CN102666076A - 形成飞行器或航天器结构部件的方法及其设备 - Google Patents

形成飞行器或航天器结构部件的方法及其设备 Download PDF

Info

Publication number
CN102666076A
CN102666076A CN2010800544621A CN201080054462A CN102666076A CN 102666076 A CN102666076 A CN 102666076A CN 2010800544621 A CN2010800544621 A CN 2010800544621A CN 201080054462 A CN201080054462 A CN 201080054462A CN 102666076 A CN102666076 A CN 102666076A
Authority
CN
China
Prior art keywords
distortion
band
preform
cutter
structure parts
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.)
Granted
Application number
CN2010800544621A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102666076B (zh
Inventor
马雷克·贝勒辛斯基
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 GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
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 GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of CN102666076A publication Critical patent/CN102666076A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102666076B publication Critical patent/CN102666076B/zh
Expired - Fee Related 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
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/22—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure
    • B29C70/222—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure the structure being shaped to form a three dimensional configuration
    • 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
    • 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
    • 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
    • B29C2793/00—Shaping techniques involving a cutting or machining operation
    • B29C2793/0081—Shaping techniques involving a cutting or machining operation before shaping
    • 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
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49616—Structural member making
    • Y10T29/49622—Vehicular structural member making
    • 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
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/51—Plural diverse manufacturing apparatus including means for metal shaping or assembling

Abstract

在形成飞行器或航天器结构部件的方法中，一预成型体（1）包括编织在型芯（2）周围的至少一条带（4）。至少部分引入切断口（17）至预成型体（1）的至少一条带（4）形成至少一条带（4）的两个带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）。通过沿着切断口（17）被引导的变形刀具（20），至少一条带（4）形成的两个带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）变形为一预定的形状。一变形设备（30）用于实施这个方法。通过所述的方法和/或变形设备，制造出一结构性部件。

Description

形成飞行器或航天器结构部件的方法及其设备
技术领域
本发明涉及一种形成飞行器或航天器结构部件的方法，以及一变形（deformation）设备。
背景技术
尽管它是可应用于具有纤维材质的结构部件，但是本发明和基于此前形成的问题，通过参考碳纤维强化塑料（Carbon Fibre-reinforced plastics，简称CFRP）制成的异型部件（profiled components），例如，一飞行器的框架型材（frame profiles），接下来将做具体解释。
其他的加强型（stiffening）碳纤维强化塑料部件，例如，碳纤维强化塑料桁条和碳纤维强化塑料框架的外蒙皮（outer skin）以能承受住在飞机部门（sector）所遇到的高负荷（high loads）状况，而一般人都知道应尽可能地增加最少的重量。使用不同的型材，例如，C型、Ω型和Z型型材以及类似的型材。
以下说明涉及编织（braided）型材。当前的编织技术允许以封闭横截面（closed cross-section）特征的编织工件的制造。举个例子，一型芯具有一矩形型材，因此，所述型芯有纤维编织在型芯的周围，从而生成编织工件层（braided work layers）。在这些编织工件层之间是带状层（band layers），例如，在型芯的纵方向上，单向纤维织物铺放在带状区域（band regions）。从而制造出一编织的空心型材，所述编织的空心型材例如是具有封闭横截面的矩形管。
为了制造所谓的C型型材，将一飞机内的矩形型材在纵轴上分隔开（devided），以这样的方式产生了两个C型型材。
当前的编织技术也允许制造出曲线（curved）C型的预成型体。术语“预成型体”可被理解是所谓的预成型体或纺织纤维预成型体，接下来其被注入（impregnated）一铸模（matrix），并例如，在一压热器（autoclave）内变硬。
编织过程大部分可以是自动化的，并通过使用CNC（Computer Number Control，机械加工的一种）技术，制造出具有非恒定的横截面的型材变得可行。然而，因为具有所谓的Z型型材的框架也越来越多地使用在飞行器和航天器的机身（fuselage）结构内，因此也需要有一种自动方式来制造它们。然而，这不太可能通过使用编织技术来实现，因为（目前的)编织技术仅能在封闭横截面的周围进行编织。
发明内容
在这种背景情况下，本发明的一个目的是提供一种改进方法，用于形成一飞行器或航天器结构部件。本发明的另一目的是提供一种相应的变形设备。
通过具有权利要求1所述特征的一种方法和具有权利要求7所述特征的一种变形设备，完成了本发明的目的。
相应地，在一种用于形成飞行器或航天器结构部件的方法中，一预成型体至少有一条带，所述带是通过在一型芯周围的编织而形成的。至少若干部分（portions）引入一切断口至所述预成型体的至少一条带，以至于形成所述至少一条带的两个带部分。通过引导一变形刀具沿着切断口，所述至少一条带的两个带部分变形为一预定的形状。一变形设备用于实施所述方法。根据所述方法和/或所述变形设备，制造出一结构部件。
更进一步，提供一变形设备以形成飞行器或航天器结构部件。该设备包括：
一刀体（tool body），具有一承载器，以接收一编织的预成型体，所述预成型体具有至少一条带；
至少一切割设备，用于至少部分引入一切断口至所述预成型体的至少一条带，以至于形成所述至少一条带的两个带部分；以及
至少一变形刀具，用于引导所述变形刀具沿着所述切断口，将所述至少一条带（3，4）的两个已形成的（formed）带部分变为一预定形状。
因此，本发明有着如前文中所述方法的优点，自动编织技术也可以应用于制造具有它们本身优点的型材，这不可能通过编织技术被制造出的。
本发明的优选实施例和改进之处存于附属权利要求中。
本发明背后的一基本思想包括使用简单的处理，例如，在一预成型体内引入一切断口，作为变形所述预成型体的准备，以这样一种方式从一初始型材制造出一新的型材。
就一编织的预成型体的变形（deformation）或改变（transformation）而言，例如，从一用于C型型材的预成型体变成一Z型型材，在将要被变形的相关层中的纤维朝向的保留（retention）是非常有意义的。就曲线型型材而言，决定哪条带要变形是十分重要的。例如，就具有外直径和内直径的一框架而言，内带可理解为具有更小尺寸的带，而外带可理解为具有更大尺寸的带。在所述外带内，纤维在变形期间被迫以符合大半径，例如，它们被拉伸。就多层和朝向是±45°或90°的纤维而言，这可以促成在纤维内有局部性的（local）间隔（gaps）。所述纤维在斜纹（diagonals）之间一旦处于0°，它们就要尝试在变形期间向内移动，因为所述纤维的长度要保持不变。然而，当所述内带变形时，纤维被压缩，在变形过程中，这可能导致局部性的折叠。单层的过渡半径的变化也可能导致在所述层之间的移位，例如，所述层将能够彼此之间移位，并不引起在纤维内的波动（undulations），这必须是可行。这又一次意味着，当多层的预成型体在相同的时刻变形，所述层应该可以彼此之间滑动，并不变成彼此之间的缠住（caught）。所述层之间的移位，就所述带而言，导致所谓的书本效果，例如，在那个位置，一边缘是以一堆叠的方式建立起来（built up）。
对于一预成型体的横截面，例如，一矩形横截面，也可以只有一条带。
为了这个目的，本发明提供的型芯，至少有两个编织工件层编织在型芯的周围，其中，提供具有隔离层的所述至少一条带，所述隔离层在每两个编织工件层之间。如此做，有利于形成这些隔离层，所述隔离层例如是来自隔离薄膜。
通过机械性地折叠带部分（band portions），例如，编织工件部分或者编织工件层的部分，在其他的实施例中（other things），有可能制造出通过先前编织方式所未能达到的几何图形。该几何图形是通过先前编织所未能达到的。因此，制造具有可变横截面的Z型型材也可以被实施。
就具有多条带的预成型体而言，例如具有一个外带和一个内带，不仅对外带要进行适当的变形，而且也要对内带进行适当的变形。因此，基于单个预成型体制造出的所述编织工件也能产生出多个部件，所述多个部件彼此容易地区分出来，因为最终的几何图形仅在变形期间就决定了。
如果变形的发生是通过逐层地折叠所述已形成（formed）的带部分，这是优选的。在这种方式中，要相当地（considerably）减少任何在所述纤维中的间隔和缺陷的风险。所述编织工件层在变形期间保留了它们的纤维朝向，并且没有被变形刀具破坏，这是非常重要的。为了这个目的，所述隔离层提供的有利点在于它们保护要变形的所述纤维，在变形期间不被变形刀具破坏。它们使得单层的相互隔离在逐层折叠时也变得容易。
在逐层折叠带部分之后，各自隔离层被去掉，并被先前准备的带层替代，例如，单向（unidirectional，简称UD）纤维织物被替代，并且要固定纤维织物。这可以通过一去除设备来完成，所述去除设备可以与一铺设设备（laying device）协作（cooperate），或者与铺设设备设置在一起来实施。
借助变形，具有凹面或者凸面的部件也能够被制造，其并不能通过先前的编织完成。例如，为了实现该目的，一变形设备的刀体（tool body）能够在要被变形的层部分区域（region）有相应的凹和/或凸部分，其中所述变形刀具可适合相应的冲压设备（pressing device），例如，冲压滚轮用于此目的。
在带部分被折叠之后，因此制造出一变形的预成型体。在所述预成型体中，另一个带，或者甚至另一个预定部分在所述变形的预成型体的纵方向上能够被切断，以至于得到两个相互隔离的所述变形的预成型体。因此，制造一Ω型型材变得可行，例如，所述Ω型型材来自一编织的矩形型材，并通过第一次切断所述内带以及变形相关连的带部分而制成。通过再一次切断另一条带，这样可获得两个Z型型材。
有利地，整个过程可以差不多是全自动地进行，其中只要履行（fulfilled）用于工业实现的先决条件。对于编织过程及其具有的优点，这个变形技术完全开拓了新的可能性应用，因为一纯（pure）的半成品通过编织过程被制造出，仅在变形之后，就可得到它的最终几何图形。
为了替代所述隔离层，所述变形设备至少有一去除设备，用于去掉所述隔离层；以及一铺设设备，用于铺放带层部分在所述变形的预成型体上。所述铺设设备可以同时与一用于去掉隔离层的去除设备联合在一起，有利地加速了该方法的自动顺序。
  所述编制工件层在变形期间不被提得太高，否则出现局部性的折叠或局部性的间隔，这是非常重要的。由于这个原因，提供具有侧变形表面的犁状或者一雪犁形状的变形刀具，所述犁状的椎体（taper）在所述变形刀具的纵方向上以一预定的角度朝向彼此，其中在切割边缘，椎体在所述变形刀具的前面是相连的。
为了这个目的，所述变形刀具的变形表面有一连接板（web），其具有至少一槽，其中所述槽的上端与一导轨面融合。所述槽的半径相对较小。由此，不能出现折叠和局部性的间隔。所述变形刀具的变形表面适当地设计，以达到即将被执行变形的若干部分的一预定变形。为了这个目的，提供要形成变形表面的所述变形刀具，以这样一种方式在预成型体部分的纤维之间有空间，预成型体将会变形，在变形期间，在所述预成型体的中心轴上的变形是最小的。
在所述变形设备的进一步实施例中，所述变形刀具包括切割设备。举个例子，所述切割设备通过变形刀具形成的边缘，可附着在所述变形刀具的前面的所述连接板上，作为切割边缘。在向前移动所述变形刀具期间，所述切割边缘将首先切断所述带的编织工件层，接着折叠编织工件层。通过一预先切割，将要被切断的带或其中的编织工件层也能够有刻痕（scored），以促成所述切割过程。
根据上述方法和/或所说明的变形设备，制造用于空中和太空旅行的结构部件。    
附图说明
本发明通过具体实施例以及参考附属的图片在下文中做具体解释。
图1是根据本发明用于解释一方法的具体实施例的预成型体的原理图、透视图和横断面图；
图2是根据本发明所述方法在进一步骤之后的图1所示的预成型体示意图；
图3是根据本发明所述方法在进一步骤之后，以及根据本发明变形设备的一具体实施例的图2所示的预成型体的示意图；
图4a-c是一变形刀具的部分横截面的一具体实施例的原理图、透视图；
图4d是图4a-c中所述变形刀具的原理图、透视正面视图；
图4e是根据图4d的所述变形刀具的A视角的原理侧视图；
图5是根据本发明所述方法在进一步骤之后，以及根据本发明所述变形设备的图3所示预成型体的示意图；
图6是根据本发明所述方法在进一步骤之后，以及根据本发明所述变形设备的图5所示已变形的预成型体的示意图；以及
图7是一切断的变形的预成型体的原理局部图。
在这些图中，类似的参考标号是指功能性等同的部件，除非是相反的描述。坐标x、y、z有助于方向（orientation）定位。
在例子中的附加的“-1”“-2”参考数字表示参考相对的部分。
具体实施方式
图1是根据本发明用于解释一方法的具体实施例的一预成型体的原理图、透视图和横截面视图。在所述方法的第一步中，在一编织过程中制成所述预成型体1。这样做，在这个实施例中，一型芯2具有一矩形横截面，所述型芯2有纤维编织在型芯的周围，其中在这个实施例中，制成一个三层预成型体。在这个实施例中，制成斜纹层（diagonal layers），例如作为双轴或单向(UD)编织工件（UD表示单向），其中第一内部编织工件层7直接位于所述型芯2上。一中间编织工件层8缠绕（wound）在第一内部编织工件层7上面，以及一外部编织工件层9编织在中间编织工件层8周围。
所述预成型体1具有如图1所示的曲线结构。所述预成型体1具有带3和带4，其中所述带4被指定为内带，所述带3被指定为外带。这些带通过型材连接板（webs）5，6连接。在所述内部编织工件层7的编织之后，在所述预成型体1的纵方向上，例如，在x轴方向上，单向纤维的第一带层10设置在所述外带3 上。在这个实施例中，提供内带4，通过一切断口17（参见图2）来为变形做准备。所述隔离层12替代一带层，设置在所述内带4上。所述隔离层可以是一隔离薄膜。以相同的方式，第二带层11设置在所述中间编织工件层8和外部工件层9之间，且在所述外带3上。第二隔离层13设置在内带4上。接着铺上所述外部工件层9。所述隔离层12和13模拟（simulate）内带4这一侧的带层10和11的厚度，以至于达到所述预成型体1的均匀（uniform）结构。
在所述编织工件层7至9内，所述预成型体1被制成具有封闭横截面的编织部件。在合适的编织设备内使用单纤维、多纤维和/或纤维束或类似的，所述编织受到影响。
制成的预成型体1接着在所述方法的第二步中被处理着，如图2所示，通过一切割设备，所述切割可以是一变形设备30（见图1）的部件，以这样一种方式，在所述预成型体1的纵方向x轴上，提供所述内带4和一切断口17。所述切断口17通过编织工件层7至9在同一时间受到影响。然而，对于所述切断口17而言，将可能形成逐层的。在任何位置，使用一合适的切割设备，也会对所述切断口17有影响。
通过切断口17，在这个实施例中，所述内带4被分成每一编织工件层的两个带部分，亦即：两个内层带部分14-1和14-2，两个中层带部分15-1和15-2，以及两个外层带部分16-1和16-2。所述隔离层12和13也各自分成隔离层部分12-1和12-2，以及13-1和13-2。
如图3所示，根据本发明所述方法的进一步骤，在一变形设备30内得到如图2中的预成型体1，作为根据本发明所述变形设备30的一可行的具体实施例。
在这个实施例中，变形设备30有一刀体31，具有一承载器32，在纵方向x轴的两侧，所述承载器有着各自的工具上侧33-1和33-2。所述预成型体1和所述预成型体1的型芯2插入承载器32。所述内带4通过所述切断口17来为变形做准备，所述切断口17突出向上，其被分成的带部分14-1，14-2，15-1，15-2，16-1和16-2超出所述承载器32的范围。设置一变形刀具20，接下来会具体解释的，以在x方向上被引导，例如在所述刀体31和所述预成型体1的纵方向上，并且所述变形刀具和它的前面部分被引导（参见图4d）至在所述外层带部分16-1和16-2之间的所述外部编织工件层9内的所述切断口17。通过所述变形刀具20的变形刀具横截面21，所述外层带部分16-1和16-2和所述第二隔离层13-1和13-2通过所述变形刀具20的变形刀具横截面21一起均被变形。在这个实施例中，在所述变形刀具20的纵方向上，且在特定的x轴位置处，仅显示所述变形刀具横截面21。所述外层带部分16-1和16-2被引导，并通过所述变形表面26-1和26-2（参见图4a-d），在各自一边的所述第二隔离层13-1和13-2一起变形，以这样一种方式它们首先被弯曲或以小半径折叠。通过在x轴方向上进一步移动所述变形刀具20，所述外层带部分16-1和16-2和所述第二隔离层13-1和13-2一起最终完全折叠（在这个实施例中，与它们之间的位置相比，被折大约是180°），如图6和图7所示，并在后文相关部分有具体说明。因此，所述隔离层12和13保护所述单带部分16-1和16-2，15-1和15-2，14-1和14-2，不被所述变形刀具20破坏。与此同时，它们允许在变形期间所述编织工件层有轻微的分离。所述变形刀具20以这样一种方式被形成，在变形期间，在各自层带部分16-1和16-2，15-1和15-2，14-1和14-2的纤维和所述预成型体1的中间轴之间的距离，在这个实施例中，变形刀具20在纵向上扩展，例如在x轴方向上，以最小距离保持着。
在图4a至图4c中，显示一具体实施例的变形刀具20的局部横截部分的原理图、透视图。在图4d中显示一正面视图。
所述变形刀具20有一下侧28，以一合适的光滑方式和/或一合适的涂敷形成所述下侧，以保证在所述下侧28和所述层带部分16-1和16-2，15-1和15-2，14-1和14-2和/或所述隔离层12，13之间可能的最低摩擦系数。所述变形刀具20 具有一犁（在这个实施例中有两个犁头）的形状，或者具有雪犁的形状，在平面图中是一三角形。如图4d所示变形刀具（犁状），所述变形刀具20具有一个切割边缘22a，所述切割边缘与所述变形刀具20的移动方向相反（x轴的负方向），并融合至一连接板22，所述切割边缘依赖所述x坐标，在x轴方向的反方向变宽，且最终差不多形成所述变形刀具20的背面（如图4c所示）。为此，图4a至图4c说明变形刀具横截面21在所述变形刀具20的纵方向上的不同x位置。
一槽23-1，23-2设置在所述连接板22的两侧，其中所述槽23-1，23-2通过一退刀（run-out）槽25-1，25-2融合在它的上端，并进入一导轨面24-1和24-2。在向下的方向上，通过一进刀（run-in）槽27-1和27-2形成所述槽23-1和23-2，在一下缘29-1和29-2有一特别的小半径（with which to engage）以啮合在所述层带部分16-1和16-2，15-1和15-2，14-1和14-2之间，以使它们彼此分离。所述槽23-1，23-2以一预定的半径扩展，从所述变形刀具20的正面（参见图4d）至变形刀具20的背面（参见图4c），其中它以一角度与所述变形刀具20的中心线融合，所述变形刀具20的纵方向上朝着背面向外（outwards towards the rear face thereof），例如，横向地y轴方向上。
所述变形刀具20的整个长度，所述槽23-1和23-2与所述导轨面24-1和24-2，退刀槽25-1和25-2，进刀槽27-1和27-2，在所述变形刀具20的每一个长边，形成一各自变形表面26-1和26-2，当层带部分被折叠时，以使各自的层带部分16-1和16-2，15-1和15-2，14-1和14-2产生变形。所述变形表面26-1和26-2对称地设置，与所述变形刀具20的中心线成一角度，其中所述中心线在x方向上可扩展，例如，所述变形刀具20的移动方向。相对于所述编织工件层7，8和9的材料，所述变形表面26-1，26-2用一种材料制成，其材料产生一对具有极低的摩擦系数的摩擦力。为了这个目的，各自所述变形表面26-1，26-2与所述变形刀具20的下侧28一样，也能够被涂敷，例如用聚四氟乙烯（Teflon）。
所述变形表面26-1和26-2在正视的所述变形刀具20的所述切割边缘22a处相互连接。
图4所示所述变形刀具的犁状结构的正视图。其他形状也是当然可行的。所述切割边缘22a也能够形成，作为一锋利的切割边缘，以至于所述切割边缘可以打开（open up）所述切断口17或者打开在先前切开的切断口17内的一裂缝。
图4e所示图4d中的所述变形刀具20的侧面视角A。在这个实施例中，显示出所述导轨面24-1（24-2在另一侧）和它的外部边缘从所述切割边缘22a，例如，从所述变形刀具20的正面开始朝后扩展，并以一角度向下倾斜。在所述切割边缘22a处，所述导轨面24-1的外缘向下扩展，并与所述切割边缘22a融合。
所述变形刀具20在所述变形设备30的纵向引导上（图中未示）被引导着，所述纵向引导跟随所述预成型体1的轨道（course），例如，所述刀体31的轨道。所述变形刀具能够以一种自动方式被驱动（driven），其中在z方向上的前进是可行的，以至于可以实施（carry out）所述层带部分16-1和16-2，15-1和15-2，14-1和14-2的逐层变形。
图5是根据本发明所述方法的进一步，以及根据本发明所述变形设备30的图3所述预成型体。所述层带部分16-1和16-2通过变形刀具20已被折叠。在这个实施例中，所述层带部分经过大约180°被带至所述变形刀具的上侧33-1和33-2。通过大于或小于180°的角度，也可以实施自然的变形。
所述隔离层部分13-1和13-2从折叠的所述层带部分16-1和16-2中被去除，以这样的方式（在这个实施例中，图5已经受影响了），并通过所述铺设设备（图中未示），被第一带层部分18-1和18-2所替代，所述第一带层部分18-1和18-2被放置在所述折叠层带部分16-1和16-2上，替代了所述隔离层部分13-1和13-2，所述第一带层部分18-1和18-2并被固定。所述带层部分18-1，18-2准备在另一位置，例如，所述带层部分18-1，18-2为单向纤维。
接下来层带部分15-1和15-2，14-1和14-2通过所述变形刀具20被折叠，随之所述隔离层部分12-1和12-2的去除，和被第二带层部分19-1和19-2所替代，正如前文所述。接着就可以获得如图5中所示的一已变形的预成型。
因此，所述已变形的预成型体1获得的类型为U型型材或者甚至是Ω型型材。
所述刀体31可以是一成型工具的部件，所述成型工具可以是封闭的，用于注入且加硬所述已变形的预成型体1。为了这个目的，所述已变形的预成型体1用铸模材料注入在所述刀体31内，并在所述型芯2被去除之后，例如，在一压热器（autoclave）内被加强。
更进一步可以包括（甚至在注入和加强之前）所述外带4通过第二切断口34被切断，从中制造出具有Z型型材的两个变形的预成型1-1和1-2。
在这种方式下，具有一封闭横截面的一编织的预成型体1的变形可以制成变形的预成型体1-1，1-2和多个不同的型材类型，其中所述编织技术的优点来自他们的本身。
尽管本发明已经借助较佳具体实施例说明以上内容，但本发明并不被限制，可以以多种方式进行饰变。
例如，所述切断口17可能仅是逐层划痕或者所述内带4的各自编织工件层7至9的切开，其中具有主导的切割边缘22a（如图4d所示）完全打开裂缝或者预先切断逐层的切断口17。
所述第二切断口34在不同的点有着不同的影响，这意味着导致的Z型型材是不同的，且在极端情况下，获得一L型型材和一Z型型材。
在变形期间，也可能制成具有凹表面和/或凸表面的部件。为了这个目的，所述工具上侧33-1，33-2在预定的点上具有凹进或者凸起，通过所述变形刀具20以及相应的扩展，使所述折叠的层带部分16-1和16-2，15-1和15-2，14-1和14-2可以符合（conformed）所述凹进或者凸起，所述相应的扩展例如是冲压滚轮而形成。因此，制成的形状并不能通过编织技术来完成。
对于预成型体1仅有两个或者甚至更多的编织工作件，这也是可行的。
对于刀体31所形成特别优势，以这样的方式，刀体能够在同一时间内被使用，变形所述预成型体1，并且用于所述已变形的预成型体的注入和加硬。
具有一三角形横截面的预成型体1也是可行的，其中例如，一边形成一条带要被切断的带，其余两边切断作为连接板。
在用于形成一飞行器或航天器结构部件的方法中，一预成型1具有至少一所述带4，其通过编织在型芯2周围。至少部分引入一切断口17至所述预成型体1的至少一条带4，为了形成至少一条带4的两个带部分14-1和14-2；15-1和15-2；16-1和16-2。通过变形刀具20，其可以沿着所述切断口17被引导，至少一条带4的两个形成的带部分14-1和14-2；15-1和15-2；16-1和16-2接着被变形为一预定的形状。一变形设备30切断以实施所述方法。根据本发明的方法和/或借助所述变形设备，制成一结构组件。
 
参考清单：
1、预成型件 preform；2、型芯 core；3、4、带 band；
5、6、型材连接板 profile web；7、内部编织工件层 inner braided work layer；
8、中间编织工件层 middle braided work layer；
9、外部编织工件层 outer braided work layer；
10、11、带层 band layers；12、13 隔离层 separating layers；
14-1、14-2 内层带部分 inner layer band portion；
15-1、15-2  中间层带部分 middle layer band portion；
16-1、16-2 外层带部分 outer layer band portion；
17、切断口 severing cut；18-1、18-2、 第一带层部分；
19-1、19-2、第二带层部分；20、变形刀具 deformation tool；
21、变形刀具横截面 deformation cross-section；
22、连接板 web；22a、切割边缘；
23-1、23-2、槽 channel；24-1、24-2、导轨面 guide surface；
25-1、25-2、退刀槽 channel run-out；26-1、26-2、变形表面 deformation surface；27-1、27-2、进刀槽 channel run-in；28、下侧 lower side；29、下缘lower edge；
30、变形设备deformation device；31、刀体 tool body；
32、承载器receiver；
33-1、33-2、tool upper side工具上侧；
34、第二切断口 second serving cut；
35、35-1、35-2；变形的预成型件 deformed preform；
x、y、z、坐标。 

Claims (15)

1.一种形成飞行器或航天器结构部件的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
形成一预成型体（1），包括编织在一型芯（2）周围的至少一条带（4）；
至少部分引入切断口（17）至所述预成型体（1）的所述至少一条带（4），以形成所述至少一条带（4）的两个带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）；以及
通过沿着被所述切断口（17）引导的变形刀具（20），所述至少一条带（4）形成的所述两个带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）变形为一预定的形状。
2.如权利要求1所述的形成飞行器或航天器结构部件的方法，其特征在于，所述型芯（2）至少有两个编织工件层（7、8、9）编织在所述型芯（2）的周围，其中提供的至少一条带（4）具有隔离层（12，13）；所述隔离层在每两个编织工件层（7、8、9）之间。
3.如权利要求1或2所述的形成飞行器或航天器结构部件的方法，其特征在于，对所述两个形成的带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）实施变形是通过逐层地折叠所述带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）。
4. 如权利要求3所述的形成飞行器或航天器结构部件的方法，其特征在于，在逐层地折叠所述带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）和预定的带层（18-1、18-2；19-1、19-2）之后，各自的隔离层（12，13）被去除，所述预定的带层（18-1、18-2；19-1、19-2）放置在它们的位置上，并被固定。
5. 如权利要求3或4所述的形成飞行器或航天器结构部件的方法，其特征在于，通过折叠所述带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2），形成的变形的预成型体（35）在纵方向上的一预定的位置被切断，以至于获得两个相互隔离的变形的预成型体（35-1，35-2）。
6. 如权利要求1-5中任一项所述的形成飞行器或航天器结构部件的方法，其特征在于，在两个形成的带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）的变形之后，所述变形的预成型体（35）以这样的方式被注入一铸模，且被加硬。
7. 如权利要求1-6中任一项所述的形成飞行器或航天器结构部件的方法，其特征在于，在所述两个形成的带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）的变形期间，通过所述变形刀具（20），预定形状被引入至所述带部分。
8. 一种形成飞行器或航天器结构部件的变形设备（30），其特征在于，包括：
一刀体（31），具有一承载器（32）以接收具有至少一条带（4）的编织的预成型体（1）；
至少一切割设备，用于至少部分引入一切断口（17）至所述预成型体（1）的所述至少一条带（4），以形成所述至少一条带（4）的两个带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）；以及
沿着被所述切断口（17）引导的至少一变形刀具（20），用于所述两个形成的带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）变形为一预定的形状。
9. 如权利要求8所述的形成飞行器或航天器结构部件的变形设备（30），其特征在于，所述变形设备具有至少一去除设备，用于从两个变形的带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）中去除隔离层（12、13）；以及一铺设设备，用于将替代所述隔离层（12、13）的带层部分（18-1、18-2；19-1、19-2）铺设在所述的两个变形的带部分（14-1、14-2；15-1、15-2；16-1、16-2）上。
10. 如权利要求8或9所述的形成飞行器或航天器结构部件的变形设备（30），其特征在于，所述变形刀具（20）具有侧变形表面（26-1、26-2）的犁状或者一雪犁形状，所述犁状的椎体在所述变形刀具（20）的纵方向上以一预定的角度朝向彼此，其中在切割边缘，所述椎体在所述变形刀具（20）的前面是相连的。
11. 如权利要求10所述的形成飞行器或航天器结构部件的变形设备（30），其特征在于，所述变形刀具（20）的变形表面（26-1、26-2）各自有一连接板（22），所述连接板有至少一槽（23-1、23-2），其中所述至少一槽（23-1、23-2）在槽的上端与一导轨面（24-1、24-2）融合。
12. 如权利要求10或11所述的形成飞行器或航天器结构部件的变形设备（30），其特征在于，所述变形刀具（20）的变形表面（26-1、26-2）合适的设计，以在将要变形的所述预成型体（1）的若干部分内产生一预定的变形。
13. 如权利要求8至12中任意一项所述的形成飞行器或航天器结构部件的变形设备（30），其特征在于，所述变形刀具（20）还包括所述切割设备。
14. 如权利要求8至12中任意一项所述的形成飞行器或航天器结构部件的变形设备（30），其特征在于，形成的所述刀体（31）作为一成型器具，用于注入和加硬所述变形的预成型体（35）。
15. 通过权利要求1至7中至少一项权利要求所述的形成飞行器或航天器结构部件的方法，和/或通过权利要求8至14中至少一项权利要求所述的形成飞行器或航天器结构部件的变形设备（30），以形成飞行器或航天器结构部件。
CN201080054462.1A 2009-12-01 2010-11-24 形成飞行器或航天器结构部件的方法及其设备 Expired - Fee Related CN102666076B (zh)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US26547809P 2009-12-01 2009-12-01
DE102009047340.8 2009-12-01
US61/265,478 2009-12-01
DE102009047340A DE102009047340B4 (de) 2009-12-01 2009-12-01 Verfahren zum Bilden eines Strukturbauteils eines Luft- oder Raumfahrzeuges und Umformvorrichtung
PCT/EP2010/068138 WO2011067146A1 (de) 2009-12-01 2010-11-24 Verfahren zum bilden eines strukturbauteils eines luft- oder raumfahrzeuges und umformvorrichtung

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102666076A true CN102666076A (zh) 2012-09-12
CN102666076B CN102666076B (zh) 2015-03-11

Family

ID=43971894

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201080054462.1A Expired - Fee Related CN102666076B (zh) 2009-12-01 2010-11-24 形成飞行器或航天器结构部件的方法及其设备

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9375882B2 (zh)
EP (1) EP2507038B1 (zh)
CN (1) CN102666076B (zh)
DE (1) DE102009047340B4 (zh)
WO (1) WO2011067146A1 (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109676954A (zh) * 2017-10-19 2019-04-26 波音公司 用于制造帽形加固件的方法
CN112721233A (zh) * 2019-10-14 2021-04-30 波音公司 有轮廓的复合加劲肋的受约束蠕变成形
CN112757662A (zh) * 2019-10-21 2021-05-07 波音公司 具有机加工的凹部的整体加强结合面板及制造方法
CN112757662B (zh) * 2019-10-21 2024-04-26 波音公司 具有机加工的凹部的整体加强结合面板及制造方法

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102012004942B4 (de) * 2012-03-12 2014-02-20 Munich Composites Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Vorformlings und eines daraus hergestellten Faserverbundfertigbauteils
DE102012206020A1 (de) 2012-04-12 2013-10-17 Airbus Operations Gmbh Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen eines textilen Vorformlings
US8758879B2 (en) 2012-06-24 2014-06-24 The Boeing Company Composite hat stiffener, composite hat-stiffened pressure webs, and methods of making the same
DE102013220337A1 (de) * 2013-10-09 2015-04-09 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen eines verstärkten Faserverbundbauteils
DE102014000302B4 (de) * 2014-01-10 2015-10-08 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Flechtlitze als Flachgeflecht
US10220935B2 (en) * 2016-09-13 2019-03-05 The Boeing Company Open-channel stiffener
EP4107058A4 (en) * 2020-02-17 2023-11-22 Saab Ab CURVED AEROSPACE PROFILE ARTICLE AND METHOD FOR MANUFACTURING THE ARTICLE
CN113752588B (zh) * 2020-06-03 2022-07-01 上海飞机制造有限公司 一种飞机隔框的制造方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4974436A (en) * 1989-02-24 1990-12-04 Sanko Industries Limited Cutting tool to facilitate bending of hollow tubing
US6527894B1 (en) * 1999-04-01 2003-03-04 Daimlerchrysler Ag Method for producing fibre-reinforced plastic components
US20040219251A1 (en) * 2003-04-30 2004-11-04 Ulrich Eberth Method and apparatus for producing fabric reinforced structural components
DE10326422A1 (de) * 2003-06-10 2005-01-05 Eads Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung von sich in einer Längsrichtung erstreckenden FVK-Hohlprofilen
US6863767B2 (en) * 2001-08-23 2005-03-08 Lockheed Martin Corporation Paste-bond clevis joint

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US518766A (en) * 1894-04-24 Punch
US3713357A (en) * 1971-07-26 1973-01-30 N Keith Apparatus for slitting sheet metal
US3822160A (en) * 1972-05-30 1974-07-02 Aluminum Co Of America Method and apparatus for forming a mitered corner in a flexible elastomeric strip
US4227396A (en) * 1979-02-12 1980-10-14 Union Carbide Corporation Contoured stamping die
CA1326749C (en) * 1988-06-13 1994-02-08 Kenji Hamabe Process for the high-speed production of fiber-reinforced plastics
JPH08229887A (ja) * 1994-12-27 1996-09-10 Seiko Epson Corp 積層シートのカット方法およびその装置
US6928911B1 (en) * 1998-07-17 2005-08-16 The Goodyear Tire & Rubber Company Method and apparatus for cutting tire ply stock
JP3703683B2 (ja) * 2000-04-28 2005-10-05 株式会社有沢製作所 Ｆｒｐ用の繊維織物の製造方法及びｆｒｐ用のプリプレグの製造方法
DE10251581B4 (de) * 2002-03-08 2007-04-12 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zum Herstellen textiler Vorformlinge aus textilen Halbzeugen

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4974436A (en) * 1989-02-24 1990-12-04 Sanko Industries Limited Cutting tool to facilitate bending of hollow tubing
US6527894B1 (en) * 1999-04-01 2003-03-04 Daimlerchrysler Ag Method for producing fibre-reinforced plastic components
US6863767B2 (en) * 2001-08-23 2005-03-08 Lockheed Martin Corporation Paste-bond clevis joint
US20040219251A1 (en) * 2003-04-30 2004-11-04 Ulrich Eberth Method and apparatus for producing fabric reinforced structural components
DE10326422A1 (de) * 2003-06-10 2005-01-05 Eads Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung von sich in einer Längsrichtung erstreckenden FVK-Hohlprofilen

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109676954A (zh) * 2017-10-19 2019-04-26 波音公司 用于制造帽形加固件的方法
CN112721233A (zh) * 2019-10-14 2021-04-30 波音公司 有轮廓的复合加劲肋的受约束蠕变成形
CN112757662A (zh) * 2019-10-21 2021-05-07 波音公司 具有机加工的凹部的整体加强结合面板及制造方法
CN112757662B (zh) * 2019-10-21 2024-04-26 波音公司 具有机加工的凹部的整体加强结合面板及制造方法

Also Published As

Publication number Publication date
DE102009047340A1 (de) 2011-06-09
US9375882B2 (en) 2016-06-28
DE102009047340B4 (de) 2011-07-14
WO2011067146A1 (de) 2011-06-09
EP2507038B1 (de) 2014-02-12
US20120292448A1 (en) 2012-11-22
CN102666076B (zh) 2015-03-11
EP2507038A1 (de) 2012-10-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102666076A (zh) 形成飞行器或航天器结构部件的方法及其设备
US6073670A (en) Multiple fiber placement head arrangement for placing fibers into channels of a mold
US9694898B2 (en) Methods for manufacturing an I-stringer of an aircraft and devices for use in such methods
EP0819188B1 (de) Verfahren zum weben einer drei-dimensional geformten gewebezone
US20130115429A1 (en) Composite structure and method of forming same
US3490983A (en) Fiber reinforced structures and methods of making the same
EP2722145B1 (en) Method and device for manufacturing a dry textile preform
US10668671B2 (en) Apparatus and method for draping knitted fiber fabrics for curved profiled structural parts of fiber composite material
RU2434749C2 (ru) Способ изготовления изделия из волоконного композиционного материала и профилированный компонент из такого материала, имеющий переменное поперечное сечение по своей длине
EP1800841B1 (en) A stiffening element and a method for manufacturing of a stiffening element
EP1292522B1 (en) Method of placing fibers into channels of a mold and fiber placement head for accomplishing same
CN105848842A (zh) 用于纤维复合构件的纤维预成型件的制造方法
EP1197315A2 (de) Verfahren zur Herstellung von Vorformlingen aus Faserverbund-Materialien, sowie ein daraus hergestellter Vorforming
US10384401B2 (en) Method for manufacturing stiffened panels of composite material by means of co-curing
WO2013139834A1 (de) Verfahren zum thermoplastischen tapelegen, die verwendung eines tapes sowie ein tape
CN105729819B (zh) 用于制造复合材料的条列件的方法
EP3290181A1 (en) A method and system for fabricating a composite structure
DE102015105533A1 (de) Textilstruktur sowie Verfahren zu deren Herstellung
US9802366B2 (en) Method for manufacturing a plurality of preforms for reinforcing members
KR20220031612A (ko) 패널을 보강하는 방법 및 이러한 방법을 사용하여 합성 패널을 제조하는 방법
EP3372396A1 (en) A curved composite part and method for manufacturing thereof

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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20150311

Termination date: 20171124