RU2519111C2 - Конструктивный компонент и способ призводства конструктивного компонента - Google Patents

Конструктивный компонент и способ призводства конструктивного компонента Download PDF

Info

Publication number
RU2519111C2
RU2519111C2 RU2011147139/05A RU2011147139A RU2519111C2 RU 2519111 C2 RU2519111 C2 RU 2519111C2 RU 2011147139/05 A RU2011147139/05 A RU 2011147139/05A RU 2011147139 A RU2011147139 A RU 2011147139A RU 2519111 C2 RU2519111 C2 RU 2519111C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
component
core
insert
structural component
region
Prior art date
Application number
RU2011147139/05A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011147139A (ru
Inventor
Ханс-Йуерген ВЕБЕР
Грегор Кристиан ЕНДРЕС
Original Assignee
Эйрбас Оператионс Гмбх
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 Эйрбас Оператионс Гмбх filed Critical Эйрбас Оператионс Гмбх
Publication of RU2011147139A publication Critical patent/RU2011147139A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2519111C2 publication Critical patent/RU2519111C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/24—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least three directions forming a three dimensional structure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/88—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts characterised primarily by possessing specific properties, e.g. electrically conductive or locally reinforced
    • B29C70/887—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts characterised primarily by possessing specific properties, e.g. electrically conductive or locally reinforced locally reinforced, e.g. by fillers
    • 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
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3082—Fuselages
    • 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
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49616—Structural member making
    • Y10T29/49622—Vehicular structural member making
    • 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
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49616—Structural member making
    • Y10T29/49623—Static structure, e.g., a building component
    • Y10T29/49629—Panel
    • 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
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49801—Shaping fiber or fibered material
    • 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
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/4998—Combined manufacture including applying or shaping of fluent material
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/19—Sheets or webs edge spliced or joined
    • Y10T428/192—Sheets or webs coplanar
    • Y10T428/195—Beveled, stepped, or skived in thickness
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/19—Sheets or webs edge spliced or joined
    • Y10T428/192—Sheets or webs coplanar
    • Y10T428/197—Sheets or webs coplanar with noncoplanar reinforcement
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/23—Sheet including cover or casing
    • Y10T428/233—Foamed or expanded material encased
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/23—Sheet including cover or casing
    • Y10T428/239—Complete cover or casing
    • 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
    • Y10T428/249921—Web or sheet containing structurally defined element or component
    • Y10T428/249923—Including interlaminar mechanical fastener

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к конструктивному компоненту для воздушного или космического ЛА, включающему сердцевину компонента, проходящую через область компонента, первый и второй покрывающие слои, которые выполнены на двух противоположных граничных поверхностях сердцевины компонента и проходят через область компонента, некоторое количество сжатых элементов, которые распределены по области компонента и соединяют первый и второй покрывающие слои друг с другом через сердцевину компонента, и усиливающую ленту, которая проходит между покрывающими слоями вдоль линии усиления, которая проходит в сущности параллельно области компонента. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к конструктивному компоненту для воздушного или космического ЛА и к способу производства конструктивного компонента этого типа. Изобретение кроме того относится к воздушному или космическому ЛА, включающему конструктивный компонент этого типа.
Хотя оно и применимо к любым конструктивным компонентам, настоящее изобретение и техническая задача, на которой оно основано, будут объяснены более подробно со ссылкой на панели обшивки фюзеляжа серийного ЛА.
В документе ЕР 1134069 раскрыто производство конструктивных компонентов для самолета в двухслойной конструкции с использованием слоистых компонентов, которые включают центральный слой из пены. Конструктивные компоненты этого типа, в частности при изготовлении из армированных волокном пластиков, дают большое преимущество по массе в сравнении с конструктивными компонентами, изготовленными из традиционных материалов, таких как алюминий. Однако, производство и работа с конструктивными компонентами этого типа в двухслойной конструкции для сборки более крупных конструкций, например, воздушного или космического ЛА, чрезвычайно трудоемкие и требуют больших расходов. Кроме того, повреждение, полученное при сборке, очень дорогое в ремонте.
Поэтому цель настоящего изобретения заключается в том, чтобы достигнуть надежного и экономичного применения двухслойных конструктивных компонентов.
Согласно изобретению, эта цель достигнута конструктивным компонентом, имеющим признаки по п.1 или способом производства, имеющим признаки по п.13 формулы изобретения.
Идея, на которой основано настоящее изобретение, заключается в усилении конструктивного компонента, который расположен плоско над областью компонента и который включает два листа оболочки, соединенные заключенной между ними сердцевиной, так что между двумя наружными листами образована усиливающая лента, вытянутая по пути усиления между наружными листами, причем такой путь проходит в сущности параллельно области компонента. Поскольку усиливающая лента как сердцевина проходит внутри между наружными листами, она может быть выполнена способами, используемыми в производстве многослойного компонента, что дает большие преимущества по стоимости в сравнении со сборкой с использованием традиционных усиливающих элементов, таких как стрингеры и шпангоуты. Поскольку усиливающая лента проходит внутри наружных листов, она, кроме того, защищена между ними от повреждения.
Согласно одному предпочтительному варианту осуществления, сердцевина компонента включает вспененный материал. Это дает возможность экономичного производства конструктивного компонента, поскольку сжатые элементы во вспененном материале выполнены как временно поддерживающие вспомогательный материал и соединены с наружными листами, причем вспененный материал может просто и экономично оставаться в сердцевине компонента из-за его легкости. Альтернативно, пена может быть удалена, чтобы получить еще более меньшую массу.
Согласно одному предпочтительному варианту осуществления, каждый сжатый элемент включает пучок волокон, пропитанный смолой. Это позволяет производить конструктивный компонент экономично, поскольку сжатые элементы, например, выполнены в вспененном материале путем использования простого способа сшивания и пропитаны смолой через полученные сквозные отверстия.
Согласно одному предпочтительному варианту осуществления, усиливающая лента сформирована областью с повышенной плотностью сжатых элементов в сердцевине компонента. Это позволяет намного снизить производственные издержки, поскольку усиливающая лента может быть изготовлена с использованием способов и устройств, уже используемых для введения сжатых элементов. Кроме того, сжатые элементы могут быть введены почти без геометрических ограничений на направление усиливающей ленты.
Согласно одному альтернативному предпочтительному варианту осуществления, усиливающую ленту формирует вставка, которая проходит по пути усиления в сердцевине компонента. Таким образом может быть достигнут высокий уровень стабильности. Кроме того, стало возможным стабильное соединение наружных листов друг с другом, которые примыкают друг к другу вдоль вставки. Предпочтительно вставка включает трубчатую волокнистую оплетку, которая окружает сердцевину вставки, и такая конструкция является особенно стабильной и имеет небольшую собственную массу.
Согласно одному предпочтительному варианту осуществления, по меньшей мере один сжатый элемент проходит в сердцевину компонента и сердцевину вставки. Таким образом вставку соединяют особенно жестко. Сжатый элемент предпочтительно проходит диагонально к области компонента, так как его таким образом легко вставить снаружи. Согласно одному предпочтительному варианту осуществления, область компонента имеет кривизну по меньшей мере в одном направлении в пространстве, причем усиливающая лента проходит винтообразно по диагонали в направлении кривизны. Таким образом можно выгодно усилить компонент против крутильных колебаний по оси кривизны.
Согласно одному предпочтительному варианту осуществления, предусмотрены первая и вторая усиливающие ленты, которые проходят, пересекаясь друг с другом под некоторым углом. Таким образом можно выгодно усилить компонент против деформации в случае его нагружения в разных направлениях.
Согласно одному предпочтительному варианту осуществления, усиливающая лента проходит в первой и третьей частях в сущности в соответствующем направлении и имеет разрез на две соединенных кольцеобразно ветви в части, расположенной между первой и третьей частями. Таким образом усиливающую ленту можно направлять вокруг плоских вырезов в конструктивном компоненте, например, вырезов окон, без существенной потере стабильности.
Ниже изобретение описано более подробно на основании вариантов осуществления со ссылками на прилагаемые фигуры чертежей.
На фигурах чертежей:
Фиг.1 - вид в разрезе примера конструктивного компонента согласно одному варианту осуществления;
Фиг.2 - вид сбоку цилиндрической секции фюзеляжа ЛА, включающей конструктивный компонент согласно одному варианту осуществления;
Фиг.3 - схематический вид в разрезе конструктивного компонента, включающего облицовку, согласно одному варианту осуществления;
Фиг.4 - представление способа производства согласно одному варианту осуществления конструктивного компонента, показанного на Фиг.3;
Фиг.5 - схематический вид в разрезе конструктивного компонента, включающего вставку, согласно еще одному варианту осуществления;
Фиг.6 - схематический вид в разрезе конструктивного компонента, включающего отверстие окна, согласно одному варианту осуществления; и
Фиг.7 - схематический вид в разрезе конструктивного компонента, включающего отверстие двери, согласно одному варианту осуществления.
Одинаковые ссылочные номера на чертежах обозначают одинаковые или функционально идентичные компоненты, если не указано иное.
На Фиг.1 показан вид в разрезе конструктивного компонента 102, включающего сердцевину 408 компонента, которая выполнена из вспененного материала и расположена плоско по области слоистого компонента, причем на противоположных, в сущности параллельных сторонах сердцевины компонента выполнены первая 401 и вторая 402 облицовки из волокнистого материала. Область компонента проходит параллельно облицовкам 401, 402 и перпендикулярна плоскости проекции на Фиг.1. Между первой 401 и второй 402 облицовками сжатые элементы 403, изготовленные из пучков волокон, проходят через сердцевину 408 компонента, причем концы 406 сжатых элементов лежат на облицовках 401, 402. Облицовки 401, 402 и сжатые элементы 403 заполнены общей полимерной матрицей.
Сжатые элементы 403 распределены по всей области конструктивного компонента 102 с в сущности постоянной минимальной плотностью размещения. Кроме того, плотность размещения сжатых элементов 403 увеличивается до уровня выше минимальной вдоль удлиненной области усиливающей ленты 106, которая проходит вдоль пути усиления 104 между наружными листами, причем путь 104 проходит в сущности параллельно области компонента. Конструктивный компонент 102 таким образом имеет повышенную жесткость в области усиливающей ленты 106.
На Фиг.2 показан вид сбоку цилиндрической секции фюзеляжа 206 летательного аппарата. Геометрия цилиндрической секции фюзеляжа разделена в продольном направлении, причем верхняя половина цилиндрической секции фюзеляжа образована конструктивным компонентом 102, имеющим двухслойную конструкцию, как показано на Фиг.1. Этот конструктивный компонент 102 выполнен цельным, например, с использованием формы, имеющей внутреннюю поверхность, чтобы обеспечить наружные допуски. Нижняя половина 202 цилиндрической секции фюзеляжа может, например, быть выполнена таким же образом с использованием металла или другого материала.
В конструктивном компоненте 102 усиливающие ленты 106, 106', 106”, 106''', сформированные повышенной плотностью размещения сжатых элементов 403, проходят в продольном направлении 203 летательного аппарата и в направлениях, которые проходят по косой к продольному направлению летательного аппарата и к направлению кривизны 204 в сущности цилиндрически изогнутого конструктивного компонента 102 и которые обходят спиралевидно по диагонали вокруг цилиндрической секции фюзеляжа 206. В данном случае проходящие по диагонали усиливающие ленты 106, 106' пересекаются под углом а приблизительно 90°.
В цилиндрической секции фюзеляжа 206 выполнен ряд отверстий для окон 208, которые окружены кольцевьми усилениями 200. Кольцевые усиления 200 включены в путь усиливающих лент 106, 106', 106”, 106''' так что, например, первая часть 211 усиливающей ленты 106 проходит в направлении диагонального пути усиления 104 до примыкания к кольцевому усилению 200 вокруг отверстия для окна 208. В второй части 212 в области отверстия для окна кольцевое усиление 200 выполняет функцию усиливающей ленты, которая здесь разделена на две кольцевидно соединенные ветви. На противоположной стороне кольцевого усиления 200 эти ветви встречаются, и путь усиливающей ленты продолжается в третьей части 213 в направлении пути усиления 104.
Показанная конструкция усиления является только примером и может быть полностью отрегулирована для локальных нагрузок (ввод нагрузок, вырезы). Геометрические изменения в пене (изменения в толщине, кривизне, подъемах) также могут быть включены в конструкцию усиления.
На Фиг.3 показан схематический вид в разрезе еще одного конструктивного компонента 102, который собран из первой половины 311 компонента, включающей вспененную сердцевину 408 и наружные листы 401, 402, и второй половины 312 компонента, включающей вспененную сердцевину 408' и наружные листы 401,402, по линии соединения, которая проходит в центре Фиг.3 перпендикулярно плоскости проекции. Вдоль линии соединения введена вставка 302, 300 между наружными листами 401, 401' и 402, 402', причем вставка включает сердцевину 302 вставки, изготовленную из вспененного материала, и оболочку 300, изготовленную из трубчатой волокнистой оплетки. Оболочка 300, например, пропитана смолой вместе с наружными листами 401, 401', 402, 402' и сжатыми элементами 403. Вставка функционирует как усиливающая лента 106 посредством этой оболочки.
На Фиг.4 схематически показан один возможный способ производства конструктивного компонента с Фиг.3, причем часть соответственной сердцевины 408, 408' удалена из двух половин 311, 312 компонента, и вместо нее введена вставка 300, 302. Встраивание вставки может быть далее усилено путем введения дополнительных сжатых элементов 500, 502, которые проходят в наружные листы 401, 401', 402, 402' и оболочку 300 вставки 300, 302.
На Фиг.6 показан схематический вид в разрезе конструктивного компонента 102, включающего отверстие для окна 600, причем лента усиления, состоящая из трех частей 211, 212, 213, как сказано со ссылкой на Фиг.2, проходит по отверстию для окна. Кольцевая вставка 200, например, выполнена таким же образом, что и вставка 300, 302 на Фиг.3. На Фиг.7 показан схематический вид в разрезе конструктивного компонента 102, включающего отверстие для двери 704. В качестве дополнительного усиления опоры 700 и, кроме того, облицовка 702 установлены на внутреннюю поверхность фюзеляжа летательного аппарата.
Хотя настоящее изобретение было описано выше на основе предпочтительных вариантов осуществления, оно ими не ограничено, и может быть модифицировано многими различными способами.
Например, другие конструктивные компоненты летательного аппарата, такие как несущие аэродинамические поверхности или хвостовые устройства, могут быть выполнены так, как сказано выше.
Перечень ссылочных номеров
102 Конструктивный компонент
104 Путь усиления
106 Усиливающая лента
200 Кольцевидная конструкция
202 Нижняя половина цилиндрической секции
203 Продольное направление летательного аппарата
204 Направление кривизны
206 Цилиндрическая секция фюзеляжа
211-213 Части ленты
300 Трубчатая оплетка
302 Сердцевина вставки
311, 312 Половины компонента
401, 402 Облицовка
403 Сжатый элемент
406 Анкерное крепление
408 Сердцевина компонента
500, 502 Дополнительные сжатые элементы
600 Окно
500 Вертикальный сжатый элемент
502 Диагональный сжатый элемент
700 Опора
702 Другая облицовка
704 Дверь

Claims (13)

1. Конструктивный компонент (102) для воздушного или космического ЛА, включающий:
сердцевину компонента (408), проходящую по области компонента;
первый (401) и второй (402) наружные листы, которые выполнены проходящими по области компонента на двух противоположных граничных поверхностях сердцевины компонента (408);
усиливающую ленту (106), которая сформирована посредством вставки (300, 302) в сердцевине (408) компонента, причем вставка проходит по пути усиления (104) между наружными листами (401, 402), и причем упомянутый путь усиления проходит в сущности параллельно области компонента и включает сердцевину (302) вставки и трубчатую волокнистую оплетку (300), окружающую сердцевину (302) вставки; и
некоторое количество сжатых элементов (403, 500, 502), распределенных по области компонента, причем сжатые элементы соединяют первый (401) и второй (402) наружные листы друг с другом через сердцевину (408) компонента, причем по меньшей мере один из этих сжатых элементов (500, 502) проходит по меньшей мере в один наружный лист (401, 402), сердцевину вставки (302) и трубчатую волокнистую оплетку (300).
2. Конструктивный компонент (102) по п.1, отличающийся тем, что сердцевина компонента (408) и/или сердцевина (302) вставки включает вспененный материал.
3. Конструктивный компонент (102) по п.1, отличающийся тем, что каждый из сжатых элементов (403) включает пучок волокон, пропитанный смолой.
4. Конструктивный компонент (102) по п.1, отличающийся тем, что по меньшей мере один сжатый элемент (500, 502) проходит по диагонали в область компонента.
5. Конструктивный компонент (102) по п.1, отличающийся тем, что наружные листы (401, 402), трубчатая волокнистая оплетка (300) и сжатые элементы (403, 500, 502) вместе пропитаны смолой.
6. Конструктивный компонент (102) по п.1, отличающийся тем, что область компонента имеет кривизну по меньшей мере в одном направлении кривизны (204), причем усиливающая лента (106) проходит спиралевидно по диагонали в этом направлении кривизны (204).
7. Конструктивный компонент (102) по п.1, отличающийся первой (106) и второй (106') усиливающими лентами, которые проходят, пересекая одна другую под некоторым углом (α).
8. Конструктивный компонент (102) по п.1, отличающийся тем, что усиливающая лента (106) проходит в первой (211) и третьей (213) частях в сущности в направлении пути усиления (104) и включает разрез (200) на две кольцевидно соединенных ветви во второй части (212), расположенной между первой (211) и третьей (213) частями.
9. Обшивка фюзеляжа (206) для воздушного или космического ЛА, включающая конструктивный компонент по п.1.
10. Воздушный или космический ЛА, включающий обшивку фюзеляжа (206) по п.10 или конструктивный компонент (102) по п.1.
11. Способ производства конструктивного компонента (102) для воздушного или космического ЛА, включающий следующие этапы:
подготовка сердцевины компонента (408), которая проходит по области компонента;
расположение первого (401) и второго (402) наружных листов на двух противоположных граничных поверхностях сердцевины компонента (408), причем наружные листы проходят по области компонента;
введение усиливающей ленты (106), которая сформирована вставкой (300, 302) в сердцевину (408) компонента, причем вставка проходит вдоль пути усиления (104) между наружными листами (401, 402), и включает сердцевину (302) вставки и трубчатую волокнистую оплетку (300), окружающую сердцевину (302) вставки, причем сердцевина (408) компонента и сердцевина (302) вставки включают вспененный материал; и
формирование некоторого количества сжатых элементов (403, 500, 502), распределенных по области компонента, причем сжатые элементы соединяют первый (401) и второй (402) наружные листы один с другим через сердцевину (408) компонента таким образом, что по меньшей мере один из сжатых элементов (500, 502) проходит в по меньшей мере один наружный лист (401, 402), сердцевину (302) вставки и трубчатую волокнистую оплетку (300).
12. Способ по п.11, отличающийся пропиткой смолой одновременно наружных листов (401, 402), трубчатой волокнистой оплетки (302) и сжатых элементов (403, 500, 502).
13. Способ по п.11 или 12, отличающийся этапом по меньшей мере частичного удаления вспененного материала.
RU2011147139/05A 2009-05-25 2010-05-19 Конструктивный компонент и способ призводства конструктивного компонента RU2519111C2 (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE200910026458 DE102009026458A1 (de) 2009-05-25 2009-05-25 Strukturbauteil und Herstellungsverfahren für ein Strukturbauteil
DE102009026458.2 2009-05-25
US18104509P 2009-05-26 2009-05-26
US61/181,045 2009-05-26
PCT/EP2010/056860 WO2010136362A1 (de) 2009-05-25 2010-05-19 Strukturbauteil und herstellungsverfahren für ein strukturbauteil

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011147139A RU2011147139A (ru) 2013-05-27
RU2519111C2 true RU2519111C2 (ru) 2014-06-10

Family

ID=43049327

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011147139/05A RU2519111C2 (ru) 2009-05-25 2010-05-19 Конструктивный компонент и способ призводства конструктивного компонента

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8356451B2 (ru)
EP (1) EP2435237B1 (ru)
JP (1) JP5463414B2 (ru)
CN (1) CN102481732B (ru)
BR (1) BRPI1012025A2 (ru)
CA (1) CA2763113C (ru)
DE (1) DE102009026458A1 (ru)
RU (1) RU2519111C2 (ru)
WO (1) WO2010136362A1 (ru)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009026458A1 (de) * 2009-05-25 2010-12-09 Airbus Operations Gmbh Strukturbauteil und Herstellungsverfahren für ein Strukturbauteil
DE102009057018B4 (de) * 2009-12-04 2016-09-15 Airbus Defence and Space GmbH Flugzeugrumpfstruktur
DE102011113806B4 (de) 2011-09-20 2014-09-25 Airbus Operations Gmbh Rumpfsegment sowie Verfahren zur Herstellung eines Rumpfsegments
DE102012016781A1 (de) 2012-08-23 2014-02-27 Daimler Ag Faserverbundkunststoff-Strukturbauteil mit einer geschlossenen Schale und Verfahren zu dessen Herstellung
EP2730497B1 (en) * 2012-11-13 2017-04-19 Airbus Operations GmbH Aircraft window arrangement
EP2842865B1 (en) 2013-08-28 2019-12-18 Airbus Operations GmbH Window panel for an airframe and method of producing same
DE102013018158A1 (de) * 2013-12-05 2015-06-11 Airbus Defence and Space GmbH Verfahren zur Herstellung von verstärkten Materialien und Material erhältlich aus diesem Verfahren
DE102014011033B4 (de) * 2014-07-25 2019-08-29 Audi Ag Verfahren zur Herstellung eines Faserverbund-Kunststoffbauteils
DE102014015976A1 (de) 2014-10-31 2016-05-04 Airbus Defence and Space GmbH Verbundkonstruktion für eine erhöhte Lebensdauer
CN109311193B (zh) * 2016-05-25 2022-01-28 巴斯夫欧洲公司 组装纤维增强的泡沫
DE102017218310A1 (de) * 2017-10-13 2019-04-18 Airbus Defence and Space GmbH Batteriegehäuse, Batterieanordnung und Verfahren zur Herstellung eines Batteriegehäuses
DE102018120905A1 (de) * 2018-08-27 2020-02-27 Wobben Properties Gmbh Faserverbundhalbzeug, Faserverbundbauteil, Rotorblattelement, Rotorblatt und Windenergieanlage sowie Verfahren zum Herstellen eines Faserverbundhalbzeugs und Verfahren zum Herstellen eines Faserverbundbauteils
CN113772076A (zh) * 2021-08-24 2021-12-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种泡沫夹芯帽型加筋壁板结构及一体化成型方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1951310A1 (de) * 1968-10-21 1970-04-30 Upjohn Co Leichtgewichtiges Verbundgebilde
RU2106252C1 (ru) * 1995-08-09 1998-03-10 Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Способ изготовления силового элемента из полимерного композиционного материала
EP1359089A2 (en) * 2002-04-23 2003-11-05 Duncan Research and Development Limited Multi-beam panel structures
US6942915B1 (en) * 1999-03-19 2005-09-13 Toray Industries, Inc. FRP roofing material, manufacturing method, and its connecting structure and connecting method
EP1816070A2 (de) * 2006-02-07 2007-08-08 Grob, Margret Flugzeugkörper und Verfahren zu seiner Herstellung
DE102007003274B3 (de) * 2007-01-23 2008-06-19 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zum Verstärken eines Schaumwerkstoffs sowie Kernverbundbauteil

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1253088B (de) * 1963-12-17 1967-10-26 Eltro G M B H & Co Ges Fuer St Verfahren zur Herstellung von Schiffskoerpern aus Schiffbauplatten
US4278485A (en) * 1978-08-02 1981-07-14 The Boeing Company Method of forming composite wound structure
DE2849520A1 (de) * 1978-11-15 1980-05-29 Fricker Frimeda Metall Draht Verbindungsanker fuer eine mehrschichtenbauplatte
US4350728A (en) * 1980-10-02 1982-09-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Cross reinforcement in a graphite-epoxy laminate
DE58909514D1 (de) * 1988-09-19 1996-01-11 Alusuisse Lonza Services Ag Stossverbindung von Platten und/oder Profilen.
US5014476A (en) * 1989-04-07 1991-05-14 Bellcomb Technologies Incorporated Multicomponent panel system and method as assembly
US5102723A (en) * 1989-11-13 1992-04-07 Pepin John N Structural sandwich panel with energy-absorbing material pierced by rigid rods
AT396274B (de) * 1991-04-23 1993-07-26 Avi Alpenlaendische Vered Bewehrungskoerper fuer eine deckenplatte
AU7470394A (en) * 1993-05-04 1995-02-20 Foster-Miller Inc. Truss reinforced foam core sandwich structure
US5876652A (en) * 1996-04-05 1999-03-02 The Boeing Company Method for improving pulloff strength in pin-reinforced sandwich structure
CA2347717A1 (en) 1998-09-30 2000-04-06 Toray Industries, Inc. A fibre-reinforced resin structure having hollow cross section and manufacturing method thereof
US6291049B1 (en) * 1998-10-20 2001-09-18 Aztex, Inc. Sandwich structure and method of making same
JP4991985B2 (ja) * 1999-12-28 2012-08-08 ミリケン・アンド・カンパニー 繊維強化複合コアおよびパネル
DE10018035A1 (de) * 2000-04-03 2001-10-18 Nils Helbig Kernwerkstoff für Sandwichkonstruktionen
US6355339B1 (en) * 2000-07-17 2002-03-12 Foam Matrix, Inc. Mechanically secured foam core reinforcement
DE10112413C2 (de) * 2001-03-15 2003-04-10 Eurocopter Deutschland Notausstiegsluke für einen flugfähigen Flugzeugprototyp
US6901713B2 (en) * 2002-01-03 2005-06-07 Erich Jason Axsom Multipurpose composite wallboard panel
FR2836690B1 (fr) * 2002-03-04 2004-08-27 Eads Launch Vehicles Procede pour la realisation d'une piece monolithique composite thermostructurale a double paroi et piece obtenue
US6794012B2 (en) * 2002-09-05 2004-09-21 The Boeing Company Composite preform structural panel having electrically conductive stitching
US7197852B2 (en) * 2002-09-20 2007-04-03 The Boeing Company Internally stiffened composite panels and methods for their manufacture
FR2881442B1 (fr) * 2005-02-01 2007-08-10 Roy Guy Le Panneau composite, dispositif et procede pour fabriquer un tel panneau
DE102005024408A1 (de) * 2005-05-27 2006-11-30 Airbus Deutschland Gmbh Verstärkung von Schaumwerkstoffen
US7485354B2 (en) * 2006-06-20 2009-02-03 Northrop Grumman Corporation Thermal protection system for a vehicle
US7735779B2 (en) * 2006-11-02 2010-06-15 The Boeing Company Optimized fuselage structure
FR2911112B1 (fr) * 2007-01-05 2009-02-13 Airbus France Sas Section de fuselage pour aeronef et aeronef comprenant une telle section
US8512853B2 (en) * 2007-07-31 2013-08-20 The Boeing Company Composite structure having reinforced core
US20090078820A1 (en) * 2007-09-26 2009-03-26 The Boeing Company Wing-to-body fairing
US8127450B2 (en) * 2008-01-31 2012-03-06 Airbus Operations Gmbh Method for producing a sandwich construction, in particular a sandwich construction for the aeronautical and aerospace fields
DE102009026458A1 (de) * 2009-05-25 2010-12-09 Airbus Operations Gmbh Strukturbauteil und Herstellungsverfahren für ein Strukturbauteil

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1951310A1 (de) * 1968-10-21 1970-04-30 Upjohn Co Leichtgewichtiges Verbundgebilde
RU2106252C1 (ru) * 1995-08-09 1998-03-10 Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Способ изготовления силового элемента из полимерного композиционного материала
US6942915B1 (en) * 1999-03-19 2005-09-13 Toray Industries, Inc. FRP roofing material, manufacturing method, and its connecting structure and connecting method
EP1359089A2 (en) * 2002-04-23 2003-11-05 Duncan Research and Development Limited Multi-beam panel structures
EP1816070A2 (de) * 2006-02-07 2007-08-08 Grob, Margret Flugzeugkörper und Verfahren zu seiner Herstellung
DE102007003274B3 (de) * 2007-01-23 2008-06-19 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zum Verstärken eines Schaumwerkstoffs sowie Kernverbundbauteil

Also Published As

Publication number Publication date
US8356451B2 (en) 2013-01-22
US20120135180A1 (en) 2012-05-31
BRPI1012025A2 (pt) 2017-06-27
CA2763113C (en) 2017-04-04
WO2010136362A1 (de) 2010-12-02
CN102481732B (zh) 2014-11-12
CA2763113A1 (en) 2010-12-02
DE102009026458A1 (de) 2010-12-09
JP2012528028A (ja) 2012-11-12
RU2011147139A (ru) 2013-05-27
CN102481732A (zh) 2012-05-30
EP2435237A1 (de) 2012-04-04
EP2435237B1 (de) 2015-08-19
JP5463414B2 (ja) 2014-04-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2519111C2 (ru) Конструктивный компонент и способ призводства конструктивного компонента
RU2564476C2 (ru) Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления
KR101151522B1 (ko) 빔 구조 및 그의 제조 방법
US20160375978A1 (en) Stiffened fuselage component as well as method and apparatus for manufacturing a stiffened fuselage component
RU2573692C2 (ru) Внутренняя конструкция летательного аппарата из композиционного материала
JP2008500233A (ja) 窓枠の製造方法
JP2010524770A (ja) 航空機の翼−胴体組立体
RU2434782C2 (ru) Фюзеляжная конструкция и способ изготовления этой конструкции
US12005686B2 (en) Core material for composite structures
US9592900B2 (en) Method for the production of a connecting element, connecting element, and aircraft or spacecraft
CN102548741A (zh) 使用预堆叠的多方向连续纤维叠层模制复杂复合部件的方法
RU2470829C2 (ru) Фюзеляж самолета
US8899522B2 (en) Aircraft fuselage with high strength frames
CN106573675A (zh) 飞行器机身的压力舱壁
WO2011117454A1 (es) Estructura de unión de cajones de torsión en una aeronave mediante un herraje triforme de materiales compuestos no metálicos
JP2019038517A (ja) 共硬化した桁および縦通材の中央ウイングボックス
CN101466592A (zh) 飞机机身结构及其生产方法
RU2560194C2 (ru) Композитная конструктивная панель задней кромки элемента летательного аппарата
US20110311782A1 (en) Planar component of an aircraft and method for producing the same
US8833697B2 (en) Component, reinforcement member, structural arrangement, aircraft or spacecraft and method
US6793183B1 (en) Integral node tubular spaceframe
US9919786B2 (en) Acoustic cabin panel
US8474573B2 (en) Reinforced composite sandwich panel
US20120267479A1 (en) Method for the production of a composite trailing edge panel for an aircraft element
EP2746038A1 (en) Method for the production of a structural component, structural component, shell, and aircraft or spacecraft