公开(公告)号：WO2013089598A1

公开(公告)日：2013-06-20

申请号：PCT/SE2011/051501

申请日：2011-12-12

Applicant: SAAB AB ,  GRANKÄLL, Tommy ,  HALLANDER, Per ,  PETERSSON, Mikael ,  WEIDMANN, Björn

Inventor： GRANKÄLL, Tommy ,  HALLANDER, Per ,  PETERSSON, Mikael ,  WEIDMANN, Björn

IPC: B64C3/20 ,  B29C65/02 ,  B29C65/48 ,  B29C70/54 ,  B64C1/12 ,  B64C3/24 ,  B29L31/30

CPC classification number: B64C1/00 ,  B29C65/4835 ,  B29C65/488 ,  B29C65/54 ,  B29C66/112 ,  B29C66/1122 ,  B29C66/131 ,  B29C66/545 ,  B29C66/63 ,  B29C66/721 ,  B29C66/7212 ,  B29C66/7311 ,  B29C66/73752 ,  B29C66/7392 ,  B29C66/7394 ,  B29C66/81455 ,  B29C66/9141 ,  B29C66/91441 ,  B29C66/91921 ,  B29D99/0028 ,  B29L2031/3085 ,  B64C3/187 ,  B64C3/20 ,  B64C3/24 ,  Y02T50/43 ,  Y10T428/24521 ,  B29K2307/04 ,  B29K2309/08

Abstract: The present invention regards an aircraft structure comprising an aerodynamic composite shell (7), the interior face (9) of which in whole or in part is bonded with at least one two- or three-dimensional structural composite part (11) by means of a bonding material (15). It also regards a method of manufacture of the aircraft structure. The bonding material (15) comprises a non-structural fiber reinforced resin system, wherein at least one portion of the bonding material, which portion spatially corresponds with an interior face filling volume (21), is thicker than other portions of the bonding material (15), due to settlement of resin of the non-structural fiber reinforced resin system in said interior face filling volume (21) during the viscous phase of the curing of the non-structural fiber reinforced resin system.

Abstract translation: 本发明涉及一种包括空气动力学复合材料壳体（7）的飞机结构，其内表面（9）全部或部分地通过至少一个二维或三维结构复合材料部件（11）与 接合材料（15）。 它还涉及飞机结构的制造方法。 接合材料（15）包括非结构纤维增强树脂体系，其中在空间上对应于内表面填充体积（21）的部分的粘合材料的至少一部分比粘结材料的其它部分 15），由于在非结构纤维增强树脂体系的固化粘性相中，所述内表面填充体积（21）中的非结构纤维增强树脂体系的树脂沉降。

公开(公告)号：WO2013078647A1

公开(公告)日：2013-06-06

申请号：PCT/CN2011/083251

申请日：2011-11-30

Applicant: AIRBUS S.A.S. ,  LIU, Dong

Inventor： LIU, Dong

IPC: B64C3/24 ,  B64C3/26

CPC classification number: B64C3/24 ,  B64C3/26

Abstract: The present invention relates to a panel, especially for a component having a box structure in an airplane airfoil, comprising a surface shaped body and grid-like reinforcement bars protruding from the body on one side of the body, and the body and the grid-like reinforcement bars are integral molded. Since the body and the grid-like reinforcement bars of the panel are integral molded, no additional connecting process is required, so that the disconnection phenomenon as happened between the skin and the stiffener or stringer of the prior art would not occur, and the assembly complexity can be decreased.

Abstract translation: 本发明涉及一种面板，特别涉及一种在飞机机翼中具有盒结构的部件，其包括表面成形体和从主体一侧突出的格栅状加强杆，以及主体和格栅形状， 像钢筋一体成型。 由于面板的主体和格子状的加强筋是一体成型的，所以不需要额外的连接工艺，因此不会发生现有技术的皮肤与加强件或纵梁之间发生的断开现象，组装 复杂度可以降低。

公开(公告)号：WO02020256A1

公开(公告)日：2002-03-14

申请号：PCT/US2001/026973

申请日：2001-08-29

IPC: B29C70/08 ,  B29C70/48 ,  B64C3/20 ,  B64C3/24 ,  B29D24/00

CPC classification number: B29C70/086 ,  B29C70/48 ,  B29L2031/3085 ,  B64C3/20 ,  B64C3/24 ,  Y02T50/43 ,  Y10T428/1369 ,  Y10T428/24995 ,  Y10T442/2041 ,  Y10T442/3764 ,  Y10T442/3789 ,  Y10T442/3813 ,  Y10T442/40

Abstract: Plies (11) of continuous fiber material are oriented and cut to the intended shape of a structural component, such as the vertical tail of an aircraft. Two skins or laminates (12, 22) are created by laying the cut-to-shape plies into a matched mold, with over-woven or over-braided mandrels (51) or similar tooling details placed between the skins. The mold (21) is closed and a thermosetting resin is injected into the mold to fully impregnate any fibers that were unimpregnated at the time of mold closure and to fully fill all void areas inside the mold. The mold is held closed with pressure, such as by a press, and heated to cure the resin while the resin in the mold is subjected to a hydrostatic pressure sufficient to constrain growth of voids. The contiguous faces of the impregnated braid or weave (41) covering the mandrels are united by the resin, forming vertical or angular laminate between the inner faces of the skins. The resin similarly unites the portions of the braids or weaves that are contiguous with the inner surfaces or the skins, bonding the braids or weaves to the skins to create a unitized structure. The resulting structure is capable of functioning without addition of mechanical fasteners that are required in conventional structures to join skins to understructure.

Abstract translation: 连续纤维材料的层（11）被定向并切割成结构部件（例如飞行器的垂直尾部）的预期形状。 通过将切割形状的叠层放置在匹配的模具中，通过在皮肤之间放置有超编织或过度编织的心轴（51）或类似的工具细节来创建两个表皮或层压板（12,22）。 关闭模具（21），并将热固性树脂注入模具中，以完全浸渍在模具闭合时未被浸渍的任何纤维，并完全填充模具内的所有空隙区域。 模具通过压力等压力保持关闭，并加热固化树脂，同时模具中的树脂受到足以限制空隙生长的静水压力。 浸渍的编织物或覆盖心轴的织物（41）的连续面通过树脂结合，在皮肤的内表面之间形成垂直或有角度的层压体。 树脂类似地将与内表面或皮肤邻接的编织物或织物的部分结合在一起，将辫子或编织物粘合到皮肤上以形成单元化的结构。 所得到的结构能够在没有添加常规结构中需要的机械紧固件的情况下起作用以将表皮连接到下部结构。

公开(公告)号：WO2022023045A1

公开(公告)日：2022-02-03

申请号：PCT/EP2021/069646

申请日：2021-07-14

Applicant: AIRBUS OPERATIONS LIMITED

Inventor： BARNETT, Thomas ,  SCAIFE, Andrew ,  PROUDLER, Lee

IPC: B64C3/20 ,  B64C23/06 ,  B64F5/10 ,  B29C70/22 ,  B29C70/48 ,  B64C3/18 ,  B64C3/24 ,  B64C3/26

Abstract: A winglet (10) is disclosed, with first and second covers (20, 22), a front spar (24), a rear spar (26), and a mid spar (28) between the front spar (24) and the rear spar (26). Each spar is joined to the first cover (20) and to the second cover (22). The mid spar (28) has an I- shaped cross-section comprising a mid spar web (29), a first pair of mid spar caps (29a, 30a) joining the mid spar (28) to the first cover (20), and a second pair of mid spar caps (29b, 30b) joining the mid spar (28) to the second cover (22). The mid spar (28) has a length and the mid spar (28) curves along all or part of its length. A winglet cover assembly (100) is also disclosed, with a cover (20) and a spar (28) formed from fibre-reinforced composite material. The spar (28) has an l-shaped cross-section comprising a spar web (29), a first pair of spar caps (29a, 30a) joining the spar web (29) to the cover (20), and a second pair of spar caps (29b, 30b); and the cover (20) is bonded to the first pair of spar caps (29a, 30a).

公开(公告)号：WO2011043346A1

公开(公告)日：2011-04-14

申请号：PCT/JP2010/067475

申请日：2010-10-05

Applicant: 三菱重工業株式会社 ,  吉田 愼一 ,  田中 秀明 ,  田中 雄也

Inventor： 吉田　愼一 ,  田中　秀明 ,  田中　雄也

IPC: B64C1/00 ,  B64C1/14 ,  B64C3/24

CPC classification number: B64C3/187 ,  B32B3/08 ,  B32B3/14 ,  B32B3/263 ,  B32B3/266 ,  B32B7/005 ,  B32B7/02 ,  B32B7/08 ,  B64C1/061 ,  B64C1/064 ,  B64C1/068 ,  B64C1/069 ,  B64C1/1446 ,  B64C1/1492 ,  B64C3/182 ,  B64C3/26 ,  B64C2001/0072 ,  Y02T50/43 ,  Y10T428/24322

Abstract: アクセスホール周縁部の応力集中を考慮した上で、軽量化が可能とされた主翼を提供することを目的とする。長手方向に引張り荷重が負荷される主翼（１）は、長手方向に延在するとともにアクセスホール（５）が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされた孔付き構造部材としての中央部（３ｂ）と、主翼１の長手方向に延在するとともに中央部（３ｂ）の側部に接続された繊維強化プラスチック製の複合材とされた前方部（３ａ）及び後方部（３ｃ）とを備えている。中央部（３ｂ）の長手方向における引張り剛性が、前方部（３ａ）及び後方部（３ｃ）の長手向における引張り剛性よりも小さくされている。

Abstract translation: 提供了一种可以减小重量的翼，考虑到进入孔周围区域的应力集中。 在纵向上施加有拉伸载荷的翼（1）设置有中心部分（3b），前部（3a）和后部部分（3c）。 中心部（3b）是作为沿长度方向延伸并形成有进入孔（5）的纤维增强塑料复合材料制品的孔结构构件。 前部（3a）和后部（3c）是沿机翼（1）的纵向方向延伸并连接到中心部分（3b）的侧面的增强塑料复合材料制品。 中心部分（3b）在纵向上的拉伸刚度低于前部（3a）和后部（3c）在纵向上的拉伸刚度。

公开(公告)号：WO2008121005A1

公开(公告)日：2008-10-09

申请号：PCT/NZ2008/000065

申请日：2008-03-27

Applicant: FALCOMPOSITE LIMITED ,  ANCILLOTTI, Lapo

Inventor： ANCILLOTTI, Lapo

IPC: B64C3/24 ,  B64C1/06 ,  B64C1/26 ,  B64C3/18 ,  B64C3/20 ,  B64C3/26 ,  B64C3/28 ,  B64C5/00

CPC classification number: B64C1/06 ,  B64C1/26 ,  B64C3/185 ,  B64C3/24 ,  B64C3/26 ,  B64C3/28 ,  B64C2001/0072 ,  Y02T50/43

Abstract: An aircraft with (I) a wing assembly primary each of three moulding, one providing a spar, a second most of the exterior including the leading edge, and a third at least most of the rear under surface and (II) a compatible fuselage. The wing assembly and its components also constitute the invention.

Abstract translation: 一种具有（I）机翼组件的飞行器，其具有三个模制件，一个提供翼梁，第二大部分外部包括前缘，以及第三个至少大部分后底面，以及（II）兼容机身。 翼组件及其部件也构成本发明。

公开(公告)号：WO02055383A2

公开(公告)日：2002-07-18

申请号：PCT/US2001/048176

申请日：2001-12-10

IPC: B21J5/00 ,  B23P15/00 ,  B64C3/24 ,  B64C

CPC classification number: B23P15/00 ,  B21J5/00 ,  B23P2700/01 ,  B64C3/24 ,  Y10T29/49995 ,  Y10T428/24174 ,  Y10T428/2457

Abstract: The present invention provides a process for producing a monolithic product (14) wherein a piece of stock is formed, then machined. The invention encompasses a monolithic product (14) made by the process.

Abstract translation: 本发明提供了一种用于制造单片产品（14）的方法，其中形成一块原料，然后加工。 本发明包括通过该方法制成的单片产品（14）。

公开(公告)号：WO2022023975A1

公开(公告)日：2022-02-03

申请号：PCT/IB2021/056813

申请日：2021-07-27

Applicant: LEONARDO S.P.A.

Inventor： CORVAGLIA, Stefano Giuseppe ,  GAMBARDELLA, Pasquale

IPC: B64C1/06 ,  B64C3/18 ,  B64C3/24 ,  B29C70/54 ,  B29C70/88 ,  B29C70/64 ,  B29D99/00 ,  B32B5/26 ,  B32B5/14 ,  B32B13/14 ,  B32B33/00 ,  B32B38/00

Abstract: Process for manufacturing a structural component (1, 1', 1", 1''', 1"" ) made of composite material comprising a skin (2) and at least one stiffening stringer (3, 3', 3", 3"', 3"") applied rigidly and integrally to one face (2a) of the skin (2); the process comprises the following steps: a) arranging on a tool (12, 12', 12", 12''', 12"") a plurality of first layers (4; 4a', 4b'; 4"; 4'"'; 4a"", 4b"", 4c"") of uncured or p re-cured composite material forming the stringer (3, 3', 3", 3'", 3"") presenting a longitudinal axis (A) and having a raised portion (7, 7', 7", 7''', 7"" ) protruding from at least one flange (8) extending parallel to the longitudinal axis (A) and along a lying surface that is flat or is a surface of revolution (S);) b) arranging on said tool (12, 12', 12", 12''', 12"") a plurality of second layers of uncured or p re-cured composite material forming said skin (2); c) making a face (2a) of said skin (2), parallel to said lying surface (S), and said flange (8) of said stringer (3, 3', 3", 3'", 3"") adhere to each other; d) applying predetermined temperature and pressure on the assembly thus formed so as to compact said layers together, possibly curing the uncured material and rigidly joining said skin (2) to said stringer (3, 3', 3", 3'", 3"" ); and e) performing a cutting operation on the free end side edge/s (13) of said flange (8) in a transversal direction with respect to said lying surface (S); and f) cover said end side edge/s (13) of the end of said flange (8) with a coating of composite material so as to seal outwards the layers (4; 4a', 4b'; 4 "; 4'"; 4a"", 4b"") forming said flange (8).

公开(公告)号：WO2017051159A2

公开(公告)日：2017-03-30

申请号：PCT/GB2016/052916

申请日：2016-09-19

Applicant: ELSON, Andrew Charles

Inventor： ELSON, Andrew Charles

IPC: B64C3/24

CPC classification number: B64C3/22 ,  B64C3/24 ,  B64C37/02

Abstract: An aircraft has a wing providing the main lifting surface for the aircraft. The wing has a structure supporting an aerodynamic surface, and the wing has a weight, the wing structure being unable to support its own weight when the aircraft is stationary and under a load of 1g so as to cause structural failure of the wing.

Abstract translation: 一架飞机有一个机翼为飞机提供主提升面。 机翼具有支撑空气动力学表面的结构，并且机翼具有重量，当飞行器静止并且在1g的载荷下，机翼结构不能支撑其自身重量，从而导致机翼的结构故障。

公开(公告)号：WO2012105691A1

公开(公告)日：2012-08-09

申请号：PCT/JP2012/052517

申请日：2012-02-03

Applicant: 三菱重工業株式会社 ,  田中 雄也 ,  吉田 愼一 ,  田中 秀明 ,  鈴木 秀之 ,  阿部 俊夫 ,  柏木 聖絃

Inventor： 田中　雄也 ,  吉田　愼一 ,  田中　秀明 ,  鈴木　秀之 ,  阿部　俊夫 ,  柏木　聖絃

IPC: B64C1/00 ,  B64C1/12 ,  B64C1/14 ,  B64C3/24

CPC classification number: B64C1/14 ,  B29C70/887 ,  B32B3/266 ,  B32B5/142 ,  B32B2605/18 ,  B64C3/182 ,  B64C3/20 ,  B64C3/34 ,  B64C2001/0072 ,  Y02T50/43 ,  Y10T428/192 ,  Y10T428/24273

Abstract: 　孔の周縁部の応力集中を考慮した上で、軽量化が可能とされた複合材構造体を提供する。複合材構造体である主翼（１）は、一方向に延在するとともにアクセスホール（５）が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされる。主翼（１）の下面外板（３）には、長手方向に引張り荷重が負荷される。アクセスホール（５）の周縁領域（３ａ）の長手方向における引張り剛性およびが、周縁領域（３ａ）を取り囲む他領域（３ｂ）の長手方向における引張り剛性よりも小さい。

Abstract translation: 提供了考虑到孔周围的应力集中的复合材料结构，其能够减轻重量。 作为复合材料结构的翼（1）是由沿一个方向延伸的纤维增强塑料制成的复合材料，并且形成有进入孔（5）。 机翼（1）上的下外板（3）沿纵向受到拉伸载荷。 进入孔（5）的周边区域（3a）的纵向拉伸刚度小于围绕周边区域（3a）的其它区域（3b）的纵向拉伸刚度。