CN107303733B - 具有一个或更多个发散凸缘的复合材料层压件的形成 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及具有一个或更多个发散凸缘的复合材料层压件的形成。提供了用于发散的层压件的系统和方法。方法包括提供具有第一上面和第二上面的铺叠工具，所述第一上面和第二上面上升以在脊线处彼此相交，所述铺叠工具还具有在所述脊线的一部分的顶部上的突起；以及将层压件铺叠到所述上面和所述突起上。该方法还包括在所述铺叠工具的顶部上放置固化工具，所述固化工具具有下面，该下面的尺寸被设计成沿着所述脊线的未被所述突起覆盖的一部分与所述上面配合，从而使在所述突起的顶部上的所述层压件的所述发散凸缘暴露，以及将所述层压件的发散凸缘从铺叠工具向上扫掠到所述固化工具的竖直侧面上。

Description

具有一个或更多个发散凸缘的复合材料层压件的形成
技术领域
本公开涉及复合材料设计的领域，并且具体地涉及用于将被固化成复合材料零件的层压件的成型工具。
背景技术
成型工具使得组分材料(例如碳纤维)的层压件在被固化成复合材料零件之前能够被成形为各种几何形状中的任何一种。成型工具也可以在层压件的固化期间被利用，以确保层压件在暴露于温度和压力(例如，来自高压釜的350华氏度和90磅每平方英寸(PSI)的压力)时不变形或以其他方式改变形状。
虽然成型工具有助于确保层压件实现期望的形状，但是某些零件和工具几何形状导致层压件的丝束/层片的发散。如果层压件在以导致发散的方式铺叠(layup)之后通过成型工具拉伸和成形，则所得到的复合材料零件可以在产生发散的位置处呈现出屈曲和起皱。这进而在复合材料零件中是不期望的。
发明内容
本文所述的实施例是包括预构造特征的成型工具，所述预构造特征在铺叠之后形成层压件时预期发散的位置处增加铺叠在用于复合材料零件的层压件中的材料的量。额外的材料防止层压件在其经历发散时屈曲，这进而确保由层压件形成的复合材料材料零件以期望的强度和几何形状被制造。
一个实施例为一种方法，该方法包括提供具有上升以在脊线处彼此相交的第一上面和第二上面的铺叠工具，所述铺叠工具还具有在所述脊线的一部分的顶部上的突起，将层压件铺叠到上面和突起，以及将固化工具放置在铺叠工具的顶部上。该方法还包括将层压件的发散凸缘从铺叠工具向上扫掠到固化工具的竖直侧面上。
另一个实施例是一种系统，该系统包括将被固化成复合材料零件的层压件；用于使该层压件成形的铺叠工具，该铺叠工具包括第一上面和第二上面，所述第一上面和第二上面上升以在脊线处彼此相交并支撑层压件的腹板(web)；以及脊线的支撑层压件的发散凸缘的部分的顶部上的突起。该系统还包括在铺叠工具的顶部上的固化工具。固化工具包括下区段和竖直侧面，该下区段沿着脊线的未被突起覆盖的一部分与上面配合，使层压件的发散凸缘暴露，该层压件的发散凸缘向上折叠到该竖直侧面上。
另一实施例包括一种系统，该系统具有用于使将被固化成复合材料零件的层压件成形的铺叠工具，该铺叠工具包括第一上面和第二上面，该第一上面和第二上面上升以在脊线处彼此相交且尺寸被设计成接收层压件的腹板，以及在脊线的一部分的顶部上的突起，该突起的尺寸被设计以接收层压件的发散凸缘。该系统还包括在铺叠工具的顶部上的固化工具。固化工具包括下区段和竖直侧面，该下区段的尺寸被设计以沿着脊线的未被突起覆盖的一部分与上面配合，从而使层压件的发散凸缘暴露，该竖直侧面的尺寸被设计以当层压件的发散凸缘向上折叠时接收层压件的发散凸缘。
其他示例性实施例(例如，涉及前述实施例的方法和计算机可读介质)可以在下面描述。已经讨论的特征、功能和优势可在各种实施例中独立地实现或可结合在另一实施例中，实施例的进一步细节参考下面说明和附图可以明晰。
附图说明
现在仅以示例方式且参考附图描述本公开的一些实施例。在所有图上相同标识号代表相同元件或相同类型的元件。
图1至图5为示出在示例性实施例中的扭结的(kinked)层压件的示图。
图6至图9是示出在示例性实施例中限定用于将被固化成复合材料零件的层压件的形状的铺叠工具的示图。
图10至图13是示出在示例性实施例中限定用于将被固化成复合材料零件的层压件的形状的固化工具的示图。
图14是示出在示例性实施例中与固化工具配合的铺叠工具的示图。
图15是示出在示例性实施例中用于形成层压件的方法的流程图。
图16是在示例性实施例中用于成形层压件的系统的框图。
图17在是示例性实施例中飞行器生产和维修方法的流程图。
图18是在示例性实施例中飞行器的框图。
具体实施方式
附图和下面说明书示出本公开的具体示例性实施例。因此，应明白的是，本领域技术人员将能够想出各种布置，这些布置虽然在此没有明确描述或示出，但体现本公开的原则并被包括在本公开的范围内。而且，在此描述的任何示例旨在帮助理解本公开的原则并应解释为不限制于此类具体引用的示例合条件。因此，本公开不限于下述具体实施例或示例，但受权利要求及其等同物的限制。
图1至图5为示出在示例性实施例中的层压件100的示图。图1是透视图，而图2至图5是分别由示图箭头2-5指示的各种透视图、侧视图、前视图和仰视图。具体地，图2为由图1的视图箭头2指示的前侧视图，图3是由图1的视图箭头3指示的层压件100的后侧视图。图4是图1的视图箭头4所示的层压件100的俯视图，而图5是由图4的视图箭头5指示的层压件100的后视图。层压件100包括可被固化成复合材料零件(例如，一起可固化成碳纤维零件的材料的层)的一个或更多个组分材料层。固化过程可以通过真空袋技术实现，可以通过将层压件100放置在高压釜中或通过其它合适的复合材料制造技术来实现。
如在图1中所示，层压件100形成“Z”翼梁，并且层压件100被扭结。即，层压件100绕脊线112被扭结。另外，如由图5所示，当层压件100被扭结时，其在会聚凸缘(convergentflange)120上实施会聚122，并且在发散凸缘(divergent flange)130上实施发散132。这意味着组分材料在122(其可导致褶皱形成)处被“聚集”，并在132(其可导致桥接)处被“拉伸”。与会聚和发散有关的这个问题可以导致层压件100在褶皱/折叠时以不期望的方式翘曲或者甚至撕裂，这是不期望的。在另外的实施例中，层压件100可以用于“C”翼梁、“J”翼梁、“L”翼梁、“T”翼梁或任何合适的形状。
图6至图14示出了能够解决涉及形成的层压件中的会聚和发散的问题的成型工具。具体地，图6至图9示出(图6的)铺叠工具600，在其上层压件可以被铺叠，图10至图13示出(图10的)固化工具1000，其可以放置在铺叠工具600的顶部上(如图14所示)以完成扭结的层压件100的形成。固化工具1000也可以和/或替代地被称为成型工具，并且可以在固化期间主动用于支撑层压件100和/或促进层压件100的形成。
图6至图9是示出在示例性实施例中限定用于将被固化成复合材料零件的层压件100的形状的铺叠工具600的示图。如在图6中所示，铺叠工具600包括上主体610，其包括上面614和616。面614和616在它们持续朝向彼此(例如，以小于十度的角度)时向上(例如，对称地)上升/倾斜，并且最终在脊线612处相交，在该实施例中，使上主体610为v-形状。铺叠工具600还包括竖直侧面620，其在边缘622处与面614和616相交。在一些实施例中，铺叠工具600可以在线630处分离/分开成单独的片段640和650(例如，铺叠工具600可以通过将片段640和片段650结合在一起而形成)。图7为通过图6的示图箭头7示出的铺叠工具600的示图。同时，图8示出了如图6的视图中所示的铺叠工具600，还包括突起800。
突起800可以包括铺叠工具600的组件，或者可以包括附加的、单独的零件。突起800(例如，对称地)跨过脊线612，并且当脊线612远离侧面620延伸时，突起800的尺寸沿着脊线612增加(例如，达高度H)。简而言之，突起800的尺寸基于沿着脊线612的距离而增加。随着发散凸缘130继续向外延伸，该尺寸的增加增加了发散凸缘130中的材料的量，这进而使得发散凸缘130能够承受更大量的发散。突起800包括在上面614处的片段804和在上面616处的片段806。在图9(其是铺叠工具600的另一透视图)中，层压件100已铺叠到铺叠工具600上。层压件100的发散凸缘130将在折叠线900(其可与线630对准)处向上折叠，以使层压件100形成图1所示的“Z”形状。会聚凸缘120覆盖侧面620，而腹板110覆盖上面616和614的一部分。例如，通过放下在自动纤维铺放(AFP)铺叠过程期间另外放置在会聚凸缘120上的丝束，例如为了确保每单位面积的均匀纤维密度，可以在铺叠期间产生会聚凸缘120。发散凸缘130部分地覆盖突起800，并且包括放置/置于突起800的顶部上的材料134。在发散凸缘130的铺叠期间，额外的丝束可以被添加到突起800上，使得突起800具有与发散凸缘130的其它部分相同数量的单位面积的纤维。
图10至图13是示出限定层压件100的形状的固化工具1000的示图。固化工具1000包括竖直侧面1020和1030(例如，主要部分向上/向下延伸的侧面)以及在线1012处相交的下面1014和1016。因此，在该实施例中，下面1014和1016产生V形下主体1010，其尺寸被设计以与铺叠工具600的上主体610配合，例如，在任何给定位置处的层压件的厚度/标准尺寸。边缘1022在侧面1020和表面1014和1016之间形成边界。同时，边缘1032在侧面1030和面1014和1016之间形成边界。边缘1032可以具有在折叠线900处折叠发散凸缘130所需的拐角半径。图11为由图10的视图箭头11示出的视图。
在图12中，层压件100与图10的固化工具1000相关地示出。如在图12中所示，层压件100的会聚凸缘120与竖直侧面1020对准，腹板110与面1014和1016对准，并且发散凸缘130与包括材料134的竖直侧面1030对齐。在图13中，发散凸缘130折叠/扫掠到侧面1030上。这使得发散凸缘130经历发散，发散由多余的材料134承载。由于发散量对应于层压件100所铺叠在其上的突起800的尺寸，所以在区域1300处的发散利用材料134，而不会在层压件100处引起撕裂或翘曲。
图14是示出在示例性实施例中与固化工具1000配合的铺叠工具600的示图。固化工具1000部分地覆盖，但不完全覆盖铺叠层工具600，从而使层压件100的发散凸缘130暴露。如在图14中所示，最初覆盖的突起800和面614和616的一部分的发散凸缘130向上扫掠到固化工具1000的侧面1030上。这在区域1300中实现发散，其被铺叠在突起800上的材料吸收。
将关于图15讨论成型工具600和1000的操作的说明性细节。对于该实施例，假定操作者期望创建新的复合材料零件。
图15是示出在示例性实施例中成形/形成层压件100的方法1500的流程图。参考图6至图14的成型工具600和1000描述方法1500的步骤，但是本领域技术人员将理解，方法1500可以在其它环境并且利用其他工具执行。本文描述的流程的步骤并非包括所有并可包括未示出的其它步骤。本文所述的步骤也可以替代顺序执行。
提供铺叠工具600，例如通过在自动纤维铺放(AFP)机器(未示出)能够操作的位置处放置/提供铺叠工具600(步骤1502)。然后将层压件100铺叠到铺叠工具600上，包括将腹板110和发散凸缘130铺叠到面614和616以及突起/凸起800上(步骤1504，如图9所示)。在铺叠完成之后，固化工具1000被放置在铺叠工具600的顶部上，使得面1014和1016在面614和616支撑腹板110的相同位置处位于腹板110的顶部(步骤1506)。由于固化工具1000不完全覆盖叠层工具600，这使得层压件100的发散凸缘130暴露。保持暴露的发散凸缘130然后向上扫掠到固化工具1000的侧面1030上(步骤1508，如图14所示)。
作为该过程的一部分，可以移除铺叠工具600的片段650以暴露发散凸缘130，并且可以在脊线112的两端部处将恒定压力施加到发散凸缘130，以确保发散凸缘130正确地向上扫掠而不存在经由挡板施加的压力所存在的问题。在该过程期间，铺叠工具600可以被压抵至固化工具1000(其形成“Z”形状)，以便确保层压件100不滑动。此外，在该过程期间可以任选地向发散凸缘130施加热，以便于扫掠动作。在其中在固化期间利用固化工具1000作为固化工具的实施例中，可在根据需要在扫掠发散凸缘130之前或之后将层压件100以其“Z”形状转移到固化工具1000。
使用上述方法1500，在突起800处铺叠的额外材料可用于处理由向上扫掠发散凸缘130引起的发散。这意味着发散凸缘130不经历翘曲或撕裂，这是期望的以确保当固化成复合材料零件时层压件100表现出期望的强度和形状。
在另一实施例中，铺叠工具600包括可分离的片段640和650。上面614和616具有用于腹板110和任何待成型的发散凸缘(例如，发散凸缘130)两者的铺叠材料足够的宽度。突起800可以是三角形或弧形的横截面，或者可以是任何合适的形状。铺叠在突起800上的材料是发散凸缘130的一部分，其尚未成型，但是保持在上面614和616上，从脊线612的交叉处开始。突起800有效地确保额外材料针对待成型的(一个或多个)发散凸缘而铺叠。在此类实施例中，固化工具1000的边缘1032的半径限定用于待成型的(一个或多个)发散凸缘的成型半径。铺叠工具600的片段650被移除以暴露发散凸缘130并且使得能够扫掠发散凸缘130。这可以通过例如将片段640(包括层压件100)移动到固化工具1000而执行。固化工具1000向腹板110提供压力，而通过围绕由固化工具1000的边缘1032和竖直侧面1030限定的半径在脊线112的任一侧上以恒定压力及潜在热进行扫掠而形成发散凸缘130。形成的层压件可以进一步转移到与其新形成的形状匹配的独立固化工具，或者可以在已经匹配层压件100的形状的固化工具1000处被固化。
在另一实施例中，铺叠工具600不是可分离的，而是单个整体元件。上面614和616呈现出足够的宽度，以允许材料被铺叠用于腹板110和待成型的(一个或多个)发散凸缘(例如，发散凸缘130)两者。突起800支撑待成型的发散凸缘130作为铺叠物，并且突起800的形状为待成型/扫掠的(一个或多个)发散凸缘提供额外的材料。层压件100可以被转移到与层压件100的形状对应的固化工具(例如，固化工具1000)。在用恒定压力和/或热形成/扫掠发散凸缘130时，可以进一步使用附加工具(例如，挡板，未示出)稳定腹板。可以在脊线112的任一侧上围绕固化工具1000的边缘1032的半径和竖直侧面1030施加压力和/或热。当结构化成型器(例如立式悬垂成型器)被用于形成凸缘时，该方法可为有效的。
示例
在下面的示例中，在利用成型工具制造飞行器复合材料零件的系统的背景下描述附加过程、系统和方法。
图16是在示例性实施例中的层压件成型系统1600的框图。层压件成型系统1600包括铺叠工具1610、突起1620、固化工具1630和层压件1640。铺叠工具1610包括面1614和1616，面1614和1616向上上升到脊线1612。因为图16是框图，所以面1614和1616与脊线1612之间的精确几何关系不能被完美地呈现出来。因此，在该图示中，面1614和1616仅示出为位于脊线1612下方的框元件。铺叠工具1610还包括竖直侧面1618。突起1620位于铺叠工具1610的顶部。层压件1640铺叠在铺叠工具1610和突起1620上，并且层压件1640包括在突起1620顶部的会聚凸缘1648、腹板1642和发散凸缘1647。此外，铺叠工具1610包括线1619，其将片段1640与片段1650分开。固化工具1630在层压件1640的顶部上与叠层工具1610配合。在该实施例中，固化工具1630包括侧面1638，并且也包括层压件1640的发散凸缘1647将被扫掠到其上的侧面1637。固化工具1630还包括脊线1632、面1634和面1636。
更具体地参考附图，本公开的实施例可以在如图17所示的飞行器制造和服务方法1700和如图18所示的飞行器1702的背景下进行描述。在预生产期间，示例性方法1700可以包括飞行器1702的规格和设计1704，以及材料采购1706。在生产过程中，进行飞行器1702的部件和子组件制造1708和系统集成1710。然后，飞行器1702可以经过认证和交付1712以将其投入使用1714。在客户使用中，飞行器1702定期进行日常维护和检修1716(其也可以包括改进、重构、翻新等)。方法1700的每个过程可以由系统集成商、第三方和/或操作者(例如，客户)执行或实施。为了本说明书的目的，系统集成商可以包括但不限于任何数量的飞行器制造者和主系统分包商；第三方可以包括但不限于任何数量的销售商、分包商和供应商；并且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18中所示，按照示例性方法1700制造的飞行器1702可以包括具有多个系统1720的机身1718和内部1722。高级系统1720的示例包括推进系统1724、电气系统1726、液压系统1728和环境系统1730中的一个或更多个。可以包括任何数量的其他系统。尽管示出了航空航天示例，但是本发明的原理可以应用于其它行业，例如汽车行业。
在制造和服务方法1700中的任何一个或更多个阶段期间可以使用本文所体现的装置和方法。例如，对应于制造阶段1708的部件或子组件可以使用类似于当飞行器1702投入使用时制造的部件或子组件的方式被制作或制造。此外，一个或更多个装置实施例、方法实施例或其组合可以在制造阶段1708和1710期间被利用，例如，通过大大加快飞行器1702的组装或降低飞行器1702的成本。类似地，例如但没有任何限制地，装置实施例、方法实施例或其组合中一个或更多个可以当飞行器1702投入使用时被用于维护和检修1716。例如，本文描述的技术和系统可以用于步骤1706、1708、1710、1714和/或1716，和/或可以用于机身1718和/或内部1722。
在一个实施例中，层压件100被固化成作为机身118的桁条操作的复合材料零件，并且在部件和子组件制造1108期间被制造。然后，复合材料零件可以在系统集成1110中被组装成飞行器，然后在服务1114中被利用，直到使复合材料零件不可用。然后，在维护和检修1116中，可以丢弃复合材料零件，并且可以铺叠和固化新的层压件以替换旧的复合材料零件。成型工具600和1000可以在整个部件和子组件制造1108中被利用，以形成用于固化成复合材料零件的附加层压件。
在附图中所示的或本文所描述的各种控制元件(例如，电气或电子部件)中的任何一个可以被实施为硬件、实施软件的处理器、实施固件的处理器或这些的某种组合。例如，元件可被实施为专用的硬件。专用硬件元件可被称为“处理器”、“控制器”或一些类似的术语。在通过处理器提供时，功能可通过单个专用处理器、通过单个共用处理器或通过多个个体处理器(其中一些可以共用)被提供。而且，术语“处理器”或“控制器”的明确使用不应理解为专指能够施行软件的硬件，并可隐含地包括(非限制性)数字信号处理器(DSP)硬件、网络处理器、特定应用集成电路(ASIC)或电路系统、现场可编程门阵列(FPGA)、用于存储软件的只读存储器(ROM)、逻辑或一些其它物理硬件组合或模块。
同时，元件可被实施为可由处理器或计算机施行的指令以执行元件的功能。指令的一些示例是软件、程序代码和固件。在由处理器施行时指令是可操作的以引导处理器执行元件功能。指令可被存储在由处理器读取的存储设备上。存储设备的一些示例是数字或固态存储器、诸如磁盘、磁带的磁存储器、硬盘驱动器或光学可读数字数据存储介质。
因此，总的来说，根据本发明的第一方面，提供：
A1.一种方法，其包括：
提供具有第一上面(614)和第二上面(616)的铺叠工具(600)，所述第一上面和所述第二上面上升以在脊线(612)处彼此相交，所述铺叠工具还具有在所述脊线的一部分的顶部上的突起(800)；
将层压件(100)铺叠到所述上面和所述突起上；
将固化工具(1000)配合到所述铺叠工具的顶部；以及
将所述层压件的发散凸缘(130)从所述铺叠工具向上扫掠到所述固化工具的竖直侧面(1030)上。
A2.还提供了根据段落A1所述的方法，其中：
所述固化工具具有下面(1014、1016)，所述下面的尺寸被设计以沿着所述脊线的未被所述突起覆盖的一部分与所述上面配合，从而使在所述突起的顶部的所述层压件的所述发散凸缘暴露。
A3.还提供了根据段落A1所述的方法，其还包括：
将所述层压件的会聚凸缘(120)铺叠到所述铺叠工具的竖直侧面(1020)上。
A4.还提供了根据段落A1所述的方法，其中：
所述层压件相对于所述脊线对称地铺叠在所述铺叠工具上。
A5.还提供了根据段落A1所述的方法，其中：
向上扫掠所述层压件的所述发散凸缘导致所述发散凸缘的发散。
A6.还提供了根据段落A1所述的方法，其还包括：
在扫掠所述发散凸缘时向所述发散凸缘施加恒定压力。
A7.还提供了根据段落A1所述的方法，其还包括：
将所述层压件固化成复合材料零件。
根据本发明的另一个方面，提供：
B1.一种系统，其包括：
层压件(100)，其将被固化成复合材料零件；
铺叠工具(600)，其用于使所述层压件成形，所述铺叠工具包括：
第一上面(614)和第二上面(616)，所述第一上面和所述第二上面在脊线(612)处彼此相交并且支撑所述层压件的腹板(110)；以及
在所述脊线的一部分的顶部上的突起(800)，所述突起(800)支撑所述层压件的发散凸缘(130)；以及
在所述铺叠工具的顶部上的固化工具(1000)，所述固化工具包括：
下区段(1014、1016)，其与所述上面配合并且使所述层压件的所述发散凸缘暴露；和
竖直侧面(1030)，所述层压件的所述发散凸缘向上折叠到所述竖直侧面(1030)上。
B2.还提供了根据段落B1所述的系统，其中：
所述突起的尺寸基于沿着所述脊线的距离而增加。
B3.还提供了根据段落B1所述的系统，其中：
所述突起的尺寸对应于当所述发散凸缘向上折叠到所述竖直侧面上时将发生的发散量。
B4.还提供了根据段落B1所述的系统，其中：
所述下区段沿着所述脊线的未被所述突起覆盖的一部分与所述上面配合。
根据本发明的另一个方面，提供：
C1.一种系统，包括：
铺叠工具(600)，其用于使将被固化成复合材料零件的层压件(100)成形，所述铺叠工具包括：
第一上面(614)和第二上面(616)，所述第一上面和所述第二上面在脊线(612)处彼此相交并且接收所述层压件的腹板(110)；以及
在所述脊线的一部分的顶部上的突起，所述突起接收所述层压件的发散凸缘(130)；以及
在所述铺叠工具的顶部上的固化工具(1000)，所述固化工具包括：
下区段(1014、1016)，其与所述上面配合并且使所述层压件的所述发散凸缘暴露；以及
竖直侧面(1030)，当层压件的所述发散凸缘向上折叠时，所述竖直侧面接收所述层压件的所述发散凸缘。
C2.还提供了根据段落C1所述的系统，其中：
所述突起的尺寸基于沿着所述脊线的距离而增加。
C3.还提供了根据段落C1所述的系统，其中：
所述突起的尺寸对应于当所述发散凸缘向上折叠到所述竖直侧面上时将发生的发散量。
C4.还提供了根据段落C1所述的系统，其中：
所述突起相对于所述脊线对称。
C5.还提供了根据段落C1所述的系统，其中：
所述上面朝向所述脊线对称上升。
C6.还提供了根据段落C1所述的系统，其中：
所述上面以小于十度的角度向上倾斜到所述脊线。
C7.还提供了根据段落C1所述的系统，其中：
所述突起尺寸对应于当所述第二部分向上折叠到所述侧面上时将在所述发散凸缘中发生的发散量。
C8.还提供了根据段落C1所述的系统，其中：
所述脊线是直的。
C9.还提供了根据段落C1所述的系统，其中：
所述下区段包括在一条线上彼此相交的两个下面(1014、1016)。
C10.还提供了根据段落C1所述的系统，其中：
所述铺叠工具还包括其尺寸被设计以接收所述层压件的会聚凸缘的竖直侧面。
虽然具体实施例在此描述，但本公开的范围不限于这些具体实施例。本公开的范围由所附权利要求及其任何等同物限定。

Claims (14)

1.一种用于形成具有发散凸缘的层压件的方法，其包括：
提供具有第一上面(614)和第二上面(616)的铺叠工具(600)，所述第一上面和所述第二上面上升以在脊线(612)处彼此相交，所述铺叠工具还具有在所述脊线的一部分的顶部上的突起(800)；
将层压件(100)铺叠到所述第一上面和第二上面和所述突起上；
将固化工具(1000)配合到所述铺叠工具的顶部；以及
将所述层压件的发散凸缘(130)从所述铺叠工具向上扫掠到所述固化工具的竖直侧面(1030)上。
2.根据权利要求1所述的方法，其中：
所述固化工具具有下面(1014、1016)，所述下面的尺寸被设计成沿着所述脊线的未被所述突起覆盖的一部分与所述第一上面和第二上面配合，从而使在所述突起的顶部的所述层压件的所述发散凸缘暴露。
3.根据权利要求1所述的方法，其还包括：
将所述层压件的会聚凸缘(120)铺叠到所述铺叠工具的竖直侧面上。
4.根据权利要求1所述的方法，其中：
所述层压件相对于所述脊线被对称地铺叠在所述铺叠工具上。
5.根据权利要求1所述的方法，其中：
向上扫掠所述层压件的所述发散凸缘引起在所述发散凸缘的发散。
6.根据权利要求1所述的方法，其还包括：
在扫掠所述发散凸缘的同时向所述发散凸缘施加恒定压力。
7.根据权利要求1所述的方法，其还包括：
将所述层压件固化成复合材料零件。
8.一种用于形成具有发散凸缘的层压件的系统，其包括：
铺叠工具(600)，其用于使将被固化成复合材料零件的层压件(100)成形，所述铺叠工具包括：
第一上面(614)和第二上面(616)，所述第一上面和所述第二上面上升以在脊线(612)处彼此相交并且接收所述层压件的腹板(110)；和
在所述脊线的一部分的顶部上的突起，所述突起接收所述层压件的发散凸缘(130)；以及
在所述铺叠工具的顶部上的固化工具(1000)，所述固化工具包括：
下区段(1014、1016)，其与所述第一上面和第二上面配合并且使所述层压件的所述发散凸缘暴露；和
竖直侧面(1030)，当所述层压件的所述发散凸缘向上折叠时，所述竖直侧面接收所述层压件的所述发散凸缘。
9.根据权利要求8所述的系统，其中：
所述突起的尺寸基于沿着所述脊线的距离而增加。
10.根据权利要求8所述的系统，其中：
所述突起的尺寸对应于当所述发散凸缘向上折叠到所述竖直侧面上时将发生的发散量。
11.根据权利要求8所述的系统，其中：
所述突起相对于所述脊线对称。
12.根据权利要求8所述的系统，其中：
所述第一上面和第二上面以小于十度的角度向上倾斜到所述脊线。
13.根据权利要求8所述的系统，其中：
所述下区段包括在一条线上彼此相交的两个下面(1014、1016)。
14.根据权利要求8所述的系统，其中：
所述铺叠工具还包括其尺寸被设计成接收所述层压件的会聚凸缘的竖直侧面。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3765254B1 (en) * 2018-03-12 2022-01-12 Cytec Industries Inc. Fabrication of three-dimensional composite structures
JP7034846B2 (ja) * 2018-06-15 2022-03-14 三菱重工業株式会社 プリプレグ積層用成形型及びプリプレグ積層方法
US20200139649A1 (en) * 2018-11-01 2020-05-07 The Boeing Company System and method for concurrently laminating and trimming a composite laminate
WO2021157082A1 (ja) 2020-02-07 2021-08-12 三菱重工業株式会社 複合材構造体の製造方法及び積層体の製造方法並びに積層体及び積層型
JP2023157639A (ja) 2022-04-15 2023-10-26 三菱重工業株式会社 積層体及び賦形方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3119138B2 (ja) * 1995-10-06 2000-12-18 株式会社村田製作所 圧電磁器及びその製造方法
US6306239B1 (en) * 1998-07-18 2001-10-23 Daimlerchrysler Aerospace Airbus Gmbh Method of fabricating a stringer-stiffened shell structure using fiber reinforced composites
US20040217497A1 (en) * 2003-05-02 2004-11-04 The Boeing Company Triple purpose lay-up tool
CN1675051A (zh) * 2002-08-20 2005-09-28 三菱丽阳株式会社 纤维增强复合材料成形品的制造方法及其成形品
CN101678890A (zh) * 2007-05-24 2010-03-24 波音公司 成形的复合长桁及其制造方法
CN102529108A (zh) * 2011-11-24 2012-07-04 成都飞机工业（集团）有限责任公司 复合材料零件铺叠制造方法
CN103128982A (zh) * 2011-11-23 2013-06-05 空中客车运营有限公司 皱褶控制方法及用于执行此方法的工具
CN103747959A (zh) * 2011-08-09 2014-04-23 宇部爱科喜模株式会社 层叠体制造装置及层叠体的制造方法
CN104379327A (zh) * 2012-06-12 2015-02-25 埃尔塞乐公司 用于生产复合部件的工具组件

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4534813A (en) * 1982-07-26 1985-08-13 Mcdonnell Douglas Corporation Compound curve-flat pattern process
JPH0725145B2 (ja) * 1988-05-24 1995-03-22 新日本工機株式会社 テープの自動貼付装置におけるテープの進行方向制御方法
JPH03119138A (ja) * 1989-09-29 1991-05-21 Shikishima Kanbasu Kk 繊維補強複合材
US6045651A (en) * 1993-09-07 2000-04-04 The Boeing Company Hand assisted lamination system
JPH08230059A (ja) * 1995-02-27 1996-09-10 Yamaha Motor Co Ltd Ｆｒｐ部材の接着構造およびその接着用の粗面形成方法
ES2311937T3 (es) * 2005-12-20 2009-02-16 Saab Ab Elemento de rigidizacion y procedimiento para la fabricacion de elemento de rigidizacion.
ATE501835T1 (de) * 2007-01-22 2011-04-15 Saab Ab Verfahren und vorrichtung zur herstellung eines tragflächenholmprofilelements
GB0712552D0 (en) * 2007-06-29 2007-08-08 Airbus Uk Ltd Elongate composite structural members and improvements therein
DE102007037649A1 (de) * 2007-08-09 2009-02-12 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Bauteils sowie faserverstärktes thermoplastisches Bauteil
DE102008020347B4 (de) * 2008-04-23 2012-03-15 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung zur Herstellung eines Bauteils und Verfahren
US8795567B2 (en) * 2010-09-23 2014-08-05 The Boeing Company Method for fabricating highly contoured composite stiffeners with reduced wrinkling
GB2486231B (en) * 2010-12-07 2013-04-03 Gkn Aerospace Services Ltd Composite structure
JP6121740B2 (ja) * 2013-02-13 2017-04-26 株式会社Ihi ファンブレードの製造方法および製造装置
US9573301B2 (en) * 2013-03-19 2017-02-21 The Boeing Company Methodfor reducing ply wrinkling of composite laminates during forming

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3119138B2 (ja) * 1995-10-06 2000-12-18 株式会社村田製作所 圧電磁器及びその製造方法
US6306239B1 (en) * 1998-07-18 2001-10-23 Daimlerchrysler Aerospace Airbus Gmbh Method of fabricating a stringer-stiffened shell structure using fiber reinforced composites
CN1675051A (zh) * 2002-08-20 2005-09-28 三菱丽阳株式会社 纤维增强复合材料成形品的制造方法及其成形品
US20040217497A1 (en) * 2003-05-02 2004-11-04 The Boeing Company Triple purpose lay-up tool
CN101678890A (zh) * 2007-05-24 2010-03-24 波音公司 成形的复合长桁及其制造方法
CN103747959A (zh) * 2011-08-09 2014-04-23 宇部爱科喜模株式会社 层叠体制造装置及层叠体的制造方法
CN103128982A (zh) * 2011-11-23 2013-06-05 空中客车运营有限公司 皱褶控制方法及用于执行此方法的工具
CN102529108A (zh) * 2011-11-24 2012-07-04 成都飞机工业（集团）有限责任公司 复合材料零件铺叠制造方法
CN104379327A (zh) * 2012-06-12 2015-02-25 埃尔塞乐公司 用于生产复合部件的工具组件

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