CA2874937C - Panneau composite auto-raidi et procede de realisation - Google Patents

Panneau composite auto-raidi et procede de realisation Download PDF

Info

Publication number
CA2874937C
CA2874937C CA2874937A CA2874937A CA2874937C CA 2874937 C CA2874937 C CA 2874937C CA 2874937 A CA2874937 A CA 2874937A CA 2874937 A CA2874937 A CA 2874937A CA 2874937 C CA2874937 C CA 2874937C
Authority
CA
Canada
Prior art keywords
stiffeners
layers
fibers
insert
intended
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.)
Active
Application number
CA2874937A
Other languages
English (en)
Other versions
CA2874937A1 (fr
Inventor
Dominique Guittard
Mathieu Lannuzel
Philippe Blot
Gilles Bezard
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.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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 Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of CA2874937A1 publication Critical patent/CA2874937A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of CA2874937C publication Critical patent/CA2874937C/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • B29C70/443—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding and impregnating by vacuum or injection
    • 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
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/30—Mounting, exchanging or centering
    • B29C33/306—Exchangeable mould parts, e.g. cassette moulds, mould inserts
    • 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
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • 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
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/30—Mounting, exchanging or centering
    • 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
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/38—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor characterised by the material or the manufacturing process
    • 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
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/38—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor characterised by the material or the manufacturing process
    • B29C33/3828—Moulds made of at least two different materials having different thermal conductivities
    • 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
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/44—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles
    • B29C33/48—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling
    • 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
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/44—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles
    • B29C33/48—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling
    • B29C33/485—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling cores or mandrels
    • 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
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • 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
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/543—Fixing the position or configuration of fibrous reinforcements before or during moulding
    • 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
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/549—Details of caul plates, e.g. materials or shape
    • 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
    • B29C70/76—Moulding on edges or extremities of 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
    • B29C70/68—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
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
    • B29D99/0014—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with ridges or ribs, e.g. joined ribs
    • 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
    • B32B37/00—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding
    • B32B37/12—Methods or apparatus for laminating, e.g. by curing or by ultrasonic bonding characterised by using adhesives
    • B32B37/1284—Application of adhesive
    • 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
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/182—Stringers, longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2705/00—Use of metals, their alloys or their compounds, for preformed parts, e.g. for inserts
    • 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
    • B29L2031/3082—Fuselages
    • 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
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • 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
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina
    • Y10T156/1028—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina by bending, drawing or stretch forming sheet to assume shape of configured lamina while in contact therewith

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Civil Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Injection Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

L'invention propose un procédé de réalisation d'un panneau comportant une peau externe et des raidisseurs comportant une portion (18) de liaison, et au moins une portion (16) en saillie, qui comporte une étape de drapage de couches de fibres (24) sur au moins un insert (30) de manière que chaque couche de fibre (24) comporte une portion de liaison (28) et une portion (26) faisant saillie vers le bas par rapport à la portion de liaison (28), une étape de drapage d'une couche de fibres (22) formant la peau externe (12), une étape de solidarisation des couches de fibres (22, 24). L'invention propose aussi un dispositif pour la mise en uvre du procédé.

Description

PANNEAU COMPOSITE AUTO-RAIDI ET PROCEDE DE REALISATION
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
L'invention concerne un procédé de réalisation d'un panneau comportant des éléments augmentant sa rigidité et un dispositif pour la mise en oeuvre d'un tel procédé.
L'invention concerne plus particulièrement un procédé de réalisation d'un panneau en matériau composite du type appelé "auto-raidi", destiné par exemple, à
être appliqué au fuselage, à un caisson structural ou à une aile d'un aéronef.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Un panneau auto-raidi consiste principalement en une peau extérieure plane ou cintrée sur laquelle des raidisseurs perpendiculaires au plan du panneau sont rapportés, afin d'améliorer la résistance de cette plaque aux sollicitations mécaniques qui lui sont appliquées.
Chaque raidisseur est un élément allongé dont la section verticale transversale est en forme de L, de T ou de U. Le raidisseur comporte ainsi une portion horizontale qui est parallèle et est fixée à la peau externe, et une ou plusieurs portions longitudinales verticales qui sont perpendiculaires au plan principal de la peau extérieure.
Selon un mode de réalisation connu, la peau externe et les raidisseurs sont réalisés en matériau composite ; ils comprennent des fibres en au moins un matériau, appelées renfort, qui sont liées entre elles par une matrice telle qu'une résine.
Un procédé de réalisation conventionnel pour réaliser un tel panneau auto-raidi consiste à positionner la peau externe sur un support de moulage, puis à
mettre en place des peaux destinées à former les raidisseurs préformés sur la peau externe. L'ensemble est recouvert par un sac à vide permettant de former un vide d'air autour des peaux.
2 Ensuite, des moyens de calage sont disposés dessus le sac à vide pour maintenir en place les portions verticales des raidisseurs.
L'assemblage est mis en place dans une étuve pour réaliser la polymérisation de la résine.
Lors de leur mise en place, la peau externe et les peaux destinées à
former les raidisseurs sont pré-imprégnés de résine.
La mise en place des peaux destinées à former les raidisseurs s'effectue par l'intermédiaire de préformes, ou inserts, qui sont ensuite retirés, avant la mise en place de la poche à air, puis des moyens de calage.
Avant que les moyens de calage soient mis en place, aucun dispositif ne maintient correctement les portions verticales des raidisseurs. Celles-ci peuvent donc se déformer, et cette déformation se retrouvera sur le panneau fini.
Aussi, la mise en place du sac à vide et des moyens de calage peuvent déformer les portions verticales des raidisseurs.
Enfin, un tel procédé oblige le personnel d'intervenir au-dessus du support pour un bon positionnement des différents éléments, rendant le travail relativement difficile pour la réalisation de panneaux de grandes dimensions.
L'invention a pour but de proposer un procédé et un dispositif permettant d'obtenir un panneau auto-raidi pour lequel les portions verticales des raidisseurs sont correctement planes, afin d'optimiser la qualité du panneau.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
Selon un aspect général, l'invention propose un procédé de réalisation d'un panneau composite auto-raidi comportant une peau externe et des raidisseurs, chaque raidisseur comportant une portion de liaison du raidisseur à la peau externe, et au moins une portion faisant saillie par rapport à la portion de liaison, le procédé
comportant une étape de drapage de couches de fibres destinées à former les raidisseurs sur au moins un insert de forme complémentaire à la forme définitive des raidisseurs, de manière que chaque couche de fibre destinée à former un raidisseur comporte une portion de liaison et une portion faisant saillie vers le bas par rapport à la portion de
3 liaison, une étape de drapage d'une couche de fibres destinée à former la peau externe sur les couches de fibres destinées à former les raidisseurs, et une étape consistant à
solidariser simultanément toutes les couches de fibres par une matrice. Lors des étapes de drapage des couches de fibres destinées à former les raidisseurs et la peau externe, les couches de fibres ne sont pas imprégnées de matrice. L'étape de solidarisation comporte une phase d'injection de ladite matrice puis une phase de durcissement de ladite matrice, et la phase d'injection de la matrice consiste à injecter la matrice du bas vers le haut.
D'autres aspects, objets, modes de réalisation, variantes et/ou avantages de la présente invention, tous étant optionnels, sont brièvement décrits ci-dessous.
Par exemple, le positionnement de chaque portion verticale d'une couche de fibre formant un raidisseur sur un insert permet de faciliter leur maintien en forme lors de l'étape de solidarisation, ce qui permet d'obtenir un panneau comportant des raidisseurs de forme relativement précise.
De préférence, l'étape de drapage des couches de fibres sur ledit au moins un insert est suivie d'une étape de positionnement de chaque insert recouvert par la couche de fibres associée sur un support de moulage.
De préférence, l'étape de positionnement des raidisseurs consiste à
positionner les inserts recouverts par les couches de fibres de manière adjacente les uns des autres.
De préférence, les couches de fibres sont destinées à être liées entre elles par une matrice, et lors des étapes de drapage et de positionnement, les couches de fibres ne sont pas imprégnées de matrice et l'étape de solidarisation comporte une phase d'injection de ladite matrice puis une phase de durcissement de ladite matrice.
De préférence, l'étape d'injection de la matrice consiste à injecter la matrice du bas vers le haut.
De préférence, l'étape de solidarisation consiste à positionner au moins l'un parmi un tissus de démoulage, un feutre de drainage d'air, une tôle de lissage et un sac à vide sur la couche de fibres destinée à former la peau externe avant la phase d'injection de ladite matrice.

. .
4 De préférence, le panneau comporte des accessoires métalliques fixés aux raidisseurs et/ou à la peau externe, et le procédé comporte une étape de mise en place des accessoires simultanée à l'étape de drapage des couches de fibres destinées à
former les raidisseurs.
Selon un autre aspect général, l'invention propose aussi un dispositif de mise en uvre d'un procédé selon l'invention qui comporte un support de moulage sur lequel les couches de fibres destinées à former les raidisseurs et la peau externe sont drapées, par l'intermédiaire des inserts. Le dispositif comporte en outre des moyens de positionnement longitudinalement et/ou transversalement de chaque insert sur le support de moulage.
Par exemple, le positionnement des inserts sur le support de moulage permet d'obtenir une bonne position transversale et un parallélisme des portions verticales des raidisseurs.
Aussi, il est possible d'utiliser des inserts de formes et de dimensions différentes sur un même insert, pour réaliser un autre panneau ayant des dimensions différentes.
De préférence, lesdits moyens de positionnement consistent en un système à clavettes.
De préférence, le support comporte une face supérieure horizontale qui comporte des rainures coopérant avec les moyens de positionnement de chaque insert et des orifices d'injection d'une matrice de liaison des couches de fibres.
De préférence, chaque insert est de forme parallélépipédique d'orientation principale longitudinale et de section rectangulaire selon un plan vertical transversal.
De préférence, le support est réalisé en un matériau à faible coefficient de dilatation.
De préférence, chaque insert est réalisé en matériau à fort coefficient de dilatation.
De préférence, le dispositif comporte des moyens de positionnement longitudinalement et/ou transversalement de chaque accessoire sur le support.

. .
4a BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :

- la figure 1 est une représentation schématique en perspective d'un panneau composite auto-raidi comportant des raidisseurs et qui est apte à être réalisé
conformément à l'invention;
- la figure 2 est une représentation schématique d'un support sur lequel
5 les couches de fibres destinées à former le panneau composite représenté à la figure 1 sont destinées à être drapées ;
- la figure 3 est une vue similaire à celle de la figure 2, dans laquelle un insert recouvert par une couche de fibres associée, destinée à former un raidisseur, est positionné sur le support ;
- la figure 4 est une vue similaire à celle de la figure 3, dans laquelle tous les inserts recouverts de leurs couches de fibres associées sont mis en place sur le support - la figure 5 est une section selon un plan vertical transversal de l'installation avant l'injection de la matrice ;
- la figure 6 est une représentation schématique en perspective vue de dessous d'un panneau composite auto-raidi réalisé selon l'invention, comportant des raidisseurs et des accessoires métalliques.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
Pour la description de l'invention, on adoptera à titre non limitatif les orientations longitudinale, verticale et transversale selon le repère L, V, T
indiqué à la figure 1.
On adoptera aussi l'orientation de haut en bas comme étant l'orientation suivant la gravité terrestre. Il sera compris que l'orientation verticale V du repère L, V, T peut être confondue avec l'orientation selon la gravité
terrestre, comme représenté à titre d'exemple non limitatif. Ainsi, il sera compris qu'à titre de variante de l'invention qui va être décrite, la direction verticale V du repère L, V, T
peut être inclinée par rapport à l'orientation selon la gravité terrestre.
Dans la description qui va suivre, des éléments identiques, similaires ou analogues seront désignés par les mêmes chiffres de référence.
6 On a représenté à la figure 1 un panneau 10 du type auto-raidi, qui comporte une peau externe 12 et une pluralité de raidisseurs 14.
La peau externe 12 et les raidisseurs 14 sont réalisés en matériau composite, c'est-à-dire qu'ils comportent des fibres en au moins un matériau, appelées renfort, qui sont liées entre elles par une matrice telle qu'une résine.
Le panneau 10 a, par exemple, pour but de former une partie du fuselage ou d'une aile d'un aéronef, la peau externe 12 comporte une face externe 12a qui est située à l'extérieur de l'aéronef et les raidisseurs sont situés à
l'intérieur du fuselage de l'aéronef.
Ici, le panneau 10 est représenté sous la forme d'une plaque plane sensiblement horizontale, c'est-à-dire s'étendant dans un plan longitudinal transversal. Il sera compris que l'invention n'est pas limitée à cette forme du panneau 10, qui peut consister en une plaque cintrée et/ou courbée.
Aussi, pour faciliter la compréhension de l'invention, le panneau 10 est représenté selon une orientation principale longitudinale transversale. Il sera compris que le panneau 10 peut avoir toute autre orientation sans sortir du domaine de l'invention.
Les raidisseurs 14 sont destinés à être agencés à l'intérieur du fuselage, ils sont donc situés du côté interne du panneau 10. Chaque raidisseur 14 est en outre réalisé de manière qu'il comporte une portion faisant saillie vers l'intérieur par rapport à
une face interne 12b de la peau externe 12.
Chaque raidisseur 14 consiste en un élément allongé qui s'étend selon une direction principale longitudinale. Puisqu'il fait saillie verticalement par rapport à la peau interne, il confère une raideur supplémentaire à la flexion à la peau externe 12.
Comme on peut le voir à la figure 1, la section de chaque raidisseur 14, selon un plan vertical transversal est en forme de L, en forme de T ou en forme de U.
Chaque raidisseur 14 comporte une portion 18 de liaison du raidisseur 14 à la peau externe qui est d'orientation longitudinale transversale et qui est accolée à
la face interne 12b de la peau externe 12. Chaque raidisseur 14 comporte aussi au moins une portion 16 en saillie, qui s'étend ici longitudinalement verticalement et qui fait saillie verticalement
7 PCT/FR2013/051159 vers le bas par rapport à la portion de liaison 18, en s'éloignant de la peau externe 12, depuis un bord latéral associé de la portion de liaison 18.
Les raidisseurs 14 sont disposés adjacents les uns aux autres, ils sont répartis transversalement sur la peau externe 12 et sont accolés transversalement les uns aux autres au niveau de leurs portions en saillie 16.
Ainsi, chaque portion en saillie 16 d'un raidisseur 14 est accolée à une portion en saillie 16 associée d'un raidisseur 14 adjacent. Aussi, des raidisseurs 14 ayant une section en forme de L sont disposés au niveau des extrémités latérales du panneau 12 et leur seule portion en saillie 16 est accolée à une portion en saillie 16 associée d'un raidisseur 14 adjacent.
On a représenté à la figure 2 un support 20 sur lequel le panneau 10 est destiné à être formé.
Ce support 20, aussi appelé "marbre", consiste en un élément globalement parallélépipédique horizontal, il comporte une face supérieure horizontale 20s sur laquelle différentes couches de fibres sont successivement mises en place pour former le panneau 10.
On a représenté aux figures 3 et suivantes des étapes successives de mise en oeuvre du procédé de réalisation du panneau 10 par un dispositif de mise en uvre dudit procédé.
Le panneau 10 est réalisé selon un procédé qui consiste à draper, c'est-à-dire à mettre en place successivement des couches de fibres destinées à
former la peau externe 12 et les raidisseurs 14 puis à les solidariser entre elles par durcissement de la matrice.
Selon l'invention, des couches de fibres 24 destinées à former les raidisseurs 14 sont drapées avant la couche de fibres 22 destinée à former la peau externe du panneau 10. Aussi, chaque couche de fibres 24 destinée à former un raidisseur 14 est mise en forme de manière à avoir la même forme que le raidisseur 14 qu'elle est destinée à former.
Chaque couche de fibre 24 destinée à former un raidisseur comporte ainsi une portion de liaison 28 destinée à former la portion de liaison 18 du raidisseur 14
8 et au moins une portion en saillie 26 longitudinale verticale faisant saillie vers le bas depuis un bord de la portion de liaison 28 associée, qui est destinée à former une portion en saillie 16 du raidisseur 14.
Pour maintenir chaque couche de fibres 24 en forme pendant des opérations suivantes de mise en place des autres couches de fibres 22, 24 destinées à
former les autres raidisseurs 14 et la peau externe 12, ainsi que pendant l'étape de solidarisation des couches de fibres entre elles, le dispositif comporte un insert 30 sur lequel ladite couche de fibres 24 destinée à former un raidisseur 14 est drapée.
Cet insert 30 est de forme complémentaire de la forme définitive du raidisseur 14 à obtenir, c'est-à-dire ici, que la section de l'insert 30 selon un plan vertical transversal est rectangulaire. L'insert 30 comporte ainsi une paroi supérieure horizontale 32 sur laquelle la portion de liaison 28 de la couche de fibres 24 est posée, et deux parois latérales 34 longitudinales verticales contre chacune desquelles une portion en saillie 26 de la couche de fibres 24 est accolée.
De préférence, la couche de fibres 24 est mise en place sur l'insert 30 avant sa mise en place sur le support 20. Cela permet de draper plus efficacement la couche de fibres 24 car l'insert 30 est alors facile d'accès pour un opérateur. Aussi, la couche de fibres 24 est maintenue en place sur l'insert 30 par la seule action de la gravité
terrestre, il n'y a donc besoin d'aucun dispositif de maintien supplémentaire.
L'ensemble formé par l'insert 30 et la couche de fibres 24 est mis en place sur le support 20.
Le support 20 et l'insert 30 comportent des moyens permettant de positionner horizontalement l'insert 30 par rapport au support 20, et par conséquent la couche de fibres 24 par rapport au support 20.
Ces moyens de positionnement comportent ici des clavettes qui sont reçues dans des rainures complémentaires 36 réalisées dans le support 20 et contre lesquelles clavettes chaque insert 30 est en butée longitudinalement.
Le procédé de fabrication du panneau 10 comporte une étape consistant à draper successivement les couches de fibres 24 destinées à former les inserts 14, en positionnant sur le support 20 les ensembles dont chacun est formé par un insert
9 30 et la couche de fibres 24 associée les uns après les autres. Cette mise en place successive s'effectue en positionnant les ensembles sur le support 20 de manière adjacente les uns des autres, c'est-à-dire en positionnant chaque ensemble à
côté d'un ensemble déjà mis en place.
Lorsque deux ensembles adjacents sont mis en place sur le support 20, leurs inserts 30 respectifs sont décalés transversalement l'un par rapport à
l'autre et la distance transversale "e" entre ces deux inserts 30 adjacents correspond à la largeur finale d'un raidisseur 14.
Deux portions verticales 26 appartenant chacune à une couche de fibre 24, sont disposées entre les deux inserts 30 adjacents.
Selon un mode de réalisation préféré, la distance transversale "e" entre deux inserts 30 adjacents est définie de manière telle que les deux portions verticales 26 des couches de fibres 24 sont serrées transversalement entre les deux inserts 30.
A l'issue de l'étape de mise en place, comme on peut le voir à la figure 4, l'ensemble des couches de fibres 24 destinées à former les raidisseurs 14 sont mises en place sur le support 20 et chacune est maintenue dans la forme définitive du raidisseur 14 associé par l'intermédiaire des inserts 30.
Selon un autre aspect des inserts 30, ceux-ci sont réalisés pour que toutes les portions de liaison 28 des couches de fibres 24 soient situées à
une même distance verticale de la face supérieure 20s du support, c'est-à-dire que toutes les portions de liaison 28 des couches de fibres 24 sont situées dans un même plan horizontal.
Ensuite, selon une étape postérieure, la couche de fibres 22 destinée à
former la peau externe 12 est drapée sur le support 20, en recouvrant les peaux 24 destinées à former les raidisseurs 14, c'est-à-dire en recouvrant les portions de liaison 28 des couches de fibres 24 destinées à former les raidisseurs 14.
Comme on l'a dit précédemment, les portions de liaison 28 sont toutes situées dans un même plan horizontal. Elles définissent ainsi à leur tour un plan horizontal sur lequel la couche de fibres 22 destinée à former la peau externe 12 est drapée.

A l'issue de cette étape postérieure, l'ensemble des peaux 22, 24 destinées à former le panneau 10 sont toutes mises en place sur le support 20.
Chaque portion verticale d'une couche de fibres 24 destinée à former un raidisseur 14 s'étend vers le bas et est maintenue par la gravité terrestre dans cette configuration. Il n'y a donc 5 -- pas de risque qu'elle se déforme dans la suite du procédé.
Il en est de même pour la couche de fibres 22 destinée à former la peau externe 12 qui s'appuie naturellement vers le bas par la gravité terrestre sur les portions de liaison 28 des couches de fibres 24. Comme représenté à la figure 5 les peaux 22, 24 sont ensuite recouvertes par différentes couches de matériaux d'environnement qui
10 seront utilisées lors de d'une étape ultérieure de solidarisation des couches de fibres 22, 24.
Ces couches de matériaux d'environnement consistent notamment en un sac à vide 40 disposé à l'extérieur de l'ensemble, un tissu 42 facilitant le démoulage, un tissu ou feutre 44 de drainage du vide et des systèmes 46 pour faire le vide sous le sac -- à vide 40 et une tôle de lissage "caul plate" 47 pour améliorer l'état de surface de la face externe 12a de la peau externe 12.
Le procédé comporte une étape suivante de solidarisation des fibres, pour obtenir le panneau.
Cette étape consiste à injecter une résine pour lier entre elles les fibres -- des différentes couches 22, 24 et lier ensemble les couches de fibres 22, 24.
La résine est injectée à partir du support 20, depuis le bas vers le haut.
Ainsi, les couches de fibres 22, 24 sont imprégnées à partir des extrémités inférieures libres de leurs portions en sai11ie26 jusqu'à la couche de fibres 22 destinée à former la peau externe 12, en s'écoulant entre deux inserts 30 adjacents, dans l'espace défini par -- leurs parois latérales 34 en vis-à-vis, entre lesquelles les portions verticales 26 des couches de fibres 24 sont reçues.
Le support 20 comporte à cet effet des orifices 48 d'injection de résine qui débouchent dans la face supérieure 20s horizontale du support 20. De préférence, ces orifices débouchent dans les rainures 36 permettant le positionnement transversal des -- inserts 30 sur le support 20.
11 Comme on peut le voir à la figure 3, le positionnement des rainures 36 sur le support 20 est défini pour que les clavettes coopérant avec les inserts 30 soient situées au niveau des parois latérales 34 des inserts 30. Ainsi, les rainures longitudinales 36 sont situées transversalement au niveau des portions verticales en saillie 26 des couches de fibres 24.
Après que la résine ait été entièrement injectée et que l'air ait été
supprimé, la résine est durcie, par exemple sous une étuve.
Selon un autre aspect du dispositif, le support 20 est réalisé en un matériau ayant un faible coefficient de dilatation thermique, ce qui permet de limiter ses variations dimensionnelles. A titre d'exemple, le matériau constitutif du support 20 est un alliage de fer et de nickel, connu sous la dénomination "Invar". Aussi, les inserts 30 sont réalisés en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique relativement élevé, tel que par exemple en aluminium.
Cela permet de faciliter la désolidarisation et le démoulage des inserts 30 d'avec le panneau 10 fini, malgré les orientations verticales des faces verticales d'appui en vis-à-vis entre les inserts 30 et les raidisseurs 14 ainsi obtenus. Il n'y a donc pas besoin de réaliser les raidisseurs 14 et les inserts 30 avec des angles de dépouille.
Selon une variante de réalisation du panneau auto-raidi 10, celui-ci comporte des accessoires métalliques 50 qui sont intégrés au panneau 10 lors de sa réalisation.
Ces accessoires métalliques 50, tels que par exemple des ferrures de compression, permettent notamment de former des supports sur lesquels des composants de l'aéronef seront ultérieurement montés.
Selon cette variante de réalisation, les accessoires 50 sont mis en place sur les inserts 30 ou sur des inserts spécifiques simultanément à l'étape de mise en place des couches de fibres 22, 24, et de préférence, simultanément à l'étape de mise en place des couches de fibres 24 destinées à former les raidisseurs 14 sur les inserts 30. Les inserts 30 sont aptes à porter les accessoires 50, pour leur positionnement par rapport aux couches de fibres 22, 24 et par rapport au support 20. Selon encore une autre
12 variante de réalisation, chaque insert 30 comporte des évidements (non représentés) aptes à recevoir en partie les accessoires 50.
Ici, comme représenté à la figure 6, chaque accessoire 50 consiste en une ferrure de compression comportant une paroi longitudinale transversale 52 qui est située dans le même plan que la portion de liaison 18 du raidisseur 14 associé, deux portions latérales 54 longitudinales verticales dont chacune est située dans un plan d'une portion en saillie 16 du raidisseur 14, et une portion 56 verticale transversale reliée aux extrémités longitudinales des autres portions 52, 54 de la ferrure 50.
La ferrure 50 est située ici à une extrémité longitudinale du panneau 10.
Ainsi, lors de sa mise en place, la ferrure 50 recouvre une extrémité
longitudinale de l'insert 30 associé.
Il sera compris que l'invention n'est pas limitée à un panneau 10 comportant uniquement des raidisseurs 14 comportant des portions en saillie 16 longitudinales verticales et que le panneau peut aussi comporter des raidisseurs 14 .. comportant des portions en saillie verticales transversales.
Le procédé de fabrication d'un panneau comportant de tels raidisseurs 14 est similaire au procédé qui vient d'être décrit et le dispositif est adapté à ces portions en saillie verticales transversales.
Pour cela, le dispositif comporte plusieurs inserts 30 alignés longitudinalement qui sont décalés longitudinalement pour permettre de former les portions en saillie verticales transversales.
L'insert comporte en outre des rainures transversales 60 représentées à
la figure 2, qui permettent le positionnement longitudinal des inserts 20 sur le support 30 et dans lesquelles des orifices d'injection débouchent pour l'injection de la résine.

Claims (12)

REVENDICATIONS
1. Un procédé de réalisation d'un panneau composite auto-raidi comportant une peau externe et des raidisseurs, chaque raidisseur comportant une portion de liaison du raidisseur à la peau externe, et au moins une portion faisant saillie par rapport à la portion de liaison, le procédé comportant:
une étape de drapage de couches de fibres destinées à former les raidisseurs sur au moins un insert de forme complémentaire à la forme définitive des raidisseurs, de manière que chaque couche de fibres destinée à former un raidisseur comporte une portion de liaison et une portion faisant saillie vers le bas par rapport à la portion de liaison, une étape de drapage d'une couche de fibres destinée à former la peau externe sur les couches de fibres destinées à former les raidisseurs, et une étape consistant à solidariser simultanément toutes les couches de fibres par une matrice, dans lequel, lors des étapes de drapage des couches de fibres destinées à
former les raidisseurs et la peau externe, les couches de fibres ne sont pas imprégnées de matrice, dans lequel l'étape de solidarisation comporte une phase d'injection de ladite matrice puis une phase de durcissement de ladite matrice, et dans lequel la phase d'injection de la matrice consiste à injecter la matrice du bas vers le haut.
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel l'étape de solidarisation consiste à positionner au moins l'un parmi un tissu de démoulage, un feutre de drainage d'air, une tôle de lissage et un sac à vide sur la couche de fibres destinée à
former la peau externe avant la phase d'injection de ladite matrice.
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le panneau comporte des accessoires métalliques fixés à au moins un des éléments pris parmi les raidisseurs et la peau externe, dans lequel le procédé comporte une étape de mise en place des accessoires métalliques simultanée à l'étape de drapage des couches de fibres destinées à
former les raidisseurs.
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l'étape de drapage des couches de fibres destinées à former les raidisseurs sur ledit au moins un insert est suivie d'une étape de positionnement de chaque insert recouvert par la couche de fibres associée sur un support de moulage.
5. Procédé selon la revendication 4, dans lequel l'étape de positionnement consiste à positionner les inserts recouverts par les couches de fibres destinées à former les raidisseurs de manière adjacente les uns des autres.
6. Un dispositif de mise en oeuvre d'un procédé défini selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, qui comporte un support de moulage sur lequel les couches de fibres destinées à former les raidisseurs et la peau externe sont drapées, par l'intermédiaire desdits inserts, le dispositif comportant des moyens de positionnement longitudinalement et/ou transversalement de chaque insert sur le support de moulage.
7. Dispositif selon la revendication 6, dans lequel lesdits moyens de positionnement consistent en un système à clavettes.
8. Dispositif selon la revendication 6 ou 7, dans lequel le support comporte une face supérieure horizontale qui comporte des rainures coopérant avec les moyens de positionnement de chaque insert et des orifices d'injection de ladite matrice de liaison des couches de fibres destinées à former les raidisseurs et la peau externe.
9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, dans lequel chaque insert est de forme parallélépipédique d'orientation principale longitudinale et de section rectangulaire selon un plan vertical transversal.
10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 6 à 9, dans lequel le support est réalisé en un matériau à faible coefficient de dilatation.
11. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 6 à 10, dans lequel chaque insert est réalisé en un matériau à fort coefficient de dilatation.
12. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 6 à 11, en combinaison avec la revendication 3, comportant des moyens de positionnement longitudinalement et/ou transversalement de chaque accessoire sur le support.
CA2874937A 2012-05-29 2013-05-27 Panneau composite auto-raidi et procede de realisation Active CA2874937C (fr)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1254925A FR2991228B1 (fr) 2012-05-29 2012-05-29 Procede et dispositif de realisation d'un panneau composite auto-raidi
FR1254925 2012-05-29
PCT/FR2013/051159 WO2013178917A1 (fr) 2012-05-29 2013-05-27 Panneau composite auto-raidi et procede de realisation

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CA2874937A1 CA2874937A1 (fr) 2013-12-05
CA2874937C true CA2874937C (fr) 2021-02-16

Family

ID=47080618

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CA2874937A Active CA2874937C (fr) 2012-05-29 2013-05-27 Panneau composite auto-raidi et procede de realisation

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10105938B2 (fr)
CN (1) CN104428127A (fr)
CA (1) CA2874937C (fr)
FR (1) FR2991228B1 (fr)
GB (1) GB2520438B (fr)
RU (1) RU2014152719A (fr)
WO (1) WO2013178917A1 (fr)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102012109231B4 (de) * 2012-09-28 2018-01-04 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Integrale Verstärkungselemente
FR2999970B1 (fr) 2012-12-20 2015-06-19 Airbus Operations Sas Procede de realisation d'une preforme textile a fibres continues par circulation d'un flux de gaz chaud a travers un ensemble fibreux
FR3015347B1 (fr) * 2013-12-19 2016-06-24 Aerolia Dispositif et procede de fabrication d'un panneau auto-raidi en materiau composite
CN105619833B (zh) * 2014-10-28 2018-03-02 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种防止蜂窝回缩的成型方法
CN105415700A (zh) * 2015-11-30 2016-03-23 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种用于曲面的工艺垫板使用方法
GB201704890D0 (en) * 2017-03-28 2017-05-10 Composite Tech And Applications Ltd A tool for manufacturing a composite component
CN110978536B (zh) * 2019-10-29 2021-12-17 泰兴市康威塑业有限公司 一种塑胶件热保压设备
US20210237370A1 (en) * 2020-02-04 2021-08-05 The Boeing Company Composite Assembly with Integrally Formed Panels and Stiffeners
US11958216B2 (en) 2021-12-17 2024-04-16 Rohr, Inc. Modular tooling systems and methods

Family Cites Families (101)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2080771A (en) 1934-08-22 1937-05-18 Celanese Corp Selvedging mechanism for circular looms
US2748028A (en) 1951-07-11 1956-05-29 Atlas Powder Co Glass fiber product and process
BE605795A (fr) 1960-07-08
US3128322A (en) 1960-10-25 1964-04-07 Hercules Powder Co Ltd Method of molding
NL298243A (fr) 1962-10-04
US3264392A (en) 1962-10-26 1966-08-02 John F Taplin Method of making rolling seal diaphragms
US3559836A (en) 1969-09-17 1971-02-02 Cambridge Wire Cloth Wire cloth tray
US3705606A (en) 1969-12-03 1972-12-12 Rueti Ag Maschf Rotating disk arrangement on a wave-type loom
GB1356545A (en) 1971-04-23 1974-06-12 Statni Vyzkumny Ustav Textilni Weaving machine for manufacturing a partly woven and partly knitted textile fabric
US3943980A (en) 1972-09-20 1976-03-16 Hitco Multi-ply woven article having double ribs
US3813739A (en) 1972-10-20 1974-06-04 Avco Corp Method of and apparatus for making hollow 3-d material
US4019540A (en) 1976-03-12 1977-04-26 Mcdonnell Douglas Corporation Loom for producing three dimensional weaves
US4045986A (en) 1976-04-05 1977-09-06 T.I. Superform Forming ductile materials
US4192638A (en) 1976-05-17 1980-03-11 Gerard Lezier Molding device having heat transfer chambers insulated from each other for molding expandable thermoplastic resin particles
US4229497A (en) 1977-11-03 1980-10-21 Maso-Therm Corporation Composite module with reinforced shell
FR2440831A1 (fr) * 1978-11-07 1980-06-06 Dassault Avions Panneaux a base de fibres a haute resistance, particulierement applicables a la construction des avions
US4388951A (en) 1979-09-27 1983-06-21 Bentley Weaving Machinery Limited Weaving looms having rotary shed forming drums and beat up mechanisms therefor
CH645418A5 (de) 1980-03-27 1984-09-28 Rueti Ag Maschf Einrichtung zur fuehrung eines mittels eines stroemenden fluidums angetriebenen schussfadens im webfach einer webmaschine.
US4379101A (en) 1980-06-04 1983-04-05 Allen Industries, Inc. Forming apparatus and method
FR2542666B1 (fr) 1983-03-17 1986-06-20 Saint Gobain Isover Panneaux composites moules
DE3325591C2 (de) 1983-07-15 1984-11-15 Lindauer Dornier Gmbh, 8990 Lindau Anordnung zur Entlastung der Antriebsmechanismen an Webmaschinen
US4921561A (en) 1984-10-18 1990-05-01 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Process for manufacturing embossed articles of synthetic resin
GB2168002B (en) 1984-12-06 1988-06-08 Rolls Royce Composite material manufacture
US4671470A (en) 1985-07-15 1987-06-09 Beech Aircraft Corporation Method for fastening aircraft frame elements to sandwich skin panels covering same using woven fiber connectors
US4946526A (en) 1987-10-29 1990-08-07 Ltv Aerospace And Defense Company Method for compression molding of laminated panels
US4988469A (en) 1988-11-21 1991-01-29 United Technologies Corporation Method of fabricating fiber reinforced composite articles by resin transfer molding
US5080142A (en) 1989-04-06 1992-01-14 Hitco Integrally woven multi-apertured multi-layer angle interlock fabrics
US4943222A (en) 1989-04-17 1990-07-24 Shell Oil Company Apparatus for forming preformed material
DE69017620T2 (de) 1989-12-21 1995-09-21 Jsp Corp Pressform und ihre Verwendung in einem Verfahren zum Herstellen von formgeschäumten Artikeln.
FR2673571B1 (fr) 1991-03-07 1994-09-16 Acb Procede de fabrication d'un stratifie constitue de renforts fibreux impregnes de resine thermodurcissable.
IT1252804B (it) 1991-09-24 1995-06-28 Tcnotessile Centro Ricerche S Dispositivo per la movimentazione dei fili di ordito
US5224519A (en) 1991-09-26 1993-07-06 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Method and apparatus for weaving a woven angle ply fabric
IT1251683B (it) 1991-10-11 1995-05-19 Dima Ricerche Tecnolog Srl Tessuto tetrassiale e macchina di tessitura per la sua fabbricazione
FR2687173B1 (fr) * 1992-02-11 1995-09-08 Aerospatiale Procede pour la realisation d'une armature de fibres pour piece de matiere composite, et piece composite comportant une telle armature.
US5820801A (en) 1992-05-12 1998-10-13 The Budd Company Reinforced thermoplastic molding technique method
IT1262970B (it) * 1992-08-03 1996-07-23 Alenia Aeritalia & Selenia Sistema per la realizzazione distrutture in fibra di carbonio, e procedimento per detto, particolarmente idoneo per applicazioni aeronautiche.
GB9300304D0 (en) 1993-01-08 1993-03-03 Short Brothers Plc A three dimensional yarn structure
US5429066A (en) 1994-01-14 1995-07-04 Compsys, Inc. Composite structures and method of making composite structures
US5908591A (en) 1994-01-14 1999-06-01 Compsys, Inc. Method for making composite structures
GB9416721D0 (en) 1994-08-18 1994-10-12 Short Brothers Plc A bias yarn assembly forming device
US5695848A (en) 1994-12-21 1997-12-09 Nicofibers, Inc. Panel formed from molded fiberglass strands
DE19536675C1 (de) 1995-09-30 1997-02-20 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung von großflächigen Bauelementen nach dem RTM-Verfahren
US5771944A (en) 1997-02-28 1998-06-30 Saint Hut Co., Ltd. Circular weaving loom with transverse heddle shifting apparatus
US5863452A (en) 1997-04-17 1999-01-26 Northrop Grumman Corporation Isostatic pressure resin transfer molding
US5954917A (en) 1997-06-02 1999-09-21 Boeing North American, Inc. Automated material delivery system
US6187033B1 (en) 1997-09-04 2001-02-13 Meadox Medicals, Inc. Aortic arch prosthetic graft
US6159239A (en) 1998-08-14 2000-12-12 Prodesco, Inc. Woven stent/graft structure
SE512568C2 (sv) 1998-08-31 2000-04-03 Texo Ab Skaftramsvävmaskin med varptrådsuppsättningar i två skikt samt två varptrådsuppsättningar i vändvecksskikt
FR2791365B1 (fr) 1999-03-22 2001-06-22 Hexcel Fabrics Tissu en biais, procede de fabrication et metier a tisser pour la fabrication en continu d'un tel tissu
GB9916157D0 (en) 1999-07-10 1999-09-08 British Aerospace Method for manufacturing a filled hollow fibre composite mate rial
DE10013409C1 (de) 2000-03-17 2000-11-23 Daimler Chrysler Ag Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von faserverstärkten Bauteilen mittels eines Injektionsverfahrens
GB2364266B (en) 2000-07-04 2004-04-28 Kevin John Channer Improvements in and relating to the moulding of composite materials
JP2002159389A (ja) 2000-11-06 2002-06-04 Vizcara Amalingan Victorina 枕を作る方法
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
US6315007B1 (en) 2001-03-23 2001-11-13 3Tex, Inc. High speed three-dimensional weaving method and machine
US6497190B1 (en) 2001-05-29 2002-12-24 Compsys, Inc. Conformable composite structural member and method therefor
US6712099B2 (en) 2001-06-15 2004-03-30 Lockheed Martin Corporation Three-dimensional weave architecture
US6811733B2 (en) 2001-11-13 2004-11-02 The Boeing Company Resin transfer molding multi-part/shim tooling (RTM-MPST)
FR2840626B1 (fr) 2002-06-06 2004-09-03 Eads Launch Vehicles Procede de lacage selectif de fils sur des preformes textiles multidimensionnelles et dispositif pour sa mise en oeuvre
US6779757B2 (en) 2002-06-28 2004-08-24 Lockheed Martin Corporation Preforms for acute structural edges
US20040016084A1 (en) 2002-07-25 2004-01-29 Tim Yarboro Positive expansion/contraction comb system for wide beam weaving
US7326044B2 (en) 2003-05-05 2008-02-05 Ortho-Active Holdings Inc. Rapid thermoform pressure forming process and apparatus
US7625618B1 (en) 2003-05-15 2009-12-01 Rohr, Inc. Advanced composite aerostructure article having a braided co-cured fly away hollow mandrel and method for fabrication
FR2861143B1 (fr) 2003-10-20 2006-01-20 Snecma Moteurs Aube de turbomachine, notamment aube de soufflante et son procede de fabrication
DE102004025704A1 (de) 2004-05-26 2005-12-15 Kiersch Composite Gmbh Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen von faserverstärkten Kunststoff-Bauteilen
DE102004045398B3 (de) 2004-09-18 2006-05-04 Faurecia Innenraum Systeme Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Bauteils aus zumindest zwei Schichten sowie eine Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
US7837147B2 (en) 2005-03-18 2010-11-23 The Boeing Company Systems and methods for reducing noise in aircraft fuselages and other structures
US8601694B2 (en) 2008-06-13 2013-12-10 The Boeing Company Method for forming and installing stringers
US7178558B2 (en) 2005-04-25 2007-02-20 Massachusetts Institute Of Technology Modular weaving for short production runs
DE502006005933D1 (de) 2005-10-06 2010-03-04 Textilma Ag Verfahren und nadelbandwebmaschine zum weben eines bandes
US7413999B2 (en) 2005-11-03 2008-08-19 Albany Engineered Composites, Inc. Corner fitting using fiber transfer
FR2893532B1 (fr) 2005-11-23 2008-02-15 Messier Dowty Sa Sa Procede de fabrication d'une chape sur un element structural en materiau composite, notamment une bielle
EP2006076B1 (fr) 2006-03-31 2015-11-18 Airbus Operations S.L. Procédé de fabrication de structures en matériau composite à l'aide d'un outillage pliable
FR2901240B1 (fr) 2006-05-17 2009-01-09 Airbus France Sas Poutre interne composite pour renforcer la structure d'un aeronef
GB0619512D0 (en) 2006-10-03 2006-11-15 Airbus Uk Ltd Fitting
FR2907803B1 (fr) 2006-10-27 2009-01-23 Airbus France Sas Systeme de tissage d'un angle continu
FR2907800B1 (fr) 2006-10-27 2009-03-20 Airbus France Sas Tissage tridimensionnel surfacique
US7854874B2 (en) 2006-11-20 2010-12-21 The Boeing Company Apparatus and methods for forming hat stiffened composite parts using thermally expansive tooling cauls
FR2916417B1 (fr) 2007-05-23 2009-07-24 Airbus France Sas Element structural d'aeronef situe a l'interface entre une aile et le fuselage
US7861969B2 (en) 2007-05-24 2011-01-04 The Boeing Company Shaped composite stringers and methods of making
DE102007026099A1 (de) 2007-06-05 2008-12-11 Airbus Deutschland Gmbh Vorrichtung und Verfahren zum Bearbeiten einer Faserverbundstruktur
US20080302912A1 (en) 2007-06-08 2008-12-11 The Boeing Company Bladderless Mold Line Conformal Hat Stringer
US20100275764A1 (en) 2007-12-28 2010-11-04 Egres Jr Ronald G Fabric architectures for improved ballistic impact performance
FR2929165B1 (fr) 2008-03-31 2013-02-15 Airbus France Procede d'obtention d'une preforme de fibres et dispositif a faible inertie thermique pour sa mise en oeuvre
US9238335B2 (en) 2008-07-10 2016-01-19 The Boeing Company Mandrel for autoclave curing applications
FR2942165B1 (fr) * 2009-02-16 2016-01-29 Airbus France Procede de fabrication d'un panneau raidi en materiau composite
AT508169A1 (de) 2009-04-16 2010-11-15 Facc Ag Spant und verfahren zur herstellung eines solchen spants
DE102009002697B4 (de) 2009-04-28 2014-02-27 Airbus Operations Gmbh Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
US8082761B2 (en) 2009-07-16 2011-12-27 Stoneferry Technology, LLC Method of forming integrated multilayer fabrics
US8262969B2 (en) * 2009-10-09 2012-09-11 Spirit Aerosystems, Inc. Apparatus and method for manufacturing an aircraft stringer
US8545650B2 (en) 2009-12-08 2013-10-01 The Boeing Company Method of repairing a composite structure
CN102753321A (zh) 2010-02-23 2012-10-24 东丽株式会社 预成型体及其制造方法
CA2804960A1 (fr) * 2010-07-13 2012-01-19 Learjet Inc. Structure composite et procede de formation de cette structure
WO2012027544A2 (fr) * 2010-08-25 2012-03-01 University Of Delaware Systèmes et procédés de régulation de la perméabilité dans des procédés de perfusion sous vide
WO2012114933A1 (fr) 2011-02-24 2012-08-30 東レ株式会社 Appareil de fabrication de préformes, procédé de fabrication et préforme fabriquée par ce procédé
FR2972997B1 (fr) 2011-03-25 2013-05-10 Airbus Operations Sas Raccordement d'un fuselage a une voilure d'aeronef
DE102012207950A1 (de) * 2012-05-11 2013-11-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, Stützkern sowie Faserverbundbauteil
FR2993814B1 (fr) 2012-07-26 2015-03-20 Airbus Operations Sas Dispositif pour la fabrication d'une piece composite comportant une cloche et procede associe
FR2999970B1 (fr) 2012-12-20 2015-06-19 Airbus Operations Sas Procede de realisation d'une preforme textile a fibres continues par circulation d'un flux de gaz chaud a travers un ensemble fibreux
FR3014841B1 (fr) 2013-12-17 2017-12-08 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un corps d'attache moteur en partie realise d'une seule piece avec une nervure interieure de rigidification d'un caisson de mat d'accrochage
FR3015431B1 (fr) 2013-12-19 2017-12-15 Airbus Operations Sas Structure primaire de mat d'accrochage renforcee.

Also Published As

Publication number Publication date
FR2991228B1 (fr) 2015-03-06
US20150165744A1 (en) 2015-06-18
GB2520438A (en) 2015-05-20
FR2991228A1 (fr) 2013-12-06
RU2014152719A (ru) 2016-07-20
US10105938B2 (en) 2018-10-23
GB201421210D0 (en) 2015-01-14
WO2013178917A1 (fr) 2013-12-05
CN104428127A (zh) 2015-03-18
GB2520438B (en) 2017-07-26
CA2874937A1 (fr) 2013-12-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2874937C (fr) Panneau composite auto-raidi et procede de realisation
EP2878427B1 (fr) Procédé de fabrication d'une pièce en matériau sandwich et pièce réalisée suivant un tel procédé
CA2803974C (fr) Procede de realisation d'un caisson central de voilure
EP2268474B1 (fr) Pièce structurale courbe en matériau composite et procédé de fabrication d'une telle pièce
EP2662280B1 (fr) Poutre ventrale d'un aéronef
FR2943944A1 (fr) Procede de fabrication d'un panneau raidi en materiau composite a matrice thermoplastique et panneau ainsi obtenu
EP1841584B1 (fr) Procede de fabrication d'une piece multicouche avec une zone locale souple, destinee par exemple a servir d'habillage interieur pour un vehicule automobile
FR2768076A1 (fr) Procede de realisation d'une zone rigidifiee formant insert dans un panneau composite du type sandwich, et panneau comprenant une telle zone
FR3025740A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece d'habillage de vehicule
EP3530444B1 (fr) Procede de fabrication d'un caisson central de voilure a partir de profiles realises par formage a pression elevee et a basse temperature et caisson central de voilure obtenu a partir de la mise en oeuvre dudit procede
FR2985213A1 (fr) Panneau composite auto-raidi et procede de realisation
EP3344524B1 (fr) Procédé d'assemblage de panneaux d'une structure sandwich en matériaux composites, de durée réduite
EP3536489B1 (fr) Système et procédé de fabrication de pièces thermoplastiques structurelles
WO2016135103A1 (fr) Panneau composite renforcé
FR3081761A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece en matiere composite
EP3827972B1 (fr) Procédé de fabrication d'une pièce thermoplastique composite et pièce obtenue
FR3061070A1 (fr) Procede de realisation d’un panneau auto raidi en materiaux composites et panneau obtenu par ledit procede
FR2961579A1 (fr) Panneau structural a raidissement integre
EP2578383B1 (fr) Procédé et dispositif pour la réalisation d'un trou à bord tombé dans un panneau composite
FR2952906A1 (fr) Structure de plancher d'aeronef et procede pour sa fabrication
FR2965747A1 (fr) Procede de fabrication d'un raidisseur en materiau composite
EP3365162B1 (fr) Procédé pour la réalisation à plat d'une préforme composite complexe
FR3037891A1 (fr) Systeme d'absorption de choc ameliore et son procede de fabrication
FR3087188A1 (fr) Panneau structural raidi pour aeronef, presentant une conception amelioree
FR3040679A1 (fr) Procede d'assemblage de panneaux d'une structure sandwich en materiaux composites, de duree reduite.

Legal Events

Date Code Title Description
EEER Examination request

Effective date: 20180511