[go: up one dir, main page]

CN101500797A - 金属板和聚合物的层压板 - Google Patents

金属板和聚合物的层压板 Download PDF

Info

Publication number
CN101500797A
CN101500797A CNA2007800290820A CN200780029082A CN101500797A CN 101500797 A CN101500797 A CN 101500797A CN A2007800290820 A CNA2007800290820 A CN A2007800290820A CN 200780029082 A CN200780029082 A CN 200780029082A CN 101500797 A CN101500797 A CN 101500797A
Authority
CN
China
Prior art keywords
laminate
fiber
polymeric layer
volume fraction
thick sheet
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.)
Pending
Application number
CNA2007800290820A
Other languages
English (en)
Inventor
G·H·J·J·鲁布鲁克斯
J·W·许宁克
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.)
Howmet Aerospace Inc
Original Assignee
Alcoa Inc
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=37776876&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=CN101500797(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Alcoa Inc filed Critical Alcoa Inc
Publication of CN101500797A publication Critical patent/CN101500797A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/04—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
    • B32B15/08—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material of synthetic resin
    • 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
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • 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
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • 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
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials
    • 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
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12444—Embodying fibers interengaged or between layers [e.g., paper, etc.]
    • 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
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
    • Y10T428/12535—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.] with additional, spatially distinct nonmetal component
    • Y10T428/12556—Organic component
    • Y10T428/12569—Synthetic resin
    • 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
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24132—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including grain, strips, or filamentary elements in different layers or components parallel
    • 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
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24942—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including components having same physical characteristic in differing degree
    • Y10T428/2495—Thickness [relative or absolute]
    • Y10T428/24967—Absolute thicknesses specified
    • 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
    • Y10T428/249924—Noninterengaged fiber-containing paper-free web or sheet which is not of specified porosity
    • Y10T428/24994—Fiber embedded in or on the surface of a polymeric matrix
    • Y10T428/24995—Two or more layers
    • 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
    • Y10T428/249924—Noninterengaged fiber-containing paper-free web or sheet which is not of specified porosity
    • Y10T428/24994—Fiber embedded in or on the surface of a polymeric matrix
    • Y10T428/24995—Two or more layers
    • Y10T428/249951—Including a free metal or alloy constituent
    • 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
    • Y10T428/249924—Noninterengaged fiber-containing paper-free web or sheet which is not of specified porosity
    • Y10T428/24994—Fiber embedded in or on the surface of a polymeric matrix
    • Y10T428/24995—Two or more layers
    • Y10T428/249952—At least one thermosetting synthetic polymeric material layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种层压板，该层压板由金属板和结合到金属板上的纤维加强聚合物层构成。层压板包括至少一个厚度至少为1mm的厚金属板，该厚金属板通过至少一个纤维加强聚合物层结合到层压板的剩余部分，纤维加强聚合物层的纤维体积含量至多为45体积％。本发明还涉及用于生产该层压板和用于生产飞机或航天器的用该层压板加强的蒙皮板的方法。

Description

金属板和聚合物的层压板
技术领域
本发明涉及一种层压板，该层压板由金属板和结合到金属板上的纤维加强聚合物层构成。本发明还包括将这种层压板用作飞机或航天器的部件的加强板的应用。
背景技术
由包括至少一个金属板和结合到其上的至少一个纤维加强聚合物层的层压板(以下简称金属层压板、纤维金属层压板或层压板)制成的模制品越来越多地用于各行各业中，例如运输业，例如用于汽车、火车、飞机和航天器。这样的层压板例如可以用于飞机的机翼蒙皮板、机身蒙皮板和机尾蒙皮板和/或其它蒙皮板，并且通常确保飞机部件具有改进的抗疲劳性。
已知的纤维金属层压板是在1978年到1990年之间的时期开发的，并且用商标名称
Figure A200780029082D00051
和在市场上销售。已知的纤维金属层压板由很多相对较薄的(通常0.2mm到0.4mm厚)铝板构成，这些铝板之间有用芳族聚酰胺纤维()或高强度玻璃纤维(
Figure A200780029082D00054
)加强的聚合物粘合层。这意味着粘合层中的纤维体积含量相对较高，对于
Figure A200780029082D00055
，纤维体积含量的值通常为大约50体积％，对于
Figure A200780029082D00056
，纤维体积含量的值通常为大约60体积％。纤维金属层压板通常显示出良好的抗裂纹增长性能。因此，当经受交变载荷时出现在金属板中的疲劳裂纹不会继续快速地增长，而是会减小裂纹增长速度。根据现有知识，这是因为纤维加强聚合物层(特别是其中的纤维)跨越裂纹并且至少部分地吸收了造成裂纹增长的力而导致的。
尽管已知的纤维层压板用作例如飞机的机身蒙皮板和机翼蒙皮板时显示出良好的疲劳性能，但生产成本相对较高。这归因于许多因素。通常的模制品，特别是飞机机翼蒙皮板，可以具有达几厘米的总厚度。这意味着通常需要数十或甚至一百个不同的层来由纤维层压板构造模制品。此外，用在纤维层压板中的薄金属板必须极度地轧制延展，以得到良好的疲劳性能所需的低厚度。金属板和纤维加强聚合物层在它们的成分和厚度方面也必须满足严格的公差。另外，在已知的纤维层压板中，所有金属板必须被处理，以便它们有效地结合到纤维加强聚合物层。因此，各金属板例如必须阳极化处理并涂底。最后，为了由已知纤维层压板生产模制品，所有层被放置在模具上。结构需要的层数越多，生产模制产品耗时越多并因此越昂贵。
上述很多问题可以通过在已知的纤维金属层压板中使用更厚的金属板而解决。然而，如果在这些金属板中出现裂纹，则更大的负荷将不可避免地传递到跨越裂纹的纤维加强聚合物层。尽管已知的纤维加强聚合物层在已知的纤维层压板中有效地执行跨越裂纹的功能，但是如果金属板显著更厚，纤维加强聚合物层会导致开裂的金属板和相邻的纤维加强聚合物层之间的分层区域过大。
发明内容
本发明的目的是提供一种在技术领域部分中提到的层压板，该层压板可用于更有效地满足航空和航天工业的高要求，并且还可以成本有效地生产。根据本发明的层压板的特征如权利要求1所述。已经令人惊讶地发现，如果层压板包括至少一个厚度为至少1mm的厚金属板，并且如果该厚金属板通过至少一个纤维体积含量至多为45体积％的纤维加强聚合物层而结合到层压板的剩余部分，则分层抗性会显著增大。因此，层压板表现出非常充足的抗疲劳性，并且比已知层压板的生产更简单、更便宜。通过独立权利要求中描述的措施，就可在纤维金属层压板中使用比迄今为止的实例中更厚的金属板。通过在根据本发明的层压板中使用更厚的金属板，在纤维浸渍时出现缺陷的机会更大。这是由于这些金属板的高弯曲刚度造成的，从而导致例如当层压板在高压釜中固化时这些金属板在层压板的纤维加强聚合物层中产生压降，而这又妨碍了包含在其中的纤维的浸渍。使用至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层的另一优点在于，在纤维加强聚合物层中出现浸渍不充分的纤维的风险更低。尽管根据本发明的层压板包括一个或多个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层，层压板仍具有很好的机械性能。
根据本发明的层压板的优选实施例的特征在于，特定纤维加强聚合物层的纤维体积含量为至多39体积％，更优选的是至多34体积％，并且最优选至多30体积％。这样的纤维体积含量低于通常用于纤维加强聚合物中的含量。当本申请提及具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层时，应当理解为纤维体积含量为至多45体积％，优选为至多39体积％，更优选为至多34体积％，并且最优选为至多30体积％的层。具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层例如可以通过采用半成品得到，该半成品中，特定体积含量的纤维用部分固化状态的适当聚合物浸渍(称为预浸坯)。也可将纤维体积含量通常为例如60体积％的预浸坯与一个或多个聚合物粘合层结合，以实现平均减小的纤维体积含量。在这种情况下，优选使用具有载体的粘合层，该载体例如是聚合物纤维网络的形式，例如聚酰胺纤维网络。该载体确保了即使在粘合和固化以后粘合层也能保持特定的预定厚度。这对于分层抗性也是有利的。根据本发明，也可将干的(即非浸渍的)纤维与聚合物粘合层以适当的体积比结合。
在根据本发明的层压板的另一个优选的实施例中，使用至少一个厚度为至少1.5mm的厚金属板。结果表明，如果该厚金属板的厚度为1.5mm～2.5mm，得到了特别好的疲劳性能。根据本发明，也可使用一个以上的厚金属板。例如，根据本发明，一个以上的厚度至少1mm的金属板可在纤维层压板内相互结合，从而形成复合(更厚的)金属板。在根据本发明的层压板的一个优选实施例中，层压板包括至少两个通过具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层而互相结合的厚金属板。
层压板的剩余部分原则上可以用本领域技术人员已知的任何材料来构造。因此，层压板的剩余部分可包括一个金属板或通过可能用纤维加强的粘合层而相互粘合在一起的多个金属板。就此而言，层压板的剩余部分中的金属板可选择宽的厚度范围。层压板的剩余部分也可以包括纤维加强聚合物。一个优选实施例涉及一种层压板，其中，层压板的剩余部分包括金属板和结合到金属板上的纤维加强聚合物层，纤维加强聚合物层的纤维体积含量为至少50体积％。在该实施例中，层压板的剩余部分基本上与现有技术已知的层压板相应。使用这种层压板还能提高机械性能，特别是抗疲劳性。
根据本发明的层压板的另一个优选实施例的特征在于，当层压板处于未加载状态时，在层压板剩余部分的金属板中平均盛行压应力，并且在纤维加强聚合物层中平均盛行拉应力。应当注意，纤维加强聚合物层中存在拉应力并不意味着这些层只表现出拉应力。相反，根据优选实施例，在特定方向上平均盛行拉应力。纤维加强聚合物层可受到通过朝特定方向拉伸层压板而产生的拉应力，因此金属板塑性变形。在聚合物层中该方向上盛行的平均拉应力产生了在层压板的金属板中相同方向上的平均压应力。通过给层压板的剩余部分施加预应力并随后用具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层将该层压板的剩余部分粘结到至少一个厚金属板上，疲劳性能被进一步改善。
有利的是，根据本发明的层压板的特征在于：层压板剩余部分中的金属板和/或纤维加强聚合物层包含不同于所述厚金属板和/或具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层的材料。这样，就可将金属层和/或纤维加强聚合物层的性质设定成使它们最适宜所讨论的层的层压板所要求的功能。因此，如果根据本发明的层压板的特征在于层压板的剩余部分中的金属板具有比所述厚金属板更高的屈服应力，结果是例如抗疲劳性进一步被改善。如果层压板的剩余部分中最靠近厚金属板的纤维加强聚合物层具有减小的纤维体积含量，那么也是有利的。
在根据本发明的层压板的另一个优选实施例中，层压板剩余部分中的金属板厚度为小于0.8mm，优选为0.2mm～0.8mm，并且更优选为0.3mm～0.6mm。尽管使用较薄金属板本身会导致较高的成本并且因此使用较薄金属板并非想当然地是明显的，但结果是，在层压板剩余部分中使用较薄金属板会使得整个层压板的性质得到显著的改善。根据本发明的层压板的另外的优点在于：仅须在层压板的一部分使用较薄金属板，就足以得到这些改善的性质。如果层压板剩余部分中的纤维加强聚合物层厚度为小于0.8mm，并且优选为0.2mm～0.6mm，会得到相同的优点。
用于纤维金属层压板的纤维加强聚合物很轻、很坚固，并且包括埋入聚合物的加强纤维。该聚合物也作为各层之间的粘结剂。适用于纤维加强聚合物中的加强纤维例如包括玻璃纤维、碳纤维和金属纤维，并且如果需要，还可以包括拉伸热塑性聚合物纤维，例如芳族聚酰胺纤维、PBO纤维(
Figure A200780029082D0009084714QIETU
)、
Figure A200780029082D0009084725QIETU
纤维以及超高分子量聚乙烯或聚丙烯纤维，以及天然纤维，例如亚麻纤维、木纤维和大麻纤维，和/或上述纤维的组合。也可使用混合和/或掺杂的粗纱。这种粗纱包括加强纤维和纤维形式的热塑性聚合物。适用于加强纤维的基质材料的例子是热塑性聚合物，例如聚酰胺、聚酰亚胺、聚醚砜、聚醚醚酮、聚氨酯、聚乙烯、聚丙烯、聚苯硫醚(PPS)、聚酰胺-酰亚胺、丙烯腈-丁二烯-苯乙烯(ABS)、苯乙烯/马来酐(SMA)、聚碳酸酯、聚苯醚共混物(PPO)；热塑性聚酯，例如聚对苯二甲酸乙二酯、聚对苯二甲酸丁二酯；以及上述聚合物中的一种或多种的混合物和共聚物。优选的热塑性聚合物还包括几乎无定形的热塑性聚合物，其玻璃化转变温度Tg大于140℃，优选大于160℃，例如聚芳酯(PAR)、聚砜(PSO)、聚醚砜(PES)、聚醚酰亚胺(PEI)或聚苯醚(PPE)，并且特别是聚-2，6二甲基苯醚。根据本发明，也可使用半晶体的或类晶体的热塑性聚合物，其晶体熔点Tm大于170℃，优选大于270℃，例如聚苯硫醚(PPS)、聚醚酮，特别是聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮(PEK)和聚醚酮酮(PEKK)；“液晶聚合物”，例如由Dartco生产的从单体双苯酚、对苯二甲酸和羟基苯甲酸衍生得到的XYDAR。适当的基质材料也包括热固性聚合物，例如环氧树脂、不饱和聚酯树脂、三聚氰胺/甲醛树脂、酚醛树脂、聚氨酯等等。
在根据本发明的层压板中，一个或多个层的纤维加强聚合物优选包括主要在一个方向上延伸(称为单向UD材料)的基本上连续的纤维。使用预浸渍半成品形式的纤维加强聚合物是有利的。这样的“预浸坯”在固化后通常显示出良好的机械性能，其原因包括纤维已经预先被基质聚合物润湿。在根据本发明的层压板的优选实施例中，至少一部分纤维加强聚合物层基本上包括平行延伸的两组连续纤维，各组与中间方向之间形成相同的角度。预浸坯的这种堆叠也被本领域技术人员称为“斜交”。特别地，有利的是这样一种层压板，在层压板的剩余部分中具有纤维加强聚合物层，纤维加强聚合物层基本上包括平行延伸并且与中间方向之间形成相同角度的两组连续纤维；如果该层压板用于例如飞机机翼的蒙皮板时尤其有利。
通过在压力下加热并随后冷却，将许多金属板和其间的纤维加强聚合物层彼此结合，可以获得根据本发明的纤维金属层压板。如果需要，用这种方式获得的纤维金属层压板可以被预拉伸以得到有利的应力状态。以至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层为介质，该层压板随后被粘结到至少一个厚金属板。根据本发明，通过为各层提供适当的粘合剂并随后在适当的温度至少部分地固化该粘合剂，各层以已知的方式结合。就此而言，粘合剂可以分别地施加。然而，纤维增强聚合物的基质材料也可作为各层间的粘合剂。根据本发明的纤维金属层压板具有良好的特殊机械性能(每单位密度的性质)，特别是对于例如铝的金属。
在根据本发明的层压板的优选实施例中，通过以至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层为介质，将至少一个第一厚金属板粘合到至少一个第二厚金属板，获得根据本发明的层压板。根据现有技术，通常不会将厚金属板彼此粘结，例如当其中一个要被相互结合的金属板是不连续时。当厚金属板为不连续时，相当大的载荷将不可避免地从不连续的金属板传递到相邻的金属板。具有相对较大厚度的不连续金属板在相对较宽的区域上将相当集中的应力传递到相邻的金属板。在静载荷情况下，例如要求高强度时，这会导致两个金属板之间的界面分层和/或塑性变形，从而导致连续金属板中的强度损失。如果粘合的不连续金属板超过特定的厚度，在相邻的金属板中也容易出现裂纹引发，从而影响整体结构的强度。对于在结构的整个尺寸上都连续的金属板，例如机翼，上述问题也会发生，尽管程度较小。根据本发明的层压板的该优选实施例至少部分地解决了上述问题。这是通过采用根据本发明的纤维加强聚合物作为两个厚金属板之间的界面而实现的，减少了相邻金属板中的应力集中，并且在金属板之间的分层将增长缓慢，还降低了相邻层中的应力集中。有利的是，防止了在粘合金属板结构中的突变厚度台阶，所述厚度台阶是由其中一个金属板沿较大宽度的突然不连续而引起的。在金属板的末端，所讨论的层的厚度有利地被减小到相对较小的厚度。这可以容易地做到，例如通过材料的铣削。
特别适用的金属包括轻金属，特别是铝合金，例如铝铜合金和/或铝锌合金；或者是钛合金。根据本发明，优选由铝合金构成的金属板可以选自铝合金的下列组，例如AA(USA)No.2024、AA(USA)No.7075、AA(USA)No.7085、AA(USA)No.7475和/或AA(USA)No.6013。在其它方面，本发明并不局限于使用这些金属的层压板，因此如果需要，可以使用其它的铝合金和/或例如钢或其它适当的结构金属。
根据本发明的层压板的一个特别有利的实施例包括金属板，金属板的至少一部分包括铝锂合金。这样的合金增大了层压板的抗剪刚度，并且特别是被用于所述厚金属板。另一优选实施例包括具有金属板的层压板，金属板的至少一部分包括铝镁钪合金。这样的合金进一步提高了抗腐蚀能力，并且特别是被用于所述厚金属板。
根据预期使用计划和设定要求，本领域技术人员可以很容易地确定金属板的最佳数目。由于利用本发明可在层压板中使用厚金属板，所以用于通常厚度的模制品的金属板的总数通常不超过三十，虽然本发明不限于具有最大数目例如三十的金属板。根据本发明，金属板的数量优选为2个～20个，并且更优选为2个～10个。由于比目前已知金属板更厚的金属板可以被用于根据本发明的层压板中，模制品中的层数比现有技术已知的显著较少，并且生产该模制品比基于现有层压板的模制品更简单、更快捷并且因此更便宜。
根据本发明的层压板的一个特别实施例的特征在于：层压板从外到内由至少一个厚金属板、至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层和层压板的剩余部分构成。层压板的剩余部分更优选包括金属板和结合到金属板上的纤维加强聚合物层，所述纤维加强聚合物层的纤维体积含量为至少50体积％。提供的最优选的层压板构造成从外到内对称。这种优选的对称实施例包括至少两个在外侧的厚金属板，中心层压板附连在该至少两个厚金属板之间，该中心层压板的形式为许多金属板和结合到金属板上的纤维加强聚合物层，所述纤维加强聚合物层的纤维体积含量为至少50体积％。通过采用至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层，两个厚金属板结合到中心层压板上。通过将根据本发明的层压板构造成相对于通过层压板厚度中心的平面对称，至少部分地防止了该层压板由于内应力而导致的翘曲。本发明的层压板的该实施例的优点还在于：目前飞机工业中用于粘结飞机镶板的大部分基础设施也可以基本上不改变地用于这种材料。此外，以目前通常用于大规模铝蒙皮的方式，即通过铣削最外面的厚金属(铝)层，厚度分布型式可以简单地应用于这种材料。另外，本优选实施例的疲劳性能满足航空工业制定的对于“无忧”材料的要求，同时也减少了要被处理和操作的纤维加强层的数目和金属板的数目。当本申请提到“无忧”材料时，应当理解为是指这样的材料，其由疲劳载荷导致的疲劳裂纹保持非常小，以至于结构的强度保持大于应用需要的强度。然而，在对疲劳不敏感的材料中，裂纹保持非常小，以至于利用检查飞机结构的通常方法不会发现裂纹。尽管不是要对本发明限制，但是在(人为产生的)初始裂纹的基础上，在飞机的寿命中(20,000到60,000次飞行)“无忧”材料中的裂纹通常增长到最多大约100mm。然而，该最大裂纹长度可以变化，并尤其与损坏结构的残余强度相关。
根据本发明的层压板特别适于形成飞机或航天器的机身和/或机翼的蒙皮板。本发明也包括飞机或航天器，其机身和/或机翼全部或部分地由根据本发明的层压板的蒙皮板构成。根据本发明，例如用于飞机机翼的蒙皮板优选由这样的层压板形成，该层压板从外到内并优选对称地由至少一个厚金属板、随后是至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层以及层压板的剩余部分构成，在该示例性实施例中层压板的剩余部分包括5到10个金属板和4到9个结合到金属板上的纤维体积含量为至少50体积％的纤维加强聚合物层。然而，层压板的剩余部分也可包括较少的层数，例如只有两个金属板以及一个中间纤维加强聚合物层。此外，层压板的剩余部分也可只包括一个厚金属板。如果需要，这种层压板可以包括具有不同厚度并且如果需要的话具有渐减厚度的厚金属板，例如允许铣削出厚度分布型式。根据本发明的飞机机翼优选具有这样的蒙皮板，使得层压板剩余部分中的纤维加强聚合物层的纤维基本上包括平行延伸的两组连续纤维，各组与相应于机翼纵向的中间方向之间形成角度。因此有利的是，例如允许至少一些加强纤维在与机翼纵向成约45°角的方向延伸。当本申请提到机翼纵向时，应当理解为从机身到翼尖的方向。该纵向与可根据机翼的位置变化的机首方向成角度，所述机首方向对应于从机翼前缘到后缘的气流方向。在机翼的疲劳临界区，例如机翼的根部，如果需要可以根据本发明用一个或多个已知层压板(在这种情况下通常称为“复板”)来加强，例如
Figure A200780029082D0013084833QIETU
，和/或用根据本发明的层压板来加强。通过局部厚度结构实现应力平均减小。
根据本发明的也特别适合的蒙皮板还通过用粘合层结合到蒙皮板上的至少一个纵向加强件来局部加强，这也被本领域技术人员称为“桁条”。纵向加强件优选包括可能用纤维加强的金属层压板，并且更优选包括根据本发明的层压板。纵向加强件最优选包括根据本发明的层压板，该层压板基本上只包括用具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层而彼此粘结的由平板材料形成的厚金属板或挤压独立薄壁型材而获得的厚金属板。适当的示例性实施例包括例如大约1.5mm厚的厚铝板。
在根据本发明的蒙皮板的另一个优选实施例中，纵向加强件通过包括纤维加强聚合物的粘合层结合到蒙皮板。也特别适合的蒙皮板由层压板构造，该层压板从外到内包括至少一个厚金属板、至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层和层压板的剩余部分，其中最外面的厚金属板包括具有一体的加强肋的板。这种蒙皮板通常不构造成对称的。具有加强肋的板优选包括含铝挤压板，被本领域技术人员称为“挤压件”。这种挤压件包括基本上具有加强元件的平板部分，所述平板部分通过挤压管形件并随后切开、平直并铣削并且如果需要为了粘合而对其进行预处理而得到。根据本发明，获得的层压板特别显示了高公差，而且可以简单并低价地生产。
附图说明
本发明的更多特征从下列示意图中显示出来，然而并不限于此。
图1显示了具有9层的根据本发明的层压板的一部分(在本申请中被称为层压板的剩余部分)；
图2显示了包括图1中层压板剩余部分的根据本发明的层压板；
图3显示了根据本发明的层压板的另一个实施例的横截面；
图4显示了4mm厚的铝2024-T3板和本发明的层压板的三个实施例在经受交变载荷时的裂纹增长发展；
图5显示了使用根据本发明的层压板的飞机机翼的蒙皮板结构；以及
图6最后显示了一些使用本发明的层压板的飞机机翼蒙皮板结构实施例。
具体实施方式
图2显示根据本发明的层压板1总共有11层。应当注意，图中显示的层的厚度不是必须相应于实际厚度比例。层压板1包括在两个外侧的由合适的铝合金制成的两个厚金属层2和3。层压板1的芯是由剩余层压板10形成的，该剩余层压板的两侧各通过一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层(4、5)结合到厚金属板2和3上。尽管图2没有显示，但是如果需要的话可以附加一个以上的厚金属板(2、3)到彼此上，就象图3中显示的两对厚金属板(2a，2b)和(3a，3b)，以构建需要的厚度。也可以将厚金属板(2、3)以相互交错的方式延伸，其中搭接的板在侧边缘被斜切，并且定位成沿斜切边至少部分搭接(被称为“拼接”的技术)。如图3所示，一个以上的厚金属板(2a、2b)和(3a、3b)优选通过具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层(4a、5a)结合起来。厚金属板(2b、3b)和剩余层压板10之间的结合通过具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层(4b、5b)形成。层(4a、5a)和(4b、5b)可以不同地形成。
图1显示了根据本发明层压板的剩余层压板10的实施例，其为平矩形板形式。在显示的示例性实施例中，剩余层压板10包括层压板1中不是由厚金属板(2，3)和结合层(4，5)构成的部分。剩余层压板10由五个金属板12构成，金属板12的厚度例如为0.2mm，包括例如2024-T3的铝合金。金属板12通过基于环氧树脂的四个纤维加强聚合物层11牢固地互相结合，环氧树脂也是一种好的金属粘合剂。纤维加强结合层11包括并由用特定聚合物浸渍的玻璃纤维形成，纤维体积含量为大约60体积％。这些厚度为大约0.25mm的预浸渍的预浸坯11由沿方向13相互平行延伸的(单向的)玻璃纤维形成。剩余层压板10是例如在平模具上以图1所示的顺序将特定层11和12施加到彼此上来生产的。在层压之后，整体结构在适合环氧树脂的温度固化。对于大多数的应用来说，具有高的玻璃转化温度的环氧树脂是最合适的。这种环氧树脂通常在大约175℃的温度被固化。尽管对本发明来说并非必须，但有利的是，在图1中所示的结构固化后，在结构的纵向上施加大于金属板12的弹性延伸率并小于纤维加强聚合物层11的断裂延伸率的延伸率。剩余层压板10中的这种预应力例如可以通过在剩余层压板10的纵向上施加0.1％到2％的延伸率ε来获得。根据在纤维加强聚合物层中所使用的纤维，该延伸率的范围也可以不同。剩余层压板10可以通过在压力下喂送其通过轧机来施加预应力。通过这种方式，提供了可以工业规模应用的方法。通过将施加的压力设定在足够高的水平，剩余层压板10的平面中的变形量大小是使得在纵向上施加的延伸率ε超过金属板12的金属塑性变形极限，导致金属板12永久变形，而不会导致纤维加强聚合物层11的失效。通过在纵向上拉伸剩余层压板10，产生了一种特别有利的应力状态，即压应力平均存在于每个处于无载状态下的金属板12中，而拉应力平均存在于每个纤维加强聚合物层11中。因而，如此获得的子层压板和/或层压板就可显示出例如增大的屈服应力。这对疲劳性能也是有利的。如果与已知的基于铜和锌的铝合金例如2000系列铝合金相比，铝的类型也用于已固有地显示出增大的屈服应力的层压板中，那么增大的屈服应力也是额外有利的。
图5(a)、5(b)和5(c)显示了飞机机翼蒙皮板30的三个实施例。蒙皮板30由根据本发明的层压板1形成，该层压板包括附连在中心的剩余层压板10，该剩余层压板由用基于环氧树脂的纤维加强聚合物层牢固地互连的金属板构成，纤维加强聚合物层的纤维体积含量为至少50体积％。显示的三个蒙皮板30包括在上侧(根据图)的厚金属板，其形式为具有一体的加强肋35的板32，优选为含铝的挤压板。在图5(a)所示的实施例中，下侧由厚金属板33形成。厚金属板32和33通过具有减小的纤维体积含量的两个纤维加强聚合物层36结合到位于中心的剩余层压板10。在图5(b)所示的实施例中，蒙皮板30的下侧(显然相当于机翼向外的那侧)由通过具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层36彼此结合并结合到中心剩余层压板10的许多厚金属层34形成。在图5(c)所示的实施例中，蒙皮板30的下侧由许多厚金属层34形成，该多个厚金属层34是间断的并通过具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层36以彼此交错的方式(部分搭接)结合。然而，有利的是将厚金属板的边缘基本上彼此抵靠(“对接边缘”)，因此关于定位精度的要求不必设定得太严格。
图6(a)到6(i)包括性的显示了飞机机翼蒙皮板30的九个实施例。在这些图中附图标记只显示了一次。在这些实施例中，蒙皮板30通过许多用粘合层41结合到蒙皮板上的纵向加强件40来加强。纵向加强件40可以包括铝型材，但是优选包括根据本发明的层压板，其中粘合层41优选包括纤维加强聚合物。在纵向加强件40的这种示例性实施例中，所述纵向加强件因此包括：至少一个厚金属板，优选为铝板；以及至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层，其用于将厚金属板粘合到纵向加强件40的其余部分。然后，如果需要，所述纵向加强件的其余部分可由用具有低纤维体积含量的纤维加强聚合物层彼此粘性结合的一个以上的厚金属板构成；或者由已知层压板构成，例如
Figure A200780029082D00171
；或者由厚金属板和例如
Figure A200780029082D00172
的已知层压板的组合构成。纵向加强件也可以基本上由用具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层将由平板材料形成的厚金属板或通过挤压独立的薄壁型材而获得的厚金属板彼此粘合而构成。蒙皮板30还可以由根据本发明的层压板1形成，该层压板包括在中心附连的剩余层压板10，该剩余层压板10由用基于环氧树脂的纤维体积含量为至少50体积％的纤维加强聚合物层牢固地相互结合的金属板构成。图6(a)所示的蒙皮板30包括在中心附连的剩余层压板10两侧的厚金属板(42、43)。这两个厚金属板(42、43)通过具有减小的纤维体积含量的两个纤维加强聚合物层46结合到位于中心的剩余层压板10。在图6(b)、6(c)和6(d)所示的实施例中，蒙皮板30下侧和/或上侧由通过具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层46彼此结合并结合到中心剩余层压板10的许多厚金属层44形成。在图6(e)到6(i)所示的实施例中，蒙皮板30下侧和/或上侧由许多厚金属层44形成，这些厚金属层44是间断的并通过具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层46以彼此交错的方式(可能部分搭接)结合。机翼蒙皮板的厚度通常在3mm的翼尖厚度和最大大约30mm的翼根厚度之间变化。对于已知的层压板，通过制造大约50个铝板和49个纤维加强聚合物层的结构才能达到这样的厚度，假定5/4结构(5层铝板和该5层铝板之间的4层纤维加强聚合物)的厚度为3mm。应当注意，这种数量(特别是金属板)的板层堆叠，形成了几乎不能实行的生产过程，这是因为要使用许多薄板并对它们进行预处理。根据本发明的层压板解决了这个问题。
对许多根据本发明的层压板1进行了在沿方向13延伸的载荷下的疲劳测试。在图4中，显示了根据本发明的层压板1的疲劳性能，并与4mm厚的2024-T3型铝板的疲劳性能相对比。为此，200×500mm的层压板试样受到按正弦曲线延伸的平均载荷为100MPa并且频率为10赫兹的拉应力。试样预先被提供了横切拉伸方向的长度为2a＝10mm的尖锐的初始裂纹。在图4中，裂纹半长度a沿竖直轴扩展。模拟机翼载荷的飞行总数50沿水平轴扩展。
曲线I对应于4mm厚的2024-T3型铝板的裂纹增长。
曲线II对应于层压板的裂纹增长，该层压板包括中心剩余层压板，该中心剩余层压板由采用FM94粘合膜(无纤维)在第二高压处理周期中粘合在两个4mm厚的2024-T3铝板之间的
Figure A200780029082D00181
纤维金属层压板制成。该粘合膜具有在高压处理周期中保持粘合层厚度的载体。该中心剩余层压板包括 1-5/4-0.4层压板(基于五个0.4mm厚的铝层)，其被以0.5％的延伸率预拉伸。该
Figure A200780029082D00183
纤维金属层压板中使用基于FM94粘合剂的标准S2玻璃预浸坯。该预浸坯的纤维体积含量为60体积％。
曲线III对应于以与曲线II的层压板相同的方式构成的层压板1的裂纹增长，采用与在中心层压板中应用的相同S2玻璃预浸坯将该中心剩余层压板粘合在最外面的4mm厚的2024-T3铝层上。
最后，曲线IV对应于根据本发明的层压板。该层压板以与对应于曲线III的层压板相同的方式构成，在第二高压处理周期中采用与FM94粘合膜结合的基于S2玻璃纤维和FM94环氧树脂的预浸坯，以粘合到4mm厚的铝板和中心纤维金属层压板之间。因此总而言之，该粘合层显示了减小的纤维体积。
如图4所示，当经受特定载荷时，与根据现有技术的铝层压板(曲线I)或其他的层压板(曲线II和III)相比，根据本发明的层压板1(曲线IV)清楚地显示出减小的裂纹增长。
在说明书和权利要求中所涉及到的纤维的弹性模量、抗拉强度和断裂延伸率应当理解为是指纤维纵向拉伸载荷下的数值并通过在完整的层压板上的测量确定。
在本发明的范围内，可以并入各种变化。尽管根据本发明，同样厚度的各金属板首先被用于各层压板中，但原则上也可以将具有两个或更多不同厚度的金属板以可能对称的堆叠方式用于同一层压板中。一般的，剩余层压板中的两个相邻金属板之间的聚合物层的厚度具有大约与各金属板的厚度一样的尺寸等级。如果需要，层压板还可以具有渐减厚度和渐减深度。

Claims (31)

1、一种层压板，由金属板和结合到金属板上的纤维加强聚合物层构成，其特征在于：该层压板包括至少一个厚度为至少1mm的厚金属板，并且该厚金属板通过至少一个具有至多为45体积％的减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层结合到层压板的剩余部分。
2、根据权利要求1所述的层压板，其特征在于：所述具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层的纤维体积含量为至多39体积％。
3、根据权利要求1所述的层压板，其特征在于：所述具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层的纤维体积含量为至多34体积％。
4、根据权利要求1所述的层压板，其特征在于：所述具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层的纤维体积含量为至多30体积％。
5、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：所述具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层的纤维体积含量是通过给在具有较高的纤维体积含量的纤维加强聚合物层增加至少一个聚合物粘合层而实现的。
6、根据权利要求5所述的层压板，其特征在于：所述聚合物粘合层具有聚合物纤维网络形式的载体。
7、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：所述厚金属板的厚度为至少1.5mm。
8、根据权利要求7所述的层压板，其特征在于：所述厚金属板的厚度为1.5mm～4.0mm。
9、根据权利要求8所述的层压板，其特征在于：所述厚金属板的厚度为1.5mm～2.5mm。
10、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：所述层压板包括通过具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层互相结合的至少两个厚金属板。
11、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：所述层压板的剩余部分包括金属板和结合到金属板上的纤维加强聚合物层，纤维加强聚合物层的纤维体积含量为至少50体积％。
12、根据权利要求11所述的层压板，其特征在于：当所述层压板处于未加载状态时，在所述层压板剩余部分的金属板上平均地盛行压应力，并且在纤维加强聚合物层上平均地盛行拉应力。
13、根据权利要求11或12所述的层压板，其特征在于：所述层压板剩余部分的金属板和/或纤维加强聚合物层包括与所述厚金属板和/或具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层不同的材料。
14、根据权利要求13所述的层压板，其特征在于：所述层压板剩余部分的金属板具有比所述厚金属板更高的屈服应力。
15、根据权利要求11到14中的任一个所述的层压板，其特征在于：所述层压板剩余部分中离厚金属板最近的纤维加强聚合物层具有减小的纤维体积含量。
16、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：所述纤维加强聚合物层包括主要在一个方向上延伸的基本上连续的纤维。
17、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：所述纤维加强聚合物层基本上包括平行延伸的两组连续纤维，各组连续纤维与中间方向形成相同的角度。
18、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：至少一部分金属板的金属包括铝锂合金。
19、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：至少一部分金属板的金属选自由铝锌合金和铝铜合金构成的组。
20、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：至少一部分金属板的金属包括铝镁钪合金。
21、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：层压板从外到内由至少一个厚金属板、至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层和所述层压板剩余部分构成。
22、根据上面任一权利要求所述的层压板，其特征在于：层压板包括至少一个第一厚金属板，该至少一个第一厚金属板通过以至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层为介质而被粘合到至少一个第二厚金属板上。
23、根据权利要求21所述的层压板，其特征在于：所述层压板剩余部分包括厚度为0.2～0.8mm的金属板，以及结合到金属板上的纤维加强聚合物层，所述纤维加强聚合物层具有至少50体积％的纤维体积含量并且厚度为0.2～0.6mm。
24、根据权利要求21到23所述的层压板，其特征在于：层压板从外到内对称地构成。
25、用于飞机机翼的蒙皮板，其特征在于：蒙皮板是由根据权利要求1-24中的任一个所述的层压板形成的。
26、根据权利要求25所述的蒙皮板，其特征在于：蒙皮板通过用粘合层结合到蒙皮板上的至少一个纵向加强件来局部加强。
27、根据权利要求26所述的蒙皮板，其特征在于：所述纵向加强件包括可能用纤维加强的金属层压板。
28、根据权利要求26所述的蒙皮板，其特征在于：所述纵向加强件包括根据权利要求1-24中的任一个所述的层压板。
29、根据权利要求26所述的蒙皮板，其特征在于：所述粘合层包括纤维加强聚合物。
30、根据权利要求25所述的蒙皮板，其特征在于：蒙皮板由层压板构成，所述层压板从外到内包括至少一个厚金属板、至少一个具有减小的纤维体积含量的纤维加强聚合物层和层压板的剩余部分，其中最外面的厚金属板包括具有一体加强肋的板。
31、根据权利要求30所述的蒙皮板，其特征在于：所述具有一体加强肋的板包括挤压的含铝板。
CNA2007800290820A 2006-06-13 2007-06-05 金属板和聚合物的层压板 Pending CN101500797A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
NL2000100 2006-06-13
NL2000100A NL2000100C2 (nl) 2006-06-13 2006-06-13 Laminaat uit metaalplaten en kunststof.

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN101500797A true CN101500797A (zh) 2009-08-05

Family

ID=37776876

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNA2007800290820A Pending CN101500797A (zh) 2006-06-13 2007-06-05 金属板和聚合物的层压板

Country Status (10)

Country Link
US (2) US7955713B2 (zh)
EP (1) EP2026962B1 (zh)
JP (1) JP2009539657A (zh)
CN (1) CN101500797A (zh)
BR (1) BRPI0713700A2 (zh)
DE (1) DE602007004978D1 (zh)
ES (1) ES2340734T3 (zh)
NL (1) NL2000100C2 (zh)
RU (1) RU2440246C2 (zh)
WO (1) WO2007145512A1 (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103079954A (zh) * 2010-08-26 2013-05-01 波音公司 复合材料飞行器接头
CN103338925A (zh) * 2010-11-29 2013-10-02 Gtm先进产品有限公司 改进的纤维金属层压板
CN103930266A (zh) * 2011-10-31 2014-07-16 Gtm先进产品有限公司 改进的纤维金属层压板
CN104015917A (zh) * 2014-06-16 2014-09-03 上海飞机制造有限公司 一种用作飞机壁板的纤维铝锂合金层板及其制备方法
CN106003920A (zh) * 2016-04-22 2016-10-12 苏州派欧技术咨询服务有限公司 一种高铁动车地板用的夹层复合材料
CN106536186A (zh) * 2014-05-26 2017-03-22 Gtm先进产品有限公司 金属片材和结合到金属片材的粘合剂层的层压材料
CN107921716A (zh) * 2015-07-09 2018-04-17 布勒特耶自动控制设备有限责任公司 用于生产飞机的纤维金属层压部件的方法

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL2000100C2 (nl) 2006-06-13 2007-12-14 Gtm Consulting B V Laminaat uit metaalplaten en kunststof.
DE102006051989B4 (de) 2006-11-03 2010-09-30 Airbus Deutschland Gmbh Versteifte Beplankung für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit einem Laminat-Stringer hoher Steifigkeit
DE102007052098A1 (de) * 2007-10-31 2009-05-14 Airbus Deutschland Gmbh Querstoßlasche zur Schaffung einer Rumpfzelle sowie Verfahren zum Verbinden von zwei insbesondere gewickelten CFK-Rumpfsektionen
NL2002289C2 (en) * 2008-12-04 2010-06-07 Gtm Holding B V Sandwich panel, support member for use in a sandwich panel and aircraft provided with such a sandwich panel.
US9006119B2 (en) 2009-10-01 2015-04-14 A.L.D. Advanced Logistics Development Ltd. Composite material, a structural element comprised of the composite material, an airplane wing spar and their methods of production
US8584866B2 (en) * 2010-04-19 2013-11-19 Derrick Corporation Polyurethane vibratory screen
DE102010034028A1 (de) * 2010-08-11 2012-02-16 Diehl Aircabin Gmbh Sandwichplatte für eine Innenwandverkleidung einer Passagierkabine
DE102010035324A1 (de) * 2010-08-24 2012-03-01 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Strukturelement aus einem Hybridlaminat
NL2005536C2 (en) * 2010-10-15 2012-04-17 Univ Delft Tech Aircraft wing and fiber metal laminate forming part of such an aircraft wing.
JP2013006293A (ja) * 2011-06-22 2013-01-10 Fuji Heavy Ind Ltd 積層体
TW201320985A (zh) * 2011-08-16 2013-06-01 Synthes Gmbh 熱塑性多層物件
DE102012003734A1 (de) 2012-02-28 2013-08-29 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren zur Herstellung eines Bauteils aus einem Hybridlaminat
WO2014004704A1 (en) 2012-06-26 2014-01-03 California Institute Of Technology Systems and methods for implementing bulk metallic glass-based macroscale gears
DE102012218711A1 (de) 2012-10-15 2014-04-17 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen eines Mehrschicht-Formteils
KR101674242B1 (ko) * 2013-03-15 2016-11-08 롯데첨단소재(주) 전자파 차폐특성이 우수한 열가소성 수지조성물
US20140342179A1 (en) 2013-04-12 2014-11-20 California Institute Of Technology Systems and methods for shaping sheet materials that include metallic glass-based materials
US10081136B2 (en) 2013-07-15 2018-09-25 California Institute Of Technology Systems and methods for additive manufacturing processes that strategically buildup objects
JP5959558B2 (ja) * 2014-03-13 2016-08-02 アイシン高丘株式会社 複合構造体及びその製造方法
US20160361897A1 (en) * 2014-03-17 2016-12-15 California Institute Of Technology Systems and Methods for Implementing Robust Metallic Glass-Based Fiber Metal Laminates
RU2565215C1 (ru) * 2014-09-18 2015-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") Градиентный металлостеклопластик и изделие, выполненное из него
US10487934B2 (en) 2014-12-17 2019-11-26 California Institute Of Technology Systems and methods for implementing robust gearbox housings
US10151377B2 (en) 2015-03-05 2018-12-11 California Institute Of Technology Systems and methods for implementing tailored metallic glass-based strain wave gears and strain wave gear components
WO2016142761A1 (en) * 2015-03-06 2016-09-15 Kiekert Ag Locking mechanism component for a motor vehicle lock
US10174780B2 (en) 2015-03-11 2019-01-08 California Institute Of Technology Systems and methods for structurally interrelating components using inserts made from metallic glass-based materials
US10155412B2 (en) 2015-03-12 2018-12-18 California Institute Of Technology Systems and methods for implementing flexible members including integrated tools made from metallic glass-based materials
US10920041B2 (en) 2015-08-11 2021-02-16 South Dakota Board Of Regents Discontinuous-fiber composites and methods of making the same
US10968527B2 (en) 2015-11-12 2021-04-06 California Institute Of Technology Method for embedding inserts, fasteners and features into metal core truss panels
DE102016222600A1 (de) * 2016-11-16 2018-05-17 Aktiebolaget Skf Lagerträger, Lagergehäuse oder Teil eines Lagergehäuses und Verfahren zu deren Herstellung
NL2017849B1 (en) * 2016-11-23 2018-05-28 Gtm Advanced Products B V Laminate of mutually bonded adhesive layers and spliced metal sheets
DE102017203368B4 (de) 2017-03-02 2023-07-06 Volkswagen Aktiengesellschaft Verfahren und Vorrichtung zum Versteifen von Metallbauteilen mittels eines robotergeführten Applikationskopfes
DE112018001284T5 (de) 2017-03-10 2019-11-28 California Institute Of Technology Verfahren zur herstellung von dehnwellengetriebe-flexsplines mittels additiver metallfertigung
US11185921B2 (en) 2017-05-24 2021-11-30 California Institute Of Technology Hypoeutectic amorphous metal-based materials for additive manufacturing
US11014162B2 (en) 2017-05-26 2021-05-25 California Institute Of Technology Dendrite-reinforced titanium-based metal matrix composites
KR102493233B1 (ko) 2017-06-02 2023-01-27 캘리포니아 인스티튜트 오브 테크놀로지 적층 가공을 위한 고강인성 금속성 유리-기반 복합물
WO2020041246A1 (en) * 2018-08-20 2020-02-27 Celanese EVA Performance Polymers Corporation Polymer and metal foil laminates
US11680629B2 (en) 2019-02-28 2023-06-20 California Institute Of Technology Low cost wave generators for metal strain wave gears and methods of manufacture thereof
US11859705B2 (en) 2019-02-28 2024-01-02 California Institute Of Technology Rounded strain wave gear flexspline utilizing bulk metallic glass-based materials and methods of manufacture thereof
EP3702263A1 (en) * 2019-02-28 2020-09-02 Airbus Operations GmbH Aircraft structure for flow control
US11400613B2 (en) 2019-03-01 2022-08-02 California Institute Of Technology Self-hammering cutting tool
US11591906B2 (en) 2019-03-07 2023-02-28 California Institute Of Technology Cutting tool with porous regions
CN112960105A (zh) * 2021-03-29 2021-06-15 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 一种可设计电阻的电驱动连续碳纤维增强形状记忆聚合物变形蒙皮
KR102763110B1 (ko) * 2022-09-21 2025-02-10 (주)엘엑스하우시스 선박의 해치커버 패드구조물

Family Cites Families (50)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE732923C (de) 1939-03-31 1943-03-15 Focke Wulf Flugzeugbau G M B H Verfahren zur Herstellung von Bauteilen aus Kunststoff
US2466735A (en) * 1946-10-23 1949-04-12 Shellmar Products Corp Heat-sealing device
US3580795A (en) * 1966-10-05 1971-05-25 John E Eichenlaub Apparatus for welding heat sealable sheet material
CH522546A (de) 1970-02-17 1972-06-30 Mueller Guenter Behälter, Verfahren zu seiner Herstellung und Mittel zur Ausführung des Verfahrens
DE2967605D1 (en) 1979-04-16 1986-08-07 Grumman Aerospace Corp Method of fastening a composite sub-structure and structural assembly
NL8100087A (nl) * 1981-01-09 1982-08-02 Tech Hogeschool Delft Afdeling Laminaat uit metalen platen en daarmede verbonden draden.
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.
US4402778A (en) * 1981-08-05 1983-09-06 Goldsworthy Engineering, Inc. Method for producing fiber-reinforced plastic sheet structures
JPS5950123A (ja) 1982-09-17 1984-03-23 Nippon Steel Corp 耐破端特性の優れた軌条の製造法
US4502092A (en) * 1982-09-30 1985-02-26 The Boeing Company Integral lightning protection system for composite aircraft skins
JPS5979730A (ja) 1982-10-30 1984-05-09 Toyota Motor Corp 接着方法
SE446847B (sv) * 1984-02-14 1986-10-13 Harald Unden Laminerad konstruktionsdel
DE3413434A1 (de) * 1984-04-10 1985-10-17 Dielektra GmbH, 5000 Köln Verfahren zum kontinuierlichen herstellen von kupferkaschiertem basismaterial fuer leiterplatten
US4543140A (en) * 1984-07-09 1985-09-24 Price John G Steam sack vulcanizing method
DE3436820A1 (de) * 1984-10-06 1986-04-17 Basf Ag, 6700 Ludwigshafen Verbundwerkstoff
US4752526A (en) * 1986-03-22 1988-06-21 Chisso Corporation Heat resistance-improved metal-polypropylene laminate composite
US4792374B1 (en) * 1987-04-03 1995-02-14 Fischer Ag Georg Apparatus for fusion joining plastic pipe
ATE61970T1 (de) * 1987-10-14 1991-04-15 Akzo Nv Schichtstoff aus metallschichten und aus durchgehendem faserverstaerktem synthetischem material.
EP0312150B1 (en) * 1987-10-14 1992-12-02 Structural Laminates Company Laminate of metal sheets and continuous filaments-reinforced thermoplastic synthetic material, as well as a process for the manufacture of such a laminate
EP0322947B1 (en) * 1987-12-31 1992-07-15 Structural Laminates Company Composite laminate of metal sheets and continuous filaments-reinforced synthetic layers
EP0323660A1 (en) 1987-12-31 1989-07-12 Akzo N.V. Process for manufacturing a laminate of metal sheets and filaments-reinforced synthetic layers
US5030488A (en) * 1988-11-23 1991-07-09 Chemical And Polymer Technology, Inc. Laminates, panels and means for joining them
GB2237239B (en) * 1989-10-27 1993-09-01 Reifenhaeuser Masch A process for the production of a ribbon of synthetic thermoplastic material in sheet form
JPH0443020A (ja) 1990-06-08 1992-02-13 Yotaro Hatamura 積層基板圧着方法および装置
US5160771A (en) * 1990-09-27 1992-11-03 Structural Laminates Company Joining metal-polymer-metal laminate sections
GB2253185A (en) * 1991-03-01 1992-09-02 Secr Defence Reinforced alloy laminates
US5429326A (en) * 1992-07-09 1995-07-04 Structural Laminates Company Spliced laminate for aircraft fuselage
DE4237834A1 (de) 1992-11-04 1994-05-05 Jochen Zimmermann Kunststofformkörper aus faserverstärktem Kunststoff und Vorrichtung sowie Verfahren zu dessen Herstellung
US5547735A (en) * 1994-10-26 1996-08-20 Structural Laminates Company Impact resistant laminate
US5624632A (en) * 1995-01-31 1997-04-29 Aluminum Company Of America Aluminum magnesium alloy product containing dispersoids
US5814175A (en) * 1995-06-07 1998-09-29 Edlon Inc. Welded thermoplastic polymer article and a method and apparatus for making same
US5866272A (en) * 1996-01-11 1999-02-02 The Boeing Company Titanium-polymer hybrid laminates
ES2186184T3 (es) 1997-05-28 2003-05-01 Structural Laminates Co Procedimiento para realizar un laminado y laminado obtenido mediante dicho procedimiento.
DE10015614B4 (de) * 2000-03-29 2009-02-19 Ceramtec Ag Gesinterter Formkörper mit poröser Schicht auf der Oberfläche sowie Verfahren zu seiner Herstellung und seine Verwendungen
JP4526698B2 (ja) * 2000-12-22 2010-08-18 富士重工業株式会社 複合材成形品及びその製造方法
NL1019957C2 (nl) 2002-02-13 2003-10-03 Stork Fokker Aesp Bv Gelamineerd paneel met discontinue inwendige laag.
US20030175520A1 (en) * 2002-03-13 2003-09-18 Grutta James T. Formed composite structural members and methods and apparatus for making the same
US7192501B2 (en) 2002-10-29 2007-03-20 The Boeing Company Method for improving crack resistance in fiber-metal-laminate structures
EP1495858B1 (de) * 2003-07-08 2019-08-07 Airbus Operations GmbH Leichtbaustruktur aus metallischen schichtwerkstoffen
NL1024076C2 (nl) * 2003-08-08 2005-02-10 Stork Fokker Aesp Bv Werkwijze voor het vormen van een laminaat met een uitsparing.
US20050175813A1 (en) * 2004-02-10 2005-08-11 Wingert A. L. Aluminum-fiber laminate
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
NL1029854C2 (nl) 2005-09-01 2007-03-05 Gtm Consulting B V Werkwijze voor het vervaardigen van een versterkt vormdeel.
NL1030029C2 (nl) 2005-09-26 2007-03-27 Gtm Consulting B V Werkwijze en inrichting voor het verlijmen van componenten tot een samengesteld vormdeel.
NL1030066C2 (nl) 2005-09-29 2007-03-30 Gtm Consulting B V Werkwijze voor het vervaardigen van een vormdeel uit een samengesteld materiaal.
NL1030515C2 (nl) 2005-11-24 2007-05-25 Gtm Consulting B V Laminaat uit metaalplaten en kunststof.
WO2008054876A2 (en) * 2006-05-15 2008-05-08 Alcoa Inc. Reinforced hybrid structures and methods thereof
NL2000100C2 (nl) 2006-06-13 2007-12-14 Gtm Consulting B V Laminaat uit metaalplaten en kunststof.
NL2000232C2 (nl) * 2006-09-12 2008-03-13 Gtm Consulting B V Huidpaneel voor een vliegtuigromp.
US20090211697A1 (en) * 2007-05-15 2009-08-27 Heinimann Markus B Reinforced hybrid structures and methods thereof

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103079954A (zh) * 2010-08-26 2013-05-01 波音公司 复合材料飞行器接头
CN103079954B (zh) * 2010-08-26 2016-05-18 波音公司 复合材料飞行器接头
CN103338925A (zh) * 2010-11-29 2013-10-02 Gtm先进产品有限公司 改进的纤维金属层压板
CN103338925B (zh) * 2010-11-29 2015-08-05 Gtm先进产品有限公司 改进的纤维金属层压板
CN103930266A (zh) * 2011-10-31 2014-07-16 Gtm先进产品有限公司 改进的纤维金属层压板
CN103930266B (zh) * 2011-10-31 2016-08-24 Gtm先进产品有限公司 改进的纤维金属层压板
CN106536186A (zh) * 2014-05-26 2017-03-22 Gtm先进产品有限公司 金属片材和结合到金属片材的粘合剂层的层压材料
CN104015917A (zh) * 2014-06-16 2014-09-03 上海飞机制造有限公司 一种用作飞机壁板的纤维铝锂合金层板及其制备方法
CN107921716A (zh) * 2015-07-09 2018-04-17 布勒特耶自动控制设备有限责任公司 用于生产飞机的纤维金属层压部件的方法
CN106003920A (zh) * 2016-04-22 2016-10-12 苏州派欧技术咨询服务有限公司 一种高铁动车地板用的夹层复合材料

Also Published As

Publication number Publication date
JP2009539657A (ja) 2009-11-19
NL2000100C2 (nl) 2007-12-14
BRPI0713700A2 (pt) 2012-10-30
EP2026962B1 (en) 2010-02-24
EP2026962A1 (en) 2009-02-25
RU2009100852A (ru) 2010-07-20
US7955713B2 (en) 2011-06-07
DE602007004978D1 (de) 2010-04-08
WO2007145512A1 (en) 2007-12-21
RU2440246C2 (ru) 2012-01-20
US20100266867A1 (en) 2010-10-21
US20110256370A1 (en) 2011-10-20
ES2340734T3 (es) 2010-06-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101500797A (zh) 金属板和聚合物的层压板
JP6162186B2 (ja) 準等方性ラミネート材を用いた複合構造
US10391734B2 (en) Composite sandwich panel with differential resin layers
Linganiso et al. Fibre-reinforced laminates in aerospace engineering
EP2727711B1 (en) Composite radius fillers and methods of forming the same
US8114329B2 (en) Wing and blade structure using pultruded composites
CN109383048B (zh) 用于增加飞机结构部件的强度和韧性的方法和装置
KR101834981B1 (ko) 하나 이상의 부싱을 유지하기 위한 모듈
US20100133380A1 (en) Skin panel for an aircraft fuselage
CN103930266A (zh) 改进的纤维金属层压板
US20070264472A1 (en) Sandwich Panel and a Method of Producing a Sandwich Panel
WO2007061304A1 (en) Laminate of metal sheets and polymer
Hassan13 et al. Fracture toughness of a novel GLARE composite material
RU2565215C1 (ru) Градиентный металлостеклопластик и изделие, выполненное из него
Ata et al. Failure mode and failure load of adhesively bonded composite joints made by glass fiber-reinforced polymer
Arbintarso et al. The bending stress on gfrp honeycomb sandwich panel structure for a chassis lightweight vehicle
Studer et al. Local reinforcement of aerospace structures using co-curing RTM of metal foil hybrid composites
Gonzalez-Murillo et al. Co-cured in-line joints for natural fibre composites
RU2570469C1 (ru) Способ соединения слоистого алюмостеклопластика
RU2600765C1 (ru) Слоистый алюмостеклопластик и изделие, выполненное из него
Yashiro et al. Variable stiffness composite patch for single-sided bonded repair of composite structures
Husain et al. Experimental analysis of bending and tensile behaviour of aluminium-based fibre metal laminates
JP2008302541A (ja) 炭素繊維強化プラスチック製部材
Murugesan Strength analysis of sandwich composite structure laminated by glass fiber reinforced plastics
Krishni Improving the mechanical properties of honeycomb sandwich structures

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20090805