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1. 发明申请

WO2010063643A4 METHOD FOR PREVENTING CRACK FORMATION AND FOR SLOWING DOWN THE ADVANCEMENT OF A CRACK IN METAL AIRCRAFT STRUCTURES BY WAY OF LASER SHOCK RAYS 审中-公开
标题翻译：方法用于避免金属飞机结构中的裂化和慢速裂纹扩展激光冲击射线装置
公开(公告)号：WO2010063643A4
公开(公告)日：2010-08-19
申请号：PCT/EP2009065931
申请日：2009-11-26
申请人： AIRBUS OPERATIONS GMBH , STEINWANDEL JUERGEN , FURFARI DOMENICO , OHRLOFF NIKOLAUS , DALLE DONNE CLAUDIO
发明人： STEINWANDEL JUERGEN , FURFARI DOMENICO , OHRLOFF NIKOLAUS , DALLE DONNE CLAUDIO
IPC分类号： C21D10/00
CPC分类号： C21D10/005 , B64F5/40 , C21D10/00
摘要： The present invention provides a method for preventing crack formation and for slowing down the advancement of a crack in metal aircraft structures by way of laser shock rays, said method comprising the steps: preparing an aircraft structure part with a point of damage; irradiating a first surface area of the aircraft structure part near the point of damage by way of a first pulsed laser beam at a first wavelength and a first pulse frequency, wherein energy from the first laser beam is absorbed by the aircraft structure part and wherein a pressure wave passes through the aircraft structure part, generating a compressive pre-stress in the aircraft structure part.
摘要翻译：本发明提供一种用于防止裂纹形成和减缓在由激光震动喷丸金属飞机结构裂纹扩展，包括以下步骤的方法：提供具有受损区域的飞机结构部件; 通过具有第一波长和第一Pulsungsfrequenz的第一脉冲激光束，其中，所述能量由所述第一激光束吸收由飞机结构部分和延伸穿过所述飞行器的结构元件，其产生在所述飞机结构部分的压力偏压的压力波的装置照射靠近受损区域飞机结构部分的第一表面区域。

2. 发明申请

WO2010043516A4 STRUCTURAL ELEMENT FOR REINFORCING A FUSELAGE OF AN AIRCRAFT 审中-公开
标题翻译：用于加固平面船体的结构元素
公开(公告)号：WO2010043516A4
公开(公告)日：2010-06-24
申请号：PCT/EP2009062979
申请日：2009-10-06
申请人： AIRBUS OPERATIONS GMBH , OHRLOFF NIKOLAUS , BEUMLER THOMAS , DAVERSCHOT DERK , PLOKKER MATTHIJS
发明人： OHRLOFF NIKOLAUS , BEUMLER THOMAS , DAVERSCHOT DERK , PLOKKER MATTHIJS
IPC分类号： B64C1/12 , B64C1/06
CPC分类号： B64C1/065 , B64C1/12 , B64C2001/0072 , Y02T50/43 , Y02T50/433 , Y10T428/12347 , Y10T428/12389 , Y10T428/12486 , Y10T428/12569 , Y10T428/24 , Y10T428/24612 , Y10T428/31678
摘要： The invention relates to a structural element (1,12,30) for reinforcing a fuselage of an aircraft, wherein the structural element comprises a reinforcement profile (2,13) which is made of a metallic material, particularly an aluminum alloy material or a titanium alloy material, as a single piece. According to the invention, the reinforcement profile is provided with a tab (5,14,24) at least in some areas. As a result of the tab, which is made of a fiber-reinforced layer material (7) or a fiber metal laminate and glued to a flange (20, 32) of the reinforcement profile at least in some areas, the structural element has a high damage tolerance and advantageous fatigue properties. The fiber metal laminate or the layer material comprises a plurality of metal layers (8,34,43) and fiber-reinforced plastic layers (9,35,41) stacked in alternating fashion, said layers being glued to each other over the entire area. The reinforcement profile is joined to the tab through a joining layer (6,15,36). Said joining layer is constructed with preferably two prepreg layers (20,23,37,38) and a non-fiber-reinforced adhesive layer (21). The reinforcement profile is, for example, a curved rib segment (31) or a straight beam, both of which can be used particularly to brace a central and highly loaded fuselage section of a high wing aircraft. A crack (16) which forms in the area of an inner flange or an outer flange of the rib segment or of a reinforcement profile is bridged by the effect of the tab so that further propagation, if not completely prevented, is at least greatly slowed.
摘要翻译：本发明涉及一种结构元件（1,12,30），用于放大所述的飞行器，其中，所述结构构件具有加强型材（2,13）的机身单元一体地用金属材料形成，特别是铝合金材料或钛合金材料。根据本发明，加强型材至少部分地设有凸片（5,14,24）。作为使用的纤维强化片材（7）的结果，并用纤维金属层叠材料形成，并与所述加强型材胶合翼片的凸缘（20,32）至少部分地具有经由高损伤容限和有利的疲劳特性的结构元件。纤维金属层压材料或层材料由多个金属层（8,34,43）和纤维增强塑料层（9,35,41）形成，所述金属层交替堆叠并且在整个表面上结合。加强型材与翼片的连接通过连接层（6,15,36）进行。这由优选两个预浸料层（20,23,37,38）和非纤维增强粘合剂层（21）构成。增强型材例如是弯曲的框架段（31）或直线型支架，其特别适用于支撑高层的中等且高度受压的机身单元部分。形成在区域内凸缘或Spantsegments的外凸缘或增强型材的裂纹（16）由所述选项卡的动作桥接，因此，如果没有完全消除，但这样进一步传播是至少强烈减慢。

3. 发明申请

WO2010063643A1 VERFAHREN ZUM VERMEIDEN EINER RISSBILDUNG UND EINER VERLANGSAMUNG DES RISSFORTSCHRITTS IN METALLISCHEN FLUGZEUGSTRUKTUREN MITTELS LASERSCHOCKSTRAHLEN 审中-公开
标题翻译：方法用于避免金属飞机结构中的裂化和慢速裂纹扩展激光冲击射线装置
公开(公告)号：WO2010063643A1
公开(公告)日：2010-06-10
申请号：PCT/EP2009/065931
申请日：2009-11-26
申请人： AIRBUS Operations GmbH , STEINWANDEL, Jürgen , FURFARI, Domenico , OHRLOFF, Nikolaus , DALLE DONNE, Claudio
发明人： STEINWANDEL, Jürgen , FURFARI, Domenico , OHRLOFF, Nikolaus , DALLE DONNE, Claudio
IPC分类号： C21D10/00
CPC分类号： C21D10/005 , B64F5/40 , C21D10/00
摘要： Die vorliegende Erfindung schafft ein Verfahren zum Verhindern einer Rissbildung und zur Verlangsamung eines Rissfortschritts in metallischen Flugzeugstrukturen mittels Laserschockstrahlen mit den Verfahrensschritten: Bereitstellen eines Flugzeugstrukturteils mit einer Schadstelle; Bestrahlen eines ersten Oberflächenbereiches des Flugzeugstrukturteils nahe der Schadstelle mittels eines ersten gepulsten Laserstrahls mit einer ersten Wellenlänge und einer ersten Pulsungsfrequenz, wobei Energie von dem ersten Laserstrahl durch das Flugzeugstrukturteil absorbiert wird und eine Druckwelle durch das Flugzeugstrukturteil verläuft, die eine Druckvorspannung im Flugzeugstrukturteil erzeugt.
摘要翻译：
本发明提供了用于预防裂纹形成和减缓在由激光震动喷丸金属飞机结构裂纹扩展的方法，包括以下步骤的方法：提供一飞机结构部件与受损区域; 通过具有第一波长的BEAR长度，并且其中能量通过由飞机结构部件的第一激光束和通过飞机结构部件的压力波吸收ET＆AUML第一Pulsungsfrequenz的第一脉冲激光束照射靠近受损区域的飞机结构部件的第一表面BEAR chenbereiches; UFT，一个在飞机构件上产生压缩预应力。

4. 发明申请

WO2010043516A1 STRUKTURELEMENT ZUR VERSTÄRKUNG EINER RUMPFZELLE EINES FLUGZEUGS 审中-公开
标题翻译：结构元素用于强化CELL飞机的船体
公开(公告)号：WO2010043516A1
公开(公告)日：2010-04-22
申请号：PCT/EP2009/062979
申请日：2009-10-06
申请人： AIRBUS OPERATIONS GMBH , OHRLOFF, Nikolaus , BEUMLER, Thomas , DAVERSCHOT, Derk , PLOKKER, Matthijs
发明人： OHRLOFF, Nikolaus , BEUMLER, Thomas , DAVERSCHOT, Derk , PLOKKER, Matthijs
IPC分类号： B64C1/12 , B64C1/06
CPC分类号： B64C1/065 , B64C1/12 , B64C2001/0072 , Y02T50/43 , Y10T428/12347 , Y10T428/12389 , Y10T428/12486 , Y10T428/12569 , Y10T428/24 , Y10T428/24612 , Y10T428/31678
摘要： Die Erfindung betrifft ein Strukturelement (1,12,30) zur Verstärkung einer Rumpfzelle eines Flugzeugs, wobei das Strukturelement ein Verstärkungsprofil (2,13) aufweist, das einstückig mit einem metallischen Material, insbesondere mit einem Aluminiumlegierungsmaterial oder mit einem Titanlegierungsmaterial, gebildet ist. Erfindungsgemäß ist das Verstärkungsprofil zumindest bereichsweise mit einer Lasche (5,14,24) versehen. Infolge der mit einem faserverstärkten Schichtmaterial (7) bzw. mit einem Fasermetalllaminat gebildeten und zumindest bereichsweise mit einem Flansch (20,32) des Verstärkungsprofils verklebten Lasche, verfügt das Strukturelement über eine hohe Schadenstoleranz und vorteilhafte Ermüdungseigenschaften. Das Fasermetalllaminat bzw. das Schichtmaterial ist mit einer Vielzahl von abwechselnd übereinandergeschichteten und vollflächig miteinander verklebten Metalllagen (8,34,43) und faserarmierten Kunststofflagen (9,35,41) gebildet. Das Zusammenfügen des Verstärkungsprofils mit der Lasche erfolgt durch eine Fügeschicht (6,15,36). Diese ist mit bevorzugt zwei Prepreg-Schichten (20,23,37,38) und einer nicht faserverstärkten Klebeschicht (21) aufgebaut. Bei dem Verstärkungsprofil handelt es sich beispielsweise um ein gekrümmtes Spantsegment (31) oder einen geradlinigen Träger, die insbesondere zur Aussteifung eines mittleren und hochbeanspruchten Rumpf Zellenabschnittes eines Hochdeckers anwendbar sind. Ein Riss (16) der sich im Bereich eines Innenflansches oder eines Außenflansches des Spantsegments oder eines Verstärkungsprofils bildet, wird durch die Wirkung der Lasche überbrückt, so dass eine weitere Ausbreitung wenn nicht vollständig unterbunden so doch zumindest stark verlangsamt wird.
摘要翻译：本发明涉及一种结构元件（1,12,30），用于放大所述的飞行器，其中，所述结构构件具有加强型材（2,13）的机身单元一体地用金属材料形成，特别是铝合金材料或钛合金材料。根据本发明的增强轮廓至少部分地与设置在板（5,14,24）。作为使用的纤维强化片材（7）的结果，并用纤维金属层叠材料形成，并与所述加强型材胶合翼片的凸缘（20,32）至少部分地具有经由高损伤容限和有利的疲劳特性的结构元件。该纤维金属层叠材料或该层材料与形成有多个和结合的金属层一起的整个表面（8,34,43），和纤维增强塑料层（9,35,41）交替层叠。与突片通过粘结层（6,15,36）方面的加强轮廓的接合。这种构造有优选两个半固化片层（20,23,37,38）和非纤维增强粘接剂层（21）。其中，所述增强型材是，例如，一个弯曲的Spantsegment（31）或直线的支持，这是特别适用于高甲板的中间和高应力机身部分的加固。形成在区域内凸缘或Spantsegments的外凸缘或增强型材的裂纹（16）由所述选项卡的动作桥接，因此，如果没有完全消除，但这样进一步传播是至少强烈减慢。

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