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51. 发明申请

WO2009156637A2 PROCÉDÉ D'ASSEMBLAGE ORBITAL DE TRONÇONS D'AÉRONEF EN MATÉRIAU COMPOSITE 审中-公开
标题翻译：复合材料飞机部件的组装方法
公开(公告)号：WO2009156637A2
公开(公告)日：2009-12-30
申请号：PCT/FR2009/050972
申请日：2009-05-26
申请人： AIRBUS FRANCE , GALLANT, Guillaume , LACOMBE, Jean-Claude
发明人： GALLANT, Guillaume , LACOMBE, Jean-Claude
IPC分类号： B29C65/00 , F16L47/00 , B29C65/72 , B64F5/00
CPC分类号： B64C1/069 , B29C65/56 , B29C66/5229 , B29C66/71 , B29C66/721 , B29C2793/0036 , B29K2023/06 , B29K2067/00 , B29K2105/06 , B29L2031/3082 , B64C2001/0072 , Y02T50/43 , Y10T29/4932 , Y10T29/49622 , Y10T29/49826 , B29K2023/04
摘要： L'invention concerne un procédé d'assemblage de deux éléments structuraux, au moins l'un des deux étant de forme tubulaire et comprenant une peau en matériau composite à renfort fibreux. La capacité d'adaptation en forme et en périmètre de l'interface de jonction de cet élément est améliorée en pratiquant des fentes longitudinales réparties sur le pourtour de l'interface de jonction. Les fentes sont de longueur suffisante pour conférer à l'interface de jonction la flexibilité adaptée pour accommoder, par le déplacement radial relatif de chaque portion située entre deux fentes, les différences de forme et de périmètre entre les interfaces de jonction des deux éléments structuraux.
摘要翻译：本发明涉及一种用于组装两个结构元件的方法，所述两个结构元件中的至少一个是管状并且包括由纤维增强复合材料制成的表皮。通过提供分布在接合界面的圆周上的纵向凹槽来改善所述元件适应接合界面的形状和周边的能力。凹槽具有足够的长度，以提供具有柔性的接合界面，以通过位于两个凹槽之间的每个部分的相对径向移动来适应两个结构元件的接合界面之间的形状和周长的差异。

52. 发明申请

WO2009146958A1 VERBUND UND STRUKTUR, INSBESONDERE IM LUFT- UND RAUMFAHRTBEREICH 审中-公开
标题翻译：复合材料和结构，特别是在航空领域
公开(公告)号：WO2009146958A1
公开(公告)日：2009-12-10
申请号：PCT/EP2009/053773
申请日：2009-03-31
申请人： AIRBUS OPERATIONS GMBH , LÜTTIG, Helmut
发明人： LÜTTIG, Helmut
IPC分类号： B29C70/04 , B64C1/06
CPC分类号： B64C1/064 , B64C2001/0072 , Y02T50/43 , Y10T428/24008 , Y10T428/24628
摘要： Die vorliegende Erfindung schafft einen Verbund (1), insbesondere im Luft- und Raumfahrtbereich, mit einem Ω-Stringer (3), welcher einen Kammabschnitt (6) aufweist, und einem Anschlusselement (8), welches an seinem einen Ende (9) mit dem Kammabschnitt (6) des Ω-Stringers (3) verbunden ist und an seinem anderen Ende (24) mit einem Standardkupplungselement (26) verbindbar ist. Die der vorliegenden Erfindung zugrunde liegende Idee besteht darin, Ω-Stringer (3) mit einer Anschlusszone auszubilden, welche einerseits mit dem Kammabschnitt (6) des Ω-Stringers (3) gekoppelt ist und daher die Übertragung vergleichsweise großer Lasten ermöglicht und andererseits mit einem Standardkupplungselement (26) verbindbar ist, um so die Vorteile solcher Standardkupplungselemente (23) bei der Verbindung von Ω-Stringern (3) mit anderen Stringern, beispielsweise T- oder anderen Ω-Stringern, zu nutzen.
摘要翻译：本发明提供了一种复合材料（1），特别是在航空航天领域中，具有O形纵梁（3），包括一个波峰部分（6），和一个连接元件（8），在其一端（9）在其另一端（24）用标准联接构件（26）的O形纵梁（3）的与波峰部（6）可连接。在本发明的基本想法的是O纵梁（3）形成连接区，其被耦合在一侧到O形纵梁（3）的脊部（6），因此允许相对较大的负载和在另一方面与所述传输标准耦合元件（26）可连接到O形纵梁（3）与另一桁的化合物，例如T形或其他O形桁利用这种标准联接构件（23）的优点。

53. 发明申请

WO2009127461A1 VERFAHREN ZUR HERSTELLUNG EINES BEIDSEITIG MIT DECKSCHICHTEN VERSEHENEN KERNVERBUNDES SOWIE KERNVERBUND 审中-公开
标题翻译：方法为双方处理皮肤生产提供了芯复合及芯复合
公开(公告)号：WO2009127461A1
公开(公告)日：2009-10-22
申请号：PCT/EP2009/052034
申请日：2009-02-20
申请人： AIRBUS OPERATIONS GMBH , KOLAX, Michael , DOLZINSKI, Wolf-Dietrich
发明人： KOLAX, Michael , DOLZINSKI, Wolf-Dietrich
IPC分类号： B32B3/12 , B32B3/28 , B32B38/10 , B32B7/08
CPC分类号： B29C70/086 , B29D99/0021 , B29K2063/00 , B29K2707/04 , B29L2031/608 , B32B3/12 , B32B3/28 , B32B5/024 , B32B5/22 , B32B5/26 , B32B7/045 , B32B7/08 , B32B7/14 , B32B37/1018 , B32B37/146 , B32B38/10 , B32B2038/008 , B32B2260/021 , B32B2260/023 , B32B2260/046 , B32B2262/0269 , B32B2262/106 , B32B2305/188 , B32B2307/50 , B32B2307/718 , B32B2311/00 , B32B2313/04 , B32B2605/18 , Y02T50/43 , Y10T428/24149
摘要： Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Herstellung eines Kernverbundes (1, 20, 26) mit einem beidseitig mit Deckschichten (3, 4, 22, 23, 27, 28) versehenen Faltwabenkern (2, 21, 29), wobei dieser parallel zu den Deckschichten (3, 4, 22, 23, 27, 28) verlaufende drainagefähige Kanäle (5) aufweist. Zunächst wird in den Faltwabenkern (2, 21, 29) zumindest bereichsweise eine Kernfüllmasse (16, 17) eingebracht, um diesem eine ausreichende Stabilität fur den nachfolgenden Nähprozess zu verleihen. Anschlieβend werden die noch nient mit einem aushärtbaren Kunststoffmaterial imprägnierten Deckschichten (3, 4, 22, 23, 27, 28) auf den Faltwabenkern (2, 21, 29) aufgelegt und mit diesem entlang von Basislinien (6, bis 8) und/oder Scheitellinien (9, 10) zumindest abschnittsweise mittels eines Nähfadens (19) vernäht. Dann erfolgt die Infiltration des Gesamtaufbaus mit einem aushärtbaren Kunststoffmaterial und die Aushärtung unter Anwendung von Druck und/oder Temperatur. Die Kernfüllmasse (16, 17) ist zum Abschluss des Verfahrens durch Auflösen und Herausspülen oder Ausschmelzen wieder vollständig aus dem Faltwabenkern (2, 21, 29) entfernt werden.
摘要翻译：本发明涉及一种方法，用于生产具有在两侧上覆盖层的核心网络（1，20，26）（3,4，22，23，27，28）设置有折叠蜂窝芯（2，21，29），所述平行于所述覆盖层（3,4，22，23，27，28）延伸的排水能够通道（5）。首先，在折叠蜂窝体芯（2，21，29）引入至少部分地由芯填充块（16，17），以给它用于随后的缝纫过程中足够的稳定性。静止对个别用可固化的合成材料的覆盖层（3,4，22，23，27，28），以所述折叠蜂窝芯（2，21，29）浸渍涂布和与此相伴的基线（6至8）和/或峰线（9,10）至少部分由缝纫线的装置（19）缝合。然后，整体结构与下的压力和/或温度的应用的可固化的合成材料和固化的渗入。芯填充物质（16，17）在该过程的结束通过溶解和冲洗掉或再熔出完全脱离所述折叠蜂窝芯（2，21，29）被去除。

54. 发明申请

WO2009118509A1 IMPROVED COMPOSITE MATERIALS 审中-公开
标题翻译：改进的复合材料
公开(公告)号：WO2009118509A1
公开(公告)日：2009-10-01
申请号：PCT/GB2009/000616
申请日：2009-03-06
申请人： HEXCEL COMPOSITES LIMITED , SIMMONS, Martin , CAWSE, John Leslie
发明人： SIMMONS, Martin , CAWSE, John Leslie
IPC分类号： B32B5/02 , B64D45/02
CPC分类号： B32B5/24 , B29C70/025 , B29C70/885 , B32B5/022 , B32B5/024 , B32B5/026 , B32B5/22 , B32B5/26 , B32B27/12 , B32B27/18 , B32B27/20 , B32B27/26 , B32B27/28 , B32B27/281 , B32B27/285 , B32B27/286 , B32B27/288 , B32B27/34 , B32B27/36 , B32B27/365 , B32B27/38 , B32B27/42 , B32B2255/02 , B32B2255/205 , B32B2260/021 , B32B2260/046 , B32B2262/02 , B32B2262/06 , B32B2262/08 , B32B2262/101 , B32B2262/106 , B32B2262/14 , B32B2264/02 , B32B2264/10 , B32B2264/101 , B32B2264/107 , B32B2264/108 , B32B2270/00 , B32B2307/202 , B32B2307/302 , B32B2307/50 , B32B2307/558 , B32B2307/718 , B32B2419/00 , B32B2457/00 , B32B2605/00 , B82Y99/00 , C08J5/24 , H01B13/00 , Y02T50/43 , Y10T29/49117 , Y10T428/249948
摘要： A composite material, the composite material comprising a prepreg, said prepreg comprising at least one polymeric resin and at least one conductive fibrous reinforcement, electrically conducting particles dispersed in the polymeric resin and a top layer of a metal-coated carbon fibre comprising a further resin component, wherein the metal comprises one or more metals selected from nickel, copper, gold, platinum, palladium, indium and silver.
摘要翻译：一种复合材料，所述复合材料包括预浸料，所述预浸料包括至少一种聚合物树脂和至少一种导电纤维增强物，分散在聚合物树脂中的导电颗粒和包含另外树脂的金属涂覆碳纤维的顶层组分，其中所述金属包含一种或多种选自镍，铜，金，铂，钯，铟和银的金属。

55. 发明申请

WO2009111468A1 WING AND BLADE STRUCTURE USING PULTRUDED COMPOSITES 审中-公开
标题翻译：使用搅拌复合材料的叶片和叶片结构
公开(公告)号：WO2009111468A1
公开(公告)日：2009-09-11
申请号：PCT/US2009/035873
申请日：2009-03-03
申请人： KAREM, Abe
发明人： KAREM, Abe
IPC分类号： B32B3/00 , B32B23/02 , B64C1/00
CPC分类号： B29C70/865 , B29C70/52 , B29C70/545 , B29C70/683 , B29L2031/3076 , B32B3/263 , B32B5/022 , B32B5/024 , B32B5/12 , B32B5/26 , B32B2250/44 , B32B2260/021 , B32B2260/046 , B32B2262/0269 , B32B2262/10 , B32B2262/101 , B32B2262/105 , B32B2262/106 , B32B2307/50 , B32B2307/54 , B32B2307/546 , B32B2307/718 , B32B2603/00 , B32B2605/18 , B64C3/185 , Y02T50/43 , Y10T428/24124 , Y10T428/24612
摘要： Tapered layers of pre-cured composite material are integrated into a tapered, highly stressed laminate structure in order to provide improved compressive strength. The pre-cured composite material can advantageously be cured under tension as pultruded material, to further augment compressive strength. The thickness of composite layers can be tapered on their termination edges by mechanically abrading, chemical abrading, or other methods. Especially preferred embodiments include aircraft structural components such as wings, wing spars, wing skins, fuselage skins, rotor blades, propellers, and propeller blades. Preferred laminates can be constructed to have at least 6, 10, 30, 50, or 100 layers of material, and can have a maximum thickness of at least 0.15, 0.25, 0.5, 1.0, or 5.0 inches.
摘要翻译：锥形层的预固化复合材料被整合成锥形的高应力层压结构，以提供改进的抗压强度。预固化的复合材料可以有利地作为拉挤成型材料在张力下固化，以进一步提高抗压强度。通过机械研磨，化学研磨或其它方法，复合层的厚度可以在其终端边缘上渐缩。特别优选的实施例包括飞机结构部件，例如翼，翼翼，机翼皮，机身皮，转子叶片，螺旋桨和螺旋桨叶。优选的层压体可以被构造成具有至少6,10,30,50或100层的材料，并且可以具有至少0.15,0.25,0.5,1.0或5.0英寸的最大厚度。

56. 发明申请

WO2009036296A1 FLYAWAY KABOBS 审中-公开
公开(公告)号：WO2009036296A1
公开(公告)日：2009-03-19
申请号：PCT/US2008/076207
申请日：2008-09-12
申请人： SPECTRUM AERONAUTICAL, LLC
发明人： ASHTON, Larry, J. , ALLMAN, Michael, G. , WHITE, Troy, L. , STARK, Danny, L.
IPC分类号： B64C3/24
CPC分类号： B64C3/24 , A63B2209/02 , B64C3/185 , B64C3/187 , Y02T50/43
摘要： An aircraft wing made of a composite material, and its method of manufacture, require a plurality of kabobs (i.e. substantially rectangular shaped hollow tubes having an open end and a closed end). Of these kabobs, several are aligned end-to-end, to create a section. Several sections are then positioned side-by-side and covered by a layer of composite material to define an aerodynamic surface for the wing. The juxtaposed sections also establish spar webs for the wing, and the closed ends of the juxtaposed sections establish transverse ribs for the wing. Thus, the kabobs form the main load-bearing member of the wing. The sections of composite material are co-cured with the composite material of the aerodynamic surface.
摘要翻译：由复合材料制成的飞机机翼及其制造方法需要多个卡布巴（即具有开口端和封闭端的大致矩形的中空管）。在这些kabobs中，几个对齐端到端，以创建一个部分。然后将几个部分并排设置并被一层复合材料覆盖以限定机翼的空气动力学表面。并列部分还建立翼的翼梁网，并列的部分的封闭端设置用于机翼的横向肋。因此，卡布尔形成机翼的主承重构件。复合材料的截面与空气动力学表面的复合材料共同固化。

57. 发明申请

WO2008108826A2 COMPOSITE AIRCRAFT STRUCTURES WITH HAT STIFFENERS 审中-公开
标题翻译：具有加热器的复合飞机结构
公开(公告)号：WO2008108826A2
公开(公告)日：2008-09-12
申请号：PCT/US2007/021763
申请日：2007-10-10
申请人： THE BOEING COMPANY , KOCH, William, J. , LEE, Shin, S. , VIISOREANU, Adrian
发明人： KOCH, William, J. , LEE, Shin, S. , VIISOREANU, Adrian
IPC分类号： B64C1/06 , B64C1/12
CPC分类号： B64C1/068 , B64C1/12 , B64C2001/0072 , Y02T50/43
摘要： A composite panel structure for an aircraft includes a plurality of annular, hat-shaped frames disposed coaxially along a long axis of the aircraft in a spaced, parallel relationship, an inner skin having an inner surface bonded to an outer surface of the hat frames, a plurality of elongated, hat-shaped stringers disposed in a longitudinal direction along an outer surface of the inner skin in a spaced, parallel relationship, a solid or rigid foam offset bonded to an outer surface of each of the stringers, and an outer skin having an inner surface bonded to an upper surface of each of the offsets. The inner skin carries the loads of the structure and the outer skin defines an aerodynamic surface of the aircraft and provides impact and lighting protection. The frames, inner skin and stringers are formed on a single forming tool and cured and bonded with each other simultaneously.
摘要翻译：用于飞行器的复合面板结构包括多个环形的帽形框架，其以间隔开的平行关系沿着飞行器的长轴同轴设置，内表面具有结合到帽子框架的外表面的内表面，多个细长的帽形桁条，沿间隔开的平行关系沿着内表皮的外表面在纵向方向上设置，固定或刚性的泡沫粘合到每个桁条的外表面上，外表皮具有粘合到每个偏移的上表面的内表面。内表皮承载结构的载荷，外表皮限定飞机的空气动力学表面，并提供冲击和照明保护。框架，内皮和桁条形成在单个成形工具上并同时固化和粘合。

58. 发明申请

WO2008104614A1 UTILLAJE Y MÉTODO DE FABRICACIÓN DE CUADERNAS DE AERONAVE EN MATERIAL COMPUESTO 审中-公开
标题翻译：用于从复合材料制造飞机框架的工具和方法
公开(公告)号：WO2008104614A1
公开(公告)日：2008-09-04
申请号：PCT/ES2007/070042
申请日：2007-02-28
申请人： AIRBUS ESPAÑA, S.L. , MARTÍN MARTÍN, Jesús Manuel , MÁRQUEZ LÓPEZ, Ignacio José
发明人： MARTÍN MARTÍN, Jesús Manuel , MÁRQUEZ LÓPEZ, Ignacio José
IPC分类号： B29C70/48 , B64C1/00
CPC分类号： B29C70/48 , B29C70/085 , B29D99/0003 , B29L2031/008 , B29L2031/3082 , Y02T50/43
摘要： La presente invención desarrolla un utillaje para la fabricación, mediante procesos de inyección y curado, de preformas de cuadernas de material compuesto para fuselajes aeronáuticos mediante la utilización de la tecnología de RTM (Moldeo por Transferencia de Resina). Así, se fabrican dos preformas, una con sección en forma de C y otra con sección en forma de L, junto con las preformas de los resaltes de estabilización del alma de las cuadernas y la preforma del roving o fibra cortada para cubrir el hueco entre la preforma en C y la preforma en L. Estas preformas se fabrican previamente por cualquier proceso de fabricación de preformas conocido. Según un segundo aspecto, la presente invención desarrolla un método de fabricación de cuadernas de carga para aeronave en material compuesto.
摘要翻译：本发明涉及一种用于生产用于航空器机身的环形框架预制件的工具，其由复合材料制成，使用注射和固化工艺以及树脂传递模塑（RTM）技术。根据本发明，制造了两个预成型件，即具有C形截面并且另一个具有L形截面的预制件，以及环形框架腹板稳定肋条的预制件和粗纱或短纤维的预制件，以覆盖 C形预制件和L形预制件之间的空腔。所述预制件是使用任何已知的预制件生产方法预制的。本发明还涉及一种从复合材料制造飞行器负载环架的方法。

59. 发明申请

WO2008065214A1 MAMPARO DE PRESIÓN DE MATERIAL COMPUESTO PARA AERONAVE 审中-公开
标题翻译：用于飞机的复合压力容器
公开(公告)号：WO2008065214A1
公开(公告)日：2008-06-05
申请号：PCT/ES2006/070186
申请日：2006-11-29
申请人： AIRBUS ESPAÑA, S.L. , GARCÍA LAJA, Agustín , CRUZ DOMINGUEZ, Francisco, José
发明人： GARCÍA LAJA, Agustín , CRUZ DOMINGUEZ, Francisco, José
IPC分类号： B64C1/10 , B32B37/10
CPC分类号： B64C1/10 , B29C70/086 , B29C70/088 , B29C70/342 , B29C70/38 , B29C70/545 , B29C70/865 , B29K2105/04 , B29L2031/3076 , B29L2031/608 , B32B37/146 , Y02T50/43
摘要： Mamparo (1) de presión trasero curvo fabricado en material compuesto, que comprende tres capas: las capas exterior (2) e interior (3), simétricas una con respecto a la otra, están formadas por un laminado de fibra, estando la capa intermedia o núcleo (4) formada por un material ligero. Con una configuración tal de tipo sandwich, el mamparo (1) resultante es capaz de soportar las cargas de flexión provenientes de la deformación y presurización del fuselaje sin necesidad de tener que aumentar su rigidez mediante el uso de algún tipo de rigidizador. El mamparo (1) comprende un anillo (6) que va unido a los extremos de la configuración en sandwich, estando este anillo (6) partido en varias piezas (8) para facilitar así el montaje del mamparo (1) de material compuesto al revestimiento (5) del fuselaje.
摘要翻译：本发明涉及由复合材料制成的弯曲后压舱壁（1），包括由纤维层压板形成的对称外层（2）和内层（3）三层，以及由轻质材料。所述夹层式构造使得所得到的舱壁（1）能够承受源自机身的变形和加压的弯曲载荷，而不需要通过使用加强件增加刚度。隔板（1）包括一个环（6），其连接到夹层结构的端部并被分成若干部分（8），以便于将复合隔板（1）安装到涂层（5）上，的机身。

60. 发明申请

WO2008031866A1 PROCEDE DE FABRICATION D'UN PANNEAU EN MATERIAU COMPOSITE THERMOPLASTIQUE 审中-公开
标题翻译：制造热塑性复合材料面板的方法
公开(公告)号：WO2008031866A1
公开(公告)日：2008-03-20
申请号：PCT/EP2007/059646
申请日：2007-09-13
申请人： AIRBUS FRANCE , KURTZ, Didier , PAUCHET, Stéphane , BOUVET, David , CHALLET, Marc
发明人： KURTZ, Didier , PAUCHET, Stéphane , BOUVET, David , CHALLET, Marc
IPC分类号： B29C70/44 , B29C70/54 , B29C33/68 , B29K307/04 , B29C37/00
CPC分类号： B29C70/44 , B29C33/68 , B29C37/0064 , B29C43/3642 , B29C70/543 , B29K2071/00 , B29K2079/08 , B29K2081/04 , B29K2307/00 , B29L2031/3082 , Y02T50/43
摘要： La présente invention se rapporte à un procédé de fabrication d'un panneau en matériau composite à l'aide d'un outillage présentant un support (1) sur lequel on effectue une étape de drapage consistant à réaliser un empilement (18) de nappes de fibres pré-imprégnées (20), suivie d'une étape de consolidation de l'empilement visant à obtenir le panneau à l'aide d'une plaque de compactage (36) agencée au-dessus de cet empilement. Selon l'invention, le procédé est mis en oeuvre de sorte qu'un premier ensemble (26) de films polyimides (28) se recouvrant partiellement les uns les autres soit situé au contact de l'empilement de nappes (18), entre ce dernier et la plaque de compactage.
摘要翻译：本发明涉及一种制造由复合材料制成的面板的方法，借助于具有支撑件（1）的工具，在其上进行铺设步骤，所述步骤包括生产层叠的层叠体（18）纤维预浸料（20），随后是固化堆叠的步骤，目的是通过放置在该堆叠顶部的压实板（36）获得面板。根据本发明，该方法以这样一种方式实现，使得彼此部分重叠的聚酰亚胺膜（28）的第一组（26）放置成与层叠层（18）接触，在堆叠和压实板。

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