ES2562828T3 - Método de fabricación de un panel de revestimiento de ventana - Google Patents

Método de fabricación de un panel de revestimiento de ventana Download PDF

Info

Publication number
ES2562828T3
ES2562828T3 ES10152319.9T ES10152319T ES2562828T3 ES 2562828 T3 ES2562828 T3 ES 2562828T3 ES 10152319 T ES10152319 T ES 10152319T ES 2562828 T3 ES2562828 T3 ES 2562828T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
metal sheet
resin
transparent
tool
resin tape
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
ES10152319.9T
Other languages
English (en)
Inventor
Paul S. Nordman
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
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 Boeing Co filed Critical Boeing Co
Application granted granted Critical
Publication of ES2562828T3 publication Critical patent/ES2562828T3/es
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

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
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/74—Moulding material on a relatively small portion of the preformed part, e.g. outsert moulding
    • B29C70/745—Filling cavities in the preformed part
    • 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
    • B29C70/08—Fibrous reinforcements only comprising combinations of different forms of fibrous reinforcements incorporated in matrix material, forming one or more layers, and with or without non-reinforced layers
    • B29C70/088—Fibrous reinforcements only comprising combinations of different forms of fibrous reinforcements incorporated in matrix material, forming one or more layers, and with or without non-reinforced layers and with one or more layers of non-plastics material or non-specified material, e.g. supports
    • 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
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/84—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks by moulding material on preformed parts to be joined
    • 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
    • B29C70/882—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 partly or totally electrically conductive, e.g. for EMI shielding
    • B29C70/885—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 partly or totally electrically conductive, e.g. for EMI shielding with incorporated metallic wires, nets, films or plates
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B17/00—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres
    • B32B17/02—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres in the form of fibres or filaments
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B17/00—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres
    • B32B17/06—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material
    • B32B17/10—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material of synthetic resin
    • B32B17/10005—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material of synthetic resin laminated safety glass or glazing
    • B32B17/10165—Functional features of the laminated safety glass or glazing
    • B32B17/10293—Edge features, e.g. inserts or holes
    • B32B17/10302—Edge sealing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B17/00—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres
    • B32B17/06—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material
    • B32B17/10—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material of synthetic resin
    • B32B17/10005—Layered products essentially comprising sheet glass, or glass, slag, or like fibres comprising glass as the main or only constituent of a layer, next to another layer of a specific material of synthetic resin laminated safety glass or glazing
    • B32B17/10807—Making laminated safety glass or glazing; Apparatus therefor
    • B32B17/10816—Making laminated safety glass or glazing; Apparatus therefor by pressing
    • B32B17/10825—Isostatic pressing, i.e. using non rigid pressure-exerting members against rigid parts
    • B32B17/10834—Isostatic pressing, i.e. using non rigid pressure-exerting members against rigid parts using a fluid
    • B32B17/10844—Isostatic pressing, i.e. using non rigid pressure-exerting members against rigid parts using a fluid using a membrane between the layered product and the fluid
    • B32B17/10853—Isostatic pressing, i.e. using non rigid pressure-exerting members against rigid parts using a fluid using a membrane between the layered product and the fluid the membrane being bag-shaped
    • 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
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1476—Canopies; Windscreens or similar transparent elements
    • B64C1/1484—Windows
    • 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
    • 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
    • B29L2031/778—Windows
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

Un método para formar un panel estructural (10) caracterizado por que comprende: usar al menos una lámina metálica estructural que forme una estructura del fuselaje (14), donde el panel del fuselaje define una abertura (34); aplicar una cinta (30) de resina preimpregnada con fibra transparente a la lámina metálica (28) para cubrir al menos parcialmente la lámina metálica (28) y rellenar la abertura (34); y calentar la lámina metálica (28) y la cinta (30) de resina preimpregnada con fibra de tal manera que la resina se funda y cubra al menos parcialmente la lámina metálica (28) y rellene la abertura (34); y donde una vez curada, la resina preimpregnada con fibra transparente forma una porción (16) de ventana a través de la cual puede verse en el panel del fuselaje (14).

Description

5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
DESCRIPCION
Metodo de fabricacion de un panel de revestimiento de ventana Campo de la invencion
La presente invencion se refiere a un metodo de fabricacion de un panel de diseno de ventana transparente y mas particularmente a un metodo de fabricacion de un panel de diseno de ventana transparente laminado particularmente bien adaptado para su uso en aeronaves y aplicaciones aeroespaciales.
Antecedentes de la invencion
Las ventanas de los pasajeros en la mayona de las aeronaves comerciales son relativamente pequenas de tamano. Esto es debido en parte, a las capacidades limitadas de los materiales de la ventana transparente actual y tambien debido a la estructura de soporte compleja y pesada necesaria para soportar estas ventanas dentro del fuselaje de la aeronave.
Tfpicamente, estos materiales de ventana transparente constan de un polfmero transparente. Aunque estas ventanas de polfmeros son muy utiles presentando tales calidades de utilidad como alta durabilidad y facil formacion de formas complejas, tienen una capacidad de resistencia limitada.
Sin embargo, las ventanas fabricadas a partir de materiales transparentes necesitan la estructura de soporte pesada para soportar la ventana dentro del diseno estructural de la aeronave. Esta estructura de soporte incluye generalmente piezas forjadas, cristales de ventanas y refuerzos. Cada componente esta disenado para fortalecer el panel de diseno que rodea y soporta la ventana. Sin embargo, cada componente anadido a su vez aumenta el coste y peso del conjunto de ventana completado, proporcionando por lo tanto un incentivo para que las ventanas para pasajeros se mantengan relativamente pequenas. El documento WO 00 20275 A divulga una estructura compuesta para montar una ventana en una aeronave.
Las ventanas compuestas y transparentes se describen en los documentos US 5.665.450, US5.039.566 y en “Model for the temperature dependent transmission of optically transparent poly(methyl/methacrylate) composites" Lin y col. Journal of Material Research, volumen 8, numero 2, febrero de 1993. El documento US 2.322.582 describe una estructura de vidrio laminado.
En consecuencia, debena desearse sumamente proporcionar un metodo de fabricacion de un panel de diseno de ventana transparente para su uso con una aeronave que proporcione una ventana transparente mtegramente formada que sea mas fuerte y mas ligera que las ventanas para pasajeros actuales.
Sumario de la invencion
La presente invencion proporciona un metodo para formar un panel estructural de acuerdo con la reivindicacion 1.
Se describe un panel de diseno de ventana transparente para su uso en una plataforma movil. El panel de diseno de ventana transparente incluye una pluralidad de laminas metalicas. Una resina reforzada con fibra rodea al menos parcialmente la pluralidad de laminas metalicas. La resina reforzada con fibra es transparente. Un hueco se forma dentro de cada una de las pluralidades de laminas metalicas. El hueco se corresponde con una ventana en el panel de diseno de ventana transparente.
Tambien se describe un metodo de fabricacion del panel de diseno de ventana transparente. El metodo incluye usar una cinta de resina preimpregnada compuesta de una pluralidad de fibras impresas en una resina y una lamina de metal. La cinta de resina preimpregnada y la lamina de metal se estratifican sobre una herramienta de manera que la lamina de metal y la cinta de resina preimpregnada se alinean una sobre la otra. La herramienta, la lamina de metal y la cinta de resina preimpregnada se calientan de manera que la resina fluya para cubrir parcialmente la lamina de metal y las fibras. La resina y las fibras son sustancialmente transparentes para formar una porcion de ventana sustancialmente transparente en el panel de diseno.
El panel de diseno forma un panel ligero pero estructuralmente fuerte que proporciona el beneficio importante de una porcion a traves de la cual se ve generalmente.
Breve descripcion de los dibujos
La presente invencion se entendera mas completamente a partir de la descripcion detallada y de los dibujos adjuntos, donde:
La Figura 1 es una vista parcial de una parte delantera de una aeronave que tiene un panel de diseno de ventana transparente construido de acuerdo con los principios de la presente invencion;
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
65
La Figura 2 es una vista en seccion transversal lateral del panel de diseno de ventana transparente tomada en la direccion de la flecha 2-2 en la Figura 1; y
La Figura 3 es una vista en perspectiva despiezada de los materiales usados para construir el panel de diseno de ventana transparente de la Figura 2.
Descripcion detallada de las realizaciones preferidas
La descripcion siguiente de la realizacion o realizaciones preferidas es de naturaleza meramente ejemplar y de ninguna manera tiene la intencion de limitar la invencion, su aplicacion o usos.
Haciendo referencia a la Figura 1, se ilustra un panel 10 de diseno de ventana transparente construido de acuerdo con los principios de la presente invencion que se muestra montado en la aeronave 12. La aeronave 12 incluye generalmente un diseno 13. El panel 10 de diseno de ventana transparente incluye un fuselaje 14 y una pluralidad de ventanas 16. Aunque en el ejemplo particular proporcionado, el panel 10 de diseno de ventana transparente se ilustra de tal manera que incluye tres partes de ventanas de la aeronave 12, tiene que entenderse que el panel 10 de diseno de ventana transparente puede usarse en cualquier porcion de la aeronave 12 y tiene una ventana individual o cualquier pluralidad de ventanas. Se muestran las ventanas de la tecnica anterior, indicadas por el numero de referencia 17, con respecto al panel 12 de diseno de ventana transparente. Como puede verse, las ventanas 16 son mucho mas grandes que las ventanas 17 de la tecnica anterior.
Con referencia a la Figura 2, el panel 10 de diseno de ventana transparente esta acoplado al diseno estructural (no mostrado) de la aeronave 12. El fuselaje 14 incluye una pluralidad de laminas metalicas, paneles estructurales ngidos, por ejemplo y una resina 22 reforzada con fibra. Las laminas metalicas 20 estan suspendidas dentro de la resina 22 reforzada con fibra. En el ejemplo particular proporcionado, se ilustran las tres laminas metalicas 20. Tiene que entenderse, sin embargo, que un mayor o menor numero de laminas metalicas 20 puede usarse como se desee. Ademas, aunque que las laminas metalicas 20 se ilustren como separadas en cada lado de la resina 22 reforzada con fibra y dentro de la resina 22 reforzada con fibra, las laminas metalicas 20 pueden localizarse en cualquier lugar dentro de la resina 22 reforzada con fibra como se describira con mayor detalle a continuacion.
Las ventanas 16 estan compuestas preferente y unicamente de resina 22 reforzada con fibra que se extiende entre el fuselaje 14. La resina 22 reforzada con fibra es transparente para permitir que se vea a traves de ella como se describira con mayor detalle a continuacion.
El panel 10 de diseno de ventana transparente tiene preferentemente un empalme solapado al diseno 13 de la aeronave 12. Este empalme solapado (no mostrado) da como resultado un acoplamiento altamente resistente donde el panel 10 de diseno de ventana transparente esta sujeto mecanicamente a un panel de diseno adyacente (no mostrado) del diseno de la aeronave 14.
Volviendo ahora a la Figura 3, se describira ahora el metodo de construccion del panel 10 de diseno de ventana transparente. Se proporciona una herramienta 24 de moldeado, ilustrada esquematicamente en la Figura 3 capaz de recibir los componentes del panel 10 de diseno de ventana transparente. La herramienta 24 tiene una superficie pulida lisa 26 conformada para formar la superficie externa del panel 10 de diseno de ventana transparente. Como alternativa, un molde de vidrio puede usarse para formar la superficie externa lisa de la herramienta 24. La forma del panel 10 de diseno de ventana transparente, aunque se ilustra como esencialmente rectangular y plana en las Figuras 1 y 2, puede comprender cualquier forma. Por ejemplo, las ventanas podnan comprender formas circulares, cuadradas u ovaladas, si se deseara.
Entonces se proporciona una pluralidad de laminas metalicas 28 y una pluralidad de cintas 30 preimpregnadas con fibra (cintas prepeg). Cada lamina metalica 28 incluye una pluralidad de aberturas 34 formadas a traves de las mismas. Las aberturas 34 en cada lamina metalica 28 se corresponden con una de las ventanas 16 del panel 10 de diseno de ventana transparente ensambladas. De nuevo, aunque las aberturas 34 (y por lo tanto las ventanas 16) se ilustran como rectangulares, tiene que entenderse que puede emplearse cualquier forma.
Las laminas metalicas 28 se fabrican preferentemente de aluminio debido a su peso ligero y alta resistencia, aunque pueden emplearse otros metales diferentes incluyendo, por ejemplo titanio. Preferentemente, las laminas metalicas 28 estan construidas a partir de la cinta de hoja metalica colocada para formar la lamina metalica 28. En una realizacion alternativa, las laminas metalicas 28 pueden estar construidas de una lamina solida metalica.
Cada una de las cintas prepeg 30 incluye una pluralidad de fibras 38 impresas e impregnadas con una pelfcula de resina 38 (tambien visto en la Figura 2). La orientacion de estas fibras 36 se basa en la resistencia direccional deseada de la estructura resultante y puede tener una resistencia unidireccional o bidireccional (por ejemplo, las fibras 34 pueden funcionar en una direccion o en una pluralidad de direcciones). Preferentemente, las fibras 34 estan compuestas de fibra de vidrio que tienen una seccion transversal rectangular, aunque puede emplearse cualquier numero de formas y materiales de fibra adecuados.
5
10
15
20
25
30
35
40
Preferentemente, la resina 38 es una resina epoxi alifatica aunque otras resinas diferentes que son generalmente transparentes pueden emplearse cuando se curan por completo. Ademas, la resina 38 es transparente. Las cintas prepeg 30 son preferentemente de aproximadamente 3,175 mm (1/8") a aproximadamente 304,8 mm (12") de ancho, aunque puede emplearse una cinta de cualquier tamano.
Las laminas metalicas 28 y las cintas preimpregnadas 30 entonces se colocan encima de la herramienta 24 en un orden que corresponde al orden deseado de la lamina en el panel 10 de diseno de ventana transparente. En el ejemplo particular proporcionado, las laminas metalicas 28 alternan con capas dobles de la cinta preimpregnada 30.
Una chapa metalica flexible 40 (ilustrada esquematicamente en la Figura 3) se cierra entonces sobre los componentes. Una bolsa 42 de vado se usa entonces para sellar la herramienta 24, la cinta preimpregnada 30, las laminas metalicas 28 y el aire retirado por succion. Finalmente, los componentes estan situados en un autoclave 44 (ilustrado esquematicamente en la Figura 3).
Los componentes se calientan preferentemente a aproximadamente 177 °C (350 °F) bajo una presion de aproximadamente 690.000 a 1.380.000 Pa (de 100 a 200 psi). Sin embargo, tiene que entenderse que pueden emplearse otras temperaturas y presiones. Dentro del autoclave, la resina 38 se funde y fluye a traves de las fibras 36 mojando por lo tanto completamente (por ejemplo, cubriendo y saturando por completo) las fibras 36 y las laminas metalicas 28. El panel 10 de diseno de ventana transparente entonces se cura durante un periodo de tiempo hasta que la resina 36 se endurece. Los componentes se retiran entonces del autoclave 44, bolsa 42 de vado y la herramienta 24 y se retiran la chapa metalica 40 y el panel 10 de diseno de ventana transparente. Las laminas 28 del metodo se corresponden con las laminas metalicas 20 dentro del fuselaje 14 (Figura 2) y la resina 38 y las fibras 36 preparan la resina 22 reforzada con fibra (Figura 2).
Como se ha indicado anteriormente, la ventana 16 (Figuras 1 y 2) es transparente. Para impartir transparencia, la resina 38 es transparente y las fibras 34 tienen un mdice de refraccion de tal manera que son sustancialmente transparentes dentro del panel 10 de diseno de ventana transparente. El mdice de refraccion de las fibras 36 coincide con el mdice de refraccion de la resina 38. De esta manera, el panel 10 de diseno de ventana transparente es completamente transparente en las areas de las aberturas 34 en las laminas metalicas 28.
Al formar mtegramente la resina 22 reforzada transparente de la ventana 16 con las laminas metalicas 20 del fuselaje 14, se proporciona un panel 10 de diseno de ventana transparente solido y altamente resistente. Simultaneamente, la estructura de soporte pesada usada tfpicamente para sostener la ventana de la aeronave se elimina sustancialmente, reduciendo de esta manera el peso de la aeronave. Esto permite que se empleen a su vez ventanas mas grandes, si se deseara, sin aumentar el coste y el peso de la aeronave.
Aunque la presente invencion se ha descrito en relacion con las ventanas de aeronaves, podna considerarse que la invencion puede incorporarse en otras formas de plataformas moviles tales como autobuses, trenes, barcos, etc., donde pueden emplearse paneles compuestos. La presente invencion tambien puede ser util rapidamente en estructuras fijas donde se necesitan paneles ligeros que tienen porciones de ventanas.

Claims (15)

  1. 5
    10
    15
    20
    25
    30
    35
    40
    45
    50
    55
    60
    65
    REIVINDICACIONES
    1. Un metodo para formar un panel estructural (10) caracterizado por que comprende:
    usar al menos una lamina metalica estructural que forme una estructura del fuselaje (14), donde el panel del fuselaje define una abertura (34);
    aplicar una cinta (30) de resina preimpregnada con fibra transparente a la lamina metalica (28) para cubrir al menos parcialmente la lamina metalica (28) y rellenar la abertura (34); y
    calentar la lamina metalica (28) y la cinta (30) de resina preimpregnada con fibra de tal manera que la resina se funda y cubra al menos parcialmente la lamina metalica (28) y rellene la abertura (34); y
    donde una vez curada, la resina preimpregnada con fibra transparente forma una porcion (16) de ventana a traves de la cual puede verse en el panel del fuselaje (14).
  2. 2. El metodo de la reivindicacion 1, donde aplicar la cinta (30) de resina preimpregnada con fibra transparente a la lamina metalica (28) comprende la aplicacion de una pluralidad de cintas (30) de resina preimpregnadas con fibra unas adyacentes a las otras para cubrir completamente la lamina metalica (28) y rellenar completamente la abertura (34) de la misma.
  3. 3. El metodo de la reivindicacion 1 o 2, donde la cinta (30) de resina preimpregnada con fibra comprende una pluralidad de fibras impresas en la cinta (30) de resina.
  4. 4. El metodo de la reivindicacion 3, donde la resina (18) es transparente y el mdice de refraccion de las fibras coincide con el mdice de refraccion de la resina.
  5. 5. El metodo de la reivindicacion 4, donde las fibras estan compuestas de fibra de vidrio.
  6. 6. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1-5, donde la resina comprende una resina epoxi alifatica transparente.
  7. 7. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1-6, donde la lamina metalica (28) comprende una pluralidad de tiras de hoja metalica.
  8. 8. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1-7, donde la lamina metalica (28) comprende una lamina metalica (28) solida.
  9. 9. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1-8, donde la lamina metalica (28) esta compuesta de aluminio o titanio.
  10. 10. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1-9, donde la lamina metalica (28) forma una pluralidad de aberturas (34) correspondiendo cada una a una ventana (16).
  11. 11. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1-10, que comprende: proporcionar una herramienta (24);
    proporcionar un lamina metalica (28) que tiene una pluralidad de perforaciones formadas en su interior; estratificar la cinta (30) de resina preimpregnada y la lamina estructural sobre la herramienta (24) de manera que la lamina estructural y la cinta (30) de resina preimpregnada se alineen una sobre la otra.
  12. 12. El metodo para fabricar un panel de diseno de ventana transparente de la reivindicacion 11, donde se repite proporcionar una cinta (30) de resina preimpregnada, proporcionar una lamina metalica (28) y estratificar la cinta (30) de resina preimpregnada y la lamina metalica (28) sobre la herramienta (24) para producir una serie de capas de cintas (30) de resina preimpregnada y laminas metalicas (28) alternativas de manera variada.
  13. 13. El metodo de la reivindicacion 11 o 12, que comprende ademas colocar una chapa metalica (40) sobre la lamina metalica (28), la cinta (30) de resina preimpregnada y la herramienta (24).
  14. 14. El metodo de la reivindicacion 13, que comprende ademas colocar la chapa metalica (40), la lamina metalica (28), la cinta (30) de resina preimpregnada y la herramienta (24) en una bolsa (42) de vacm y retirar el aire de su interior.
  15. 15. El metodo de cualquiera de las reivindicaciones 1-14, donde calentar la herramienta (24), la lamina metalica (28) y la cinta (30) de resina preimpregnada comprende usar un autoclave (44), que calienta la herramienta (24), la lamina metalica (28) y la cinta (30) de resina preimpregnada a aproximadamente 177 °C (350 grados Fahrenheit) bajo aproximadamente 689 kPa (100 psi) a 1379 kPa (200 psi) de presion.
ES10152319.9T 2003-09-04 2004-09-02 Método de fabricación de un panel de revestimiento de ventana Expired - Lifetime ES2562828T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US654765 2003-09-04
US10/654,765 US8262823B2 (en) 2003-09-04 2003-09-04 Window skin panel and method of making same

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2562828T3 true ES2562828T3 (es) 2016-03-08

Family

ID=34226012

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES10152319.9T Expired - Lifetime ES2562828T3 (es) 2003-09-04 2004-09-02 Método de fabricación de un panel de revestimiento de ventana
ES04821028.0T Expired - Lifetime ES2486246T3 (es) 2003-09-04 2004-09-02 Panel de diseño de ventana y métodos de fabricación

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES04821028.0T Expired - Lifetime ES2486246T3 (es) 2003-09-04 2004-09-02 Panel de diseño de ventana y métodos de fabricación

Country Status (4)

Country Link
US (2) US8262823B2 (es)
EP (2) EP2221168B1 (es)
ES (2) ES2562828T3 (es)
WO (1) WO2005065920A2 (es)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7730680B2 (en) * 2001-03-14 2010-06-08 The Boeing Company Modular monolithic bulkhead panel
US8262823B2 (en) * 2003-09-04 2012-09-11 The Boeing Company Window skin panel and method of making same
US7300693B2 (en) * 2003-09-04 2007-11-27 The Boeing Company Resin infused transparent skin panel and method of making same
WO2006072758A2 (en) * 2005-01-10 2006-07-13 Short Brothers Plc Fibre metal reinforced composite structure
DE102006044093B4 (de) * 2006-09-20 2009-01-22 Airbus Deutschland Gmbh Scheibenersatz zum Ausfüllen eines Fensterrahmens
US8370111B2 (en) * 2008-03-31 2013-02-05 The Boeing Company System and method for forming optimized perimeter surveillance
US8686854B2 (en) * 2008-03-31 2014-04-01 The Boeing Company System and method for forming optimized perimeter surveillance
US9434464B1 (en) * 2010-07-15 2016-09-06 The Boeing Company Window exhibiting reduced sound transmission and method of making the same
US8652606B2 (en) * 2010-08-17 2014-02-18 The Boeing Company Composite structures having composite-to-metal joints and method for making the same
US8993084B2 (en) 2010-08-17 2015-03-31 The Boeing Company Multi-layer metallic structure and composite-to-metal joint methods
US9522512B2 (en) 2010-08-17 2016-12-20 The Boeing Company Methods for making composite structures having composite-to-metal joints
FR2967644B1 (fr) * 2010-11-19 2012-12-14 Airbus Operations Sas Hublot de cabine a deformation programmee, procede de fabrication d'un tel hublot et aeronef incorporant un tel hublot
FR2978694B1 (fr) * 2011-08-04 2016-12-09 Airbus Operations Sas Paroi en materiau composite renforcee
CN107054616B (zh) 2011-12-21 2019-10-08 庞巴迪公司 加压交通工具和用于配置加压交通工具的窗的方法
FR3002877B1 (fr) 2013-03-07 2015-03-27 Arkema France Procede de fabrication d'un materiau composite multicouche, materiau composite multicouche obtenu par le procede et pieces ou structures mecaniques realisees avec ledit materiau.
EP3103625A1 (fr) * 2015-06-08 2016-12-14 The Swatch Group Research and Development Ltd. Matériau composite pour pièces d'horlogerie et bijouterie
US10112695B2 (en) * 2015-08-20 2018-10-30 Georgian Aerospace Llc Receptacle, payload assembly and related methods for an aircraft
EP3173331B1 (en) * 2015-11-30 2019-04-24 Airbus Operations GmbH Cover panel for a structural component
DE102018125979A1 (de) * 2018-10-19 2020-04-23 Airbus Operations Gmbh Verfahren und System zum Verbinden zweier Bauteile
US20230323044A1 (en) * 2020-08-06 2023-10-12 Ensen Pty Ltd Synthetic metal system
FR3143542A1 (fr) * 2022-12-15 2024-06-21 Airbus Operations (S.A.S.) Procédé de fabrication d’un cadre de hublot d’aéronef comportant une couche barrière, cadre de hublot obtenu à partir de ce procédé et aéronef comprenant au moins un tel cadre de hublot

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US690101A (en) * 1901-04-24 1901-12-31 Warren Earl Cooper Shaving-cup.
US2322582A (en) * 1940-06-14 1943-06-22 Pittsburgh Plate Glass Co Laminated glass
US3074832A (en) * 1957-12-04 1963-01-22 Detag Plastic window plate structure and method of making same
US3081205A (en) * 1959-06-15 1963-03-12 Pittsburgh Plate Glass Co Safety glass glazing unit
US5128678A (en) * 1963-07-17 1992-07-07 The Boeing Company Aircraft construction
US3534004A (en) * 1968-11-29 1970-10-13 Universal Oil Prod Co Polymeric compositions of matter
US3584567A (en) * 1969-11-12 1971-06-15 Us Army Automatic shutter
GB1406441A (en) * 1972-03-13 1975-09-17 Triplex Safety Glass Co Laminated transparent assemblies
US4004388A (en) * 1974-02-21 1977-01-25 Ppg Industries, Inc. Window panel edge construction
US4277294A (en) * 1979-06-06 1981-07-07 Ppg Industries, Inc. Method of fabricating window panels, particularly curved panels
NL8100088A (nl) * 1981-01-09 1982-08-02 Tech Hogeschool Delft Afdeling Laminaat uit metalen platen en daarmede verbonden draden, alsmede werkwijzen ter vervaardiging daarvan.
US4793108A (en) * 1983-03-01 1988-12-27 The Boeing Company Enclosed interlayer plastic laminated window
ATE82903T1 (de) * 1987-10-14 1992-12-15 Structural Laminates Co Schichtstoff aus metallschichten und aus durchgehendem,faserverstaerkten,synthetischen,th rmoplastischen material und verfahren zu seiner herstellung.
ATE78225T1 (de) * 1987-12-31 1992-08-15 Structural Laminates Co Zusammengestelltes laminat aus metallschichten und mit fortlaufenden faeden verstaerkte kunststoffschichten.
US4964594A (en) * 1988-04-11 1990-10-23 Texstar, Inc. Blind fastener having special utility in the installation of transparencies in aircraft and the like
US5039566A (en) 1988-06-27 1991-08-13 Mcdonnell Douglas Corporation Transparent composite material
US5160771A (en) * 1990-09-27 1992-11-03 Structural Laminates Company Joining metal-polymer-metal laminate sections
US5429326A (en) * 1992-07-09 1995-07-04 Structural Laminates Company Spliced laminate for aircraft fuselage
US5665450A (en) 1992-08-21 1997-09-09 The Curators Of The University Of Missouri Optically transparent composite material and process for preparing same
US5951800A (en) * 1992-11-18 1999-09-14 Mcdonnell Douglas Corp. Fiber/metal laminate splice
FR2720029B1 (fr) * 1994-05-19 1996-06-14 Saint Gobain Vitrage Vitrage feuilleté de sécurité.
US5547735A (en) * 1994-10-26 1996-08-20 Structural Laminates Company Impact resistant laminate
DE4443355A1 (de) * 1994-12-06 1996-06-13 Roehm Gmbh Flugzeugverglasung mit erhöhter Lichtstabilität, verbesserter chemischer Stabilität und verbesserter Wärmeformbeständigkeit
US5500272A (en) * 1995-01-11 1996-03-19 Northrop Grumman Corporation High efficiency load transfer in composite structure
US5958325A (en) * 1995-06-07 1999-09-28 Tpi Technology, Inc. Large composite structures and a method for production of large composite structures incorporating a resin distribution network
JPH1036139A (ja) 1996-07-24 1998-02-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 強化板
DE19650416B4 (de) * 1996-12-05 2004-10-07 Airbus Deutschland Gmbh Fenster für ein Flugzeug mit einer Druckkabine
US6082674A (en) 1998-09-16 2000-07-04 Mcdonnel Douglas Corporation Aircraft window escuthcheon assembly
WO2000020275A2 (en) 1998-10-06 2000-04-13 Williams International Co., L.L.C. Aircraft window
TW476704B (en) 2001-01-11 2002-02-21 Jing-Fa Ju Manufacturing method and structure of mass-producible fiber reinforced plastic plates
US6648273B2 (en) * 2001-10-30 2003-11-18 The Boeing Company Light weight and high strength fuselage
US6818306B2 (en) * 2002-09-27 2004-11-16 The Boeing Company Optically clear structural laminate
US6914781B2 (en) * 2003-04-25 2005-07-05 The Boeing Company Fixture and method for quick installation and removal of mobile platform electronic modules
US7189345B2 (en) * 2003-08-13 2007-03-13 The Boeing Company Method for vacuum assisted resin transfer molding
US20050048260A1 (en) * 2003-08-27 2005-03-03 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating a laminated fiber metal composite
US8262823B2 (en) * 2003-09-04 2012-09-11 The Boeing Company Window skin panel and method of making same
US7300693B2 (en) * 2003-09-04 2007-11-27 The Boeing Company Resin infused transparent skin panel and method of making same
US6889938B1 (en) * 2003-10-21 2005-05-10 The Boeing Company Structural cockpit window and method of making same
US7028950B2 (en) * 2004-05-10 2006-04-18 The Boeing Company Load bearing window

Also Published As

Publication number Publication date
US20080078494A1 (en) 2008-04-03
US20050051255A1 (en) 2005-03-10
EP1660307A2 (en) 2006-05-31
EP2221168B1 (en) 2016-02-10
US8262823B2 (en) 2012-09-11
EP2221168A1 (en) 2010-08-25
EP1660307B1 (en) 2014-07-16
EP1660307B8 (en) 2014-09-03
WO2005065920A2 (en) 2005-07-21
WO2005065920A3 (en) 2005-09-15
ES2486246T3 (es) 2014-08-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2486246T3 (es) Panel de diseño de ventana y métodos de fabricación
CA2537945C (en) A resin infused transparent skin panel and method of making same
ES2532596T3 (es) Elemento curvo, ala, superficie de control y estabilizador para una aeronave
ES2714650T3 (es) Estructura de unión para resina reforzada con fibra y metal, y método de unión para resina reforzada con fibra y metal
ES2618177T3 (es) Panel base reforzado con fibras
ES2545269T3 (es) Procedimiento para fabricar un objeto de una estructura sándwich que tiene una esquina reforzada, y un objeto de este tipo
ES2754058T3 (es) Fibras bicomponentes que contienen nanofilamentos para su uso en materiales compuestos ópticamente transparentes
ES2869238T3 (es) Palas de turbina eólica
ES2692442T3 (es) Método de fabricación de una estructura compuesta alargada
ES2608648T3 (es) Revestimiento interior para vehículo automóvil, que comprende una guarnición de techo y un cuadro rigidizador, y procedimiento para la fabricación del mismo
ES2708433T3 (es) Método de fabricación de un elemento de material compuesto de polímero mediante el uso de dos o más resinas
ES2613676T3 (es) Material compuesto que comprende fibras con formas entrelazadas, y método para fabricarlo
ES2965172T3 (es) Método para fabricar una estructura monolítica en forma de caja en material compuesto para fuselajes y alas de aeronaves
ES2314581T3 (es) Elemento de rigidizacion y procedimiento de fabricacion de un elemento de rigidizacion.
BR102013032815B1 (pt) Processo para produção de uma estrutura laminada
ES2286695T3 (es) Hoja aireadora para el curado de materiales compuestos y metodo para su montaje.
WO2020202903A1 (ja) 繊維強化プラスチック成形体
ES2890680T3 (es) Procedimiento de ensamblaje mediante encolado de piezas, en particular piezas compuestas con refuerzos fibrosos
ES2875791T3 (es) Estructuras compuestas multicomponentes
ES2545694T3 (es) Herramienta de mandril de moldeo sin patrón
ES2334129T3 (es) Material compuesto para construcciones ligeras y metodo para su fabricion.
ES2726123T3 (es) Estructura de unión para resina reforzada con fibra y metal, y método de unión para resina reforzada con fibra y metal
ES2302842T3 (es) Fabricacion y montaje de estructuras.
US5211594A (en) Water ski hydrofoil and process
ES2346334T3 (es) Inserto de material compuesto y su procedimiento de fabricacion, y procedimiento para la realizacion de una estructura compleja, comportando dicho inserto.