[go: up one dir, main page]

ES2486246T3 - Panel de diseño de ventana y métodos de fabricación - Google Patents

Panel de diseño de ventana y métodos de fabricación Download PDF

Info

Publication number
ES2486246T3
ES2486246T3 ES04821028.0T ES04821028T ES2486246T3 ES 2486246 T3 ES2486246 T3 ES 2486246T3 ES 04821028 T ES04821028 T ES 04821028T ES 2486246 T3 ES2486246 T3 ES 2486246T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
resin
metal sheet
impregnated
fiber
transparent
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
ES04821028.0T
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 ES2486246T3 publication Critical patent/ES2486246T3/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)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

Un método para formar un panel estructural de diseño de ventana transparente (10) para su uso en una aeronave como una ventana para pasajeros, que comprende: usar al menos una lámina metálica que forme una estructura del fuselaje (14), donde la estructura del fuselaje define una abertura (34); aplicar una cinta de resina pre-impregnada con fibra (30) generalmente 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 de resina pre-impregnada con fibra (30) de tal manera que la resina se funda y cubra al menos parcialmente la lámina metálica y rellene la abertura (34); curar la resina; y donde una vez curada, la resina pre-impregnada con fibra generalmente transparente forma una porción de ventana a través de la cual puede verse (16) en la estructura del fuselaje (14).

Description

E04821028
29-07-2014
DESCRIPCIÓN
Panel de diseño de ventana y métodos de fabricación
5 Campo de la invención
La presente invención se refiere a paneles de diseño de ventana transparente y más particularmente a un panel de diseño de ventana transparente laminado y a un método de fabricación particularmente bien adaptado para su uso en aeronaves y aplicaciones aeroespaciales.
Antecedentes de la invención
Las ventanas de los pasajeros en la mayoría de las aeronaves comerciales son relativamente pequeñas de tamaño. Esto es debido en parte, a las capacidades limitadas de los materiales de la ventana transparente actual y también
15 debido a la estructura de soporte compleja y pesada necesaria para soportar estas ventanas dentro del fuselaje de la aeronave.
Típicamente, estos materiales de ventana transparente constan de un polímero transparente. Aunque estas ventanas de polímeros son muy útiles presentando tales calidades de utilidad como alta durabilidad y fácil formación 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 diseño estructural de la aeronave. Esta estructura de soporte incluye generalmente piezas forjadas, cristales de ventanas y refuerzos. Cada componente está diseñado para fortalecer el
25 panel de diseño que rodea y soporta la ventana. Sin embargo, cada componente añadido 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 pequeñas. El documento WO 00/20275 A divulga un método para producir una ventana para una aeronave.
En consecuencia, debería desearse sumamente proporcionar un método de fabricación de un panel de diseño de ventana transparente para su uso con una aeronave que proporcione una ventana transparente íntegramente formada que sea más fuerte y más ligera que las ventanas para pasajeros actuales.
Sumario de la invención
35 Se proporciona un panel de diseño de ventana transparente para su uso en una plataforma móvil. El panel de diseño de ventana transparente incluye una pluralidad de láminas metálicas. Una resina reforzada con fibra rodea al menos parcialmente la pluralidad de láminas metálicas. La resina reforzada con fibra es transparente. Un hueco se forma dentro de cada una de las pluralidades de láminas metálicas. El hueco corresponde con una ventana en el panel de diseño de ventanas transparentes.
De acuerdo con la invención, también se proporciona un método de fabricación de un panel de diseño de ventana transparente de acuerdo con la reivindicación 1.
45 El panel de diseño forma un panel ligero pero estructuralmente fuerte que proporciona el beneficio importante de una porción a través de la cual se ve generalmente.
Breve descripción de los dibujos
La presente invención se entenderá más completamente a partir de la descripción 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 diseño de ventana transparente construido de acuerdo con los principios de la presente invención;
55 La Figura 2 es una vista en sección transversal lateral del panel de diseño de ventana transparente tomada en la dirección 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 diseño de ventana transparente de la Figura 2.
Descripción detallada de las realizaciones preferidas
La descripción siguiente de la realización o realizaciones preferidas es de naturaleza meramente ejemplar y de ninguna manera tiene la intención de limitar la invención, su aplicación o usos.
65 Haciendo referencia a la Figura 1, se ilustra un panel de diseño de ventana transparente 10 construido de acuerdo con los principios de la presente invención que se muestra montado en la aeronave 12. La aeronave 12 incluye
2
E04821028
29-07-2014
generalmente un diseño 13. El panel de diseño de ventana transparente 10 incluye un fuselaje 14 y una pluralidad de ventanas 16. Aunque en el ejemplo particular proporcionado, el panel de diseño de ventana transparente 10 se ilustra de tal manera que incluye tres partes de ventanas de la aeronave 12, tiene que entenderse que el panel de diseño de ventana transparente 10 puede usarse en cualquier porción de la aeronave 12 y tiene una ventana
5 individual o cualquier pluralidad de ventanas. Se muestran las ventanas de la técnica anterior, indicadas por el número de referencia 17, con respecto al panel de diseño de ventana transparente 12. Como puede verse, las ventanas 16 son mucho más grandes que las ventanas de la técnica anterior 17.
Con referencia a la Figura 2, el panel de diseño de ventana transparente 10 está acoplado al diseño estructural (no mostrado) de la aeronave 12. El fuselaje 14 incluye una pluralidad de láminas metálicas, paneles estructurales rígidos, por ejemplo y una resina reforzada con fibra 22. Las láminas metálicas 20 están suspendidas dentro de la resina reforzada con fibra 22. En el ejemplo particular proporcionado, se ilustran las tres láminas metálicas 20. Tiene que entenderse, sin embargo, que un mayor o menor número de láminas metálicas 20 puede usarse como se desee. Además, aunque que las láminas metálicas 20 se ilustren como separadas en cada lado de la resina
15 reforzada con fibra 22 y dentro de la resina reforzada con fibra 22, las láminas metálicas 20 pueden localizarse en cualquier lugar dentro de la resina reforzada con fibra 22 como se describirá con mayor detalle a continuación.
Las ventanas 16 están compuestas preferente y únicamente de resina reforzada con fibra 22 que se extiende entre el fuselaje 14. La resina reforzada con fibra 22 es transparente para permitir que se vea a través de ella como se describirá con mayor detalle a continuación.
El panel de diseño de ventana transparente 10 tiene preferentemente un empalme solapado al diseño 13 de la aeronave 12. Este empalme solapado (no mostrado) da como resultado un acoplamiento altamente resistente donde el panel de diseño de ventana transparente 10 está sujeto mecánicamente a un panel de diseño adyacente (no
25 mostrado) del diseño de la aeronave 14.
Volviendo ahora a la Figura 3, se describirá ahora el método de construcción del panel de diseño de ventana transparente 10. Se proporciona una herramienta de moldeado 24, ilustrada esquemáticamente en la Figura 3 capaz de recibir los componentes del panel de diseño de ventana transparente 10. La herramienta 24 tiene una superficie pulida lisa 26 conformada para formar la superficie externa del panel de diseño de ventana transparente 10. Como alternativa, un molde de vidrio puede usarse para formar la superficie externa lisa de la herramienta 24. La forma del panel de diseño de ventana transparente 10, aunque se ilustra como esencialmente rectangular y plana en las Figuras 1 y 2, puede comprender cualquier forma. Por ejemplo, las ventanas podrían comprender formas circulares, cuadradas u ovaladas, si se deseara.
35 Entonces se proporciona una pluralidad de láminas metálicas 28 y una pluralidad de cintas pre-impregnadas con fibra (cintas pre-impregnadas) 30. Cada lámina metálica 28 incluye una pluralidad de aberturas 34 formadas a través de las mismas. Las aberturas 34 en cada lámina metálica 28 se corresponden con una de las ventanas 16 del panel de diseño de ventana transparente 10 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 láminas metálicas 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 láminas metálicas 28 están construidas a partir de la cinta de hoja metálica colocada para formar la lámina metálica 28. En una
45 realización alternativa, las láminas metálicas 28 pueden estar construidas de una lámina sólida metálica.
Cada una de las cintas pre-impregnadas 30 incluye una pluralidad de fibras 36 impresas e impregnadas con una película de resina 38 (también visto en la Figura 2). La orientación 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 36 pueden funcionar en una dirección o en una pluralidad de direcciones). Preferentemente, las fibras 36 están compuestas de fibra de vidrio que tienen una sección transversal rectangular, aunque puede emplearse cualquier número de formas y materiales de fibra adecuados.
Preferentemente, la resina 38 es una resina epoxi alifática aunque otras resinas diferentes que son generalmente
55 transparentes pueden emplearse cuando se curan por completo. Además, la resina 38 es transparente. Las cintas pre-impregnadas 30 son preferentemente de aproximadamente 3,175 mm (1/8") a aproximadamente 304,8 mm (12") de ancho, aunque puede emplearse la cinta de cualquier tamaño.
Las láminas metálicas 28 y las cintas pre-impregnadas 30 entonces se colocan encima de la herramienta 24 en un orden que corresponde al orden deseado de la lámina en el panel de diseño de ventana transparente 10. En el ejemplo particular proporcionado, las láminas metálicas 28 alternan con capas dobles de la cinta pre-impregnada 30.
Una chapa metálica flexible 40 (ilustrada esquemáticamente en la Figura 3) se cierra entonces sobre los componentes. Una bolsa de vacío 42 se usa entonces para sellar la herramienta 24, la cinta pre-impregnada 30, las
65 láminas metálicas 28 y el aire retirado por succión. Finalmente, los componentes están situados en un autoclave 44 (ilustrado esquemáticamente en la Figura 3).
3
E04821028
29-07-2014
Los componentes se calientan preferentemente a aproximadamente 177 ºC (350 grados Fahrenheit) bajo una presión de aproximadamente 689 a 1379 kPa (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 través de las fibras 36 mojando por lo tanto completamente (por ejemplo, cubriendo y saturando por completo) las fibras 36 y las
5 láminas metálicas 28. El panel de diseño de ventana transparente 10 entonces se cura durante un periodo de tiempo hasta que la resina 38 se endurece. Los componentes se retiran entonces del autoclave 44, bolsa de vacío 42 y la herramienta 24 y se retiran la chapa metálica 40 y el panel de diseño de ventana transparente 10. Las láminas metálicas 28 corresponden con las láminas metálicas 20 dentro del fuselaje 14 (Figura 2) y la resina 38 y las fibras 36 preparan la resina reforzada con fibra 22 (Figura 2).
10 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 índice de refracción de tal manera que son sustancialmente transparentes dentro del panel de diseño de ventana transparente 10. El índice de refracción de las fibras 36 coincide con el índice de refracción de la resina 38. De esta manea, el panel de diseño de ventana transparente 10
15 es completamente transparente en las áreas de aberturas 34 y en las láminas metálicas 28.
Al formar íntegramente la resina reforzada transparente 22 de la ventana 16 con las láminas metálicas 20 del fuselaje 14, se proporciona un panel de diseño de ventana transparente sólido y altamente resistente 10. Simultáneamente, la estructura de soporte pesada usada típicamente para sostener la ventana de la aeronave se
20 elimina sustancialmente, reduciendo de esta manera el peso de la aeronave. Esto permite que se emplee a su vez ventanas más grandes, si se deseara, sin aumentar el coste y el peso de la aeronave.
Aunque la presente invención se ha descrito en relación con las ventanas de aeronaves, podría considerarse que la invención puede incorporarse en otras formas de plataformas móviles tales como autobuses, trenes, barcos, etc.,
25 donde pueden emplearse paneles compuestos. La presente invención también puede ser útil rápidamente en estructuras fijas donde se necesitan paneles ligeros que tienen porciones de ventanas.
La descripción de la invención es de naturaleza meramente ejemplar, y no tiene la intención de limitar la invención de ninguna manera. Por consiguiente, el alcance de esta invención se define meramente por las siguientes
30 reivindicaciones.
4

Claims (11)

  1. E04821028
    29-07-2014
    REIVINDICACIONES
    1. Un método para formar un panel estructural de diseño de ventana transparente (10) para su uso en una aeronave como una ventana para pasajeros, que comprende:
    5 usar al menos una lámina metálica que forme una estructura del fuselaje (14), donde la estructura del fuselaje define una abertura (34); aplicar una cinta de resina pre-impregnada con fibra (30) generalmente transparente a la lámina metálica (28) para cubrir al menos parcialmente la lámina metálica (28) y rellenar la abertura (34); y
    10 calentar la lámina metálica (28) y la cinta de resina pre-impregnada con fibra (30) de tal manera que la resina se funda y cubra al menos parcialmente la lámina metálica y rellene la abertura (34); curar la resina; y donde una vez curada, la resina pre-impregnada con fibra generalmente transparente forma una porción de ventana a través de la cual puede verse (16) en la estructura del fuselaje (14).
    15
  2. 2. El método de la reivindicación 1, donde al aplicar la cinta de resina pre-impregnada con fibra generalmente transparente a la lámina metálica comprende la aplicación de una pluralidad de cintas de resina pre-impregnadas con fibra unas adyacentes a las otras para cubrir completamente la lámina metálica y rellenar completamente la abertura de la misma.
    20
  3. 3. El método de la reivindicación 1, donde la cinta de resina pre-impregnada con fibra (30) comprende una pluralidad de fibras impresas en la cinta de resina (30).
  4. 4.
    El método de la reivindicación 3, donde la resina (18) es transparente y el índice de refracción de las fibras 25 coincide con el índice de refracción de la resina.
  5. 5. El método de la reivindicación 3, donde las fibras están compuestas de fibra de vidrio.
  6. 6.
    El método de la reivindicación 3, donde la resina comprende una resina epoxi alifática transparente. 30
  7. 7. El método de la reivindicación 1, donde la lámina metálica (28) está construida a partir de una cinta de hoja metálica.
  8. 8. El método de la reivindicación 1, donde la lámina metálica (28) comprende una lámina metálica sólida (28). 35
  9. 9.
    El método de la reivindicación 1, donde la lámina metálica (28) está compuesta de aluminio.
  10. 10.
    El método de la reivindicación 1, donde la lámina metálica (28) está compuesta de titanio.
    40 11. El método de la reivindicación 1, donde la lámina metálica (28) forma una pluralidad de aberturas (34) correspondiendo cada una a una ventana (16).
  11. 12. El método de la reivindicación 1, donde la cinta de resina pre-impregnada con fibra (30) tiene una anchura de
    aproximadamente (1/8") 3,175 mm a aproximadamente (12") 304,8 mm. 45
    5
ES04821028.0T 2003-09-04 2004-09-02 Panel de diseño de ventana y métodos de fabricación Expired - Lifetime ES2486246T3 (es)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US654765 1984-09-26
US10/654,765 US8262823B2 (en) 2003-09-04 2003-09-04 Window skin panel and method of making same
PCT/US2004/028552 WO2005065920A2 (en) 2003-09-04 2004-09-02 Method of making a window skin panel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2486246T3 true ES2486246T3 (es) 2014-08-18

Family

ID=34226012

Family Applications (2)

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
ES10152319.9T Expired - Lifetime ES2562828T3 (es) 2003-09-04 2004-09-02 Método de fabricación de un panel de revestimiento de ventana

Family Applications After (1)

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

Country Status (4)

Country Link
US (2) US8262823B2 (es)
EP (2) EP1660307B8 (es)
ES (2) ES2486246T3 (es)
WO (1) WO2005065920A2 (es)

Families Citing this family (20)

* 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
US7300693B2 (en) * 2003-09-04 2007-11-27 The Boeing Company Resin infused transparent skin panel and method of making same
US8262823B2 (en) * 2003-09-04 2012-09-11 The Boeing Company Window skin panel and method of making same
GB2421926B (en) * 2005-01-10 2010-03-10 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
US9522512B2 (en) 2010-08-17 2016-12-20 The Boeing Company Methods for making composite structures having composite-to-metal joints
US8993084B2 (en) 2010-08-17 2015-03-31 The Boeing Company Multi-layer metallic structure and composite-to-metal joint methods
US8652606B2 (en) * 2010-08-17 2014-02-18 The Boeing Company Composite structures having composite-to-metal joints and method for making the same
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
CN104185593B (zh) 2011-12-21 2016-12-28 庞巴迪公司 阻力中性交通工具窗
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

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
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
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
AU6250999A (en) 1998-10-06 2000-04-26 Williams International Company, 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
WO2005065920A3 (en) 2005-09-15
EP1660307B1 (en) 2014-07-16
ES2562828T3 (es) 2016-03-08
US20050051255A1 (en) 2005-03-10
US20080078494A1 (en) 2008-04-03
EP1660307B8 (en) 2014-09-03
EP1660307A2 (en) 2006-05-31
EP2221168B1 (en) 2016-02-10
US8262823B2 (en) 2012-09-11
WO2005065920A2 (en) 2005-07-21
EP2221168A1 (en) 2010-08-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2486246T3 (es) Panel de diseño de ventana y métodos de fabricación
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
US7300693B2 (en) Resin infused transparent skin panel and method of making same
ES2545269T3 (es) Procedimiento para fabricar un objeto de una estructura sándwich que tiene una esquina reforzada, y un objeto de este tipo
ES2730732T3 (es) Rellenos de radio compuesto y métodos de formación del mismo
ES2560860T3 (es) Procedimiento de fabricación de estructuras de material compuesto con un utillaje colapsable
ES2692442T3 (es) Método de fabricación de una estructura compuesta alargada
ES2382232T3 (es) Un método para fabricar una estructura monolítica de ala, de perfil integral
ES2340734T3 (es) Estratificado de laminas metalicas y polimero.
ES2827432T3 (es) Elementos de flexión y de rigidización de material compuesto laminado con refuerzo por láminas metálicas interlaminares
ES2618177T3 (es) Panel base reforzado con fibras
ES2314581T3 (es) Elemento de rigidizacion y procedimiento de fabricacion de un elemento de rigidizacion.
ES2674663T3 (es) Un método para fabricar una parte de cubierta aerodinámica para una pala de turbina eólica
ES2754058T3 (es) Fibras bicomponentes que contienen nanofilamentos para su uso en materiales compuestos ópticamente transparentes
ES2744478T3 (es) Estructura de aeronave para un retorno de gran capacidad
ES2462520T3 (es) Un método de fabricación de mástiles, largueros y vigas de fuselaje que tienen sección transversal variable en forma de H
ES2708433T3 (es) Método de fabricación de un elemento de material compuesto de polímero mediante el uso de dos o más resinas
ES2341114T3 (es) Procedimiento de fabricacion de un elemento estructural alargado con figurado para la rigidizacion de una estructura de panel y un procedimiento de fabricacion de una estructura de panel rigida integrada con al menos un elemento de rigidizacion alargado de rigidizacion alargado.
ES2472390T3 (es) Procedimiento de fabricación de un panel que comprende al menos un cuerpo en forma de nido de abeja y una primera piel realizada en un material compuesto
WO2008065214A1 (es) Mamparo de presión de material compuesto para aeronave
ES2286695T3 (es) Hoja aireadora para el curado de materiales compuestos y metodo para su montaje.
ES2685274T5 (es) Distribución de cargas puntuales en paneles de nido de abeja
ES2378682A1 (es) Método de fabricación de larguerillos con forma de "t" para un avión y herramienta de curado usada en el mismo.
ES2369442A1 (es) Inserto de pala y método de colocación de insertos en el laminado de una pala.