CN111099035A - 一种t形复合材料工件的加工方法 - Google Patents

一种t形复合材料工件的加工方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111099035A
CN111099035A CN201811267861.0A CN201811267861A CN111099035A CN 111099035 A CN111099035 A CN 111099035A CN 201811267861 A CN201811267861 A CN 201811267861A CN 111099035 A CN111099035 A CN 111099035A
Authority
CN
China
Prior art keywords
shaped
shaped composite
composite workpiece
flat plate
shaped structure
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
CN201811267861.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111099035B (zh
Inventor
韩舒
姜丽萍
孙凯
余永波
孔娇月
陈菲
戎文宗
赵科新
杨帅帅
孙亚辉
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.)
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Shanghai Aircraft Manufacturing Co Ltd
Original Assignee
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Shanghai Aircraft Manufacturing Co Ltd
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 Commercial Aircraft Corp of China Ltd, Shanghai Aircraft Manufacturing Co Ltd filed Critical Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority to CN201811267861.0A priority Critical patent/CN111099035B/zh
Publication of CN111099035A publication Critical patent/CN111099035A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111099035B publication Critical patent/CN111099035B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • 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
    • B29C70/38—Automated lay-up, e.g. using robots, laying filaments according to predetermined patterns
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Robotics (AREA)
  • Devices For Post-Treatments, Processing, Supply, Discharge, And Other Processes (AREA)
  • Bending Of Plates, Rods, And Pipes (AREA)

Abstract

本发明涉及复合材料制造技术领域，公开一种T形复合材料工件的加工方法。T形复合材料工件包括第一L结构、第二L结构及底板结构，该方法包括：用复合材料进行铺层，分别形成第一平板及第二平板；第一平板经预成型工装上弯折形成C形结构；将C形结构进行切割形成第一L结构及第二L结构，将第二平板切割形成底板结构；将第一L结构、第二L结构和底板结构组装形成T形复合材料工件。本发明切割形成的第一L结构及第二L结构，实现了弯折后双边均为净尺寸，在组装T形复合材料工件时，实现了工件在转移过程中的准确定位，减少了定位偏差，且不存在间隙及料层滑移现象，无需进行手工填料，节省填料，降低成本，缩短零件组装时间，提高了生产效率。

Description

一种T形复合材料工件的加工方法
技术领域
本发明涉及复合材料制造技术领域，尤其涉及一种T形复合材料工件的加工方法。
背景技术
复合材料性能优异，近年来越来越多的复合材料以不同的结构形式被广泛应用。在制作较长且不能一次成型的复合材料工件时，加工工艺复杂、制作周期长，且存在一定的定位偏差，以制作民用飞机上的T形长桁的加工方法为例进行介绍。
现有的加工方法是先将其拆解为左右两个L形，然后再组装成T形结构，在成型L形时，采用在成型模具上设计一个凸台进行手工铺层，这种方法能控制长桁一侧的净尺寸，由于料层滑移现象，导致料层边缘与模具凸台之间存在一定的间隙，同时，长桁另一侧的边缘会存在一个斜角，在将长桁与蒙皮胶接组装后，需要对斜角处的空隙进行手工填料，由于机翼长桁数量较多，长度长达十几米，在零件组装之前需花费相当长的时间制作填料并进行填充。
发明内容
基于以上所述，本发明的目的在于提供一种制作复合材料工件的加工方法，为解决复合材料弯折后存在的斜角及料层滑移导致的间隙问题，实现工件在转移过程中的准确定位，减少定位偏差，节省填料，降低成本，缩短零件组装时间，实现工件弯折后双边均为净尺寸。
为达上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种T形复合材料工件的加工方法，所述T形复合材料工件包括左侧的第一L结构、右侧的第二L结构及上部的底板结构，所述T形复合材料工件的加工方法包括步骤：
用复合材料进行铺层，分别形成第一平板及第二平板；
所述第一平板经预成型工装弯折形成C形结构；
将所述C形结构切割形成所述第一L结构及所述第二L结构，将所述第二平板切割形成所述底板结构；
将所述第一L结构、所述第二L结构和所述底板结构组装形成所述T形复合材料工件。
作为一种T形复合材料工件的加工方法的优选方案，组装形成所述T形复合材料工件，包括步骤：
将所述第一L结构及所述第二L结构分别转移至第一成型工装及第二成型工装上，并进行合模夹紧，形成第一T形结构；
把所述底板结构放置于所述第一T形结构的顶部形成所述T形复合材料工件。
作为一种T形复合材料工件的加工方法的优选方案，所述第一平板的厚度与所述第一L结构的厚度、所述第二L结构的厚度均相等。
作为一种T形复合材料工件的加工方法的优选方案，所述第二平板的厚度与所述底板结构的厚度相等。
作为一种T形复合材料工件的加工方法的优选方案，在合模夹紧后，把填充物放置在所述第一L结构和所述第二L结构之间，且所述填充物和所述底板结构位于所述第一L结构的同一侧。
作为一种T形复合材料工件的加工方法的优选方案，在所述预成型工装上设有让刀槽，所述让刀槽正对所述第一平板上将要形成所述第一L结构的端部、所述第二L结构的端部。
作为一种T形复合材料工件的加工方法的优选方案，所述T形复合材料工件还包括位于所述第一L结构及所述第二L结构之间的中间插层结构，所述T形复合材料工件的加工方法还包括步骤：
用所述复合材料进行铺层，形成第三平板；
把所述第三平板切割形成所述插层结构；
将所述第一L结构、所述第二L结构、所述底板结构和所述插层结构组装形成所述T形复合材料工件。
作为一种T形复合材料工件的加工方法的优选方案，组成所述T形复合材料工件，还包括步骤：
将所述插层结构粘结定位于所述第一L结构上或所述第二L结构上，并进行合模夹紧，形成第二T形结构；
把所述底板结构放置于所述第二T形结构的顶部形成所述T形复合材料工件。
作为一种T形复合材料工件的加工方法的优选方案，所述第三平板的厚度与所述插层结构的厚度相等。
作为一种T形复合材料工件的加工方法的优选方案，所述插层结构的厚度与所述底板结构的厚度相等时，所述插层结构及所述底板结构由铺层形成的同一平板切割而成。
本发明的有益效果为：采用本发明公开的T形复合材料工件的加工方法，把预成型的C形结构进行切割，形成第一L结构及第二L结构，实现了工件弯折后双边均为净尺寸，在组成T形复合材料工件时，实现了工件在转移过程中的准确定位，减少了定位偏差，且不存在间隙及料层滑移现象，无需进行手工填料，节省填料，降低成本，缩短零件组装时间，提高了生产效率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据本发明实施例的内容和这些附图获得其他的附图。
图1是本发明具体实施例一提供的T形复合材料工件的结构示意图；
图2是本发明具体实施例提供的预成型C形结构及其切割的示意图；
图3是本发明具体实施例一提供的T形复合材料工件的组装示意图；
图4是本发明具体实施例二提供的T形复合材料工件的结构示意图；
图5是本发明具体实施例二提供的T形复合材料工件的组装示意图。
图中：
1-第一L结构，2-第二L结构，3-插层结构，4-底板结构，5-第一平板，6-预成型工装，7-让刀槽，8-填充物，91-第一成型工装，92-第二成型工装。
具体实施方式
为使本发明解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面将结合附图对本发明实施例的技术方案作进一步的详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例一
实施例一提供一种T形复合材料工件的加工方法，如图1所示，该T形复合材料工件包括左侧的第一L结构1、右侧的第二L结构2及位于第一L结构1和右侧的第二L结构2上部的底板结构4。
T形复合材料工件的加工方法包括以下步骤：
(1)用复合材料预浸料进行铺层，分别形成第一平板5、第二平板。
采用自动化铺层分别形成第一平板5、第二平板，与现有技术的手工铺层相比，大大提高了生产效率。其中，第一平板5的厚度与第一L结构1的厚度、第二L结构2的厚度均相等，第二平板的厚度与底板结构4的厚度相等。
(2)把第一平板5转移至预成型工装6上，弯折成一个C形结构。
把第一平板5转移至预成型工装6上，弯折成一个C形结构。如图2所示，预成型工装6上设有正对第一平板5上将要形成第一L结构1的端部、第二L结构2的端部的让刀槽7，让刀槽7内填充有牺牲层，防止刀具切割到预成型工装6。
(3)如图2所示，将C形结构进行切割形成第一L结构1及第二L结构2，将第二平板进行切割形成底板结构4。
(4)将所述第一L结构1、所述第二L结构2和底板结构4组装形成T形复合材料工件。
如图3所示，组装成T形复合材料工件时，首先将第一L结构1及第二L结构2分别转移至第一成型工装91及第二成型工装92上，并进行合模夹紧，形成第一T形结构；然后在第一L结构1、第二L结构2及将要放置的底板结构4的交汇处，用填充物8进行填充；最后，将第一定位板放置于第一T形结构的左侧或右侧，把底板结构4放置于第一T形结构的顶部并紧贴第二定位板，形成T形复合材料工件，并将第一定位板移走。
实施例二
实施例二提供一种T形复合材料工件的加工方法，如图4所示，该T形复合材料工件包括左侧的第一L结构1、右侧的第二L结构2、位于第一L结构1和第二L结构2上方的底板结构4以及位于第一L结构1及第二L结构2之间的插层结构3。实施例二与实施例一的不同之处在于实施例二比实施例多了一个中间的插层结构3。
T形复合材料工件的加工方法包括以下步骤：
(1)用复合材料进行铺层，分别形成第一平板5、第二平板及第三平板。
用复合材料进行自动化铺层，分别形成第一平板5、第二平板及第三平板，其中，第一平板5、第二平板的铺贴与实施例一相同，实施例二中的第三平板的厚度与插层结构3的厚度相同。
(2)将第一平板5弯折成一个C形结构。
(3)将C形结构进行切割形成第一L结构1及第二L结构2，将第二平板进行切割形成底板结构4，将第三平板进行切割形成插层结构3。
本发明的插层结构3的厚度与底板结构4的厚度相等时，插层结构3及底板结构4通过经铺层形成的同一平板切割而成。
(4)将第一L结构1、第二L结构2、插板结构3及底板结4组装形成T形复合材料工件。
如图5所示，组装T形复合材料工件时，首先将第一L结构1及第二L结构2分别转移至第一成型工装91及第二成型工装92上；其次将第二定位板放置于第一L结构1顶部或者第二L结构2顶部，放置插层结构3，使其紧贴于第一L结构1或第二L结构2及第二定位板，使插层结构3定位于第一L结构1上或第二L结构2上，将第二定位板移走，使插层结构3位于第一L结构1与第二L结构2之间，并进行合模夹紧，形成第二T形结构；然后，在第一L结构1、插层结构3及将要放置的底板结构4的交汇处，以及第二L结构2、插层结构3及将要放置的底板结构4的交汇处，用填充物8进行填充；最后，将第三定位板放置于第二T形结构的左侧或右侧，把底板结构4放置于第二T形结构的顶部并紧贴第三定位板，形成T形复合材料工件，并把第三定位板移走。
实施例一或实施例二所提供的T形复合材料工件的加工方法，采用自动化铺层，与现有技术相比，提高了生产效率。把预成型的C形结构进行切割，形成第一L结构1及第二L结构2，实现了工件弯折后双边均为净尺寸，在组装T形复合材料工件时，实现了工件在转移过程中的准确定位，减少了定位偏差。与现有技术相比，采用本发明加工出的T形复合材料工件，不存在间隙及料层滑移现象，无需进行手工填料，节省填料，降低成本，缩短零件组装时间，提高了生产效率。
注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (10)

1.一种T形复合材料工件的加工方法，所述T形复合材料工件包括左侧的第一L结构(1)、右侧的第二L结构(2)及上部的底板结构(4)，其特征在于，所述T形复合材料工件的加工方法包括步骤：
用复合材料进行铺层，分别形成第一平板(5)及第二平板；
所述第一平板(5)经预成型工装(6)弯折形成C形结构；
将所述C形结构切割形成所述第一L结构(1)及所述第二L结构(2)，将所述第二平板切割形成所述底板结构(4)；
将所述第一L结构(1)、所述第二L结构(2)和所述底板结构(4)组装形成所述T形复合材料工件。
2.根据权利要求1所述的T形复合材料工件的加工方法，其特征在于，组装形成所述T形复合材料工件，包括步骤：
将所述第一L结构(1)及所述第二L结构(2)分别转移至第一成型工装(91)及第二成型工装(92)上，并进行合模夹紧，形成第一T形结构；
把所述底板结构(4)放置于所述第一T形结构的顶部形成所述T形复合材料工件。
3.根据权利要求1所述的T形复合材料工件的加工方法，其特征在于，所述第一平板(5)的厚度与所述第一L结构(1)的厚度、所述第二L结构(2)的厚度均相等。
4.根据权利要求1所述的T形复合材料工件的加工方法，其特征在于，所述第二平板的厚度与所述底板结构(4)的厚度相等。
5.根据权利要求1所述的T形复合材料工件的加工方法，其特征在于，在合模夹紧后，把填充物(8)放置在所述第一L结构(1)和所述第二L结构(2)之间，且所述填充物(8)和所述底板结构(4)位于所述第一L结构(1)的同一侧。
6.根据权利要求1所述的T形复合材料工件的加工方法，其特征在于，在所述预成型工装(6)上设有让刀槽(7)，所述让刀槽(7)正对所述第一平板(5)上将要形成所述第一L结构(1)的端部、所述第二L结构(2)的端部。
7.根据权利要求1至6任一项所述的T形复合材料工件的加工方法，其特征在于，所述T形复合材料工件还包括位于所述第一L结构(1)及所述第二L结构(2)之间的中间插层结构(3)，所述T形复合材料工件的加工方法还包括步骤：
用所述复合材料进行铺层，形成第三平板；
把所述第三平板切割形成所述插层结构(3)；
将所述第一L结构(1)、所述第二L结构(2)、所述底板结构(4)和所述插层结构(3)组装形成所述T形复合材料工件。
8.根据权利要求7所述的T形复合材料工件的加工方法，其特征在于，组成所述T形复合材料工件，还包括步骤：
将所述插层结构(3)粘结定位于所述第一L结构(1)上或所述第二L结构(2)上，并进行合模夹紧，形成第二T形结构；
把所述底板结构(4)放置于所述第二T形结构的顶部形成所述T形复合材料工件。
9.根据权利要求7所述的T形复合材料工件的加工方法，其特征在于，所述第三平板的厚度与所述插层结构(3)的厚度相等。
10.根据权利要求7所述的T形复合材料工件的加工方法，其特征在于，所述插层结构(3)的厚度与所述底板结构(4)的厚度相等时，所述插层结构(3)及所述底板结构(4)由铺层形成的同一平板切割而成。
CN201811267861.0A 2018-10-29 2018-10-29 一种t形复合材料工件的加工方法 Active CN111099035B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811267861.0A CN111099035B (zh) 2018-10-29 2018-10-29 一种t形复合材料工件的加工方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811267861.0A CN111099035B (zh) 2018-10-29 2018-10-29 一种t形复合材料工件的加工方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111099035A true CN111099035A (zh) 2020-05-05
CN111099035B CN111099035B (zh) 2023-07-14

Family

ID=70420302

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811267861.0A Active CN111099035B (zh) 2018-10-29 2018-10-29 一种t形复合材料工件的加工方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111099035B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115008787A (zh) * 2022-04-26 2022-09-06 浙江大学 一种复合材料“t”型长桁成型工装及方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090320995A1 (en) * 2008-06-27 2009-12-31 Airbus Espana, S.L. Device and method for the manufacture of elements in composite material
US20100193636A1 (en) * 2007-07-11 2010-08-05 Vincenzo De Vita Method of manufacturing an integral profile monolithic wing structure
CN103817953A (zh) * 2013-12-18 2014-05-28 中航复合材料有限责任公司 一种自动铺带制造复合材料梁的方法
CN105643951A (zh) * 2015-09-29 2016-06-08 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种大厚度复合材料结构预成型方法
CN107415280A (zh) * 2017-08-22 2017-12-01 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 用于t型长桁的预成型和/或其与壁板定位的模具和方法
CN107825727A (zh) * 2017-10-20 2018-03-23 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 预成型长桁l形部件及壁板的成型方法和成型装置及壁板

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100193636A1 (en) * 2007-07-11 2010-08-05 Vincenzo De Vita Method of manufacturing an integral profile monolithic wing structure
US20090320995A1 (en) * 2008-06-27 2009-12-31 Airbus Espana, S.L. Device and method for the manufacture of elements in composite material
CN103817953A (zh) * 2013-12-18 2014-05-28 中航复合材料有限责任公司 一种自动铺带制造复合材料梁的方法
CN105643951A (zh) * 2015-09-29 2016-06-08 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种大厚度复合材料结构预成型方法
CN107415280A (zh) * 2017-08-22 2017-12-01 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 用于t型长桁的预成型和/或其与壁板定位的模具和方法
CN107825727A (zh) * 2017-10-20 2018-03-23 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 预成型长桁l形部件及壁板的成型方法和成型装置及壁板

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115008787A (zh) * 2022-04-26 2022-09-06 浙江大学 一种复合材料“t”型长桁成型工装及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN111099035B (zh) 2023-07-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106891548B (zh) 一种复合材料t型加筋壁板成型工装及成型方法
CN107253334B (zh) 一种成型复合材料t形长桁加筋壁板的模具及工艺
US10589504B2 (en) Lamination manufacturing method for large-size and complex-structure metal components
US9079365B2 (en) Curable assembly and a filler component
CN102529113B (zh) 复合材料构件转角间隙的填充方法
EP2457684A2 (en) Method for manufacturing panel structure
CN103802332A (zh) 填充0°碳纤维预浸料预成型工装及预成型工艺
EP4019220A1 (en) Mold, fabrication method for assembled preformed structure and fabrication method for wallboard structure
CN106672203B (zh) 一种混杂复合材料平板梁式结构及其加工方法
CN108568974A (zh) 一种闭合式复合材料构件成型工装及使用方法
CN111099035A (zh) 一种t形复合材料工件的加工方法
CN106825097B (zh) 一种等通道转角挤压与往复式挤扭复合成形装置及方法
CN104213059A (zh) 钛合金双层曲面翼板零件热处理变形控制方法
CN103590714A (zh) 一种铝合金双槽注胶型材及其制作方法
CN111098531B (zh) 一种长桁定位装置和定位方法
CN104951595A (zh) 一种蒙皮零件工艺耳片建模方法
CN104191528B (zh) 一种金刚石串珠及其制造方法
JP5713509B2 (ja) 金属板又は金属棒の端部断面の内部割裂方法、並びに該内部割裂方法による金属容器と金属管の製造方法及び金属部品の接合方法
CN112141315A (zh) 一种飞机舵面复合材料壁板结构及其成型系统和方法
US11761422B2 (en) Relating to wind turbine blade manufacture
US9718262B2 (en) Roll forming composite components
CN204820472U (zh) 蜂窝夹芯
DE112013007426T5 (de) Halbleitervorrichtung und Herstellungsverfahren dafür
CN111113938B (zh) 一种碳纤维材料零件的装配方法及碳纤维材料零件
CN110587868B (zh) 主梁模具立边制作方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant