CN102164994B - 减少未固化复合层压材料中的皱褶 - Google Patents

减少未固化复合层压材料中的皱褶 Download PDF

Info

Publication number
CN102164994B
CN102164994B CN2009801379050A CN200980137905A CN102164994B CN 102164994 B CN102164994 B CN 102164994B CN 2009801379050 A CN2009801379050 A CN 2009801379050A CN 200980137905 A CN200980137905 A CN 200980137905A CN 102164994 B CN102164994 B CN 102164994B
Authority
CN
China
Prior art keywords
gauffer
transducer head
sheet
head
laying material
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
CN2009801379050A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102164994A (zh
Inventor
J·C·古兹曼
D·A·麦克卡威尔
D·M·罗特尔
T·J·沃什布恩
K·S·威尔登
D·C·达罗
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 CN102164994A publication Critical patent/CN102164994A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102164994B publication Critical patent/CN102164994B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • 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
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C08—ORGANIC MACROMOLECULAR COMPOUNDS; THEIR PREPARATION OR CHEMICAL WORKING-UP; COMPOSITIONS BASED THEREON
    • C08J—WORKING-UP; GENERAL PROCESSES OF COMPOUNDING; AFTER-TREATMENT NOT COVERED BY SUBCLASSES C08B, C08C, C08F, C08G or C08H
    • C08J5/00—Manufacture of articles or shaped materials containing macromolecular substances
    • C08J5/24—Impregnating materials with prepolymers which can be polymerised in situ, e.g. manufacture of prepregs
    • C08J5/241—Impregnating materials with prepolymers which can be polymerised in situ, e.g. manufacture of prepregs using inorganic fibres
    • C08J5/243—Impregnating materials with prepolymers which can be polymerised in situ, e.g. manufacture of prepregs using inorganic fibres using carbon fibres
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C08—ORGANIC MACROMOLECULAR COMPOUNDS; THEIR PREPARATION OR CHEMICAL WORKING-UP; COMPOSITIONS BASED THEREON
    • C08J—WORKING-UP; GENERAL PROCESSES OF COMPOUNDING; AFTER-TREATMENT NOT COVERED BY SUBCLASSES C08B, C08C, C08F, C08G or C08H
    • C08J5/00—Manufacture of articles or shaped materials containing macromolecular substances
    • C08J5/24—Impregnating materials with prepolymers which can be polymerised in situ, e.g. manufacture of prepregs
    • C08J5/248—Impregnating materials with prepolymers which can be polymerised in situ, e.g. manufacture of prepregs using pre-treated fibres
    • 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
    • B29C35/00—Heating, cooling or curing, e.g. crosslinking or vulcanising; Apparatus therefor
    • B29C35/02—Heating or curing, e.g. crosslinking or vulcanizing during moulding, e.g. in a mould
    • B29C35/0261—Heating or curing, e.g. crosslinking or vulcanizing during moulding, e.g. in a mould using ultrasonic or sonic vibrations
    • 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
    • B29C35/00—Heating, cooling or curing, e.g. crosslinking or vulcanising; Apparatus therefor
    • B29C35/02—Heating or curing, e.g. crosslinking or vulcanizing during moulding, e.g. in a mould
    • B29C35/0266—Local curing

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Medicinal Chemistry (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Polymers & Plastics (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Reinforced Plastic Materials (AREA)
  • Shaping Of Tube Ends By Bending Or Straightening (AREA)
  • Heating, Cooling, Or Curing Plastics Or The Like In General (AREA)
  • Processing And Handling Of Plastics And Other Materials For Molding In General (AREA)

Abstract

通过使皱褶经受振动和压力，从未固化复合铺叠料的纤维增强树脂片除去皱褶。

Description

减少未固化复合层压材料中的皱褶
技术领域
一般而言，本公开涉及复合层压材料的制造，并且更具体地涉及减少未固化层压材料中的皱褶的方法。
背景技术
在铺叠多片未固化预浸料(prepreg)以形成复合层压材料的过程中，有时可能在一片或多片中形成皱褶。皱褶可以是由于但不限于铺叠过程中片变形和/或未固化树脂的粘合性引起的增强纤维之间较高摩擦力而引起。皱褶是不期望的，这是因为它们可以在固化的层压材料中产生空隙或不连续。
过去，可以通过对皱褶加热和加压、通过使用意图抚平皱褶的手动工具手动“扫平”皱褶来除去未固化铺叠料(layup)中产生的皱褶。用于除去皱褶的该现有技术是耗时的，并且在一些情况下可能不太有效。
因此，需要减少或除去未固化纤维增强树脂层压材料的皱褶的方法，该方法是快速的、有效的并且在皱褶减少过程中基本上不改变增强纤维。
发明内容
通过使皱褶经受高频低幅振动和加压的结合，铺叠过程期间在未固化层压材料中形成的皱褶可以大幅度减少或除去。该皱褶减少方法是有效的，并且对增强纤维产生最小化的不良改变或扰乱。相较于现有的手动扫平技术，未固化层压材料中的皱褶减少可以在较短时间内实现，这使该方法适用于高速制造应用，并且未固化层压材料中的皱褶减少可以要求最少的专业装备来进行所述皱褶减少方法。
在铺叠片趋于集拢在一起的情况，所公开的方法对于减少或除去皱褶尤其有效，如在片过渡区(transitions)上形成的帽形防挠材(hatstiffener)、皱褶形部件(drape form part)的内部杆(inner legs)如C和Z形构架以及航空器应用的I形翼纵梁(stringers)上某些区域的情况。
根据一个公开的方法实施方式，减少纤维增强预浸料树脂片中的皱褶包括使皱褶经受振动。可以通过将换能器头与所述片接触，激发换能器振动并且在皱褶上移动换能器头来使皱褶经受振动。所述振动优选地具有高频率和低振幅。保护板可以放置在换能器头和所述片之间以便保护增强纤维免于由换能器头引起的变形或改变。可以通过换能器头向皱褶加压以便增强皱褶减少。
根据另一方法实施方式，减少未固化复合铺叠料中的皱褶包括：使用头对皱褶区域中的铺叠料加压；在对铺叠料加压时，在皱褶上移动所述头；以及，当所述头对铺叠料加压时，通过振动所述头对皱褶施加振动。可以在所述头和皱褶区域中的铺叠料之间放置板以便保护铺叠料中的增强纤维，并且可以通过将所述头压向所述板使所述头对铺叠料加压。可以使用高频率、低振幅信号激发所述头。
根据进一步的方法实施方式，构造复合航空器部件包括：形成多片纤维增强的复合铺叠料，其中所述片的至少一个片包括皱褶；通过使用换能器头对皱褶区域中的至少一个片加压、在所述片上移动换能器头、当换能器头对所述至少一个片加压时，激发所述换能器头振动来减少所述皱褶；压紧铺叠料；以及，固化铺叠料。所述方法可以进一步包括通过将平滑板放置在铺叠料的至少一部分上用平滑板覆盖皱褶，通过将换能器头压向所述板对至少一个片加压；以及然后在皱褶减少后从铺叠料移去所述板。
10.减少未固化复合铺叠料中皱褶的方法，包括：
在皱褶区域中使用头对所述铺叠料加压；
当对所述铺叠料加压时在所述皱褶上移动所述头；和
当所述头对所述铺叠料加压时，通过振动所述头向所述皱褶施加振动。
11.根据权利要求10所述的方法，进一步包括：
通过在所述铺叠料上所述皱褶区域中放置板来保护所述铺叠料，并且其中
通过将所述头压向所述板，所述头对所述铺叠料加压。
12.根据权利要求10所述的方法，其中振动所述头包括用高频率信号激发所述头。
13.根据权利要求12所述的方法，其中激发所述头包括用具有大约15,000Hz和70,000Hz之间的频率的信号激发所述头。
14.根据权利要求10所述的方法，其中振动所述头包括用低幅信号激发所述头。
15.根据权利要求14所述的方法，其中用低幅信号激发所述头包括向所述头施加振幅在大约0.0005英寸和0.005英寸之间的信号。
16.根据权利要求11所述的方法，其中所述板包括所述头所压向的基本平滑的保护表面。
17.根据权利要求10所述的方法，进一步包括：
至少在所述皱褶区域中加热所述片。
18.构造复合航空器部件的方法，包括
形成多片的纤维增强的复合铺叠料，其中所述片的至少一个片包括皱褶；
通过下述步骤来减少所述皱褶：
使用换能器头对皱褶区域中的所述至少一个片加压，
在所述片上移动所述换能器头，
当所述换能器头对所述至少一个片加压时，激发所述换能器头振动；
压紧所述铺叠料；以及
固化所述铺叠料。
19.根据权利要求18所述的方法，进一步包括：
通过将平滑板放置在所述铺叠料的至少一部分上用所述平滑板覆盖所述皱褶；以及
在所述皱褶减少后从所述铺叠料移去所述板。
其中，使用换能器头对所述至少一个片加压包括使所述换能器头压向所述板。
20.根据权利要求18所述的方法，其中激发所述换能器头振动包括向所述换能器头施加高频激发信号。
21.根据权利要求20所述的方法，其中施加高频激发信号包括施加具有大约15,000Hz和70,000Hz之间的频率的信号。
22.根据权利要求21所述的方法，其中所述信号具有低振幅。
23.根据权利要求22所述的方法，其中所述信号的振幅在大约0.0005英寸和0.005英寸之间。
24.根据权利要求18所述的方法，进一步包括：
在所述皱褶区域中，加热所述至少一个片。
25.构造复合航空器部件的方法，包括：
形成多片的纤维增强的复合铺叠料，其中所述铺叠料包括皱褶；
通过下述步骤来减少所述皱褶：
将大体平滑的板放置在所述铺叠料上，覆盖所述皱褶，
使换能器头与所述板接触，
在皱褶区域中，通过将所述换能器头压向所述板来对所述皱褶加压，
当所述换能器头被压向所述板时在所述铺叠料上移动所述换能器头，
在至少所述皱褶区域中加热所述铺叠料，
当所述换能器头被压向所述板时用高频低幅信号激发所述换能器头振动；
在所述皱褶减少后除去所述板，
压紧所述铺叠料；以及
固化所述铺叠料。
当根据所附附图和所述权利要求考虑时，从以下实施方式的描述，所公开的实施方式的其它特征、益处和优势将变得明显。
附图说明
图1是在其上片中形成皱褶的未固化层压材料的透视图。
图2是图1中所示的未固化层压材料的透视图并进一步描绘压向皱褶的振动换能器头。
图3是类似于图2的透视图，但显示了保护板在换能器头和层压材料之间放置。
图4是图2和图3中所示的未固化层压材料的透视图，其中皱褶的一部分已经减少。
图5是沿图3中线5-5所取的截面图。
图6是皱褶减少后图5所示的层压材料的横截面图。
图7-9是图解根据所公开的实施方式可以减少的皱褶的示例性形式的平面图。
图10是图解减少未固化层压材料中的皱褶的方法的步骤的简化流程图。
图11是航空器生产和保养方法的流程图。
图12是航空器的框图。
具体实施方式
参考图1，未固化复合层压材料20包括纤维增强的预浸材料的多个片22，所述材料例如但不限于支撑在环氧树脂基体中的增强碳纤维。所述片22中的增强纤维可以被编织或针织并可以具有多种纤维定向的任意一种。在一些情况下，片22的一些可以包括用树脂预浸渍的单向纤维。
层压材料20可以包括例如并且不限于在用于将层压材料20成型为期望的复合结构的工具(未显示)上形成的铺叠料26。在铺叠处理期间——其中片22被连续地堆叠在工具(未显示)上，一个或多个皱褶24——也称作弯曲(buckles)或波状变形(buckling)——可以在片22的一些或所有中形成。在一些情况下，皱褶24可以仅在层压材料20的片的顶部片中存在。
皱褶24可以非限制性地由单个片22铺叠方式的不规则引起，或者可以是工具(未显示)的形成部分的不平坦表面区域、角等的结果。在任何情况下，用作支撑增强纤维的基体的树脂的粘合性可以在增强纤维34之间产生摩擦力，并且在邻近的片22之间产生摩擦力，摩擦力可阻止皱褶24的舒展。这里应当注意，虽然包括预浸渍片22的层压材料20被图解，但是所公开的方法实施方式也可以用于减少干燥预制件(dry perform)中的皱褶，所述干燥预制件随后用树脂浸渍，其中预制件使用可以增加预制件皱褶的树脂粘合剂。还应当注意，虽然已经结合减少多片铺叠料26中皱褶图解了本方法实施方式，但是所述方法还可以有利地用于减少单个片中的皱褶。
根据所公开的实施方式，通过向层压材料20的表面34的皱褶24区域中施加高频低幅振动，皱褶24可以减少或者在一些情况下可以被消除。此外，向皱褶24施加振动能同时施加压力可以增强皱褶24的减少。在一个实施方式中，通过换能器头28向皱褶24施加振动，所述换能器头28具有平滑底面30，其接合并向表面34上的皱褶24加压。
换能器头28可以包括商业化可得的设备，该设备将电能转换为振动能，振动能被放大并集中在面30。所施加的振动的频率和振幅可根据应用和多种因素而改变，其包括但不限于层压材料20的厚度、树脂基体的类型、增强纤维的直径、换能器头28的大小以及施加的能量水平。在一个典型的应用中，使用1英寸的换能器头在600瓦、35,000Hz的频率下操作，获得令人满意的结果。在其它应用中，15,000Hz和70,000Hz之间的频率可以提供令人满意的结果。适合的振幅范围可以随换能器头28的类型和大小而改变，但是一般而言，大约0.0005和0.005英寸之间的振幅可能适用于应用的范围。优选的换能器头28的类型和大小可以取决于皱褶的几何形状、片堆叠、片厚度以及工具的形状。
现在参考图3，在一些应用中，在换能器面30和层压材料20的表面34之间放置保护性材料板36可以是有利的。板36可以包括例如但不限于Teflon
Figure BPA00001332442400061
涂布的纤维玻璃织物如Armalon，其具有大体平滑的上表面37。通过与换能器头28的移动面30接合，板36可以用于保护顶部片22中的纤维免于变形或扭曲。另外，虽然平滑上表面37在皱褶24和换能器面30之间提供界面——其摩擦力比表面34小，但是板36可以用于更好地分配换能器头28施加至层压材料20的表面34的压力。最后，保护板36也消除换能器面30上的树脂累积——如果换能器头28直接接合层压材料20的表面34，可能发生这样的树脂累积。
换能器头28可以以多种方向在皱褶24上移动，如与皱褶24的方向或方位一致或者横穿此方位。图4图解根据本公开实施方式部分处理的皱褶24。如图4所示，通过使用以上所述方法同时施加振动能和压力，皱褶24的部分38已基本减少并基本消除。
图5图解说明层压材料20、板36和换能器头28之间的堆叠关系。板36被施加在皱褶24的区域上，在该情况下其包括数字45指出的生成皱褶的三个上片。在振动能同时被施加时，换能器头28向皱褶24施加箭头40方向的向下压力。在层压材料片22中引起的高速振动运动克服了未固化树脂中的静摩擦力，允许通常以束状排列的纤维彼此滑动并减少皱褶高度。振动运动还可以产生摩擦热，其量足以临时降低树脂粘度，因而进一步增强了皱褶的舒展。
在一些应用中，也使用热风器(未显示)或其它合适的热源施加额外的热32至邻近换能器头28的皱褶24或者预热整个层压材料20可能是有利的，但是，所施加的热不应过多以至于树脂固化。加热皱褶24可以临时地减小树脂粘合剂的粘度，因而减少增强纤维之间的摩擦力，这使皱褶24更易于舒展。
图6图解说明根据所公开的方法处理之后的图5所示的皱褶24。同时施加高频低幅振动能和压力允许增强纤维相对于彼此滑动，使得皱褶24变得平坦。尽管图6描述的皱褶24的高度已经明显减小，但在一些应用中可以基本上消除皱褶。
在皱褶可能易于在层压材料20的相同的一般区域中发生的一些高速生产环境中，自动化以上所述的减少皱褶的方法可能是期望的。例如，换能器头28可以被安装在由计算机(未显示)或可编程逻辑控制器(未显示)控制的多轴机器人(未显示)的臂上、或者x、y、z台(未显示)上。
在此应当注意，尽管为描述实施方式的简便性起见，在图1-6中图解了简单的线性形状的皱褶24，但是所公开的实施方式还可以用于减少各种其它形状的皱褶。例如，仅举几例，在减少如图7所示的大体上为泡状的皱褶24a、图8所示的锥形皱褶24b或图9所示的交叉皱褶24c时，所述实施方式可以是有用的。
以上所述的减少皱褶的方法在图10的流程图中进一步图解。从步骤42开始，多个预浸渍片22被铺叠在合适的工具(未显示)上。接下来在44，定位铺叠料中存在的皱褶，并且任选地，在46，将板36放置在铺叠料的上表面上。在一些应用中，如48所示，在皱褶减少过程之前(预热)或期间，可以任选地对皱褶24施加热。在步骤50，换能器头28加压接触板36，并通过板36对铺叠料加压。在步骤52，对换能器头28施加高频低幅信号，使换能器头28振动。一般而言，这些振动基本上垂直于铺叠料24的表面34(即向上和向下)，但是它们可以具有横向或摆动状的分量。
随着连续地向皱褶24施加压力和振动能，换能器头28在皱褶24上移动，如步骤54所示。在以上描述的皱褶减少处理之后，可以在步骤56检查皱褶24，并且如果必要，可以重新处理皱褶，如步骤58所示。当皱褶24基本上减少或消除时，可以在步骤60移去换能器头28和保护板36，随后铺叠料被压紧并以常规方式固化，如步骤62所示。
本公开的实施方式可以用于多种潜在的应用，尤其是在运输工业，包括例如宇航工业、海运业和汽车业应用。因此，现在参考图11和图12，公开内容的实施方式可以用于航空器制造和保养方法64的情况中，如图11所示，并且可以用于航空器66的情况中，如图12所示。在生产前期间，示例性方法64可以包括航空器66的规格和设计68以及材料获得70。在生产期间，进行航空器66的组件和部件制造72以及系统整合74。此后，航空器66可以进行发照和交货76以便进行使用78。在客户使用的同时，航空器66被安排进行日常维护和保养80(其也可以包括改进、重新配置、整修等)。
可以由系统整合者、第三方和/或操作者(例如用户)进行或执行方法64的每个过程。对本说明书的目的，系统整合者可以非限制性地包括诸多航空器制造商和主要系统转包商；第三方可以非限制性地包括诸多销售商、转包商和供应商；以及操作者可以是航空公司、租赁公司、军事实体、服务组织等。
如图12所示，通过示例性方法64生产的航空器66可以包括带有多个系统84和内部86的机体82。高水平的系统84的例子包括一个或多个推进系统88、电力系统90、水压系统92和环境系统94。也可以包括许多其它系统。尽管显示了航空实例，但是本公开内容的原理可以应用于其它工业，如海运业和汽车工业。
本文实施的系统和方法可以在生产和保养方法64的任意一个或多个阶段期间使用。例如，相应于生产过程88的组件或部件可以被以类似于使用航空器66时生产的组件或部件进行构造或制造。同样，例如，通过显著加速航空器66的组装或减少航空器66的成本，在生产阶段72和74可以使用一种或多种设备实施方式、方法实施方式或其组合。类似地，在使用航空器66时，一种或多种设备实施方式、方法实施方式或其组合可以例如但不限于用于维护和保养80。
尽管本公开的实施方式已就某些示例性实施方式进行了描述，但是应当理解，具体实施方式是用于阐述目的并且是非限制性的，本领域技术人员可以想到其它变化。

Claims (3)

1.减少纤维增强预浸树脂片中皱褶的方法，包括：
形成多片纤维增强的复合铺叠料，其中所述片的至少一个片包括皱褶；
通过下述减少褶皱：使用换能器头对皱褶区域中的至少一个片加压，在所述片上移动所述换能器头，当所述换能器头对所述至少一个片加压时，激发所述换能器头振动；压紧所述铺叠料；以及固化所述铺叠料，所述振动具有15，000Hz和70,000Hz之间范围内的频率和0.0005英寸和0.005英寸之间的振幅。
2.根据权利要求1所述的方法，其进一步包括：
通过在所述换能器头和所述皱褶之间放置保护板来保护所述片。
3.根据权利要求1所述的方法，其进一步包括：
在所述皱褶的区域中，加热所述片。
CN2009801379050A 2008-09-30 2009-09-29 减少未固化复合层压材料中的皱褶 Active CN102164994B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/242,536 US9150700B2 (en) 2008-09-30 2008-09-30 Wrinkle reduction in uncured composite laminates
US12/242,536 2008-09-30
PCT/US2009/058688 WO2010039665A1 (en) 2008-09-30 2009-09-29 Wrinkle reduction in uncured composite laminates

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102164994A CN102164994A (zh) 2011-08-24
CN102164994B true CN102164994B (zh) 2013-11-20

Family

ID=41395898

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2009801379050A Active CN102164994B (zh) 2008-09-30 2009-09-29 减少未固化复合层压材料中的皱褶

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9150700B2 (zh)
EP (2) EP2581402B1 (zh)
JP (1) JP5841842B2 (zh)
CN (1) CN102164994B (zh)
CA (1) CA2731893C (zh)
ES (2) ES2530501T3 (zh)
PT (1) PT2581402E (zh)
WO (1) WO2010039665A1 (zh)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9586699B1 (en) 1999-08-16 2017-03-07 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus for monitoring and fixing holes in composite aircraft
US9625361B1 (en) 2001-08-19 2017-04-18 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials
US9150700B2 (en) 2008-09-30 2015-10-06 The Boeing Company Wrinkle reduction in uncured composite laminates
FR2949208B1 (fr) * 2009-08-18 2014-02-21 Eads Europ Aeronautic Defence Procede de fabrication de pieces composites permettant une reparabilite desdites pieces
US8795567B2 (en) 2010-09-23 2014-08-05 The Boeing Company Method for fabricating highly contoured composite stiffeners with reduced wrinkling
US20120139165A1 (en) * 2011-09-15 2012-06-07 Uli Ramm Method and system for producing a wind turbine rotor blade
WO2013104058A1 (en) 2012-01-13 2013-07-18 Magna International Inc. Method for direct inline molding of pre-impregnated composites
US8826957B2 (en) 2012-08-31 2014-09-09 General Electric Company Methods and systems for automated ply layup for composites
EP2873517B1 (de) * 2013-11-14 2019-04-24 Airbus Defence and Space GmbH Stabilisierungsvorrichtung, Stabilisierungsverfahren und Verfahren zum erzeugen von Faserverbund-Bauteilen
JP6721042B2 (ja) 2017-03-31 2020-07-08 三菱ケミカル株式会社 プリプレグシート、その製造方法、表皮材付き単位層、繊維強化複合材料成形品の製造方法、及び繊維強化複合材料成形品
US10703055B2 (en) * 2017-07-14 2020-07-07 The Boeing Company Clamping system for holding a composite charge during forming over a forming mandrel
CN108839359B (zh) * 2018-06-20 2020-12-22 中南大学 复合材料构件固化工艺及复合材料制件
US11597057B2 (en) 2019-02-01 2023-03-07 Trelleborg Sealing Solutions Germany Gmbh Impact forming of thermoplastic composites
CN113059825B (zh) * 2021-04-01 2022-03-29 南京航空航天大学 一种非同步压实复合材料构件的方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6511563B2 (en) * 1991-03-01 2003-01-28 Foster-Miller, Inc. Device for ultrasonically consolidating fiber reinforced composite structures
US6592799B1 (en) * 1996-12-09 2003-07-15 The Boeing Company Vibration assisted processing of viscous thermoplastics

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6432236B1 (en) 1991-03-01 2002-08-13 Foster-Miller, Inc. Ultrasonic method of fabricating a thermosetting matrix fiber-reinforced composite structure and the product thereof
US5418035A (en) 1991-09-12 1995-05-23 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Thermoplastic composite fabrics and formed article produced therefrom
US6017484A (en) 1997-01-21 2000-01-25 Harold P. Hale Method for manufacture of minimum porosity, wrinkle free composite parts
JP2002047809A (ja) * 2000-08-04 2002-02-15 Richter Corporation:Kk 複合材料とその製造法及び施工法
JP4372384B2 (ja) * 2002-01-29 2009-11-25 東レ株式会社 プリフォームの製造方法
JP4170781B2 (ja) * 2003-01-17 2008-10-22 松下電器産業株式会社 基板の製造方法
JP2004330474A (ja) * 2003-05-01 2004-11-25 Kawasaki Heavy Ind Ltd 複合材製品の製造方法
JP2008208244A (ja) * 2007-02-27 2008-09-11 Asahi Kasei Electronics Co Ltd プリプレグ製造装置及び製造方法
US8152948B2 (en) 2008-01-09 2012-04-10 The Boeing Company Contoured composite parts
US9150700B2 (en) 2008-09-30 2015-10-06 The Boeing Company Wrinkle reduction in uncured composite laminates

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6511563B2 (en) * 1991-03-01 2003-01-28 Foster-Miller, Inc. Device for ultrasonically consolidating fiber reinforced composite structures
US6592799B1 (en) * 1996-12-09 2003-07-15 The Boeing Company Vibration assisted processing of viscous thermoplastics

Also Published As

Publication number Publication date
PT2581402E (pt) 2015-01-14
CN102164994A (zh) 2011-08-24
US20100078845A1 (en) 2010-04-01
ES2401413T3 (es) 2013-04-19
EP2331612A1 (en) 2011-06-15
ES2530501T3 (es) 2015-03-03
EP2581402B1 (en) 2014-11-12
EP2581402A1 (en) 2013-04-17
CA2731893A1 (en) 2010-04-08
EP2331612B1 (en) 2012-12-19
JP5841842B2 (ja) 2016-01-13
WO2010039665A1 (en) 2010-04-08
CA2731893C (en) 2014-11-18
JP2012504183A (ja) 2012-02-16
US9150700B2 (en) 2015-10-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102164994B (zh) 减少未固化复合层压材料中的皱褶
KR102069926B1 (ko) 안정화 부재를 구비한 복합 구조물
RU2514747C2 (ru) Усиленные элементы жесткости и способ их изготовления
US8197625B2 (en) Process of manufacturing composite structures with embedded precured tools
CN102015274B (zh) 生产用于航空和航天旅行的复合纤维组件的方法和成形装置
CA2819544C (en) Method and device for compressing a composite radius
WO2010144007A1 (en) Nano-reinforced radius filler for an aircraft structure and a method of producing an aircraft structure comprising such filler
US9221201B2 (en) Method for manufacturing composite material
CN107635761A (zh) 用于生产具有不可展开形状的夹层金属部件的改进的方法
JP2012510395A (ja) 航空機の平面部材およびその製造方法
JP2627851B2 (ja) ハニカムサンドイッチ構造
US11446884B2 (en) Process for producing a component which is two-dimensional in regions from a fibre composite material
EP4140718B1 (en) Apparatus and method to enable in-plane bending of high contour composite structures in post- forming operations
CN108215440B (zh) 阶梯状或空心状蜂窝夹层结构的制作方法
JP2002347149A (ja) 複合材ハニカムサンドイッチ構造体及びその製造方法
Marshall et al. Use of Honeycomb and Bonded Structures in Light Aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant