cure composite wing
US6655633B1 (en) * 2000-01-21 2003-12-02 W. Cullen Chapman, Jr. Tubular members integrated to form a structure
JP4416900B2 (ja) * 2000-03-10 2010-02-17 富士重工業株式会社 複合材パネルおよびその製造方法
FR2817608B1 (fr) * 2000-12-04 2004-11-05 Eads Airbus Sa Poutre composite a initiateur de rupture integre et fuselage d'aeronef integrant de telles poutres
US6638466B1 (en) * 2000-12-28 2003-10-28 Raytheon Aircraft Company Methods of manufacturing separable structures
JP4545339B2 (ja) * 2001-04-05 2010-09-15 富士重工業株式会社 複合材翼およびその製造方法
US6945727B2 (en) * 2002-07-19 2005-09-20 The Boeing Company Apparatuses and methods for joining structural members, such as composite structural members
CA2404320C (en) * 2002-09-30 2005-02-08 Ernest R. Bodnar Steel stud with openings and edge formations and method
CA2456321A1 (en) * 2003-01-30 2004-07-30 Martin Bureau Laminated polymer composite material
US7587877B2 (en) * 2003-10-28 2009-09-15 Best Joist Inc Cold-formed steel joists
US20060032702A1 (en) * 2004-07-29 2006-02-16 Oshkosh Truck Corporation Composite boom assembly
GB0426944D0 (en) * 2004-12-08 2005-01-12 Airbus Uk Ltd A trussed structure
US7387277B2 (en) * 2004-12-29 2008-06-17 The Boeing Company Aircraft wing composed of composite and metal panels
FI118761B (fi) * 2006-02-09 2008-03-14 Patria Aerostructures Oy Ilma-aluksen siipi, kiinnitysjärjestely sekä välituki
JP4657189B2 (ja) * 2006-11-02 2011-03-23 本田技研工業株式会社 飛行機の翼構造
US7575194B2 (en) * 2006-11-30 2009-08-18 The Boeing Company Apparatuses and methods for joining composite members and other structural members in aircraft wing boxes and other structures

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Publication number Publication date
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