CN101583479B - 具有集成金属配件的热塑性复合零件及其制作方法 - Google Patents

具有集成金属配件的热塑性复合零件及其制作方法 Download PDF

Info

Publication number
CN101583479B
CN101583479B CN200780050194.4A CN200780050194A CN101583479B CN 101583479 B CN101583479 B CN 101583479B CN 200780050194 A CN200780050194 A CN 200780050194A CN 101583479 B CN101583479 B CN 101583479B
Authority
CN
China
Prior art keywords
stacked
metal fittings
lamella
mould
laminate
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
CN200780050194.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101583479A (zh
Inventor
A·M·鲁宾
R·D·威尔克尔松
J·R·福克斯
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
Publication of CN101583479A publication Critical patent/CN101583479A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101583479B publication Critical patent/CN101583479B/zh
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
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/34—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
    • 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
    • B29C70/50—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of indefinite length, e.g. prepregs, sheet moulding compounds [SMC] or cross moulding compounds [XMC]
    • 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
    • B29C70/50—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of indefinite length, e.g. prepregs, sheet moulding compounds [SMC] or cross moulding compounds [XMC]
    • B29C70/52—Pultrusion, i.e. forming and compressing by continuously pulling through a die
    • B29C70/525—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations
    • 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
    • B29C70/545—Perforating, cutting or machining during or after 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
    • B29C70/68—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
    • 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
    • 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
    • B29D99/0003—Producing profiled members, e.g. beams
    • B29D99/0007—Producing profiled members, e.g. beams having a variable cross-section
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/04—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
    • B32B15/08—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material of synthetic resin
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
    • B32B27/06—Layered products comprising a layer of synthetic resin as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
    • B32B27/08—Layered products comprising a layer of synthetic resin as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material of synthetic resin
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
    • B32B27/28—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising synthetic resins not wholly covered by any one of the sub-groups B32B27/30 - B32B27/42
    • B32B27/285—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising synthetic resins not wholly covered by any one of the sub-groups B32B27/30 - B32B27/42 comprising polyethers
    • 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
    • B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
    • B32B27/28—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising synthetic resins not wholly covered by any one of the sub-groups B32B27/30 - B32B27/42
    • B32B27/286—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising synthetic resins not wholly covered by any one of the sub-groups B32B27/30 - B32B27/42 comprising polysulphones; polysulfides
    • 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
    • B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
    • B32B27/28—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising synthetic resins not wholly covered by any one of the sub-groups B32B27/30 - B32B27/42
    • B32B27/288—Layered products comprising a layer of synthetic resin comprising synthetic resins not wholly covered by any one of the sub-groups B32B27/30 - B32B27/42 comprising polyketones
    • 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
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form
    • B32B3/02—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions
    • B32B3/08—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions characterised by added members at particular parts
    • B32B3/085—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions characterised by added members at particular parts spaced apart pieces on the surface of a layer
    • 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
    • B29K2101/00—Use of unspecified macromolecular compounds as moulding material
    • B29K2101/12—Thermoplastic materials
    • 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
    • B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
    • B32B2262/10—Inorganic fibres
    • B32B2262/101—Glass fibres
    • 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
    • B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
    • B32B2262/10—Inorganic fibres
    • B32B2262/106—Carbon fibres, e.g. graphite fibres
    • 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
    • B32B2605/00—Vehicles
    • B32B2605/003—Interior finishings
    • 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
    • B32B2605/00—Vehicles
    • B32B2605/18—Aircraft
    • 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

Landscapes

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

Abstract

使用连续压模工艺制造具有集成金属配件(342、343、350)的热塑性复合零件。自动设备或手工层叠被用于将复合材料片层和金属配件排列成多层堆叠。每个堆叠包含所有片层，这些片层包括片层组合区域，这些片层在适当位置粘附在一起以保持取向和位置。多重层叠可从每个堆叠中被切出。层叠(345)被放置到包含零件特征的模具内且通过预成型工作台被连续供应，该层叠在预成型工作台被预成型为成品零件的近似形状。预成型之后，模具被逐渐移动穿过固结工作台，压缩压力机(354、356)在固结工作台挤压模具的连续部分以形成具有集成金属配件的单一整体式热塑性复合层压板零件，该单一整体式热塑性复合层压板零件可包括具有不同厚度的区域。

Description

具有集成金属配件的热塑性复合零件及其制作方法
技术领域
本公开一般涉及制造复合材料零件的工艺，并且更具体地涉及使用连续零件成形工艺制造具有集成金属配件的热塑性复合零件的方法。
背景技术
存在许多工艺用于制造热塑性复合(TPC)层压板(laminate)。除了诸如压制、冲压和压热成形等不连续工艺外，存在诸如挤压、拉挤、轧制以及压模等连续工艺。最近，已经发展出了使用连续压模(CCM)工艺生产连续长度的TPC零件的工艺，这些TPC零件具有沿它们长度变化的厚度和/或曲率。
将金属配件附连到层压板结构的需求增加了对在连续工艺中制造TPC层压板结构和零件的挑战。例如在航空工业中，金属配件可用于将层压板结构附连到飞行器的其它零件，或增强需要额外刚度的层压板结构的区域。过去，金属配件首先被形成为分离的特征，然后使用紧固装置接合为层压板结构。这种将金属配件附加到层压板结构和零件的方法一般不划算、需要额外的时间和材料并且给飞行器增加了重量。在TPC和金属配件之间形成结合接头的工艺是存在的，然而这些结合接头必须在烤箱或高压锅内加工，能被加工的零件长度由于可买到的设备的容量大小而受到限制。
因此，存在对在连续工艺中生产具有集成金属配件的TPC结构和零件的方法的需求。本公开的实施例的目的是满足这种需求。
发明内容
本公开的实施例提供使用连续制造工艺制造具有集成金属配件的热塑性复合层压板零件的方法。所述零件可具有定制的和/或变化的厚度以及曲率。所述工艺利用自动设备或手动层叠以将零件或组件排列成多层堆叠(stack)。每个堆叠包含所有层压板片层，这些片层(ply)包括片层组合区域，这些片层在合适位置被粘附在一起以保持取向和位置。提供固结模具(tooling)，所述固结模具包含所有必需的零件特征并且与定制的多重片层堆叠协调以形成潜在地具有不同厚度的区域的单一整体式复合层压板。由上述方法形成的具有集成金属配件的复合零件可广泛用于各种应用，例如汽车和航空航天应用。
根据本公开的实施例，提供用于制造具有集成金属配件的热塑性复合层压板结构的方法。所述方法包括以下步骤：形成包括热塑性复合材料的多重片层堆叠和至少一个金属配件的层叠；供应所述层叠穿过压力机；以及，使用所述压力机固结所述片层和所述配件。在所述金属配件和一个所述片层之间引入热塑性材料的薄膜以改善结合。所述堆叠的所述片层可被粘附起来以便在制造工艺期间保持它们的相对取向。在所述金属配件和所述层压板结构之间的接合件(joint)可以采用各种形式，包括双搭接头、嵌接(scarf)、台阶搭接以及槽接(rabbet)，仅举几个例子。包括所述金属配件的所述层叠被放置在模具之间，所述模具被连续移动通过预成型操作和固结操作。在所述预成型操作中所述层叠被预成型为所述层压板结构的所述近似形状。预成型后，所述片层和金属配件在压缩压力机中被固结。
根据另一个实施例，提供用于在连续工艺中制造具有金属配件的热塑性复合层压板零件的方法。所述方法包括以下步骤：排列热塑性复合材料的多重片层；提供用于所述零件的金属配件；形成多个层叠，每个层叠包括被排列的所述片层和至少一个所述金属配件；将每个所述层叠预成型为所述零件的近似形状；以及，通过逐渐移动所述层叠穿过连续压模压力机来固结所述片层和所述金属配件。所述片层被配置为在每个所述堆叠的所述金属配件与层压板片层之间形成所选择几何形状的结合件。包含所述金属配件的所述层叠被放置在模具之间，所述模具被配置为在所述固结工艺期间将特征赋予预成型的所述层叠。在固结工艺期间预成型的所述层叠被至少加热到所述片层材料中的基体树脂成分的自由流动温度。所述金属配件被清洗且随后被涂漆，接着施加树脂薄膜到所述配件的涂漆表面，以便改善结合。
根据另一个实施例，通过连续制造工艺来生产热塑性层压板零件，每个零件具有至少一个集成金属配件。所述工艺包括以下步骤：形成多个层叠，每个层叠包括热塑性复合材料的多重片层和至少一个金属配件的粘附堆叠；在每个所述层叠之上放置一组模具；连续移动所述层叠穿过预成型工作台；将预成型工作台处的每个所述层叠预成型为所述零件的近似形状；连续移动带有预成型的所述层叠的所述模具穿过压力机；以及，随着所述模具移动穿过所述压力机，通过压缩所述模具的接续部分来固结所述配件和所述层叠内的所述片层。可以通过排列和粘附所述片层来形成所述层叠，使得所述片层彼此之间以及与所述金属配件之间保持固定关系。包含所述层叠的所述模具被逐渐移动穿过所述压力机，使得所述压力机固结所述层叠的接续部分。
当结合附图和随附的权利要求进行考虑时，所公开的实施例的其它特征、好处和优点在随后的实施例描述中将会变得明显。
附图说明
图1是根据本公开的实施例形成的热塑性复合层压板的组合分解和透视图。
图2是用于形成定制的多层堆叠的传送机台的透视图。
图3是图2中形成的定制的多层堆叠的一个示例的透视图。
图4描述了用于形成图1中热塑性复合层压板的固结结构的预成型区和固结区。
图5是图4中固结结构的预成型区的透视图。
图6是逻辑流程图，该逻辑流程图描述了根据图2-图5用于形成图1中热塑性复合层压板的优选方法。
图7a-图7f是描述根据本公开的实施例形成的弯曲的热塑性复合层压板零件的一个示例的透视图。
图8是热塑性复合材料的定制的多层堆叠的透视图，其中从堆叠中切出三个弯曲零件坯体。
图9是根据本公开的实施例用于形成弯曲热塑性复合零件的模具的透视图。
图10是用于将特征赋予弯曲热塑性复合零件的弯曲模具的透视图。
图11是图10中示出的模具的仰视图。
图12是示出被接收在模具的两部分之间的一部分弯曲复合零件的断片横截面图。
图13是热塑性复合I形截面梁的分解横截面视图，其示出与用于压紧层压板片层的模具和机器压模的操作关系。
图14是在生产弯曲复合零件的方法中使用的预成型结构和一部分紧致压力机的透视图。
图15是类似于图14的视图，但示出了预成型结构和压力机的相对侧。
图16是通过压力机所做的截面图，示出了使用固结模具(tooling)压缩预成型零件的模(die)。
图17是压力机的一部分的断片图，示出了与用于生产具有常曲率的零件的模具套筒相关的弯曲模子。
图18是类似于图17的视图，但示出了用于生产具有非均匀曲率的零件的模具套筒。
图19-图23是在热塑性复合层压板和金属配件之间形成的不同接合件的横截面图。
图24是根据本公开的实施例用在制造具有集成金属配件的热塑性复合层压板的方法中的步骤的图解视图。
图25是具有位于固结模具之间的集成金属配件的层压板结构的横截面图。
图26是示出了要供给连续压模机的层叠和固结模具的透视图。
具体实施方式
本公开的实施例提供在连续工艺中形成具有一个或多个集成金属配件的热塑性复合(“TPC”)层压板结构或零件的新型制造方法。TPC结构沿它们长度可具有变化的或定制的厚度和/或曲率。本实施例广泛适用于各种潜在应用，包括例如航天工业。优选的实施例理想地适于形成飞行器机身的支撑框架内的热塑性复合加强构件。热塑性复合加强构件的潜在示例包括但不局限于机身蒙皮、机翼蒙皮、控制表面、门板以及观察板。加强构件包括但不局限于龙骨梁、横梁以及甲板梁。
现在参考图1，热塑性复合层压板(此处为具有定制的和变化的厚度的区域t1和t2的热塑性复合层压板横梁20)被描述为具有腹板区域22，腹板区域22在每一端都被连接到各自成对的盖区域24上。通过将一对非均匀厚度的粘附的多层片层板堆叠76与一对热塑性复合填充物熔核26以及进一步与一对均匀厚度的粘附的多层片层板堆叠74固结，腹板区域22和成对的盖区域24被形成为单个集成的层压板结构。虽然板堆叠76被示为包括两个片层，但应该理解的是，根据应用，板堆叠74和76的每一个可包括任意数量的片层。还应该理解的是，在图1中被示为具有均匀厚度和一个片层的盖区域24可类似地具有变化厚度的区域和/或多个片层。
在可替代的版本中(未示出)，通过以类似与此处描述的方法将一个或多个均匀或非均匀的粘附的多层片层板74、76与热塑性复合材料30的任一个或多个单片层(在图2和图3中示为32)、热塑性材料30的一个或多个局部片层(在图3中示为34)或一个或多个均匀或非均匀厚度的粘附的多层堆叠74、76及其任意结合固结起来，可以替代性地形成诸如横梁20的热塑性复合层压板。此外，一个或多个填充物熔核26也可以以其组合形式被用于形成热塑性复合层压板20的进一步可选的版本，用于形成如图1所示的热塑性复合横梁20的方法在下面结合图2-图6更具体地来描述。
用于片层32、34的热塑性材料30包括热塑性基体聚合物(在图3中示为40)，诸如聚醚醚酮(“PEEK”)、聚醚酮酮(“PEKK”)、聚苯硫醚(“PPS”)、聚醚酰亚胺(“PEI”)，其优选用诸如玻璃(s型或e型)或碳素纤维的纤维成分(在图3中示为38)进行加强。根据具体应用，热塑性材料30的每个片层32、34内的纤维38可以是单向的或非均匀排列的。如本领域技术人员所认识到的，基体树脂40内纤维38的相对类型、厚度、数量以及被用于每个片层32、34的基体树脂的类型可根据许多因素极大地改变，这些因素包括热塑性复合层压板20的成本以及最终所需的物理和机械特性。此外，一个片层32、34中的单向纤维相对于另一个片层32、34的相对取向也可影响热塑性复合层压板20的机械特性。
借助挤压或其它熟知的成型工艺，可以优选由与热塑性材料30兼容的热塑性材料37形成熔核26。优选地，熔核26的基体树脂成份42与材料30的基体树脂成份40相同。此外，填充物熔核26可使用与热塑性材料30中包含的纤维38相似的纤维44。
现在参考逻辑流程图(图6)和工艺图(图2-5)，用于形成图1中的TPC层压板横梁20的方法从步骤150开始，该步骤提供热塑性材料36的预成型片层32、34和预成型填充物熔核26，预成型片层32、34和预成型填充物熔核26都被保留在滚筒46或其它保留装置上。
接下来，在步骤160，热塑性材料36的多重片层32、34以所需构形被堆叠起来，以便使用手工层叠或自动工艺形成非均匀厚度或均匀厚度的未粘附的多层片层板堆叠58或60。
在自动工艺中，如图2所示，热塑性材料的多个片层32或34(图3)从滚筒46上铺展到传送机台48上以形成被排列的多层非均匀厚度或均匀厚度的多层片层堆叠58或60。滚筒46可位于一端50或沿传送机台48的侧边52、54以便相对另一个邻近片层32、34以特定取向放置相应的片层32、34。因此，例如完整片层32的下层可被放置为具有沿一个方向延伸的单向纤维38，而下一个相应的上完整片层32可具有以另一个方向(例如，相对于下片层32成45度或90度)放置的单向纤维38。位于传送机台48之上的激光投影仪56确保局部或部分片层34和/或袋区(pocket)36相对于完整片层32的正确定位。
图3中示出根据图2的工艺制造的未粘附、非均匀厚度的多层板堆叠58的示例，其示出了多种完整片层或部分片层32、34并进一步示出在片层32、34之间生成的袋区36。此外，图3示出了具有相互之间以90度的相对取向放置的单向纤维38的部分片层62、64，此处示出了以第一个取向放置的部分片层62(纤维38从前部66延伸到后部68)，而部分片层62以不同的取向(纤维38从侧边70延伸到侧边72)放置。当然，虽然没有示出，片层可具有相互之间处于其它相对取向的纤维38，从相互垂直(也就是0/90布置)到相互平行(也就是0/0布置)以及它们之间的每个可能角度(包括，例如0/30取向、0/60、0、45、90取向等等)。
接着，在步骤170，图2中形成的未粘附的堆叠58、56的各种片层32、34中的一些或全部可在各种预定的位置粘附在一起以形成均匀或非均匀厚度的粘附的多层片层板堆叠74、76。优选地，使用焊铁或超声焊接机(未示出)来将堆叠58、60粘附起来以便形成各自的堆叠74、76，虽然也特别预期本领域技术人员熟知的、用于将热塑性材料的各种片层32、34耦合在一起的其它装置。片层32、34之间的定位焊的数量和位置取决于许多因素，包括但不局限于各种片层32、34以及袋区64的数量和位置。此外，定位焊的数量应足够以形成基本上集成的粘附堆叠74、76，其可以作为单一部分被运输。
在步骤175，粘附堆叠74、76随后可被切成小片，或准备好用于形成诸如图1的横梁20的热塑性复合层压板。
接下来，在步骤180，至少一个均匀或非均匀厚度的粘附堆叠74、76和非均匀厚度的粘附堆叠76、均匀厚度的粘附堆叠74或单一片层32中的至少一个，以及可选的热塑性材料30、37的至少一个填充物熔核26的组合在固结结构78中被熔在一起以形成诸如横梁20的单一集成的热塑性复合层压板。特别被设计用于形成图1的热塑性复合层压板横梁20的一个优选的固结结构78在下面的图4和图5中被描述。
现在参考图4和图5，固结结构78可包括预成型区80和固结区82。在预成型区80，至少一个均匀或非均匀厚度的粘附堆叠74、76、可选的至少一个填充物熔核26以及非均匀厚度的粘附堆叠76、均匀厚度的粘附堆叠74或图2和图3中热塑性材料的单一片层32中的至少一个的组合在连续工艺中以它们正确的方向被载入，且在高温下被预成型为期望的形状以形成预成型零件84。预成型零件84随后退出预成型区80而且进入固结区82，其中预成型零件84被固结以形成诸如在上面图1中描述的横梁20的单一集成的热塑性复合层压板。用于预成型该零件的高温应该足够高以引起粘附堆叠74、76或单一片层32的软化，使得这些层在预成型工艺中可以被弯曲。然而，该高温必须低于基体树脂40、42的聚合物成份具有粘性流体的粘稠度的温度。
现在参考图5，固结结构78的预成型区80包括一对U形的模具通道86，模具通道86具有被间隙90和一对侧边模具板构件92分开的中间部分88。板构件92也可被称为芯棒92。优选地，通道86和侧边模具板构件92由诸如不锈钢等材料形成，这些材料能够应对重复的高热循环。
粘附堆叠74或76的第一对94在各自的中心部分88之间被引入并进入U形通道86的间隙90内。同时，可选的填充物熔核26以及附加的粘附堆叠74或76或片层32沿第一对94的每个凸缘96被引入并进入各自的侧边模具构件92内。为了在接下来的段落中根据图4和图5的图例进行说明，非均匀厚度的粘附堆叠76被示为引入到间隙90内的第一对94。均匀厚度的粘附堆叠74被示为在U形通道86的外部98和相应的侧边模具构件92之间的位置被引入。此外，片层32没有在本说明中被描述。尽管未示出，但U形通道86包括斜坡和其他特征，设计斜坡和其他特征是为了匹配特定材料(此处指非均匀的粘附堆叠76的第一对94)的层压板的厚度变化(对应于图1中的t1和t2)。
随着粘附堆叠74、76和熔核26穿过预成型区80移向固结区82，U形通道86的任一边上的非均匀厚度的粘附堆叠76的第一对94的凸缘96在热和压力作用下远离彼此并朝向U形通道86的各自外部98向外弯曲。因此凸缘96抵顶均匀或非均匀厚度的粘附堆叠76的内侧而平直地耦连起来，其中熔核26位于凸缘96和均匀或非均匀厚度的粘附堆叠76各自的内端之间。预成型区80内的热量足够高以允许非均匀厚度的粘附堆叠76的凸缘96变形，但是低于一定的温度，在该温度下各自的堆叠74、76的基体树脂40、42的聚合物成份和熔核26具有粘性流体的粘稠度。通过由诸如滚筒(未示出)的外部成型装置施加到凸缘96上的压力来开始凸缘96的弯曲。侧边模具板构件92挤压粘附堆叠74向内抵顶边缘96，引起施加到凸缘96上的附加压力，该附加压力辅助弯曲凸缘96。预成型零件84随后准备好移向固结区82。
在图4中最清晰地看到，预成型零件84进入分离的或连接的固结结构102，固结结构102在引导滚筒105上的固结区82内。固结结构102包括一般被标为104的多个标准化模具(tooling)或模(die)，这些模具分别与U形通道86的外表面和侧边模具板构件92匹配。模具104的额外细节随后将参考图13和图16进行讨论。在固结结构102的标准模104和通道86以及板构件92的外表面之间的表面的这种通用性消除了对部分专用的昂贵的匹配模具的需求，也消除了具有不同片层配置的不同预成型零件之间的启动时间。
固结结构102具有脉动结构106，脉动结构106在固结区82内逐渐向前移动预成型零件84且远离预成型区80。当零件84向前移动时，该零件首先进入加热区108，加热区108加热零件到一定温度，该温度允许堆叠74、76的基体树脂40、42的聚合物成份和熔核26的自由流动。接下来，零件84向前移动到加压区112，此时以预定的作用力(压力)全部或分别击落标准模104，该预定的作用力(压力)足够将粘附堆叠74、76的各种片层32、34以及熔核26固结(也就是允许基体树脂自由流动)成所需的形状和厚度，这里形成横梁20的腹板区22和成对的盖区24。每个模104被形成为具有带有绝热器的多个不同温度区。模104实际上不接触零件84，但接触与零件84相对的U形通道86和侧边模具板构件92的外表面。因此，通道86、92的各自内表面压缩抵顶零件84的一部分。压缩可发生在所有的模104以独立且协调的步骤进行压缩的情况下。模104被打开，零件84在固结区102内前进并远离预成型区80。然后模104被再次关上，允许零件84的一部分在压力作用下在不同温度区内被压缩。当零件84沿引导滚筒105向冷却区114逐渐推进时，针对模104的每个温度区不断重复工艺。
成型和定形的零件84随后进入冷却区114，冷却区114与加压区112分离，其中温度被降低到基体树脂40、42的自由流动温度之下，从而导致熔化的或固结的零件被硬化为最终受压形状116。受压零件116随后退出固结结构102，其中侧边板构件92被作为废料再次轧到滚筒120上。
尽管没有示出，但固结结构102可具有将形状或特征引入受压形状116的额外零件或装置。
可利用的一种优选的固结区结构102是所谓的连续压模(“CCM”)工艺，此工艺在1993年9月30日公开的德国专利申请公开4017978中被描述。然而，本公开特别预期本领域普通技术人员熟知的其它成型工艺，包括但不局限于挤压成型或滚轧成型。
接下来，在步骤190，受压零件116被修剪或后处理成期望的最终形状以形成热塑性复合层压板20。在步骤200，优选使用超声波无破坏检测技术或通过其它手段从视觉上检查层压板20，以确保层压板20被正确成形且不包括任何视觉缺陷或其它。检查后，在步骤210，诸如热塑性复合横梁20的层压板20可被安装到它的组件。在横梁20的例子中，它被引入飞行器机身内。
虽然从形成基本具有I形梁形状的热塑性复合横梁20的方面描述了本公开的实施例，但本公开特别预期其它潜在的形状。这包括具有L形、C形、T形或者平板形的热塑性复合层压板，其中厚度过渡可发生在该零件的任意部分。通过将一个或多个均匀或非均匀粘附的多层片层板74、76与热塑性复合材料30的一个或多个片层32、热塑性材料30的一个或多个局部片层34固结起来或一个或多个均匀或非均匀粘附的多层粘附堆叠74、76及其任意组合以类似与此处描述的方法固结起来，可形成这些替代形状的层压板，或者其它形式的横梁20。此外，一个或多个填充物熔核26也可用于形成热塑性复合层压板20的附加可替换版本。为了完成这些可替换的优选变体中的任意变体，对于预成型区80内模具的修正是必须的，以便匹配TPC层压板20的期望厚度变化。例如，图5的U形模具86专用于形成诸如图1的横梁20的I形梁，具有间隙90的可替代成形模具86被用于形成C形层压板、L形层压板或在各个片层间具有锥度的平面梁。与U形模具86类似，这些可替换的模具包括不接触堆叠74、76的区域，堆叠74、76与固结区102内的标准模104相匹配。
虽然通过使用改良的单步固结区，本实施例理想地适用于形成热塑性复合层压板，但也能形成热固性层压板复合物。在固结工艺的改良版本中，加热区和加压区达到高于基体树脂的反应或固化温度的温度以形成热固零件。相应地，在没有随后挤压步骤的情况下，单一加压工艺实现具有其最终期望形状的零件。
本公开的实施例提供新型方法以在连续工艺中制造具有定制的和变化厚度的复杂热塑性复合层压板。该新型方法使用自动化设备或手工层叠以便将零件或组件排列成多层堆叠。每个堆叠包含所有片层，这些片层包括片层组合区域，这些片层在合适位置被粘附以保持取向和位置。固结结构使用二阶段方法来从多层堆叠形成复合层压板，并且包含所有必需的零件特征以达到这个结果。模具(诸如在预成型区80内的U形模具86)被生成具有合适的形状以便在形成的TPC层压板20内产生所需的厚度变化，且进一步设计用于匹配具有固结区82的标准模。
由上述方法形成的复合部件可适用于一系列广泛的应用，包括例如汽车和航空航天应用。根据本公开形成的复合部件的一个示例理想地适合用作商用飞行器内的结构加强构件，包括热塑性复合层压板横梁20。
现在参考图7-图15，可替换的实施例可被用于制造热塑性层压板零件，该热塑性层压板零件都是弯曲的并且沿它们长度具有定制的和/或变化的厚度。可以生产出沿层压板部件的长度曲率不变(圆形的)或变化的弯曲层压板。就之前描述的实施例而言，弯曲的热塑性层压板零件可包括定制区域或通过附加部分片层或局部片层而实现的厚度变化的区域，或者包含袋区的区域。“定制的”或“定制”涉及零件表面的轮廓，其中在紧致工艺中片层被固结后，选择性增加或减少零件的特定区域内的片层可用于实现期望的表面轮廓。由该方法的这一实施例生产的弯曲部件可用于各种应用，诸如框架、环、成形器和结构飞行器加强构件或机身蒙皮、翼蒙皮、门板和检修面板、龙骨、横梁以及甲板梁。弯曲部件能生产成具有诸如图7a-图7f所示的各种横截面。具有I形截面的制成零件212在图7a中示出，具有U形截面的零件214在图7b中示出。L形截面零件216在图7C中示出，T形截面零件在图7d中示出。具有Z形截面的零件220在图7e中示出，具有简单矩形截面的零件222在图7f中示出。图7a-图7f中示出的零件可具有前述不变或变化的曲率，并且可包括在沿它们长度的一点或多点上变化的或定制的厚度的区域。
根据本方法的这一实施例制造弯曲热塑性层压板零件的首要步骤类似于之前描述的那些步骤。多个热塑性材料片层被放置在传送机台上以形成被排列的、多层非均匀厚度或均匀厚度的多片层堆叠，如前面结合图2所述。生成的多层堆叠因此类似于图3中所示的堆叠58，该堆叠58包括完整片层和局部片层32、34以及在片层32、34之间生成的袋区36。也可包括局部片层62、64，该局部片层62、64具有单向纤维38，该单向纤维38相对于纤维取向的方向以交替的角度排列。如前所述，使用焊铁或其它加热装置(未示出)将多层堆叠58内的板粘附在一起，使得片层相互之间保持为固定关系。由前述方法生产的被排列的粘附堆叠224在图8中示出。
本方法用于生产弯曲复合零件的下一步包括从被排列的堆叠224中切割出单个零件片层堆叠或零件毛坯226。例如，可通过在计算机控制下操作喷水切割器(未示出)来执行这一切割操作，该操作生产出具有大致对应于期望零件曲率的外轮廓的被切割毛坯226。如前所示，该曲率沿零件毛坯226的长度可以不变或变化。
零件毛坯226连同后面描述的一组固结模具235一起以类似于前述关于生产非弯曲复合物零件的方式被供应给预成型工作台275(图14和图15)。然而，就当前实施例而言，当固结模具235和毛坯226被供应给预成型工作台275时，它们移动经过弯曲的路径。
固结模具235在图9中示出并且包括弯曲的内外模具套筒228、230以及上下模具套筒232、234。上下模具套筒232、234都具有与毛坯226的曲率相对应的曲率，而内外模具套筒228、230可以是类似弯曲的或柔性的以便在预成型工艺中符合零件毛坯226的曲率。在图9、图14和图15所示的示例中，模具套筒228-234被配置为生产图7e所示的Z形截面零件220。虽然在附图中没有特别地示出，模具套筒228-234的零件-侧边表面包括在零件内生产镜像特征的模具特征，诸如变厚度、变曲率、袋区等等。
现在特别参考图14和图15，在将毛坯以弯曲路径280供应给包括多个成型装置268和一组引导装置270的预成型工作台275之前，上下模具套筒232、234被装配成围绕零件毛坯226。可以看出零件毛坯226包括平坦的粘附堆叠262，堆叠262包括Z形截面零件220的腹板220a和盖220b(图7e)，以及形成梁腹板220a的局部加强的一组组合片层264。
当包含零件毛坯226和工具套筒232、234的夹层组件被供应给预成型工作台275时，内外模具套筒228、230被供应与该夹层组件接触。成型装置268使毛坯226的边缘部分变形抵顶工具套筒232、234上的凸缘265，从而预成型Z形截面零件220的盖220b。同时，附加的盖加强片层266被供应到成型装置268和模具凸缘265之间。引导装置270使得内外模具套筒228、230与毛坯226的边缘接触，毛坯226的这些边缘形成盖220b。预成型毛坯226与模具套筒235一起继续在弯曲路径280内移动穿过诸如CCM机的弯曲压力机284，弯曲压力机284包含在固结模具235上施加作用力的模。此作用力导致预成型零件的片层的紧致和固结。虽然没有在附图中具体示出，但根据需要可提供加热器或烤箱以将零件毛坯226加热到一定温度，该温度下零件毛坯226内的基体树脂的聚合物成份具有粘性流体的粘稠度。以这种方式对零件毛坯226的加热有利于片层的固结。某些情况下，也可能需要对零件毛坯226预热以便利预成型工艺。对零件毛坯226的预热的需求取决于许多因素，诸如片层的数量、片层取向、材料类型、要预成型的形状等。
压力机284基本类似于前面关于图4所述的压力机。然而和图4中示出的压力机不同，在压力机284中使用的模将包括一定的曲率以适应弯曲的预成型零件226。一个这种模286在图17中示出，从中可以看出模286的内表面296具有一定的曲率，该曲率与上模具套筒232上的凸缘265的曲率相匹配。模286沿箭头288的方向向内移动，在紧致工艺期间接触凸缘265，并且与另一个弯曲模(未示出)相对，该弯曲模移动接触内模具套筒228。压力机284中使用的模的曲率大小部分地取决于要生产的弯曲零件的形状和加工零件的特征所必需的模具套筒的形状。模286的外表面298可以如图17所示是弯曲的，或者可以是平坦的。预成型零件在弯曲路径280内移动，逐渐穿过压力机284。当零件的移动在每个递增步骤暂停时，压力机模在模具套筒235上施加热和压力，导致位于模下面的片层的一部分的固结。
如前所示，层压零件沿它的长度方向可具有变化的而不是不变的曲率，并且在这一方面可以参见图18。用于压紧弯曲预成型零件292的模286具有不变的弯曲内表面296，弯曲内表面296衔接模具套筒290的外表面300。模具套筒290的外表面300具有与模286的内表面296的曲率相匹配的不变的曲率，但是具有以一定半径弯曲的内表面302，此半径与模具套筒290的外表面300的半径不同，导致零件292具有非恒定的外半径。
弯曲的热塑性层压板零件236的另一个示例在图10和图11中示出，其中该零件具有沿其长度的弯曲且具有横截面为U形的本体238。本体238具有一对倾斜的斜坡240，斜坡240形成本体238的厚度过渡，使得零件236沿它的长度具有三个不同厚度的部分。另外，本体238的正面具有袋区或凹陷242，该袋区或凹陷242表示零件236内厚度减小的区域。本体238的不同厚度由t1、t2、t3表示，而袋区244的厚度由t4表示。虽然零件236具有不变的内外曲率，应该理解该曲率可沿零件236的长度变化。
图12示出了保持在模具套筒246、280内用于固结零件片层的一部分零件236。可以看出零件片层236具有片层组合区域252，该片层组合区域252有效地增加了本体238的厚度，并产生斜坡240。模具套筒包括释放涂覆金属垫片246和具有用于形成斜坡240的坡道的外固结模具部分248。如图12所示，模具套筒248的上侧是平坦的，以便可以与通用模衔接，通用模诸如图13所示的模256中的任一个。
图13示出了根据公开的实施例制造的弯曲零件212的另一个示例。零件212包括具有I形横截面的弯曲梁。常规加工模256可以被用于固结沿它们的长度具有曲率和变化厚度的零件。在这一示例中，模具套筒包括一对金属平板或垫片260和横截面大致为U形的一对模具套筒258。平板260辅助形成零件212的盖，而套筒258起到形成零件212的盖部分和腹板的作用。面对零件212的套筒258的表面可具有诸如凸起区域或斜坡的模具特征，这些模具特征将镜像特征赋予零件212。虽然在图13中未被特定示出，但板260和模具套筒258沿它们长度可以是弯曲的，以便形成也是弯曲的零件212。
在某些情况下，可能期望将一个或多个金属配件集成到任意上述TPC层压板结构中，包括沿长度具有曲率和/或定制或变化的层压板厚度的层压板结构。具有集成金属配件的TPC层压板结构的潜在应用包括梁、柱、框架、环、成型器、蒙皮以及其它结构加强构件。根据本公开的实施例，作为用于制造前述结构的连续工艺的一部分，可以将金属配件集成到前述TPC层压板结构中。
现在参考图19-图23，根据下面将更详细讨论的方法可以使诸如图19示出的金属配件304的金属零件或配件和TPC层压板结构306键合并整体成型。结构306内的TPC复合材料可包括，例如但不局限于，AS4D/PEKK。根据应用，金属配件304可由任意合适的材料构成，例如但不局限于铝或钛。根据配件304的应用和目的，金属配件304可具有任意不同的几何形状和特征。在图19示出的应用情况中，金属配件304起到“加倍器(doubler)”的作用，其加强了TPC层压板结构306的位置部分。
图20描述了在两个TPC层压板312、314之间的双搭接头316。一对金属配件308、310被整体键合到层压板312、314的相对面，覆盖搭接头316。
图21描述了TPC层压板320和金属配件318之间的嵌接头322的用法。
图22描述了金属配件324和TPC层压板326之间的台阶搭接头328。金属配件324包括沿其一个边缘的一系列对称台阶325，台阶325互补地容纳层压板326的一个或多个独立层327。
图23描述了在金属配件330和TPC层压板332之间形成的槽接头334。
图19-图23中描述的接合或接头仅仅代表可用于实施本公开的实施例的众多接合结构和几何形状。
现在参考图24-图26，连续制造具有集成金属配件的TPC层压板结构或零件的方法开始于原始材料和零件的供应，在图24中示为“步骤A”。这些材料包括带有作为基体树脂(或其他TPC复合材料)的PEKK(聚醚酮酮)的纤维增强复合材料338、PEKK薄膜340以及金属配件336。增强复合材料338可以是单向的或织物预浸的形式。金属配件336可由钛或其它合适的金属加工而成。配件336被清洗并且高温粘结底漆被施加到配件336的键合表面上。附加组件(未示出)诸如用于制造图1所示的I形梁的填充物熔核26(图5)被挤压或模铸为离散的长度。
接下来，在“步骤B”，准备层叠345，其包括金属配件342、343、350、多重TPC片层346以及PEEK薄膜层344、348。PEKK薄膜层340被施加到金属配件342、343以及350的涂漆键合表面。根据接合类型和具体应用，可使用自动工艺或手工层叠来生成定制的堆叠，该堆叠包括来源于材料338的加强复合材料的多重片层346，多重片层346可以是线圈状。前述自动工艺产生用于各种层叠构形的多个零件或组件的材料毛坯。可以使用前述的加热或超声焊接装置将堆叠内的片层336在多个位置粘附在一起。在图24所示的特定实施例中，使用图20-23中示出的任意接合件(或其它接合形式)将配件342、343接合到片层346的堆叠的末端上，并且金属配件350被定位在片层346的顶上而且在成品零件中起到加倍器的作用。
如图24中“步骤C”所示，层叠345被定位在前述类型的固结模具352之间。固结模具352可包括表面特征，这些表面特征被转移到层压板片层346以便生成厚度剪裁、厚度变化以及曲率或其它零件特征。这些零件特征包括可能包括袋区以容纳配件342、343和350的特征，以及片层组合斜坡、零件曲率等。与CCM机368匹配的模具352的侧边具有恒定的大小和形状以便与CCM机368上的标准模匹配。模具352上的特征的位置与片层346的堆叠的特征相一致。之前所示类型的薄钢板(未示出)可用在层叠346的非模具侧。
图24中的“步骤D”和图25更好地描述了模具352和层叠345之间的关系。固结模具352包括与层叠345的相对侧衔接的模具构件358、360。模具构件358、360通过压盘354、356衔接起来，压盘354、356挤压模具构件358、360以固结层叠345的片层346。模具358中的一个包括袋区，该袋区具有与加倍器配件350的形状相匹配的形状。第二个模具构件360的两个相对面是光滑的。
如图26所示，层叠345与模具构件358、360沿箭头347的方向供应给CCM机368。虽然在图26没有具体示出，层叠345与固结模具构件358、360可穿过诸如图5示出的预成型工作台，在那里层叠345预成型为最终零件366的近似形状。
CCM机368将包括配件342、343、350的层叠345固结为结实的单片零件。层叠345和固结模具352连续地移动，逐渐穿过CCM机368，使得当层叠345被移动每个递进步时，压盘354、356将压力施加到模具352的接续部分。应该注意可以使用其它固结工艺，诸如那些使用热压机的工艺(未示出)。
如图24所示，在“步骤E”，固结后，从固结零件366中移除模具352并且修剪零件366。在步骤“F”，使用无损伤检测技术检测零件366。在“步骤G”示出的最终零件366是单片的、完全固结的结构，其中金属配件342、343以及350与TPC层压板的固结片层346形成为整体。
虽然结合某些示例性实施例描述了本公开的实施例，但应该理解的是，这些具体的实施例的目的是为了描述而不是加以限制，因为本领域技术人员容易想到其他的变体。

Claims (21)

1.一种利用连续制造工艺制造具有至少一个集成金属配件的热塑性复合层压板的方法，该方法包括以下步骤：
(A)形成层叠，该层叠包括热塑性复合材料的多重片层堆叠和至少一个金属配件，在所述金属配件和所述片层的一个片层之间引入热塑性薄膜，其中所述至少一个金属配件的表面被清洁并且结合底漆被施加到所述配件的被清洁的所述表面；
(B)在至少两个模具之间放置所述层叠；
(C)穿过连续压模机供应所述模具和所述层叠；以及
(D)使用所述连续压模机固结所述片层和所述金属配件,
其中所述至少两个模具包括一对U形模具通道和一对侧边模具板构件，所述U形模具通道具有被间隙分开的中间部分，所述层叠在该对U形模具通道各自的中间部分之间被引入该对U形模具通道的所述间隙内，通过由外部成型装置施加到所述层叠的凸缘上的压力来开始所述凸缘的弯曲，并且所述侧边模具板构件向内抵顶所述凸缘挤压所述层叠，引起施加到所述凸缘上而辅助弯曲所述凸缘的附加压力，使得所制造的热塑性复合层压板是弯曲的并且沿着它们的长度具有定制的和/或变化的厚度。
2.根据权利要求1所述的方法，其中步骤(A)包括在所述金属配件和所述堆叠内的片层之间形成接头。
3.根据权利要求1所述的方法，其中步骤(A)包括将所述片层粘附起来。
4.根据权利要求1所述的方法，其进一步包括以下步骤：
(E)将所述层叠预成型为所述层压板的近似形状。
5.根据权利要求1所述的方法，其中所述热塑性复合材料包括具有自由流动温度的基体树脂成份，而且所述方法进一步包括以下步骤：
(E)将所述层叠预成型为所述层压板的近似形状；以及
(F)在执行步骤(D)之前将预成型的所述层叠至少加热到所述热塑性复合材料的所述基体树脂成份的所述自由流动温度。
6.根据权利要求1所述的方法，其中所述方法进一步包括以下步骤：
(E)将所述层叠预成型为所述层压板的近似形状；以及
其中步骤(D)包括将模具压向预成型的所述层叠以便将所述模具的特征赋予预成型的所述层叠。
7.根据权利要求1所述的方法，其中通过逐渐移动所述层叠穿过所述连续压模机来执行步骤(B)。
8.根据权利要求1所述的方法，其中：
步骤(C)包括将所述层叠预成型为所述层压板的近似形状，以及逐渐移动带有预成型的所述层叠的所述模具穿过所述连续压模机，以及
步骤(D)包括每次所述模具被逐渐移动时将压力施加到所述模具。
9.根据权利要求1所述的方法制造的热塑性复合层压板结构。
10.一种在连续工艺中制造具有金属配件的复合层压板的方法，其包括以下步骤：
(A)排列热塑性复合材料的多重片层；
(B)提供用于所述层压板的金属配件；
(C)形成多个层叠，每个层叠包括被排列的所述片层和至少一个所述金属配件，在所述金属配件和所述片层的一个片层之间引入热塑性薄膜，其中所述至少一个金属配件的表面被清洁并且结合底漆被施加到所述配件的被清洁的所述表面；
(D)将在步骤(C)形成的每个所述层叠预成型为所述层压板的近似形状；
(E)在至少两个模具之间放置每个所述层叠；以及
(F)通过逐渐移动带有所述层叠的所述模具穿过连续压模压力机来固结所述层叠内的所述片层和所述金属配件；
其中所述至少两个模具包括一对U形模具通道和一对侧边模具板构件，所述U形模具通道具有被间隙分开的中间部分，所述层叠在该对U形模具通道各自的中间部分之间被引入该对U形模具通道的所述间隙内，通过由外部成型装置施加到所述层叠的凸缘上的压力来开始所述凸缘的弯曲，并且所述侧边模具板构件向内抵顶所述凸缘挤压所述层叠，引起施加到所述凸缘上而辅助弯曲所述凸缘的附加压力，使得所制造的复合层压板是弯曲的并且沿着它们的长度具有定制的和/或变化的厚度。
11.根据权利要求10所述的方法，其中所述方法进一步包括：
(G)包括将所述片层粘附起来以形成多个粘附的堆叠，其中每个堆叠内的所述片层和所述金属配件彼此之间保持固定关系。
12.根据权利要求10所述的方法，其中步骤(C)包括在每个所述堆叠内的所述金属配件和所述片层之间形成接头。
13.根据权利要求10所述的方法，其中所述热塑性复合材料包括具有自由流动温度的基体树脂成份，以及所述方法进一步包括以下步骤：
(G)在执行步骤(F)之前将每个预成型的所述层叠至少加热到所述热塑性复合材料的所述基体树脂成份的所述自由流动温度。
14.根据权利要求10所述的方法，其中步骤(F)包括将模具压向每个预成型的所述层叠以便将所述模具的特征赋予预成型的所述层叠。
15.根据权利要求10所述的方法，其中步骤(C)到步骤(F)被连续执行。
16.根据权利要求10所述的方法，其进一步包括以下步骤：
(G)施加树脂薄膜到所述配件的涂漆表面。
17.一种用于生产具有至少一个集成金属配件的热塑性层压板零件的方法，所述方法包括以下步骤：
(A)形成多个层叠，每个所述层叠包括热塑性材料的多重片层粘附堆叠和至少一个金属配件，在所述金属配件和所述片层的一个片层之间引入热塑性薄膜，其中所述至少一个金属配件的表面被清洁并且结合底漆被施加到所述配件的被清洁的所述表面；
(B)在每个所述层叠上放置至少两个模具；
(C)连续移动所述层叠穿过预成型工作台；
(D)在所述预成型工作台将每个所述层叠预成型为所述零件的近似形状；
(E)连续移动带有预成型的所述层叠的所述模具穿过压力机，以及
(F)随着所述模具移动穿过所述压力机，通过压缩所述模具的接续部分固结所述配件和所述层叠内的所述片层，
其中所述至少两个模具包括一对U形模具通道和一对侧边模具板构件，所述U形模具通道具有被间隙分开的中间部分，所述层叠在该对U形模具通道各自的中间部分之间被引入该对U形模具通道的所述间隙内，通过由外部成型装置施加到所述层叠的凸缘上的压力来开始所述凸缘的弯曲，并且所述侧边模具板构件向内抵顶所述凸缘挤压所述层叠，引起施加到所述凸缘上而辅助弯曲所述凸缘的附加压力，使得所制造的热塑性层压板零件是弯曲的并且沿着它们的长度具有定制的和/或变化的厚度。
18.根据权利要求17所述的方法，其中步骤(A)包括将所述片层粘附起来，使得所述片层彼此之间以及与所述金属配件之间保持固定关系。
19.根据权利要求17所述的方法，其中步骤(B)包括将所述模具和所述层叠供应到所述预成型工作台内。
20.根据权利要求17所述的方法，其进一步包括以下步骤：
(G)在完成步骤(F)之前将所述层叠加热到所述片层的基体树脂成份的自由流动温度。
21.根据权利要求17所述的方法，其中步骤(E)包括将带有预成型的所述层叠的所述模具逐渐移动穿过所述压力机。
CN200780050194.4A 2007-01-29 2007-10-17 具有集成金属配件的热塑性复合零件及其制作方法 Active CN101583479B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/699,653 US9102103B2 (en) 2006-02-02 2007-01-29 Thermoplastic composite parts having integrated metal fittings and method of making the same
US11/699,653 2007-01-29
PCT/US2007/022234 WO2008094227A1 (en) 2007-01-29 2007-10-17 Thermoplastic composite parts having integrated metal fittings and method of making the same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101583479A CN101583479A (zh) 2009-11-18
CN101583479B true CN101583479B (zh) 2015-11-25

Family

ID=39167736

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200780050194.4A Active CN101583479B (zh) 2007-01-29 2007-10-17 具有集成金属配件的热塑性复合零件及其制作方法

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9102103B2 (zh)
EP (1) EP2114661B1 (zh)
JP (1) JP5063707B2 (zh)
CN (1) CN101583479B (zh)
ES (1) ES2431668T3 (zh)
HK (1) HK1139104A1 (zh)
WO (1) WO2008094227A1 (zh)

Families Citing this family (77)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7807005B2 (en) * 2006-02-02 2010-10-05 The Boeing Company Fabrication process for thermoplastic composite parts
US8491745B2 (en) 2007-02-03 2013-07-23 The Boeing Company Method and material efficient tooling for continuous compression molding
US9102103B2 (en) 2006-02-02 2015-08-11 The Boeing Company Thermoplastic composite parts having integrated metal fittings and method of making the same
US8333858B2 (en) * 2006-02-02 2012-12-18 The Boeing Company Method for fabricating curved thermoplastic composite parts
US10232532B1 (en) 2006-02-02 2019-03-19 The Boeing Company Method for fabricating tapered thermoplastic composite parts
US10449736B2 (en) 2006-02-02 2019-10-22 The Boeing Company Apparatus for fabricating thermoplastic composite parts
US8691137B2 (en) 2009-03-04 2014-04-08 The Boeing Company Method of molding partus using a tool sleeve for mold die
GB0712552D0 (en) * 2007-06-29 2007-08-08 Airbus Uk Ltd Elongate composite structural members and improvements therein
GB0712553D0 (en) * 2007-06-29 2007-08-08 Airbus Uk Ltd Composite panel stiffener
GB0712549D0 (en) * 2007-06-29 2007-08-08 Airbus Uk Ltd Improvements in elongate composite structural members
US7968169B2 (en) 2007-08-07 2011-06-28 The Boeing Company Compound contoured composite beams and fabrication methods
FR2921899B1 (fr) * 2007-10-04 2011-04-15 Airbus France Procede de renforcement local d'un element en materiau composite, et caisson central de voilure pour aeronef renforce
EP2268474B1 (fr) * 2008-03-07 2020-04-29 Airbus Operations (S.A.S) Pièce structurale courbe en matériau composite et procédé de fabrication d'une telle pièce
GB0813161D0 (en) 2008-07-18 2008-08-27 Airbus Uk Ltd Ramped stiffener and apparatus and method for forming the same
GB0813149D0 (en) * 2008-07-18 2008-08-27 Airbus Uk Ltd Ramped stiffener and apparatus and method for forming the same
GB0813146D0 (en) * 2008-07-18 2008-08-27 Airbus Uk Ltd Ramped stiffener and apparatus and method for forming the same
GB0813785D0 (en) * 2008-07-29 2008-09-03 Airbus Uk Ltd Method of manufacturing a composite element
US8021456B2 (en) * 2008-11-21 2011-09-20 Bha Group, Inc. Filter element with high temperature polymer retaining straps and method of manufacture
US8074694B2 (en) * 2009-05-28 2011-12-13 The Boeing Company Stringer transition method
US10821653B2 (en) * 2010-02-24 2020-11-03 Alexander M. Rubin Continuous molding of thermoplastic laminates
NL2004854C2 (en) 2010-06-08 2011-12-12 Airborne Dev B V Method and device for manufacturing composite products comprising a planar portion.
DE102010056239A1 (de) * 2010-10-26 2012-04-26 Rehau Ag + Co. Verfahren zur Herstellung von endlosfaserverstärkten Kunststoffprofilen aus thermoplastischen Kunststoffen
FR2970432B1 (fr) * 2011-01-19 2013-02-08 Skf Aerospace France Ferrure multi-branche en materiau composite et procede de fabrication d'une telle ferrure multi-branche
NL2006335C2 (en) 2011-03-03 2012-09-04 Airborne Composites Tubulars B V Method for manufacturing continuous composite tube, apparatus for manufacturing continuous composite tube.
CN102765197B (zh) * 2012-06-27 2015-03-11 上海交通大学 热塑性树脂基编织复合材料热压成型方法
US9616594B2 (en) 2012-08-06 2017-04-11 The Boeing Company Radius fillers for composite structures, composite structures that include radius fillers, and systems and methods of forming the same
TWI490104B (zh) * 2012-09-10 2015-07-01 Mitsubishi Rayon Co 纖維強化複合材料成形品的製造方法以及纖維強化複合材料成形品
US9248613B2 (en) * 2012-10-30 2016-02-02 The Boeing Company Method for forming thick thermoplastic composite structures
CN103123041B (zh) * 2012-11-01 2015-07-22 哈尔滨工程大学 带连接接头的复合材料加筋板及复合材料加筋板连接结构
EP2922690B1 (en) * 2012-11-20 2017-04-19 Vestas Wind Systems A/S Wind turbine blades and method of manufacturing the same
IL223443A (en) 2012-12-04 2014-06-30 Elbit Systems Cyclone Ltd Buildings from composite materials with integral composite connectors and manufacturing methods
US20150051729A1 (en) * 2013-08-13 2015-02-19 Siemens Product Lifecycle Management Software Inc. Ramp structures in composite parts
EP2842865B1 (en) * 2013-08-28 2019-12-18 Airbus Operations GmbH Window panel for an airframe and method of producing same
US9475569B2 (en) 2013-10-29 2016-10-25 Gulfstream Aerospace Corporation Methods for manufacturing an i-stringer of an aircraft and devices for use in such methods
FR3013675B1 (fr) * 2013-11-22 2016-01-22 Airbus Operations Sas Partie de fuselage pour aeronef en materiau composite comprenant des lachers de plis a faible pente
US9302434B2 (en) 2013-12-03 2016-04-05 The Boeing Company Thermoplastic composite support structures with integral fittings and method
US20160101543A1 (en) * 2013-12-03 2016-04-14 The Boeing Company Hybrid Laminate and Molded Composite Structures
US9283706B2 (en) 2013-12-03 2016-03-15 The Boeing Company Method and apparatus for compression molding fiber reinforced thermoplastic parts
DE102013226753A1 (de) * 2013-12-19 2015-06-25 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung und Verfahren zur kontinuierlichen Fertigung von Strukturbauteilen aus faserverstärkten Verbundmaterialien sowie Formwerkzeugset
US10035309B2 (en) 2014-04-03 2018-07-31 The Boeing Company Radius fillers for composite structures, composite structures that include radius fillers, and systems and methods of forming the same
US9895840B2 (en) * 2014-05-15 2018-02-20 The Boeing Company Thermoformed cascades for jet engine thrust reversers
US10105942B2 (en) 2014-08-20 2018-10-23 The Boeing Company Systems and methods for forming radius fillers for composite structures
US9643395B2 (en) 2014-08-20 2017-05-09 The Boeing Company Systems and methods for forming radius fillers for composite structures
US9827697B2 (en) * 2014-08-29 2017-11-28 The Boeing Company Systems and methods for curing complex fiber-reinforced composite structures
US10285219B2 (en) * 2014-09-25 2019-05-07 Aurora Flight Sciences Corporation Electrical curing of composite structures
IL236093A0 (en) 2014-12-04 2015-02-26 Bar Aharon Lamination printing system
DE102014018933A1 (de) * 2014-12-22 2016-06-23 Airbus Defence and Space GmbH Vorrichtung zur Konsolidierung einer Preform
GB201507412D0 (en) * 2015-04-30 2015-06-17 Composite Technology & Applic Ltd A method and Apparatus for Forming a Composite Component
GB201507418D0 (en) 2015-04-30 2015-06-17 Composite Technology & Applic Ltd A tool for forming a composite component
GB2557274A (en) * 2016-12-02 2018-06-20 Airbus Operations Ltd Aerofoil structure components
US11642860B2 (en) 2017-02-13 2023-05-09 The Boeing Company Method of making thermoplastic composite structures and prepreg tape used therein
US10821651B2 (en) 2017-02-17 2020-11-03 The Boeing Company Method and apparatus for continuously fabricating a composite sandwich structure
US10618213B2 (en) 2017-02-17 2020-04-14 The Boeing Company Method and apparatus for continuously fabricating a composite sandwich structure
US10786956B2 (en) * 2017-04-26 2020-09-29 The Boeing Company Die-based composite fabrication
US10823112B2 (en) 2017-05-25 2020-11-03 The Boeing Company Method for manufacturing and assembly of a thrust reverser cascade
US11492708B2 (en) 2018-01-29 2022-11-08 The Boeing Company Cold spray metallic coating and methods
US11466580B2 (en) 2018-05-02 2022-10-11 General Electric Company CMC nozzle with interlocking mechanical joint and fabrication
US10738628B2 (en) 2018-05-25 2020-08-11 General Electric Company Joint for band features on turbine nozzle and fabrication
FR3081369B1 (fr) 2018-05-28 2020-05-08 Stelia Aerospace Dispositif et procede de mise en forme d'une piece d'ebauche pour la formation d'une piece thermoplastique structurelle
EP3887132A1 (en) * 2018-11-30 2021-10-06 Arris Composites Inc. Compression-molded fiber-composite parts and methods of fabrication
CN110103488B (zh) * 2019-05-17 2021-05-04 泰安市中研复合材料科技有限公司 一种风机叶片热塑性复合材料梁帽的连续模压制造工艺
US11634820B2 (en) * 2019-06-18 2023-04-25 The Boeing Company Molding composite part with metal layer
NL2023482B1 (en) 2019-07-11 2021-02-03 Dutch Thermoplastic Components B V Thermoplastic composite product
US11491686B2 (en) 2019-07-22 2022-11-08 The Boeing Company Compression molded cascades with two piece mold
EP4058260A4 (en) * 2019-11-08 2023-12-13 Arkema, Inc. WELDABLE THERMOPLASTIC COMPOSITE COMPOSITES
JP7404499B2 (ja) 2020-02-28 2023-12-25 三菱重工業株式会社 積層体および複合材製造方法
US11840362B2 (en) 2020-03-19 2023-12-12 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Support body and support body mounting method
CN113458579A (zh) * 2020-03-30 2021-10-01 超众科技股份有限公司 接合装置
EP4008542A1 (en) 2020-11-18 2022-06-08 The Boeing Company Aircraft frame fabrication line
EP4000909A1 (en) * 2020-11-18 2022-05-25 The Boeing Company Frame fabrication line
NL2027395B1 (en) * 2021-01-26 2022-08-12 Boeing Co Frame fabrication line
US11845566B2 (en) 2020-11-18 2023-12-19 The Boeing Company Frame fabrication line
NL2027394B1 (en) * 2021-01-26 2022-08-12 Boeing Co Frame fabrication line
DE102020133803A1 (de) 2020-12-16 2022-06-23 Volkswagen Aktiengesellschaft Prozessanordnung sowie Verfahren zur Herstellung eines Endlosprofils aus Faserverbundkunststoff
DE102020133805A1 (de) 2020-12-16 2022-06-23 Volkswagen Aktiengesellschaft Verfahren sowie Prozessanordnung zur Herstellung eines Faserverbundkunststoff-Bauteils
CN114179390B (zh) * 2021-10-25 2023-01-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种复合材料格栅类零件成型方法
JP7275246B1 (ja) * 2021-12-28 2023-05-17 三菱重工業株式会社 融着装置及び融着方法

Family Cites Families (80)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB531357A (en) 1938-08-26 1941-01-02 Dornier Werke Gmbh Improvements in or relating to aircraft fusilages
US2440228A (en) * 1945-10-15 1948-04-20 Yardeny Electrical pulsating drive
US2708288A (en) * 1950-05-26 1955-05-17 Frank W Fuller Method and apparatus for molding plastic
DE1504302A1 (de) 1963-12-06 1969-04-03 Gluck Martin James Mattenartiger Stoff zur Erzeugung von Formteilen
DE1629830C3 (de) 1964-04-22 1974-01-03 Herbert Dr.-Ing. 6243 Falkenstein Vohrer Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von in der Längs- und Querrichtung durch Textilfaden verstärkten schmalen Bändern aus thermoplastischen Kunststoffen
BE708265A (zh) 1967-01-17 1968-05-02
DE2165470C3 (de) 1971-12-30 1974-05-09 Maschinenfabrik Augsburg-Nuernberg Ag, 8900 Augsburg Verfahren zur Herstellung faserverstärkter profilierter Formelemente
US4061817A (en) * 1974-06-27 1977-12-06 Armco Steel Corporation Luggage shells and process for the manufacture thereof
BE834458A (fr) 1975-10-13 1976-02-02 Un procede de fabrication en continu de toles ou de profiles thermoformables en matieres plastiques renforcees de materiaux fibreux
DE2647821A1 (de) 1976-10-22 1978-04-27 Dornier System Gmbh Verfahren zur herstellung von faserverstaerkten polyolefinen mit hohem faservolumenanteil
US4151031A (en) * 1977-07-05 1979-04-24 General Dynamics Corporation Apparatus for continuously forming composite shapes
GB2057350A (en) 1979-08-24 1981-04-01 Ford Motor Co Reinforced sheet plastics material
US4414269A (en) * 1981-06-16 1983-11-08 Trw, Inc. Solvent resistant polysulfone and polyethersulfone compositions
EP0108071A1 (en) 1981-12-11 1984-05-16 H.R. Smith (Technical Developments) Limited Continuous production of fiber reinforced thermoplastics materials
US4462946A (en) * 1982-10-12 1984-07-31 Goldsworthy Engineering, Inc. Apparatus and method for producing reinforced plastic composite articles of non-uniform shape and non-uniform volume
US4759815A (en) * 1984-10-29 1988-07-26 The Boeing Company Forming thermoplastic laminates into major sections
US4571355A (en) * 1984-11-28 1986-02-18 The Boeing Company Fiber reinforced resin composites formed of basic ply blankets
US4608220A (en) * 1984-12-20 1986-08-26 The Boeing Company Method of forming composite material articles
US4674712A (en) * 1985-01-22 1987-06-23 The Boeing Company Double-lobe fuselage composite airplane
GB8519297D0 (en) * 1985-07-31 1985-09-04 Smith Tech Dev Laminate production
FR2587649B1 (fr) 1985-09-20 1988-05-27 Renault Procede de fabrication de produits en materiaux composites a fibres orientees, en particulier de lames de ressort, notamment pour vehicules automobiles et produits en resultant
JPH0620743B2 (ja) * 1985-12-26 1994-03-23 日本板硝子株式会社 複合長繊維強化熱可塑性樹脂スタンパブルシ−ト及びそれを成形してなるバンパ−ビ−ム
US4818460A (en) * 1986-03-24 1989-04-04 General Electric Company Roller forming of thermoplastic sheet material
US5192330A (en) * 1987-01-20 1993-03-09 Smith & Nephew Richards, Inc. Orthopedic device of biocompatible polymer with oriented fiber reinforcement
US5064439A (en) * 1987-01-20 1991-11-12 Richards Medical Company Orthopedic device of biocompatible polymer with oriented fiber reinforcement
DE3709480A1 (de) 1987-03-23 1988-10-13 Kolbus Kunststoffwerk Gmbh & C Verfahren und vorrichtung zum verbinden eines formteiles aus kunststoff mit einem metallelement
DE3872911T2 (de) * 1987-03-31 1992-12-03 Asahi Chemical Ind Gewebe mit mehrschichtenaufbau und ein derartiges gewebe enthaltender verbundwerkstoff.
SE8702638L (sv) 1987-06-25 1988-12-26 Compex Ab Saett och anordning foer tillverkning av fiberarmerade plastdetaljer i formar
JPH0618730B2 (ja) * 1987-06-27 1994-03-16 株式会社ジャムコ プラスチック系複合材の成形方法
DE3739611A1 (de) 1987-11-23 1989-06-01 Basf Ag Verfahren und vorrichtung zur herstellung von hohlprofilen aus faserverstaerkten kunststoffen
EP0319064B1 (en) * 1987-12-03 1992-05-13 Unilever N.V. Process for the preparation of a water and oil emulsion
US4913910A (en) * 1988-06-22 1990-04-03 The Boeing Company Apparatus for forming laminate into a predetermined configuration
US4980013A (en) * 1988-11-04 1990-12-25 The Boeing Company Apparatus for forming and curing an I-section workpiece
US5026447A (en) * 1989-02-10 1991-06-25 Phillips Petroleum Company Method for making variable cross section pultruded thermoplastic composite articles
US5026514A (en) * 1989-05-05 1991-06-25 Hauwiller Paul B Incremental forming of thermoplastic composites
US5139407A (en) * 1989-09-01 1992-08-18 General Electric Company Apparatus for reducing thermoplastic material compression mold cycle time
DE4017978C2 (de) 1990-06-05 1993-09-30 Dornier Luftfahrt Herstellung profilierter Stringer
US5182060A (en) * 1991-01-31 1993-01-26 E. I. Du Pont De Nemours And Company Continuous forming of composites
US5413472A (en) * 1992-11-03 1995-05-09 Binney & Smith, Inc. Molding apparatus
US5556496A (en) * 1995-01-10 1996-09-17 Sumerak; Joseph E. Pultrusion method for making variable cross-section thermoset articles
US5681513A (en) * 1995-08-04 1997-10-28 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method for fabricating composite structures using continuous press forming
US5728755A (en) * 1995-09-22 1998-03-17 Minnesota Mining And Manufacturing Company Curable epoxy resin compositions with 9,9'-bis(4-aminophenyl)fluorenes as curatives
US5714179A (en) * 1995-10-30 1998-02-03 The Boeing Company Rigid tooling with compliant forming surface for forming parts from composite materials
US6027798A (en) * 1995-11-01 2000-02-22 The Boeing Company Pin-reinforced sandwich structure
US5759325A (en) * 1996-03-29 1998-06-02 Sikorsky Aircraft Corporation Method for controlling thickness during lay-up and fabrication of press-cured composite articles
US5820804A (en) * 1996-06-20 1998-10-13 Elmaleh; Jon Apparatus and method for shaping an elongated member
US6319346B1 (en) * 1997-04-23 2001-11-20 Radius Engineering, Inc. Method for manufacture of composite aircraft control surfaces
NL1006092C2 (nl) * 1997-05-21 1998-11-25 Beiler Beheer Bv Werkwijze voor het vervaardigen van een dwarsvezelbaan, een volgens de werkwijze vervaardigde dwarsvezelbaan, alsmede een inrichting voor het vervaardigen van een kruislegsel met behulp van een dwarsvezelbaan volgens de uitvinding.
DE29711917U1 (de) 1997-07-07 1997-08-28 Zeiz Christoph Metallprofile aus Blechen
US6869558B2 (en) * 1997-12-18 2005-03-22 Thermoplastic Composite Designs, Inc. Thermoplastic molding process and apparatus
US6162314A (en) * 1998-09-29 2000-12-19 Alliant Techsystems Inc. Thermal welding of fiber reinforced thermoplastic prepreg
US6291049B1 (en) * 1998-10-20 2001-09-18 Aztex, Inc. Sandwich structure and method of making same
EP1261787A2 (en) * 2000-02-25 2002-12-04 The Boeing Company Laminated composite radius filler
US6764057B2 (en) * 2000-10-23 2004-07-20 Kazak Composites, Incorporated Low cost tooling technique for producing pultrusion dies
US6696009B2 (en) * 2001-03-21 2004-02-24 Sikorsky Aircraft Corporation Method for controlling thickness during lay-up and fabrication of composite components
US20030096096A1 (en) * 2001-11-19 2003-05-22 Jo Byeong H. Plastic rail system reinforced with fiberglass thermoplastic composites
CA2473406A1 (en) * 2002-01-22 2003-07-31 David P. Rule Compression mould for making a membrane electrode assembly
EP1336469A1 (en) * 2002-02-19 2003-08-20 Alenia Aeronautica S.P.A. Methods of manufacturing a stiffening element for an aircraft skin panel and a skin panel provided with the stiffening element
US20030175520A1 (en) * 2002-03-13 2003-09-18 Grutta James T. Formed composite structural members and methods and apparatus for making the same
US20040096535A1 (en) * 2002-11-15 2004-05-20 Hudecek Robert W. Compression molding apparatus having replaceable mold inserts
US7249943B2 (en) * 2003-08-01 2007-07-31 Alliant Techsystems Inc. Apparatus for forming composite stiffeners and reinforcing structures
JP3742082B2 (ja) * 2003-08-08 2006-02-01 株式会社ジャムコ 曲率を有した繊維強化プラスチック部材の連続成形方法及び装置
US7300693B2 (en) * 2003-09-04 2007-11-27 The Boeing Company Resin infused transparent skin panel and method of making same
ITTO20040410A1 (it) * 2004-06-21 2004-09-21 Alenia Aeronautica Spa Procedimento per la fabbricazione di travi strutturali in composito per aeromobili.
FR2872781B1 (fr) * 2004-07-08 2007-10-05 Airbus France Sas Plancher pour aeronef
ES2338551T3 (es) * 2004-12-06 2010-05-10 Saab Ab Procedimiento de fabricacion de un brazo curvado de material compuesto.
US8632653B2 (en) * 2005-05-03 2014-01-21 The Boeing Company Method of manufacturing curved composite structural elements
FR2888155B1 (fr) 2005-07-08 2009-10-09 Latecoere Sa "procede de fabrication de butees de porte d'aeronef en materiau composite carbone"
DE102006004906B4 (de) 2006-01-26 2014-11-06 Georg Fritzmeier-Gmbh & Co.Kg. Formwerkzeug
US8491745B2 (en) 2007-02-03 2013-07-23 The Boeing Company Method and material efficient tooling for continuous compression molding
US9102103B2 (en) 2006-02-02 2015-08-11 The Boeing Company Thermoplastic composite parts having integrated metal fittings and method of making the same
US7807005B2 (en) 2006-02-02 2010-10-05 The Boeing Company Fabrication process for thermoplastic composite parts
US8333858B2 (en) * 2006-02-02 2012-12-18 The Boeing Company Method for fabricating curved thermoplastic composite parts
US8691137B2 (en) * 2009-03-04 2014-04-08 The Boeing Company Method of molding partus using a tool sleeve for mold die
JP4867917B2 (ja) * 2006-03-08 2012-02-01 東レ株式会社 強化繊維成形体の製造方法および製造装置
US8337654B2 (en) * 2007-05-11 2012-12-25 The Boeing Company Configurable tooling and molding method using the same
US8118959B2 (en) 2007-06-27 2012-02-21 The Boeing Company Method and apparatus for contouring composite pre-preg articles
US8372327B2 (en) * 2007-09-13 2013-02-12 The Boeing Company Method for resin transfer molding composite parts
US7871553B2 (en) * 2007-09-21 2011-01-18 The Boeing Company Process for forming curved thermoplastic composite material
US10821653B2 (en) 2010-02-24 2020-11-03 Alexander M. Rubin Continuous molding of thermoplastic laminates

Also Published As

Publication number Publication date
EP2114661A1 (en) 2009-11-11
US20070175573A1 (en) 2007-08-02
WO2008094227A1 (en) 2008-08-07
JP5063707B2 (ja) 2012-10-31
CN101583479A (zh) 2009-11-18
JP2010516521A (ja) 2010-05-20
EP2114661B1 (en) 2013-07-31
ES2431668T3 (es) 2013-11-27
HK1139104A1 (zh) 2010-09-10
US9102103B2 (en) 2015-08-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101583479B (zh) 具有集成金属配件的热塑性复合零件及其制作方法
CN101528446B (zh) 制造弯曲热塑性复合部件的方法
US10414107B2 (en) Method and material efficient tooling for continuous compression molding
EP1979154B1 (en) Fabrication process for thermoplastic composite parts
US11524471B2 (en) Method for fabricating thermoplastic composite parts
KR102202254B1 (ko) 연속 압축 몰딩 공구 다이를 위한 스태거 베벨
EP1504888B1 (en) Method for forming a laminate with a rebate
US10232532B1 (en) Method for fabricating tapered thermoplastic composite parts
CN106313863A (zh) 用于制造镶板部件的方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
REG Reference to a national code

Ref country code: HK

Ref legal event code: DE

Ref document number: 1139104

Country of ref document: HK

C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
REG Reference to a national code

Ref country code: HK

Ref legal event code: GR

Ref document number: 1139104

Country of ref document: HK