CN1946541B - 利用弹性网膜加工复合部件的装置和方法 - Google Patents

利用弹性网膜加工复合部件的装置和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN1946541B
CN1946541B CN2005800129825A CN200580012982A CN1946541B CN 1946541 B CN1946541 B CN 1946541B CN 2005800129825 A CN2005800129825 A CN 2005800129825A CN 200580012982 A CN200580012982 A CN 200580012982A CN 1946541 B CN1946541 B CN 1946541B
Authority
CN
China
Prior art keywords
axle
elastic omentum
elastic
omentum
preg 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
CN2005800129825A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1946541A (zh
Inventor
格兰特·C·曾克纳
迈克尔·P·汤普森
斯坦利·F·波尔克
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 CN1946541A publication Critical patent/CN1946541A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1946541B publication Critical patent/CN1946541B/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
    • 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
    • B29C70/342—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 using isostatic pressure
    • 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
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-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
    • B29C70/04—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
    • B29C70/549—Details of caul plates, e.g. materials or shape

Landscapes

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

Abstract

公开了一种利用弹性网膜(110)加工复合部件的装置和方法。在一个实施例中，方法包括在层叠心轴(104)的不平坦部分上形成预浸处理材料(102)，并且将弹性网膜设置在预浸处理材料上并处于初始位置，使得弹性网膜(110)的第一部分接近层叠心轴上的预浸处理材料(102)，与第一部分相邻的弹性网膜的第二部分与预浸处理材料分离。其次，弹性网膜(110)与接近不平坦部分的层叠心轴(104)之间的空间中的压力减少。同时，随着空间压力的减少，弹性网膜(110)伸展到第二部分，使得弹性网膜的第二部分接近层叠心轴和预浸处理材料的至少其中一个。

Description

利用弹性网膜加工复合部件的装置和方法
技术领域
本公开内容涉及复合材料的加工，更具体地说，涉及利用弹性网膜(caul)加工复合部件的装置和方法。
背景技术
由于复合部件强度高重量轻，所以正被广泛用来制造各种产品。在飞机制造领域尤其是这样。用来制造复合部件的典型材料包括玻璃或嵌入例如酚醛树脂、环氧树脂、二马来酰亚胺(bismaleimide)树脂等树脂的玻璃和石墨纤维。利用各种不同的制造系统和过程，纤维和树脂材料可以形成一种预期的形状，然后固化(cured)(如在提高压力和温度的条件下)，生产出预期的部件。
令人欣慰的是，现存有各种现有技术的装置和方法用来形成复合部件。例如，一些传统的形成复合部件的装置和方法包括那些一般性公开的方法，如授权给Pancorbo等的美国专利No.6,565,690B1，授权给Holsinger的美国专利No.6,245,275B1，授权给Younie等的美国专利No.5,817,269，授权给Burgess等的美国专利No.5,902,535，授权给Mead等的美国专利No.5,292,475，授权给Dublinski等的美国专利No.5,286,438，以及授权给Leoni等的美国专利No.5,152,949。
虽然利用现有技术方法已经取得了预期的结果，但还有改进的空间。例如，我们知道，形成复合部件的现有技术过程易受纤维变形和起皱的影响，尤其是在包边(bagside)表面以及沿着复合部件的半径。这些传统生产过程产生的不理想的人工制品会因维修和返工增加制造成本.而且，装配时，复合部件的不平均或者不光滑的表面可能需要复杂的垫片调整，这可能进一步增加制造成本。因此，能至少部分地减轻这些影响的加工复合部件的装置和方法是有用的。
发明内容
本发明涉及利用弹性网膜加工复合部件的装置和方法。本发明的装置和方法可以有利地减少纤维变形以及复合部件起皱，与现有技术相比，可以减少与这种复合部件返工和维修相关联的成本。
在一个实施例中，加工复合部件的方法包括设置带有不平坦部分的层叠心轴，在层叠心轴的不平坦部分上形成预浸处理材料。本方法还包括将弹性网膜设置在预浸处理材料上并处于初始位置，使得弹性网膜的第一部分接近层叠心轴上的预浸处理材料，与第一部分相邻的弹性网膜的第二部分与预浸处理材料分离。将制袋薄膜设置在弹性网膜上面。其次，弹性网膜与接近不平坦部分的层叠心轴之间的空间上的压力减少.同时，随着空间压力的减少，弹性网膜伸展到第二部分，这样，弹性网膜的第二部分接近层叠心轴和预浸处理材料的至少其中一个。本方法还可进一步包括固化预浸处理材料，如使材料处于提高的温度和压力条件下。
此外，本方法还包含对预浸处理材料施加提高的温度或提高的压力中的至少一个。将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置包括在弹性网膜的至少第二部分进行拉紧和伸展至少其中之一。在心轴的不平坦部分上设置预浸处理材料包括在心轴的阶梯形部分上设置预浸处理材料。心轴的阶梯形部分包括上阶梯形部分、从上阶梯形部分向下延伸的中阶梯形部分，以及从中阶梯形部分延伸开来的下阶梯形部分，其中，将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置包括在预浸处理材料上设置弹性网膜，这样网膜的第一部分在上阶梯形部分与预浸处理材料接合，网膜的第二部分在上阶梯形部分和下阶梯形部分之间延伸。将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置包括在预浸处理材料上设置弹性网膜，这样与第二部分相邻以及从第一部分与第二部分相对的网膜的第三部分与心轴的下阶梯形部分接合。将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置包括将弹性网膜的第三部分固定到相对于心轴固定的位置，网膜的第三部分与第二部分相邻，并从第一部分与第二部分相对。对弹性网膜的第三部分进行固定包括用夹置元件对弹性网膜进行固定。对弹性网膜的第三部分进行固定包括用按扣对弹性网膜进行固定。对弹性网膜的第三部分进行固定包括用钩环状的固紧件对弹性网膜进行固定。减少设置在弹性网膜与心轴之间的空间的压力包括通过减少该空间内的压力而将弹性网膜的第三部分固定到相对于心轴的固定位置。本方法还包含在预浸处理材料和弹性网膜之间设置隔离层。将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置还包括设置带有与第一部分相邻并从预浸处理材料隔离出来的第三部分的弹性网膜，其中，伸展弹性网膜到第二位置还包括伸展弹性网膜使得第三部分被拉到接近预浸处理材料和层叠心轴至少其中一个。
本发明还涉及一种制造飞机部件的方法，包含：在层叠心轴的不平坦部分上形成复合材料；将弹性网膜设置在所述复合材料上并处于初始位置，这样弹性网膜的第一部分接近层叠心轴上的复合材料，与第一部分相邻的弹性网膜的第二部分与复合材料间隔开来；将制袋薄膜设置在弹性网膜上面；减少弹性网膜和接近不平坦部分的层叠心轴之间空间内的压力；同时随着该空间压力的减少，伸展弹性网膜到第二位置，这样弹性网膜的第二部分被拉到接近复合材料和层叠心轴至少其中一个；以及固化该复合材料。
本发明还涉及一种将预浸处理材料加工成复合部件的组件包括：带有不平坦部分的心轴，该心轴适于接纳预浸处理材料在其上；以及弹性网膜适于设置在心轴的至少部分上，以及制袋薄膜设置在弹性网膜上面，使得在初始位置处，网膜的第一部分接近预浸处理材料，与第一部分相邻的网膜的第二部分从预浸处理材料和心轴隔离出来，使弹性网膜进一步适合使得当弹性网膜与心轴的不平坦部分之间的空间中的压力减少时，弹性网膜延伸到第二位置，使得网膜的第二部分接近预浸处理材料和心轴的至少其中一个。
此外，所述组件中的心轴的不平坦部分包括带上阶梯形部分的阶梯形部分，从上阶梯形部分向下延伸的中阶梯形部分，从中阶梯形部分伸展开来的下阶梯形部分。心轴和弹性网膜中的至少一个包括适合将网膜的第三部分连接到相对于心轴的固定位置的附着组件，第三部分与第二部分相邻并从第一部分与第二部分相对。附着组件包括按扣、钩环状的固紧件以及夹置元件中的至少一个。所述组件还包含设置在弹性网膜和心轴之间的隔离层并且适于基本上阻止弹性网膜附着在预浸处理材料上，以及适于对预浸处理材料施加提升温度和提高压力中的至少一个的固化装置。其中，弹性网膜被进一步调整使得在初始位置处，与第一部分相邻的网膜第三部分从预浸处理材料和心轴隔离出来，弹性网膜被进一步调整使得当该空间中的压力减少时，网膜的第三部分接近预浸处理材料和心轴的至少其中一个。
附图说明
参照如下附图，本发明优选和备选实施例的详细描述如下。
图1是根据本发明的实施例的在第一操作阶段中的制造复合部件的成形系统的端部截面图；
图2是图1中成形系统的第二操作阶段的端部截面图；
图3是图1中成形系统的第三操作阶段的端部截面图；
图4是图1中成形系统的第四操作阶段的端部截面图；
图5是根据本发明的备选实施例的处于第一位置的成形系统的等轴视图；
图6是处于第二位置的图5的成形系统的等轴视图；以及
图7是根据本发明的另一实施例形成的带有一个或多个复合部件的飞机的侧面正视图。
具体实施方式
本发明涉及利用弹性网膜加工复合部件的装置和方法。以下说明阐明了本发明的一些实施例的许多详细情况，图1-7提供了这些实施例的详尽解释。但是，本领域技术人员将明白本发明可能有另外的实施例，或本发明实施起来可能没有以下详细说明中描述的详细情况。
图1是根据本发明的实施例的制造复合部件102的成形系统100的端部截面图。在本实施例中，成形系统100包括位于基板106上的层叠心轴104。在操作的第一阶段120，在层叠心轴104上形成未固化的(或预浸处理的)复合部件，隔离薄膜108设置在复合部件102上面。在本实施例中，在心轴104的阶梯形部分形成未固化的复合部件102。隔离薄膜108上面设置有柔性的弹性网膜110。在本实施例中，一对长条的透气材料连接在接近外部边缘113的弹性网膜110上，并抵靠基板106接合。或者，透气材料112不需要附到网膜110上，而是可以简单地放置在网膜110与基板106之间。在其他实施例中，透气材料112可以放置在网膜110的上面或者下面，或者取消不用。
如图1进一步所示，弹性网膜110被设置在复合部件102上，这样弹性网膜110的第一和第二侧面部分114、116与隔离薄膜108，复合部件102以及层叠心轴104隔离开来。在操作的第一阶段120中，第一和第二侧面部分114、116在层叠心轴104上面部分与基板106之间拉紧或伸展，或者松弛或收缩。弹性网膜110的上部118与抵靠薄膜108接合。以下是更充分的描述，一个或多个附着装置(未示出)可设置在弹性网膜110的外部边缘113周围，以将弹性网膜110固定到基板106上，第一和第二侧面部分114，116架在上部118与基板106之间。
应该理解，弹性网膜110可由各种合适的材料构成。例如，弹性网膜110可由硅橡胶、丁基橡胶、氯丁橡胶、
Figure GSB00000162223900051
或其他合适的弹性材料制成。在一个具体的实施例中，弹性网膜110可由德克萨斯的Fort Worth的RubberCompany，Inc.生产的硅橡胶制成，并且可买到在华盛顿的Auburn的TorrTechnology，Inc.销售的产品号EL80。由硅橡胶形成的弹性网膜110可以是任何合适的厚度，包括至少为0.080英寸厚。在一个具体的实施例中，我们已经注意到，对于航天工业的特定复合材料加工应用，由硅橡胶形成的弹性网膜110提供了合适的材料特征的结合，包括延伸率、耐久力以及耐温性。但是应该理解，对于其他复合材料加工应用，其他弹性材料可能是合适的或优选的，因此，不应该认为本发明仅限于上述提到的具体的弹性材料。
图2是操作的第二阶段122中的图1的成形系统100的端部截面图。制袋薄膜(bagging film)124设置在弹性网膜110上面。制袋薄膜124延伸到弹性网膜110的外部边缘113外，而且由真空密封带126附着到基板106上。制袋薄膜124宽松地装配在该部分上，足够的多余材料避免抽真空时跨连(bridging)以及制袋薄膜124从弹性网膜110、复合部件102以及心轴104上拉下。在一个具体的实施例中，制袋薄膜124包括额外制袋材料的一褶或多褶128，这样，制袋薄膜124宽松地装配在弹性网膜110上面。
图3是操作的第三阶段130中图1的成形系统100的端部截面图，其中，制袋薄膜中形成真空(或者减小的压力)。如图3所示，抽真空时，真空制袋薄膜下面的压力减少，第一和第二侧面部分114、116往内缩向复合部件102(以及层叠心轴104)。当弹性网膜110往内缩时，弹性网膜110伸展，制袋薄膜124的褶皱128开始展开并膨胀。如上所述，可以理解，对成形系统100的操作来说，褶皱128不是关键的，但它简单地代表了在弹性网膜110的上面设置一合适量的制袋薄膜124，这样，在抽真空时，弹性网膜110上面有足够量的制袋薄膜124以允许制袋薄膜124在所有的点上拉下来而不出现跨连。
图4是操作的第四阶段132中图1的成形系统的端部截面图。在本阶段，弹性网膜110已被减少的压力紧紧吸住与制袋薄膜108(图3)相接合。更具体地说，由于弹性网膜110的外部边缘113固定在基板106上，弹性网膜110紧紧伸展在层叠心轴104、复合部件102以及制袋薄膜108上面。随着弹性网膜110至少侧面部分114、116(也可能是上面部分118)的伸展，弹性网膜110紧贴地装配在复合部件102上面。在该配置中，可处理或加工成形系统100以达到它最终的、固化状态，例如通过将成形系统100放置在压热器或其他合适的装置中并使其径受提高的温度和压力条件。或者，复合部件102可通过其它方式固化，包括通过微波照射或者其他合适波长的辐射，通过暴露在固化化学制品、试剂或气体，或者其他合适的固化途径。
根据本发明的装置和方法提供了优于现有技术的明显优势。例如，由于弹性网膜110因减少的压力在层叠心轴104和复合部件102上向下拉时紧紧伸展，减少或消除了纤维变形以及复合部件102起皱的现象。这些影响在复合部件102外部或者“袋边”(bagside)表面尤其是在半径。因此可以提高复合部件102的质量，大大减少因复合部件102返工和维修产生的成本。
此外，本发明的实施例也可相当节省劳动力和可处理材料。例如，传统的复合加工中，在该部分使用手工加工的表面呼吸器以帮助流通空气并阻止尼龙袋皱褶转移到复合部件的袋边表面。通过使用根据本发明可再度使用的弹性网膜，可以不用呼吸器，节省材料成本和劳动力。
应该理解，本发明不限于上述的具体实施例或者图1-图4所示的实施例，但是，我们可以想象出根据本发明的各种装置和方法。例如，我们注意到在可替换的实施例中可以不用隔离薄膜108。同样，我们可以考虑可替换的呼吸器材料配置或其他合适的真空端口以减少弹性网膜110内的压力。另外，弹性网膜110可通过比图1所示的具体实施例少或多的量被跨接在基板106上，或从层叠心轴104的单边跨接，而不是从所示的两边跨接。
图5是根据本发明可替换的实施例中成形系统200在非接合位置220的等轴视图。图6是图5中成形系统200在接合位置222的等轴视图。在本实施例中，带基板206的伸长的层叠心轴204上设置有固化或部分固化的复合部件202，复合部件202上设置有隔离薄膜208(图5)。弹性网膜210设置在隔离薄膜208上。在本实施例中，弹性网膜210包括带透气层213的边缘部分211。透气层213通过设置在弹性网膜210里的多个呼吸端口215与周围大气相通。正如图5所示，多个第一附着元件217附在弹性网膜210的边缘部分211，相应的多个第二附着元件219附着到基板206上。
在操作中，第一和第二附着元件217、219连接到一起(如嵌入按扣(snapped))，如前面更充分的描述，这样弹性网膜210的第一部分214从层叠心轴204分离出来。弹性网膜210的第二部分(未示出)可能(或不会)类似地架在层叠心轴204与层叠心轴204另一边的基板206之间。随后，真空薄膜218设置在弹性网膜210上面，用例如真空密封带126与基板206相连(图3)。在上述的方法中，真空薄膜218与基板206(以及层叠心轴204)之间的压力减少，因此，随着弹性网膜210在复合部件202的周围向里缩进同复合部件202形成紧贴装配接合，同时弹性网膜210伸展。因而，上述参考的本发明装置和方法的优点可利用带第一和第二附着元件217、219的成形系统210实现。应该理解，附着元件217、219可用各种其他类型的附着元件217、219，包括如钩环状的固定带(如
Figure GSB00000162223900071
)，夹子元件或其它任何合适的附着元件替换。或者，对一些实施例，可以不用附着元件。抛开理论，现在我们相信对一些没有附着元件的实施例，在操作的抽气(evacuation)阶段，减少弹性网膜和层叠心轴基板之间的压力是为了固定弹性网膜的外部边缘的位置。
我们可以广泛考虑各种装置包括根据本发明可替换的实施例形成的复合部件，本发明不限于上述和图1-6所示的具体实施例。例如，图7是带有一个或多个根据本发明可替换的实施例形成的复合部件602的飞机600的侧面前视图。一般来说，除了根据本发明形成的复合部件外，飞机600的各种组件和子系统的结构已被认知，为简明起见，这里将不详细描述。
如图7所示，飞机600包括一个或多个连接到机身605的推进单元604，机翼组件606(或其他升力表面)，尾部组件608、着陆组件610、控制系统612(不可见)，以及许多其他能使飞机600正常运作的系统和子系统。应该理解，本发明的装置和方法可用在飞机600任何型号的复合部件602的制造上，如，包括尾部组件608的各种组件和子组件，机翼组件606，机身605以及飞机600任何其他合适的部分。图7所示的飞机一般是商用客机包括如从伊利诺宜斯州的芝加哥波音公司购买的737、747、757、767、777以及7E7模型的代表，在这里公开的发明的装置和方法也可用于装配任何其他类型的飞机。更具体的说，本发明的教导可施加到其他客机、战斗机、货机、旋转机以及任何其他类型的有人或无人驾驶飞机的制造和装配上，包括如2001年9月由Book Sales Publishers出版的Enzo Angelucci编写的The Illustrated Encyclopedia of Military Aircraft，以及英国Surrey的Jane’s information Groupof Coulsdon出版的Jane’s All the World’s Aircraft中描述的那些飞机，在这里都引入作为参考。
也应该理解，本发明装置和方法的可替换实施例可被广泛用于各种复合部件的制造，如船只、汽车、独木舟、冲浪板、娱乐车辆或任何其他合适的车辆或装配。本发明装置和方法的实施例可用于许多复合部件的制造，尤其是带不平坦或弓形外表面的特殊组件。例如，包括在带任何类型的不平坦(如，阳或阴，凹的或凸的等)表面形成的复合部件。在一些特殊的实施例中，如根据本发明公开的教导制造的复合部件可有一个“C槽”的截面形状，对各种复合部件来说，该形状是特定普通的几何形状，包括但不限于那些用在飞机上的部件(如，飞机尾翼、机翼以及地板元件的肋或其它结构性元件)。
如上所述，虽然我们已经阐述了本发明优选的和可替换的实施例，但在不背离本发明精神和范围的前提下可以进行许多改变。相应地，本发明的范围不限于公开的优选实施例。相反，通过参考以下的权利要求书可以完全确定发明。

Claims (30)

1.一种加工复合部件的方法，包含：
设置具有不平坦部分的层叠心轴；
在层叠心轴的不平坦部分上形成预浸处理材料；
将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置，这样弹性网膜的第一部分接近层叠心轴上的预浸处理材料，与第一部分相邻的弹性网膜第二部分与预浸处理材料间隔开来；
将制袋薄膜设置在弹性网膜上面；
减少弹性网膜和接近不平坦部分的层叠心轴之间空间内的压力；
同时随着该空间压力的减少，伸展弹性网膜到第二位置，这样弹性网膜的第二部分被拉到接近预浸处理材料和层叠心轴的至少其中一个。
2.根据权利要求1所述的方法，还包含对预浸处理材料施加提高的温度或提高的压力中的至少一个。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置包括在弹性网膜的至少第二部分进行拉紧和伸展至少其中之一。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，在心轴的不平坦部分上设置预浸处理材料包括在心轴的阶梯形部分上设置预浸处理材料。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，心轴的阶梯形部分包括上阶梯形部分、从上阶梯形部分向下延伸的中阶梯形部分，以及从中阶梯形部分延伸开来的下阶梯形部分，其中，将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置包括在预浸处理材料上设置弹性网膜，这样网膜的第一部分在上阶梯形部分与预浸处理材料接合，网膜的第二部分在上阶梯形部分和下阶梯形部分之间延伸。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置包括在预浸处理材料上设置弹性网膜，这样与第二部分相邻以及从第一部分与第二部分相对的网膜的第三部分与心轴的下阶梯形部分接合。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置包括将弹性网膜的第三部分固定到相对于心轴固定的位置，网膜的第三部分与第二部分相邻，并从第一部分与第二部分相对。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，对弹性网膜的第三部分进行固定包括用夹置元件对弹性网膜进行固定。
9.根据权利要求8所述的方法，其中，对弹性网膜的第三部分进行固定包括用按扣对弹性网膜进行固定。
10.根据权利要求8所述的方法，其中，对弹性网膜的第三部分进行固定包括用钩环状的固紧件对弹性网膜进行固定。
11.根据权利要求1所述的方法，其中，减少设置在弹性网膜与心轴之间的空间的压力包括通过减少该空间内的压力而将弹性网膜的第三部分固定到相对于心轴的固定位置。
12.根据权利要求1所述的方法，还包含在预浸处理材料和弹性网膜之间设置隔离层。
13.根据权利要求1所述的方法，其中包括，将弹性网膜设置在所述预浸处理材料上并处于初始位置还包括设置带有与第一部分相邻并从预浸处理材料隔离出来的第三部分的弹性网膜，其中，伸展弹性网膜到第二位置还包括伸展弹性网膜使得第三部分被拉到接近预浸处理材料和层叠心轴至少其中一个。
14.一种制造飞机部件的方法，包含：
在层叠心轴的不平坦部分上形成复合材料；
将弹性网膜设置在所述复合材料上并处于初始位置，这样弹性网膜的第一部分接近层叠心轴上的复合材料，与第一部分相邻的弹性网膜的第二部分与复合材料间隔开来；
将制袋薄膜设置在弹性网膜上面；
减少弹性网膜和接近不平坦部分的层叠心轴之间空间内的压力；
同时随着该空间压力的减少，伸展弹性网膜到第二位置，这样弹性网膜的第二部分被拉到接近复合材料和层叠心轴至少其中一个；以及
固化该复合材料。
15.根据权利要求14所述的方法，其中，固化该复合材料包括对复合材料施加提升的温度以及提高压力中的至少一个。
16.根据权利要求14所述的方法，其中，将弹性网膜设置在所述复合材料上并处于初始位置包括对弹性网膜的至少第二部分进行拉紧和伸展中的至少其中一个。
17.根据权利要求14所述的方法，其中，在心轴的不平坦部分设置复合材料包括在心轴的阶梯形部分设置复合材料，该阶梯形部分具有上阶梯形部分，从上阶梯形部分向下伸展的中阶梯形部分，从中阶梯形部分伸展开的下阶梯形部分，其中，将弹性网膜设置在所述复合材料上并处于初始位置包括在复合材料上设置弹性网膜，使得网膜的第一部分与上阶梯形部分上的复合材料接合，网膜的第二部分在上阶梯形部分和下阶梯形部分之间伸展。
18.根据权利要求17所述的方法，其中，将弹性网膜设置在所述复合材料上还包括在复合材料上设置该弹性网膜使得与第二部分相邻并且从第一部分与第二部分相对的网膜第三部分与心轴的下阶梯形部分接合。
19.根据权利要求14所述的方法，其中，将弹性网膜设置在所述复合材料上并处于初始位置包括将弹性网膜的第三部分固定到相对于心轴的固定位置，网膜的第三部分与第二部分相邻并从第一部分与第二部分相对。
20.根据权利要求14所述的方法，其中，减少弹性网膜和心轴之间空间的压力包括通过减少该空间的压力而将弹性网膜的第三部分固定到相对于心轴的固定位置。
21.根据权利要求14所述的方法，其中，将弹性网膜设置在所述复合材料上并处于初始位置还包括设置带有与第一部分相邻并与复合材料隔离出来的第三部分的弹性网膜，其中，伸展弹性网膜到第二部分还包括伸展弹性网膜，使得第三部分被拉到接近复合材料和层叠心轴的至少其中一个。
22.一种将预浸处理材料加工成复合部件的组件包括：
带有不平坦部分的心轴，该心轴适于接纳预浸处理材料在其上；以及
弹性网膜适于设置在心轴的至少部分上，以及制袋薄膜设置在弹性网膜上面，使得在初始位置处，网膜的第一部分接近预浸处理材料，与第一部分相邻的网膜的第二部分从预浸处理材料和心轴隔离出来，使弹性网膜进一步适合使得当弹性网膜与心轴的不平坦部分之间的空间中的压力减少时，弹性网膜延伸到第二位置，使得网膜的第二部分接近预浸处理材料和心轴的至少其中一个。
23.根据权利要求22所述的组件，其中，心轴的不平坦部分包括带上阶梯形部分的阶梯形部分，从上阶梯形部分向下延伸的中阶梯形部分，从中阶梯形部分伸展开来的下阶梯形部分。
24.根据权利要求22所述的组件，其中，心轴和弹性网膜中的至少一个包括适合将网膜的第三部分连接到相对于心轴的固定位置的附着组件，第三部分与第二部分相邻并从第一部分与第二部分相对。
25.根据权利要求22所述的组件，其中，附着组件包括夹置元件。
26.根据权利要求22所述的组件，其中，附着组件包括钩环状的固紧件。
27.根据权利要求22所述的组件，其中，附着组件包括按扣。
28.根据权利要求22所述的组件，还包含设置在弹性网膜和心轴之间的隔离层并且适于基本上阻止弹性网膜附着在预浸处理材料上。
29.根据权利要求22所述的组件，还包含适于对预浸处理材料施加提升温度和提高压力中的至少一个的固化装置。
30.根据权利要求22所述的组件，其中，弹性网膜被进一步调整使得在初始位置处，与第一部分相邻的网膜第三部分从预浸处理材料和心轴隔离出来，弹性网膜被进一步调整使得当该空间中的压力减少时，网膜的第三部分接近预浸处理材料和心轴的至少其中一个。
CN2005800129825A 2004-02-25 2005-02-22 利用弹性网膜加工复合部件的装置和方法 Active CN1946541B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/786,885 2004-02-25
US10/786,885 US7534387B2 (en) 2004-02-25 2004-02-25 Apparatus and methods for processing composite components using an elastomeric caul
PCT/US2005/005229 WO2005082606A1 (en) 2004-02-25 2005-02-22 Apparatus and methods for processing composite components using an elastomeric caul

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1946541A CN1946541A (zh) 2007-04-11
CN1946541B true CN1946541B (zh) 2011-03-02

Family

ID=34861868

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2005800129825A Active CN1946541B (zh) 2004-02-25 2005-02-22 利用弹性网膜加工复合部件的装置和方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7534387B2 (zh)
EP (1) EP1732749B1 (zh)
JP (2) JP2007525345A (zh)
CN (1) CN1946541B (zh)
ES (1) ES2585182T3 (zh)
WO (1) WO2005082606A1 (zh)

Families Citing this family (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0613872D0 (en) * 2006-07-12 2006-08-23 Airbus Uk Ltd Method of manufacturing composite part
CN101500774B (zh) * 2006-09-29 2013-10-30 东丽株式会社 赋型成型模以及使用其的预成型体及纤维增强塑料的制造方法
ES2359090T3 (es) * 2007-01-22 2011-05-18 Saab Ab Procedimiento y aparato para la fabricación de un elemento de perfil de larguero de ala.
CA2679111C (en) * 2007-02-23 2013-01-22 Richard W. Rydin Method of making a natural rubber vacuum bag by spray processes, natural rubber vacuum bag made using spray process, and method for using natural rubber bag made using spray process
US7850897B2 (en) * 2007-03-14 2010-12-14 Spectrum Aeronautical, Llc Method and device for manufacturing a unitary caul sheet
US8672665B2 (en) 2007-05-18 2014-03-18 Arjr Group, Llc Vacuum bag with integral fluid transfer conduits and seals for resin transfer and other processes
GB0715303D0 (en) * 2007-08-08 2007-09-19 Airbus Uk Ltd Composite laminate structure
GB0719267D0 (en) * 2007-10-04 2007-11-14 Airbus Uk Ltd Method of monitoring the performance of a pressure intensifier
GB0719269D0 (en) * 2007-10-04 2007-11-14 Airbus Uk Ltd Method of moulding a charge
JP5137696B2 (ja) * 2008-06-04 2013-02-06 富士重工業株式会社 加圧成形パッド
GB0813785D0 (en) * 2008-07-29 2008-09-03 Airbus Uk Ltd Method of manufacturing a composite element
DE102009002697B4 (de) * 2009-04-28 2014-02-27 Airbus Operations Gmbh Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
FI20105115A (fi) 2010-02-05 2011-08-06 Meteco Oy Menetelmä komposiittikappaleen valmistamiseksi sekä malli
US8192574B1 (en) 2010-05-13 2012-06-05 Textron Innovations Inc. Process for bonding a vented hollow component
US8585856B1 (en) 2010-05-13 2013-11-19 Textron Innovations Inc. Process for fabricating aircraft parts using an integrated form
US8182640B1 (en) 2010-05-13 2012-05-22 Textron Innovations, Inc. Process for bonding components to a surface
US8961732B2 (en) 2011-01-03 2015-02-24 The Boeing Company Method and device for compressing a composite radius
US8613252B2 (en) * 2011-02-14 2013-12-24 Sikorsky Aircraft Corporation Co-curing reusable elastomeric caul plate
JP6040547B2 (ja) * 2011-03-28 2016-12-07 東レ株式会社 繊維強化プラスチックの製造方法
US8556618B2 (en) * 2011-04-07 2013-10-15 Spirit Aerosystems, Inc. Method and bladder apparatus for forming composite parts
US9051062B1 (en) 2012-02-08 2015-06-09 Textron Innovations, Inc. Assembly using skeleton structure
US9302455B1 (en) 2012-02-08 2016-04-05 Textron Innovations, Inc. Fast cure process
US9050757B1 (en) 2012-02-08 2015-06-09 Textron Innovations, Inc. System and method for curing composites
US9545757B1 (en) 2012-02-08 2017-01-17 Textron Innovations, Inc. Composite lay up and method of forming
US9649820B1 (en) 2012-02-08 2017-05-16 Textron Innovations, Inc. Assembly using skeleton structure
US9114586B2 (en) 2012-02-09 2015-08-25 Sikorsky Aircraft Corporation Lattice grid caul for honeycomb composite structure
US10150233B2 (en) * 2013-03-19 2018-12-11 The Boeing Company Method and apparatus for reducing ply wrinkling of composite laminates during forming
JP6273804B2 (ja) * 2013-12-02 2018-02-07 東レ株式会社 繊維強化プラスチック成形体の製造方法
JP6281865B2 (ja) * 2014-01-31 2018-02-21 三菱重工業株式会社 Ｆｒｐ成形治具及びｆｒｐ構造体の成形方法
US10399284B2 (en) 2014-05-16 2019-09-03 The Boeing Company Method and apparatus for forming contoured composite laminates
US9782937B1 (en) 2014-05-16 2017-10-10 The Boeing Company Apparatus for forming contoured composite laminates
ES2564587B2 (es) * 2014-09-22 2016-12-01 Aciturri Engineering, S.L.U. Método de pegado de rigidizadores transversales por cara bolsa en piezas frescas de material compuesto en forma de C
US9636876B2 (en) 2014-10-29 2017-05-02 The Boeing Company Method, device and apparatus for vacuum forming composite laminates
RU2585650C1 (ru) * 2015-02-04 2016-05-27 Открытое акционерное общество "Пермский завод "Машиностроитель" Способ изготовления эластичного формующего элемента
US9895848B2 (en) 2015-04-22 2018-02-20 The Boeing Company Systems and tooling for manufacturing composite parts and related methods
US10369756B2 (en) * 2015-08-25 2019-08-06 The Boeing Company Method of manufacturing a composite article
US10005267B1 (en) 2015-09-22 2018-06-26 Textron Innovations, Inc. Formation of complex composite structures using laminate templates
US10399283B2 (en) * 2015-10-06 2019-09-03 The Boeing Company Method and device for producing contoured composite laminate stiffeners with reduced wrinkling
US10611097B2 (en) * 2016-05-24 2020-04-07 General Electric Company Methods and systems including pressurized housings for forming materials
DE102016209487A1 (de) * 2016-05-31 2017-11-30 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Induktionsheizvorrichtung, Reparaturverfahren und Vakuumhaubenvorrichtung
DE102016115284A1 (de) 2016-08-17 2018-02-22 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Reparaturverfahren für ein Werkstück aus einem Kunststoffmaterial, Reparaturvorrichtung
US10987880B2 (en) * 2016-09-07 2021-04-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Method for molding composite material and jig for molding composite material
GB2556043A (en) * 2016-11-11 2018-05-23 Composite Tech And Applications Limited A method of de-bulking a pre-form for a composite component
US10391684B1 (en) 2016-11-30 2019-08-27 Spintech, LLC Cauls and methods of using cauls to produce composite articles
WO2019023665A1 (en) * 2017-07-28 2019-01-31 Airtech International, Inc. ELASTIC FIXING FOR VACUUM BAGS
US11155047B2 (en) * 2018-10-08 2021-10-26 Textron Innovations Inc. Caul body and a method for forming a composite structure
CN110884762A (zh) * 2019-10-21 2020-03-17 成都鲁晨新材料科技有限公司 一种可重复使用的真空袋
JP7225320B2 (ja) * 2021-06-28 2023-02-20 三菱重工業株式会社 賦形方法および賦形装置

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1162055A1 (en) * 2000-06-10 2001-12-12 Westland Helicopters Limited Vacuum membrane moulding of a layered composite material

Family Cites Families (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3334383A (en) * 1965-11-03 1967-08-08 Lockheed Aircraft Corp Molding apparatus
US3703422A (en) * 1970-01-02 1972-11-21 North American Rockwell Polyaromatic resin faced honeycomb panel and method for making same
US4622091A (en) * 1984-11-29 1986-11-11 The Boeing Company Resin film infusion process and apparatus
GB8507312D0 (en) * 1985-03-21 1985-05-01 Ici Plc Producing shaped articles
JPS61283514A (ja) * 1985-06-10 1986-12-13 Mitsubishi Electric Corp 繊維強化プラスチツクの製造方法
US5123985A (en) * 1986-09-02 1992-06-23 Patricia Evans Vacuum bagging apparatus and method including a thermoplastic elastomer film vacuum bag
US4834929A (en) * 1987-03-03 1989-05-30 3D Manufacturing, Inc. Method of making molds
US4915896A (en) * 1987-09-01 1990-04-10 Phillips Petroleum Company Vacuum bagging process for fiber reinforced thermoplastics
US4853172A (en) * 1987-12-01 1989-08-01 United Technologies Corporation Method of fabricating tubular composite structures
US4904436A (en) * 1988-01-29 1990-02-27 Phillips Petroleum Company Consolidation of thermoplastic panels
US4926356A (en) * 1988-02-29 1990-05-15 The Boeing Company Test apparatus for measuring heat release of certain materials
JPH01259912A (ja) * 1988-04-11 1989-10-17 Fuji Heavy Ind Ltd 熱硬化樹脂系複合材の成形方法
US4913639A (en) * 1988-09-13 1990-04-03 Wheeler Robert G Composite caul plate
US5023042A (en) * 1989-06-29 1991-06-11 Gary Efferding Flexible mold for making seamless sailboards
JP3004309B2 (ja) * 1990-04-09 2000-01-31 富士重工業株式会社 繊維強化樹脂積層体の製造方法
US5152949A (en) * 1990-12-19 1992-10-06 United Technologies Corporation Tooling method for resin transfer molding
CA2056330C (en) * 1990-12-19 2003-06-10 Alexander C. Dublinski Method of fabricating a complex part made of composite material
US5292475A (en) * 1992-03-06 1994-03-08 Northrop Corporation Tooling and process for variability reduction of composite structures
US5648109A (en) * 1995-05-03 1997-07-15 Massachusetts Institute Of Technology Apparatus for diaphragm forming
US5807593A (en) * 1996-07-10 1998-09-15 The Boeing Company Vacuum bag not requiring disposable breathers
US5817269A (en) * 1996-10-25 1998-10-06 The Boeing Company Composite fabrication method and tooling to improve part consolidation
US6217000B1 (en) * 1996-10-25 2001-04-17 The Boeing Company Composite fabrication method and tooling to improve part consolidation
JPH10146898A (ja) * 1996-11-15 1998-06-02 Honda Motor Co Ltd 繊維強化複合材の成形方法
JP3815848B2 (ja) * 1997-04-25 2006-08-30 富士重工業株式会社 複合材の成形装置および成形方法
US5902535A (en) * 1997-07-30 1999-05-11 Mcdonnell Douglas Corporation Resin film infusion mold tooling and molding method
US6290895B1 (en) * 1997-10-14 2001-09-18 General Electric Company Selectively flexible caul and method of use
US6245275B1 (en) * 1999-05-13 2001-06-12 Vought Aircraft Industries, Inc. Method for fabricating composite structures
JP2001038752A (ja) * 1999-07-30 2001-02-13 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材曲面パネルの成形装置及び成形方法
ES2234707T5 (es) * 1999-12-07 2008-06-16 The Boeing Company Procedimiento de infusion al vacio, con doble bolsa, para fabricar un material compuesto y material compuesto asi obtenido.
US6620369B1 (en) * 2000-02-09 2003-09-16 Northrop Grumman Corporation Net molding of resin composite parts
ES2184551B1 (es) * 2000-03-07 2004-09-01 Airbus España S.L. Procedimiento de fabricacion de estructuras primarias en material compuesto con curado en util hembra.
US7029267B2 (en) * 2003-10-23 2006-04-18 Saint- Gobain Technical Fabrics Canada, Ltd Reusable vacuum bag and methods of its use

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1162055A1 (en) * 2000-06-10 2001-12-12 Westland Helicopters Limited Vacuum membrane moulding of a layered composite material

Also Published As

Publication number Publication date
CN1946541A (zh) 2007-04-11
US7534387B2 (en) 2009-05-19
JP2007525345A (ja) 2007-09-06
EP1732749B1 (en) 2016-07-20
JP2012187925A (ja) 2012-10-04
JP5615864B2 (ja) 2014-10-29
US20050183818A1 (en) 2005-08-25
ES2585182T3 (es) 2016-10-04
EP1732749A1 (en) 2006-12-20
WO2005082606A1 (en) 2005-09-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1946541B (zh) 利用弹性网膜加工复合部件的装置和方法
JP6262842B2 (ja) 成形中の複合積層体における層のしわを低減するための方法及び装置
CA2857783C (en) Laminated composite radius filler with geometric shaped filler element and method of forming the same
US9694898B2 (en) Methods for manufacturing an I-stringer of an aircraft and devices for use in such methods
EP2512784B1 (en) Composite ply stabilizing mechanism and method
US20110308714A1 (en) Method and shaping device for producing a composite fibre component for air and space travel
EP2661359B1 (en) Method and device for compressing a composite radius
KR20150065669A (ko) 안정화 부재를 구비한 복합 구조물
US8182640B1 (en) Process for bonding components to a surface
US10336014B2 (en) Double diaphragm vacuum bagging assembly and method of use
US9586344B2 (en) Method and system of forming a releasable support and method of pre-cure removal of a composite laminate
US11904560B2 (en) Vacuum bag-less composite repair systems and methods
US10232926B2 (en) Integrated lamination process for manufacturing a shell element
US20090081410A1 (en) Fly Away Caul Plate
US20160244185A1 (en) Method, System and Apparatus for Assembling a Composite Wing Skin with Stiffeners
CN117813197A (zh) 非卷曲纤维的形成方法

Legal Events

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