DE102006031336B4 - Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt - Google Patents
Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt Download PDFInfo
- Publication number
- DE102006031336B4 DE102006031336B4 DE102006031336A DE102006031336A DE102006031336B4 DE 102006031336 B4 DE102006031336 B4 DE 102006031336B4 DE 102006031336 A DE102006031336 A DE 102006031336A DE 102006031336 A DE102006031336 A DE 102006031336A DE 102006031336 B4 DE102006031336 B4 DE 102006031336B4
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- nuclear envelope
- fiber composite
- composite component
- pretensioner
- core
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
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
- B29C70/40—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
- B29C70/446—Moulding structures having an axis of symmetry or at least one channel, e.g. tubular structures, frames
-
- 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
- B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
- B29C33/44—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles
- B29C33/448—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles destructible
-
- 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
- B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
- B29C33/44—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles
- B29C33/48—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling
- B29C33/485—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling cores or mandrels
-
- 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
- B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
- B29C33/44—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles
- B29C33/48—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling
- B29C33/50—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling elastic or flexible
- B29C33/505—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling elastic or flexible cores or mandrels, e.g. inflatable
-
- 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
- B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
- B29C33/44—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles
- B29C33/52—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles soluble or fusible
-
- 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
- B29C70/40—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
- B29C70/443—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 and impregnating by vacuum or injection
-
- 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
- B29C43/00—Compression moulding, i.e. applying external pressure to flow the moulding material; Apparatus therefor
- B29C43/32—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations
- B29C43/36—Moulds for making articles of definite length, i.e. discrete articles
- B29C43/3642—Bags, bleeder sheets or cauls for isostatic pressing
- B29C2043/3644—Vacuum bags; Details thereof, e.g. fixing or clamping
-
- 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
- B29C43/00—Compression moulding, i.e. applying external pressure to flow the moulding material; Apparatus therefor
- B29C43/32—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations
- B29C43/36—Moulds for making articles of definite length, i.e. discrete articles
- B29C2043/3665—Moulds for making articles of definite length, i.e. discrete articles cores or inserts, e.g. pins, mandrels, sliders
- B29C2043/3668—Moulds for making articles of definite length, i.e. discrete articles cores or inserts, e.g. pins, mandrels, sliders destructible or fusible
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
- B29L2031/00—Other particular articles
- B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
- B29L2031/3076—Aircrafts
- B29L2031/3082—Fuselages
-
- 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)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils (22), insbesondere für die Luft- und Raumfahrt, mit folgenden Verfahrensschritten:
– Einbringen einer elastischen Kernhülle (1) in eine Vorspanneinrichtung (3);
– Aufweiten der eingebrachten Kernhülle (1) zum elastischen Vorspannen derselben mittels Aktivieren der Vorspanneinrichtung (3);
– Einbringen eines Kernkörpers (13) durch eine Öffnung (4) der aufgeweiteten Kernhülle (1);
– Freigeben der aufgeweiteten Kernhülle (1) mittels Deaktivieren der Vorspanneinrichtung (3) zum anliegendend Umschließen des Kernkörpers (13) durch die Kernhülle (1) und damit Ausbilden des Formkerns (14); und
– wenigstens abschnittsweise Ablegen von wenigstens einem Faserhalbzeug (16) auf dem ausgebildeten Formkern (14) zur Formgebung für das herzustellende Faserverbundbauteil (22);
– Einbringen einer Matrix (21) in das wenigstens eine Faserhalbzeug (16) mit dem Formkern (14) und anschließend wenigstens teilweise Aushärten des Faserhalbzeugs (16) samt der Matrix (21) zu dem Faserverbundbauteil (22); und
– nach dem wenigstens teilweise Aushärten Entfernen des...
– Einbringen einer elastischen Kernhülle (1) in eine Vorspanneinrichtung (3);
– Aufweiten der eingebrachten Kernhülle (1) zum elastischen Vorspannen derselben mittels Aktivieren der Vorspanneinrichtung (3);
– Einbringen eines Kernkörpers (13) durch eine Öffnung (4) der aufgeweiteten Kernhülle (1);
– Freigeben der aufgeweiteten Kernhülle (1) mittels Deaktivieren der Vorspanneinrichtung (3) zum anliegendend Umschließen des Kernkörpers (13) durch die Kernhülle (1) und damit Ausbilden des Formkerns (14); und
– wenigstens abschnittsweise Ablegen von wenigstens einem Faserhalbzeug (16) auf dem ausgebildeten Formkern (14) zur Formgebung für das herzustellende Faserverbundbauteil (22);
– Einbringen einer Matrix (21) in das wenigstens eine Faserhalbzeug (16) mit dem Formkern (14) und anschließend wenigstens teilweise Aushärten des Faserhalbzeugs (16) samt der Matrix (21) zu dem Faserverbundbauteil (22); und
– nach dem wenigstens teilweise Aushärten Entfernen des...
Description
- Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, insbesondere für die Luft- und Raumfahrt, auf einen Formkern zur Herstellung eines derartigen Faserverbundbauteils und auf ein Faserverbundbauteil mit wenigstens einem Stringer, welches mittels eines solchen Formkerns und/oder eines solchen Verfahrens hergestellt ist.
- Obwohl auf beliebige Faserverbundbauteile anwendbar, werden die vorliegende Erfindung sowie die ihr zugrundeliegende Problematik nachfolgend mit Bezug auf flächige, stringerversteifte Kohlefaserkunststoff (CFK)-Bauteile, beispielsweise Hautschalen, eines Flugszeugs näher erläutert.
- Es ist allgemein bekannt, CFK-Hautschalen mit CFK-Stringern zu versteifen, um den im Flugzeugbereich auftretenden Belastungen bei möglichst geringem zusätzlichen Gewicht standzuhalten. Dabei werden im Wesentlichen zwei Arten von Stringern unterschieden: T- und Ω-Stringer.
- Der Querschnitt von T-Stringern setzt sich aus der Basis und dem Steg zusammen. Die Basis bildet die Verbindungsfläche zur Hautschale. Die Verwendung von T-Stringer versteiften Hautschalen ist im Flugzeugbau weit verbreitet.
- Ω-Stringer weisen in etwa ein Hutprofil auf, wobei dessen Enden mit der Hautschale verbunden sind. Ω-Stringer können entweder im ausgehärteten Zustand auf die ebenfalls ausgehärtete Hautschale geklebt, oder gleichzeitig mit der Schale Nass-in-Nass ausgehärtet werden. Letzteres wird angestrebt, weil dies prozesstechnisch günstiger ist. Zur Nass-in-Nass-Herstellung von mit Ω-Stringern versteiften Hautschalen sind jedoch Stütz- bzw. Formkerne notwendig, um die formlabilen Faserhalbzeuge während des Herstellungsprozesses in der gewünschten Ω-Form zu fixieren und abzustützen. Hautschalen mit Ω-Stringern weisen gegenüber T-Stringern den Vorteil einer besseren Infiltrierbarkeit während eines Infusionsverfahrens zum Einbringen einer Matrix, beispielsweise eines Epoxidharzes, in die Faserhalbzeuge auf. Infusionsverfahren sind gegenüber anderen bekannten Verfahren zur Herstellung von Faserverbundbauteilen, wie beispielsweise dem Prepreg-Verfahren, kostengünstig, weil dies die Verwendung von kostengünstigeren Faserhalbzeugen erlaubt.
- Es besteht jedoch bei der Herstellung von Ω-Stringern das Problem, dass das gegenwärtig für den Stütz- bzw. Formkern verwendete Material kostenintensiv ist und nach dem Ausbilden der Ω-Stringer nur schwierig entfernt werden kann, so dass das in den Stringern verbleibende Material zu dem Gewicht des Faserverbundbauteils und damit zu dem Gewicht des Flugzeugs nachteilig beiträgt. Weiterhin ist problematisch, dass das in den Stringern verbleibende Material zu dem Gesamtgewicht des Flugzeugs nachteilig beiträgt.
- Die Druckschrift
WO 95/14563 A1 - Die
DE 103 42 867 A1 zeigt ein Verfahren zum Herstellen eines wasserlöslichen Formkerns. - Vor diesem Hintergrund liegt der vorliegenden Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zur Herstellung eines kostengünstigeren und leichteren Faserverbundbauteils, insbesondere für die Luft- und Raumfahrt, bereitzustellen.
- Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
- In dem erfindungsgemäßen Verfahren wird mittels der Vorspanneinrichtung ein Vakuum an einer Außenfläche der Kernhülle zum Aufweiten derselben bei Aktivierung der Vorspanneinrichtung erzeugt. Im entspannten Zustand weist die Kernhülle vorzugsweise einen kleineren Durchmesser als der zum Einschieben in die Kernhülle vorgesehene Kernkörper auf. Mittels der Vorspanneinrichtung wird die Kernhülle nun so weit bezo gen auf ihren Durchmesser aufgeweitet bzw. gedehnt, dass sich der Kernkörper in Längsrichtung der Kernhülle einschieben lässt. Dazu erzeugt das Vakuum eine im Wesentlichen radial zur Kernhülle auf diese wirkende Kraft und spannt diese somit elastisch vor. Wird nun der Kernkörper in die aufgeweitete Kernhülle eingeschoben und wird nun mittels der Vorspanneinrichtung das Vakuum an der Außenfläche der Kernhülle durch die Deaktivierung der Vorspanneinrichtung freigegeben, schnürt sich die Kernhülle in radialer Richtung eng anliegend um den Kernkörper und bildet somit den Formkern aus.
- Hier ergibt sich folglich der Vorteil, dass ein Kernkörper auf sehr einfache Art mit einer Kernhülle umgeben werden kann. Eine solche Kernhülle übernimmt zum Einen die Funktion der „Trennens” des Formkerns gegenüber dem CFK, so dass beim nachträglichen Entfernen des Formkerns keine Anhaftung an der CFK-Wandung mehr überwunden werden muss. Zum Anderen wird die Funktion des „Dichtens” bereitgestellt. Dadurch wird bei lufthaltigen oder porösen Kernmaterialien verhindert, dass Harz aus dem Faserverbundbauteil in den Kern eindringt und umgekehrt Luft aus dem Formkern in das CFK-Laminat entweicht.
- Unter ”Freigeben eines Vakuums” bzw. „Aufheben eines Vakuums” ist in dieser Anmeldung ein Druckangleich in dem das Vakuum aufweisenden Raum an einen Umgebungsdruck, beispielsweise den atmosphärischen Druck, zu verstehen.
- Bei einer bevorzugten Weiterbildung der Erfindung wird die Öffnung der Kernhülle nach dem Deaktivieren der Vorspanneinrichtung mittels Verschweißen und/oder Verkleben verschlossen. Insbesondere bei einer vollständigen Ummantelung des Formkerns mit Formhalbzeugen kann somit sicher verhindert werden, dass ein Stoffaustausch zwischen dem Formkern und den Faserhalbzeugen stattfindet. Wird der Formkern vollständig mit Faserhalbzeugen umgeben, kann es erforderlich sein, das Faserverbundbauteil zunächst mechanisch zu bearbeiten, um einen Zugang zu dem Formkern nach Aushärten des Faserverbundbauteils freizugeben. Anschließend kann der Formkern entfernt werden.
- Alternativ kann vorgesehen sein, dass die Kernhülle durch das Deaktivieren der Vorspanneinrichtung mit einem die Öffnung ausbildenden Randbereich abdichtend an einem Umfang des Kernkörpers in Anlage gebracht wird. Hierbei umschließt die Kernhülle den Kernkörper folglich nicht vollständig. Deshalb wird bei dieser Ausführungsform der Erfindung bevorzugt lediglich der von der Kernhülle umgebene Teil des Kernkörpers zum Formen und Stützen der Faserhalbzeuge zum Herstellen des Faserverbundbauteils verwendet. Dabei steht der Abschnitt des Kernkörpers, der keine Kernhülle aufweist, aus dem herzustellenden Faserverbundbauteil hervor. Ist das Faserverbundbauteil ausgehärtet, lässt sich der Kernkörper leichter aus dem Faserverbundbauteil entfernen, weil eine Bewegungsrichtung des Formkerns, insbesondere in Längsrichtung des Formkerns, freigegeben ist.
- Die Erfindung wird nachfolgend anhand des in den schematischen Figuren der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Es zeigen dabei:
-
1 –4 mehrere Verfahrensschritte zur Herstellung des Formkerns gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; -
5A und5B weitere Verfahrensschritte zur Herstellung des Faserverbundbauteils gemäß dem Ausführungsbeispiel; -
5C einen weiteren Verfahrensschritt; und -
6 u.7 weitere Verfahrensschritte zum Entfernen der Kernhülle gemäß dem Ausführungsbeispiel. - In allen Figuren sind gleiche bzw. funktionsgleiche Elemente – sofern nichts Anderes angegeben ist – mit jeweils den gleichen Bezugszeichen versehen worden.
-
1 bis5 zeigen schematisch mehrere Verfahrensschritte gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung. - In einem ersten Verfahrensschritt gemäß dem vorliegenden Ausführungsbeispiel, dargestellt in den
1A und1B , wird eine Kernhülle1 in ein Unterteil2 einer Vorspanneinrichtung3 eingebracht. Gemäß dem vorliegenden Ausführungsbeispiel ist die Kernhülle1 aus einem elastischen und/oder formlabilen Material, beispielsweise einem Kunststoff, insbesondere einem Polyamid und/oder einem PTFE-Kunststoff, ausgebildet. - Die Kernhülle
1 liegt mit ihrer Längsachse im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse der Vorspanneinrichtung3 in derselben. Das Unterteil2 ist vorzugsweise als eine erste Hälfte eines längsseitig durchgeschnittenen Rohres ausgebildet. Die Kernhülle1 ist als ein elastischer Schlauch ausgebildet, der an seinem einen Ende1a geschlossen ausgebildet und an seinem anderen Ende1b mit einer Öffnung4 versehen ist. Alternativ können das Unterteil2 und Oberteil5 der Vorspanneinrichtung3 auch einteilig ausgebildet sein. - Anschließend, wie in den
2A und2B illustriert, wird ein vorzugsweise als die zweite Hälfte des längsseitig durchgeschnittenen Rohres ausgebildetes Oberteil5 auf das Unterteil2 der Vorspanneinrichtung3 aufgesetzt. - Der Querschnitt
5a des Oberteils5 und der Querschnitt2a des Unterteils2 bilden im zusammengesetzten Zustand der Vorspanneinrichtung3 einen im Wesentlichen luftdichten Rohrquerschnitt6 aus. Der Rohrquerschnitt6 ist vorzugsweise an den Formkernquerschnitt angepasst und im Wesentlichen trapez förmig mit gerundeten Ecken ausgebildet. Alternativ kann der Rohrquerschnitt6 beispielsweise dreiecksförmig, oval, rund, und/oder wellenförmig ausgebildet werden. - Anformungen
7a ,7b an dem Unter- bzw. Oberteil bilden beispielsweise zusammen einen Kanal9 aus. Der Kanal9 wird an eine Vakuumpumpe (nicht dargestellt) angeschlossen. - In einem nächsten Verfahrensschritt wird ein Randbereich
1c der Kernhülle1 gegen den Rohrquerschnitt6 luftdicht abgeschlossen, und vorzugsweise über ein rechtes Ende3b der Vorspanneinrichtung3 gestülpt. Der umgestülpte Randbereich1c wird vorzugsweise mittels eines Klemmrings10 an einem äußeren Umfang3c der Vorspanneinrichtung befestigt. - Folglich wird ein ausreichend luftdichter Raum
11 gebildet, der durch eine Außenseite1d der Kernhülle1 und eine innere Wandung3d der Vorspanneinrichtung begrenzt wird. Der Klemmring10 verhindert dabei ein Ausdringen von Luft zwischen der Außenseite1d der Kernhülle1 und der Vorspanneinrichtung3 mittels seiner Klemmwirkung. - In einem nächsten Verfahrensschritt nach dem vorliegenden Ausführungsbeispiel, wie in den
3A und3B gezeigt, wird die Vorspanneinrichtung3 aktiviert, d. h. die Vakuumpumpe wird zur Evakuierung des Raums11 geschaltet. Dadurch legt sich die Außenseite1d der Kernhülle1 eng an die innere Wandung3d der Vorspanneinrichtung3 an. Dies bedingt eine Aufweitung des elastischen Materials der Kernhülle1 , wodurch dieses, insbesondere in radialer Richtung, d. h. senkrecht zur Längsrichtung, vorgespannt wird. - In die derart aufgeweitete Öffnung
1b der Kernhülle1 wird in einem nächsten Verfahrensschritt ein formstabiler Kernkörper13 eingeschoben. - Anschließend wird die Vorspanneinrichtung
3 deaktiviert, d. h. das Vakuum in dem Raum11 wird freigegeben, wodurch der Druck in dem Raum11 an einen Außendruck, also den atmosphärischen Druck, angeglichen wird. - Im entspannten Zustand ist ein Durchmesser D1 der Kernhülle
1 geringer als ein Durchmesser D2 des Kernkörpers13 . Die vorgespannte Kernhülle entspannt sich somit nur geringfügig und legt sich dabei fest in Umfangsrichtung um den Kernkörper13 . - Der Klemmring
10 kann nachfolgend entfernt und der somit hergestellte Formkern14 aus der Vorspanneinrichtung3 entnommen werden, wie in4A und4B dargestellt. - In einem weiteren Verfahrensschritt gemäß dem vorliegenden Ausführungsbeispiel werden die Randbereiche
1c der Kernhülle vorzugsweise zusammengeschweißt. Ein derartiges Zusammenschweißen verhindert einen Stoffaustausch zwischen dem Kernkörper13 und dem herzustellenden Faserverbundbauteil (dargestellt in5B ), während sich der Kernkörper13 im Inneren desselben befindet. - Alternativ kann der Kern
13 mit einer derartigen Länge ausgebildet sein, dass er in dem in den3A und3B dargestellten Verfahrensschritt über das öffnungsseitige Ende3b der Vorspanneinrichtung3 vorsteht. Wird der Klemmring10 entfernt, können die Randbereiche1c aus geometrischen Gründen nicht zusammengeschweißt werden, sondern legen sich eng um den hervorstehenden Abschnitt13a (wie dargestellt in5B ) des Kernkörpers13 . - Der Formkern
14 eignet sich zum Herstellen eines Faserverbundbauteils22 , welches geometrische Abschnitte aufweisen soll, die wenigstens abschnittsweise denen des Formkerns14 entsprechen. - Allgemein kann der Formkern
14 in verschiedenen Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, wie beispielsweise einem Handlaminier-, Prepreg- oder Vakuuminjektionsverfahren eingesetzt werden. Im Folgenden soll allerdings der Einsatz des Formkerns in einem Vakuuminfusionsverfahren exemplarisch dargestellt werden. -
5A bis5C illustrieren weitere Verfahrensschritte zur Herstellung des Faserverbundbauteils gemäß dem vorliegenden Ausführungsbeispiel. - Die Formkerne
14 können, wie in5A illustriert, auf einem Basisteil15 aus Faserhalbzeugen, beispielsweise aus Fasergelege, angeordnet werden. Anschließend werden weitere Faserhalbzeuge16 derart flächig auf den Formkernen abgelegt, dass sie wenigstens abschnittsweise mit diesen in Kontakt sind und eine innere Form annehmen, die der äußeren Form der Formkerne entspricht. -
5B zeigt eine Ansicht entlang der Pfeilrichtung A in der5A . Bei diesem Ausführungsbeispiel wird ein Formkern14 verwendet, der den vorstehenden Abschnitt13a aufweist, welcher nicht von der Kernhülle1 bedeckt ist. In dem Randbereich1d der Kernhülle wird ein Dichtkitt18 eingebracht. Anschließend werden die weiteren Faserhalbzeuge16 sowie das Basisteil15 mit einer Dichtfolie19 luftdicht abgedeckt. Die Dichtfolie19 schließt dabei mit dem Dichtkitt18 ab, wobei der Dichtkitt18 den Raum zwischen der Dichtfolie19 und der Kernhülle1 luftdicht abdichtet. Ferner kann ein Füllstück20 eingebracht werden, das den Formkern im Bereich zwischen dem Ende des Faserhalbzeuges16 und dem Dichtkitt stützt. - Anschließend wird ein Vakuum an den von der Dichtfolie abgedichteten Raum angelegt und eine Verbindung zu diesem Raum mit der Matrix
21 vorgesehen. Wird der Raum unterhalb der Dichtfolie nun evakuiert, verteilt sich die Matrix21 gleichmäßig in den Faserhalbzeugen16 und in dem Basisteil15 . Vorzugsweise bildet die Kernhülle1 hier eine Dichtschicht, welche ein Eindringen der Matrix21 in den Kernkörper13 und/oder ein Ausdringen von Stoffen, insbesondere Luft, aus dem Kernkörper13 in das herzustellende Faserverbundbauteil22 verhindert. - In einem weiteren Verfahrensschritt wird die Anordnung
17 in einem Autoklav oder Ofen (nicht dargestellt) angeordnet und unter Druck und/oder Wärme ausgehärtet. Deshalb ist die Kernhülle1 vorzugsweise aus einem Material ausgebildet, das den notwendigen Prozesstemperaturen im Bereich von beispielsweise 180 Grad standhält ohne seine Funktionen „Dichten” und „Trennen” zu verlieren und/oder sich außerhalb vorgegebener Toleranzen zu verformen. - Die ausgehärtete Anordnung
17 weist nun ein Faserverbundbauteil22 , wie gezeigt in5C , mit einer harten Schale23 auf, welche mit in etwa Ω-förmigen Stringern24 verstärkt ist. - Zum Entfernen der Formkerne
14 existieren verschiedene Möglichkeiten. - Der Kernkörper
14 kann einfach aus dem Ω-förmigen Stringer24 in Längsrichtung herausgezogen werden. Die Kernhülle1 ist dazu auf ihrer Innenseite mit einer gleitfähigen Beschichtung versehen oder aus einem geeignet gleitfähigen Material hergestellt, d. h. die Kernhülle1 weist beispielsweise eine Trennschicht auf, welche ein Anhaften des Kernkörpers14 an der Kernhülle1 verhindert. Die Kernhülle1 verbleibt somit in dem Ω-förmigen Stringer24 , trägt aber nur geringfügig zum Gewicht des Bauteils22 bei. - Obwohl die Kernhülle
1 in dem Ω-förmigen Stringer24 verbleiben könnte, besteht die Möglichkeit, die Kernhülle1 auf verschiedene Weisen zu entfernen. -
6 und7 zeigen weitere Verfahrensschritte zum Entfernen der Kernhülle gemäß dem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung. - Wie in
6 illustriert, wird eine Leine29 an einem Befestigungspunkt30 an der Kernhülle1 befestigt. Anschließend wird eine Kraft F in Längsrichtung des Stringers24 auf die Leine29 aufgebracht und somit die Kernhülle1 aus dem Stringer24 herausgezogen. Bevorzugt weist die Kernhülle1 dabei eine Trennschicht auf, welche ein Anhaften des hergestellten Faserverbundbauteils22 an der Kernhülle1 verhindert. Alternativ kann ein Druckstempel mittels dem die Kernhülle9 herausgedrückt wird verwendet werden. - In
7 wird ein Luftdruck P entlang der Längsrichtung des Stringers24 auf das geschlossene Ende1a der Kernhülle1 aufgebracht und presst die Kernhülle1 aus dem Stringer24 in dessen Längsrichtung aus diesem heraus. - Besonders vorteilhaft kann das erläuterte Verfahren auch zur Herstellung von Formkernen
14 mit einem in Längsrichtung L variablen Querschnitt verwendet werden. - Die Erfindung ist nicht auf das in den Figuren dargestellte, spezielle Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt beschränkt.
- Ferner ist die einzelne Abfolge einzelner Verfahrensschritte des erfindungsgemäßen Herstellungsverfahrens auf vielfältige Arten veränderbar. Auch die Ausgestaltung der einzelnen Verfahrensschritte kann modifiziert werden. Beispielsweise kann ein Absaugen der Kernhülle anstelle eines Herauspressens un ter Druck zum Entfernen der Kernhülle aus dem hergestellten Stringer erfolgen.
- Weiterhin ist die Geometrie des Formkerns auf vielfältige Art und Weise modifizierbar.
- Ferner können auch mehrere Formkerne verwendet werden, um einen einzigen Formkern auszubilden, der mit Fasergelegen umlegt wird. Dabei ist es das Ziel, eine komplexere Geometrie mittels der Vielzahl an Formkernen zu schaffen. Folglich können komplexere Faserverbundbauteile hergestellt werden.
-
- 1
- Kernhülle
- 1a
- geschlossenes Ende der Kernhülle
- 1b
- offenes Ende der Kernhülle
- 1c
- Randbereich der Kernhülle
- 1d
- Außenseite der Kernhülle
- 2
- Unterteil der Vorspanneinrichtung
- 3
- Vorspanneinrichtung
- 3a
- kanalseitiges Ende
- 3b
- öffnungsseitiges Ende
- 3c
- äußerer Umfang
- 3d
- innere Wandung
- 4
- Öffnung der Kernhülle
- 5
- Oberteil der Vorspanneinrichtung
- 5a
- Querschnitt des Oberteils
- 5b
- Querschnitt des Unterteils
- 6
- Rohrquerschnitt
- 7a, 7b
- Anformungen
- 9
- Kanal
- 10
- Klemmring
- 11
- luftdichter Raum
- 13
- Kernkörper
- 13a
- hervorstehender Abschnitt
- 14
- Formkern
- 15
- Basisteil
- 16
- Faserhalbzeuge
- 17
- Anordnung
- 18
- Dichtkitt
- 19
- Dichtfolie
- 20
- Füllstück
- 21
- Matrix
- 22
- Faserverbundbauteil
- 23
- Schale
- 24
- Ω-förmige Stringer
- 25
- Ausspülvorrichtung
- 26
- Schlauch
- 27
- Kernkörpermaterial
- 29
- Leine
- 30
- Befestigungspunkt
- D1
- Durchmesser Kernhülle
- D2
- Durchmesser Kernkörper
- P
- Luftdruck
- L
- Längsrichtung
Claims (18)
- Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils (
22 ), insbesondere für die Luft- und Raumfahrt, mit folgenden Verfahrensschritten: – Einbringen einer elastischen Kernhülle (1 ) in eine Vorspanneinrichtung (3 ); – Aufweiten der eingebrachten Kernhülle (1 ) zum elastischen Vorspannen derselben mittels Aktivieren der Vorspanneinrichtung (3 ); – Einbringen eines Kernkörpers (13 ) durch eine Öffnung (4 ) der aufgeweiteten Kernhülle (1 ); – Freigeben der aufgeweiteten Kernhülle (1 ) mittels Deaktivieren der Vorspanneinrichtung (3 ) zum anliegendend Umschließen des Kernkörpers (13 ) durch die Kernhülle (1 ) und damit Ausbilden des Formkerns (14 ); und – wenigstens abschnittsweise Ablegen von wenigstens einem Faserhalbzeug (16 ) auf dem ausgebildeten Formkern (14 ) zur Formgebung für das herzustellende Faserverbundbauteil (22 ); – Einbringen einer Matrix (21 ) in das wenigstens eine Faserhalbzeug (16 ) mit dem Formkern (14 ) und anschließend wenigstens teilweise Aushärten des Faserhalbzeugs (16 ) samt der Matrix (21 ) zu dem Faserverbundbauteil (22 ); und – nach dem wenigstens teilweise Aushärten Entfernen des Kernkörpers (13 ) mittels mechanischen Herausziehens. - Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass mittels der Vorspanneinrichtung (
3 ) ein Vakuum an einer Außenfläche (1d ) der Kernhülle (1 ) zum Aufweiten derselben bei Aktivierung der Vorspanneinrichtung (3 ) erzeugt wird. - Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass mittels der Vorspanneinrichtung (
3 ) ein Vakuum an einer Außenfläche (1d ) der Kernhülle (1 ) bei Deaktivierung der Vorspanneinrichtung (3 ) freigegeben wird. - Verfahren nach wenigstens einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorspanneinrichtung (
3 ) als ein Rohrabschnitt mit einem geschlossenen Querschnitt (6 ) ausgebildet wird. - Verfahren nach wenigstens einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorspanneinrichtung (
3 ) mit einem Unterteil (2 ) und einem Oberteil (5 ) zum längsseitigen Öffnen der Vorspanneinrichtung (3 ) zum Einlegen der Kernhülle (1 ) ausgebildet wird. - Verfahren nach wenigstens einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Vorspanneinrichtung (
3 ) mit einer Öffnung (3b ) zum Einführen des Kernkörpers (13 ) ausgebildet wird. - Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Kernhülle (
1 ) im Bereich (1c ) ihrer Öffnung (4 ) in der Öffnung (3b ) der Vorspanneinrichtung (3 ) zum luftdichten Verschließen derselben angebracht wird. - Verfahren nach wenigstens einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Öffnung (
4 ) der Kernhülle (1 ) nach dem Deaktivieren der Vorspanneinrichtung (3 ) mittels Verschweißen und/oder Verkleben verschlossen wird. - Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Kernhülle (
1 ) durch das Aktivieren der Kernhülle (1 ) mit einem die Öffnung (4 ) ausbildenden Randbereich (1c ) abdichtend an einem Umfang des Kernkörpers (13 ) in Anlage gebracht wird. - Verfahren nach wenigstens einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Formkern (
14 ) nach Deaktivieren der Vorspanneinrichtung (3 ) aus der Vorspanneinrichtung (3 ) entnommen wird. - Verfahren nach wenigstens einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Formkern (
14 ) auf einem Basisbauteil (15 ) aus Faserverbundhalbzeugen angeordnet wird und/oder mit Faserhalbzeugen (16 ) zum Ausbilden wenigstens eines Abschnitts des Faserverbundbauteils (22 ) wenigstens teilweise im Bereich der Kernhülle (1 ) umgeben wird. - Verfahren nach wenigstens einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Formkern (
14 ) aus den ihn umgebenden Faserhalbzeugen (16 ) zum Ausbilden des Faserverbundbauteils (22 ) hervorstehend angeordnet wird. - Verfahren nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass der hervorstehende Abschnitt (
13a ) des Formkerns (14 ) mit Dichtelementen (18 ) zum Abdichten der Faserhalbzeuge (16 ) wenigstens während des Einbringens einer Matrix (21 ) versehen wird. - Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass der Formkern (
14 ) vollständig von Faserhalbzeugen (16 ) zum Ausbilden des Faserverbundbauteils (22 ) umschlossen angeordnet wird. - Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das wenigstens teilweise ausgehärtete Faserverbundbauteil (
22 ) zum Entfernen des Kernkörpers (13 ) und/oder der Kernhülle (1 ) mechanisch bearbeitet wird. - Verfahren nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, dass die Kernhülle (
1 ) aus dem wenigstens teilweise ausgehärteten Faserverbundbauteil (22 ) entfernt wird. - Verfahren nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Kernhülle (
1 ) mittels Druckluft, Ansaugen, Auswaschen und/oder mechanischen Herausziehens entfernt wird, wobei ein geeignetes Eingriffselement (30 ) an der Kernhülle (1 ) mit einem Mittel (29 ) zum Entfernen der Hülle in Eingriff gebracht wird. - Verfahren nach wenigstens einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren zur Herstellung des Faserverbundbauteils (
22 ) als ein Handlege-, Prepreg-, Spritzpress- und/oder Vakuuminfusionsverfahren ausgebildet wird.
Priority Applications (11)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102006031336A DE102006031336B4 (de) | 2006-07-06 | 2006-07-06 | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt |
BRPI0713554-8A BRPI0713554A2 (pt) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | método e núcleo de moldagem para a produção de componente de compósito de fibra para aviação e espaço aéreo |
CA002651495A CA2651495A1 (en) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | Method and moulding core for producing a fibre composite component for aviation and spaceflight |
US12/309,015 US9492974B2 (en) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | Method for producing a fiber composite component for aviation and spaceflight |
DE602007004219T DE602007004219D1 (de) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | Verfahren zur herstellung einer faserverbundkomponente für flugzeuge und raumschiffe |
AT07787049T ATE454260T1 (de) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | Verfahren zur herstellung einer faserverbundkomponente für flugzeuge und raumschiffe |
RU2009102869/05A RU2437767C2 (ru) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для воздушного или космического летательного апарата, и формовочный стержень для изготовления такого компонента |
EP07787049A EP2038107B1 (de) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | Verfahren zur herstellung einer faserverbundkomponente für flugzeuge und raumschiffe |
CN2007800249351A CN101484301B (zh) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | 制造用于航空和航天的纤维复合材料部件的方法 |
JP2009517263A JP4940299B2 (ja) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | 航空および宇宙航行用繊維複合材料製部材を製造する方法および成形コア |
PCT/EP2007/056743 WO2008003715A1 (en) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | Method and moulding core for producing a fibre composite component for aviation and spaceflight |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US81888106P | 2006-07-06 | 2006-07-06 | |
DE102006031336A DE102006031336B4 (de) | 2006-07-06 | 2006-07-06 | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE102006031336A1 DE102006031336A1 (de) | 2008-01-10 |
DE102006031336B4 true DE102006031336B4 (de) | 2010-08-05 |
Family
ID=38626230
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE102006031336A Expired - Fee Related DE102006031336B4 (de) | 2006-07-06 | 2006-07-06 | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt |
DE602007004219T Active DE602007004219D1 (de) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | Verfahren zur herstellung einer faserverbundkomponente für flugzeuge und raumschiffe |
Family Applications After (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE602007004219T Active DE602007004219D1 (de) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | Verfahren zur herstellung einer faserverbundkomponente für flugzeuge und raumschiffe |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9492974B2 (de) |
EP (1) | EP2038107B1 (de) |
JP (1) | JP4940299B2 (de) |
CN (1) | CN101484301B (de) |
AT (1) | ATE454260T1 (de) |
CA (1) | CA2651495A1 (de) |
DE (2) | DE102006031336B4 (de) |
RU (1) | RU2437767C2 (de) |
WO (1) | WO2008003715A1 (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10315366B2 (en) | 2015-05-11 | 2019-06-11 | Gulfstream Aerospace Corporation | Apparatuses and methods for making reinforcement structures |
US10843416B2 (en) | 2015-05-11 | 2020-11-24 | Gulfstream Aerospace Corporation | Composite reinforcement structures and aircraft assemblies comprising composite reinforcement structures |
Families Citing this family (39)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102006031334A1 (de) | 2006-07-06 | 2008-01-10 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031325B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-07-01 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031335B4 (de) * | 2006-07-06 | 2011-01-27 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031323B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-07-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031336B4 (de) | 2006-07-06 | 2010-08-05 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt |
DE102006031326B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-09-23 | Airbus Deutschland Gmbh | Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
FR2929166B1 (fr) * | 2008-03-28 | 2017-03-24 | Airbus France | Procede de realisation d'un raidisseur evide en forme de omega et noyau pour la realisation d'un raidisseur evide en forme de omega |
DK2116359T3 (da) | 2008-05-05 | 2011-09-05 | Siemens Ag | Fremgangsmåde til fremstilling af vindmøllevinger omfattende kompositmaterialer |
US9238335B2 (en) * | 2008-07-10 | 2016-01-19 | The Boeing Company | Mandrel for autoclave curing applications |
US9327467B2 (en) | 2008-07-10 | 2016-05-03 | The Boeing Company | Composite mandrel for autoclave curing applications |
DE102008032834B4 (de) * | 2008-07-14 | 2013-08-08 | Airbus Operations Gmbh | Omega-Stringer zum Versteifen eines flächigen Bauteils und Verfahren zum Herstellen eines Faserverbundbauteils für Schalensegmente |
EP2145751A1 (de) * | 2008-07-18 | 2010-01-20 | Euro-Composites S.A. | Verfahren zur Herstellung eines Hohlkörpers aus Faserverbundkunststoff |
FR2948600B1 (fr) * | 2009-07-28 | 2011-10-07 | Airbus Operations Sas | Procede de fabrication d'une piece d'aeronef par infusion de resine |
EP2327525B1 (de) * | 2009-11-27 | 2014-05-14 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Formkern zur Herstellung eines Teils aus Verbundstoffmaterial |
CN103249542A (zh) | 2010-07-13 | 2013-08-14 | 里尔喷射机公司 | 复合结构及其形成方法 |
US9333713B2 (en) | 2012-10-04 | 2016-05-10 | The Boeing Company | Method for co-curing composite skins and stiffeners in an autoclave |
US9623641B1 (en) * | 2013-09-24 | 2017-04-18 | The Boeing Company | Method and apparatus for reinforcing a bladder |
DE102013020872B4 (de) * | 2013-12-11 | 2016-03-03 | Audi Ag | Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Kunststoffbauteils mit einer Hohlstruktur |
DE102013226017B4 (de) * | 2013-12-16 | 2015-06-25 | Leichtbau-Zentrum Sachsen Gmbh | Blaskern für Faserverbundbauteile komplexer Geometrie |
JP6209095B2 (ja) * | 2014-01-31 | 2017-10-04 | 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 |
CN106132673B (zh) | 2014-03-04 | 2018-03-16 | 庞巴迪公司 | 使用透气聚乙烯真空膜形成复合叠层堆叠的方法和装置 |
DE102014206904A1 (de) * | 2014-04-10 | 2015-10-15 | Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft | Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines faserverstärkten Formbauteils |
DE102014208412A1 (de) * | 2014-05-06 | 2015-11-12 | Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft | Stützkern und Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Hohlbauteils |
DE102014215965A1 (de) * | 2014-08-12 | 2016-02-18 | Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft | Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Kunststoffbauteils |
US9962864B2 (en) * | 2015-03-03 | 2018-05-08 | Doskocil Manufacturing Company, Inc. | Method of molding product having hollow interior region |
JP6553903B2 (ja) * | 2015-03-19 | 2019-07-31 | 住友理工株式会社 | 樹脂成形品の製造方法 |
DE102015117434B3 (de) * | 2015-10-13 | 2017-02-02 | Oke Group Gmbh | Inlineverfahren zur Herstellung eines Federleistenprofils für einen Lattenrost |
US10723085B2 (en) | 2015-12-17 | 2020-07-28 | Rohr, Inc. | Method of extracting mandrel for hollow-hat panel production |
US20170232688A1 (en) * | 2016-02-15 | 2017-08-17 | General Electric Company | Incorporation Of Jamming Technologies In Tooling For Composites Processing |
CN105711109B (zh) * | 2016-03-23 | 2018-01-09 | 江苏恒神股份有限公司 | 一种采用双真空袋整体成型复合材料帽型加筋壁板的成型工艺 |
CN105904742B (zh) * | 2016-04-25 | 2018-09-04 | 大连理工大学 | 一种全复合材料壳体的缠绕成型方法 |
JP6774856B2 (ja) | 2016-11-22 | 2020-10-28 | 三菱重工業株式会社 | ブラダーバッグ及び複合材料の成形方法 |
RU2656317C1 (ru) * | 2017-03-27 | 2018-06-04 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Способ изготовления деталей из волокнистого полимерного композиционного материала |
CN110843236A (zh) * | 2019-11-25 | 2020-02-28 | 北京航空航天大学 | 一种碳纤维复合材料中空叶片的制备方法 |
TWI712488B (zh) * | 2019-12-06 | 2020-12-11 | 財團法人金屬工業研究發展中心 | 熱塑複材管之製造裝置及方法 |
US20210308967A1 (en) * | 2020-04-07 | 2021-10-07 | Rohr, Inc. | Hybrid mandrel for use in tooling methods and the manufacture of thrust reverser cascades and structures susceptible to trapped tooling |
EP3984715B1 (de) * | 2020-10-13 | 2023-11-15 | Technische Universität München | Faserverstärkter löslicher kern und verfahren zu dessen herstellung |
CN113232329B (zh) * | 2021-03-31 | 2022-09-20 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种带法兰盘整体化复合材料导管的制备方法 |
CN113119493B (zh) * | 2021-04-25 | 2023-04-18 | 广东汇天航空航天科技有限公司 | 多腔结构的制作方法、多腔结构及其成型模具 |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1995014563A1 (en) * | 1993-11-26 | 1995-06-01 | Alan Roger Harper | Casting method and apparatus and products thereof |
DE10342867A1 (de) * | 2003-09-15 | 2005-04-28 | Eurocopter Deutschland | Verfahren zur Herstellung eines wasserlöslichen Formkerns |
Family Cites Families (105)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US103918A (en) * | 1870-06-07 | Improvement in cultivators | ||
US56788A (en) * | 1866-07-31 | Improvement in wood-bending machines | ||
US216805A (en) * | 1879-06-24 | Improvement in detergent compounds | ||
US22269A (en) * | 1858-12-07 | Improvement in sewing-machines | ||
US2244107A (en) * | 1937-10-15 | 1941-06-03 | Hayes Econocrete Corp Of Ameri | Collapsible core |
US3143306A (en) * | 1960-08-12 | 1964-08-04 | Preload Corp | Panel making apparatus |
US3279741A (en) * | 1965-07-19 | 1966-10-18 | Long Construction Co | Expandable core-former |
US3279739A (en) * | 1965-07-19 | 1966-10-18 | Long Construction Co | Expandable core-former |
DE1604528A1 (de) | 1966-06-16 | 1970-11-12 | Bayer Ag | Formkern zur Herstellung von Hohlkoerpern aller Art |
US3551237A (en) * | 1967-04-18 | 1970-12-29 | Aerojet General Co | Method of preparing filament-wound open beam structures |
NL141121B (nl) | 1967-11-02 | 1974-02-15 | Eigenmann Ludwig | Werkwijze voor de continue vervaardiging van buisvormige textielhouders voor buiselektroden. |
US3629030A (en) * | 1968-06-12 | 1971-12-21 | Alvin G Ash | Method for forming a mandrel and fabricating a duct thereabout |
SU433038A1 (ru) | 1971-02-10 | 1974-06-25 | р СПШОБ НЕПРЕРЫВНОГО МЗГО'ЮВЛЕШЯ РЕЗИНОВЫХ РУКАВОВ НА ВЫПЛАВЛЯЕМОМДОРНЕ | |
US3754717A (en) * | 1971-07-12 | 1973-08-28 | Dana Corp | Collapsible mandrel |
US3795559A (en) * | 1971-10-01 | 1974-03-05 | Boeing Co | Aircraft fluted core radome and method for making the same |
DE2248239C3 (de) | 1972-10-02 | 1980-06-04 | Tilly-Strumpffabrik Gmbh, 2300 Kiel | Verfahren zum Stricken von Strümpfen |
US3995081A (en) * | 1974-10-07 | 1976-11-30 | General Dynamics Corporation | Composite structural beams and method |
US4094688A (en) * | 1975-08-21 | 1978-06-13 | Wolf Franz Josef | Method and molding core for making a flexible hollow molded body which is open on a number of sides |
DE2609006B2 (de) * | 1976-03-04 | 1979-10-31 | Helios Apparatebau Kg, Mueller & Co, 7220 Schwenningen | Aus faserverstärktem Kunststoff gegossener, hohler Ventilatorflügel |
GB1522432A (en) | 1976-10-21 | 1978-08-23 | Ruggeri V | Method of moulding hollow stiffeners or lightweight laminates or wholly box girdered laminates in fibre reinforced plastics |
US4155970A (en) * | 1977-11-04 | 1979-05-22 | Mcdonnell Douglas Corporation | Method for making a hollow composite using a destructible core |
DE2757473A1 (de) | 1977-12-22 | 1979-07-05 | Bayer Ag | Verfahren zum entformen eines auf einem kern aufgebauten kunststoff-formteils |
GB2067455A (en) * | 1979-02-20 | 1981-07-30 | Rolls Royce | Composite structure |
JPS5818240A (ja) | 1981-07-28 | 1983-02-02 | Dainichi Nippon Cables Ltd | 狭口容器の製造方法 |
JPS59121172U (ja) * | 1983-02-04 | 1984-08-15 | ミネソタ・マイニング・アンド・マニユフアクチユアリング・コンパニ− | ケーブル電線被覆の剥離部分のカバー装置 |
JPS59157807A (ja) | 1983-02-28 | 1984-09-07 | Nec Home Electronics Ltd | ビデオテ−プレコ−ダ |
US4520988A (en) * | 1984-04-23 | 1985-06-04 | Harsco Corporation | Concrete core-wall form and stripping assembly therefor |
DE3421364A1 (de) * | 1984-06-08 | 1985-12-12 | Bayer Ag, 5090 Leverkusen | Verfahren und vorrichtung zum kontinuierlichen herstellen von laenglichen hohlkoerpern, insbesondere von schlaeuchen, rohren oder innenlinern fuer solche, aus einem fluessigen material, wie reaktionsgemisch oder schmelze |
DE3428282C1 (de) | 1984-08-01 | 1986-01-16 | Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5300 Bonn | Entfernbarer Kern zur Herstellung rohrfoermiger Strukturen aus Faserverbundwerkstoffen |
JPS61188425A (ja) | 1985-02-18 | 1986-08-22 | Toyota Motor Corp | 摩擦材の製造方法 |
EP0212140B1 (de) | 1985-08-22 | 1990-05-02 | The Budd Company | Verfahren zur Herstellung eines hohlen faserverstärkten Gegenstandes |
US4675061A (en) | 1985-09-24 | 1987-06-23 | Grumman Aerospace Corporation | Method for forming corrugated materials using memory metal cores |
US4902458A (en) * | 1987-05-12 | 1990-02-20 | Trimble Brent J | Method of molding composite bicycle frames |
US4943334A (en) | 1986-09-15 | 1990-07-24 | Compositech Ltd. | Method for making reinforced plastic laminates for use in the production of circuit boards |
US5260121A (en) | 1986-11-06 | 1993-11-09 | Amoco Corporation | Fiber-reinforced composite of cyanate ester, epoxy resin and thermoplast |
DE3715915A1 (de) | 1987-05-13 | 1988-12-08 | Minnesota Mining & Mfg | Stuetzwendel fuer einen radial gedehnten huelsenkoerper |
US5045251A (en) * | 1987-06-15 | 1991-09-03 | Ford Motor Company | Method of resin transfer molding a composite article |
DE8711336U1 (de) | 1987-08-20 | 1987-10-22 | Ems-Inventa Ag, Zuerich, Ch | |
US4853172A (en) * | 1987-12-01 | 1989-08-01 | United Technologies Corporation | Method of fabricating tubular composite structures |
DD277234A1 (de) | 1988-11-21 | 1990-03-28 | Staaken Plastverarbeitung | Vorrichtung zur herstellung von rohren aus glasfaserverstaerkten ungesaettigten kunstharzen |
DE3911312C1 (en) | 1989-04-07 | 1990-04-19 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | Mould core (former) for winding a fibre-reinforced body of plastic |
US5041315A (en) * | 1989-05-15 | 1991-08-20 | Zircoa Inc. | Flexible ceramic member and method of production thereof |
US5176864A (en) * | 1989-06-12 | 1993-01-05 | Aluminum Company Of America | Lost wax process utilizing a high temperature wax-based material |
JPH03277532A (ja) | 1990-03-28 | 1991-12-09 | Nippon Steel Chem Co Ltd | 繊維強化プラスチック曲管の製造方法 |
CA2056224A1 (en) | 1990-12-19 | 1992-06-20 | Terry Martin Boustead | Conformal composite molding |
JPH0767704B2 (ja) | 1991-02-21 | 1995-07-26 | 川崎重工業株式会社 | 中空複合部材の製造方法 |
US5262121A (en) * | 1991-12-18 | 1993-11-16 | Goodno Kenneth T | Method of making and using flexible mandrel |
US5387098A (en) * | 1992-04-23 | 1995-02-07 | The Boeing Company | Flexible reusable mandrels |
DE4224526A1 (de) | 1992-07-24 | 1994-01-27 | Siemens Ag | Kaltschrumpf-Schlauch |
JPH06106632A (ja) | 1992-09-30 | 1994-04-19 | Sakura Rubber Kk | 複合材製品の成形方法 |
US5354195A (en) * | 1992-12-23 | 1994-10-11 | United Technologies Corporation | Composite molding apparatus for high pressure co-cure molding of lightweight honeycomb core composite articles having ramped surfaces utilizing low density, stabilized ramped honeycomb cores |
GB2284173A (en) * | 1993-02-06 | 1995-05-31 | Alan Harper | Collapsible core tool for lost-core moulding |
RU2143341C1 (ru) | 1993-07-21 | 1999-12-27 | Э.Хашогги Индастриз | Изделие, изготовленное из неорганически наполненного материала, способ его изготовления и устройство для его осуществления (варианты) |
US5505492A (en) * | 1994-02-09 | 1996-04-09 | Radius Engineering, Inc. | Composite pole and manufacturing process for composite poles of varying non-circular cross-sections and curved center lines |
GB2292332B (en) | 1994-04-22 | 1999-04-28 | Alan Roger Harper | Moulding process and apparatus therefor |
US6146576A (en) * | 1994-08-08 | 2000-11-14 | Intralaminar Heat Cure, Inc. | Method of forming advanced cured resin composite parts |
JPH08142060A (ja) | 1994-11-21 | 1996-06-04 | Sumino Kogyo Kk | 中子の製造方法とその中子及び成形金型 |
JP2951561B2 (ja) | 1995-01-27 | 1999-09-20 | 太陽誘電株式会社 | 電子機器用コイル部品 |
KR19980701706A (ko) | 1995-01-27 | 1998-06-25 | 쉬니버거 스티븐 에이 | 허니콤 코어 복합물 제품 제조 방법 |
JP2640338B2 (ja) | 1995-02-02 | 1997-08-13 | 富士夫 坂本 | 成型金型および成型方法 |
IT1275976B1 (it) | 1995-03-27 | 1997-10-24 | Pirelli Cavi S P A Ora Pirelli | Supporto per un manicotto elastico |
US6013125A (en) * | 1995-09-13 | 2000-01-11 | Quraishi; Mashallah M. | Investment of powders and method for rapid preparation of investment molds |
US5931830A (en) * | 1995-12-07 | 1999-08-03 | Sarcos L.C. | Hollow coil guide wire apparatus for catheters |
FR2745745B1 (fr) | 1996-03-07 | 1998-04-10 | Snecma | Procede de fabrication d'une piece en materiau composite comportant une cavite revetue d'une protection de surface |
US5989481A (en) * | 1996-06-18 | 1999-11-23 | You; Daniel H. | Golf club shaft manufacturing process |
JP3202600B2 (ja) * | 1996-06-27 | 2001-08-27 | 日本電気株式会社 | 磁気ディスク装置 |
US6692681B1 (en) * | 1997-01-29 | 2004-02-17 | Raytheon Aircraft Company | Method and apparatus for manufacturing composite structures |
US6340509B1 (en) * | 1997-04-23 | 2002-01-22 | Radius Engineering, Inc. | Composite bicycle frame and method of construction thereof |
SE509503C2 (sv) * | 1997-05-12 | 1999-02-01 | Volvo Ab | Arrangemang, förfarande och hålkropp vid formning av plastdetaljer |
JPH1190979A (ja) | 1997-09-19 | 1999-04-06 | Tokai Rubber Ind Ltd | 曲形ホースの製造方法 |
CA2253037C (en) | 1997-11-12 | 2004-11-02 | Sakura Rubber Co., Ltd. | Method of manufacturing structure by using biodegradable mold |
US6458309B1 (en) * | 1998-06-01 | 2002-10-01 | Rohr, Inc. | Method for fabricating an advanced composite aerostructure article having an integral co-cured fly away hollow mandrel |
DE69906095T3 (de) | 1998-07-03 | 2014-04-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zum herstellen geschlossener strukturen aus verbundwerkstoff und formgerät zur benutzung in diesem verfahren |
US6889937B2 (en) | 1999-11-18 | 2005-05-10 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Single piece co-cure composite wing |
WO2001041993A2 (en) * | 1999-12-07 | 2001-06-14 | The Boeing Company | Double bag vacuum infusion process and system for low cost, advanced composite fabrication |
US6562436B2 (en) * | 2000-02-25 | 2003-05-13 | The Boeing Company | Laminated composite radius filler |
DE10013409C1 (de) | 2000-03-17 | 2000-11-23 | Daimler Chrysler Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von faserverstärkten Bauteilen mittels eines Injektionsverfahrens |
EP1190828A1 (de) | 2000-09-26 | 2002-03-27 | Recticel | Form und Verfahren zum Herstellen von Polyurethangegenständen |
DE50006004D1 (de) * | 2000-10-04 | 2004-05-13 | Alcan Tech & Man Ag | Verfahren zur Herstellung von Bauteilen aus Faserverbundkunststoffen |
WO2002040254A2 (en) * | 2000-11-15 | 2002-05-23 | Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. | One-piece closed-shape structure and method of forming same |
US6638466B1 (en) * | 2000-12-28 | 2003-10-28 | Raytheon Aircraft Company | Methods of manufacturing separable structures |
JP4721251B2 (ja) | 2001-09-03 | 2011-07-13 | 富士重工業株式会社 | 複合材補強板の製造方法 |
JP4690613B2 (ja) | 2001-09-28 | 2011-06-01 | 富士重工業株式会社 | 複合材製中空体の製造方法 |
US7344670B2 (en) | 2002-03-28 | 2008-03-18 | Build A Mold Limited | Lost core plastic molding process for transferring, positioning and molding inserts into a plastic part |
US7559332B2 (en) | 2002-07-02 | 2009-07-14 | Toyota Motor Sales U.S.A., Inc. | Media removal apparatus and methods of removing media |
US7217380B2 (en) | 2002-07-22 | 2007-05-15 | Toyota Motor Sales, Usa, Inc. | Vibration apparatus and methods of vibration |
US7204951B2 (en) * | 2002-07-30 | 2007-04-17 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Method of assembling a single piece co-cured structure |
US7101453B2 (en) | 2002-09-04 | 2006-09-05 | Toyota Motor Sales U.S.A., Inc. | Pre-filled contained media volumes and methods of media filling using pre-filled contained media volumes |
RU2242369C1 (ru) | 2003-05-19 | 2004-12-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Опорный узел трехслойной панели |
US7294220B2 (en) * | 2003-10-16 | 2007-11-13 | Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. | Methods of stabilizing and/or sealing core material and stabilized and/or sealed core material |
US7293737B2 (en) * | 2004-04-20 | 2007-11-13 | The Boeing Company | Co-cured stringers and associated mandrel and fabrication method |
US7531058B2 (en) * | 2005-02-24 | 2009-05-12 | The Boeing Company | Reinforced rampdown for composite structural member and method for same |
RU2285613C1 (ru) | 2005-05-18 | 2006-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Способ изготовления многослойного изделия из полимерных композиционных материалов |
ATE451209T1 (de) | 2005-09-09 | 2009-12-15 | Saab Ab | Verwendung eines spiralförmigen werkzeugs und verfahren zur herstellung eines flächenelements mit mindestens einem versteifungsteil |
US7824171B2 (en) * | 2005-10-31 | 2010-11-02 | The Boeing Company | Corner-consolidating inflatable apparatus and method for manufacturing composite structures |
US7633040B2 (en) * | 2005-11-14 | 2009-12-15 | The Boeing Company | Bulk resin infusion system apparatus and method |
FR2898539B1 (fr) | 2006-03-20 | 2008-05-23 | Eads Ccr Groupement D Interet | Procede de realisation de panneaux raidis en materiau composite et panneaux ainsi realises |
DE102006031325B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-07-01 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031326B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-09-23 | Airbus Deutschland Gmbh | Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031334A1 (de) * | 2006-07-06 | 2008-01-10 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031323B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-07-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031336B4 (de) | 2006-07-06 | 2010-08-05 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt |
DE102006031335B4 (de) * | 2006-07-06 | 2011-01-27 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
JP2009542493A (ja) | 2006-07-06 | 2009-12-03 | エアバス ドイチェランド ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング | 航空機または宇宙船に用いられる複合繊維部品を製造する方法及び成形コア材並びにこれらより得られる複合繊維部品 |
DE102009023835B4 (de) * | 2009-06-04 | 2011-02-10 | Schmitz-Werke Gmbh + Co Kg | Befestigungs-Vorrichtung |
-
2006
- 2006-07-06 DE DE102006031336A patent/DE102006031336B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-07-04 CA CA002651495A patent/CA2651495A1/en not_active Abandoned
- 2007-07-04 RU RU2009102869/05A patent/RU2437767C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-07-04 AT AT07787049T patent/ATE454260T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-07-04 EP EP07787049A patent/EP2038107B1/de not_active Not-in-force
- 2007-07-04 US US12/309,015 patent/US9492974B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-07-04 CN CN2007800249351A patent/CN101484301B/zh active Active
- 2007-07-04 JP JP2009517263A patent/JP4940299B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-07-04 DE DE602007004219T patent/DE602007004219D1/de active Active
- 2007-07-04 WO PCT/EP2007/056743 patent/WO2008003715A1/en active Application Filing
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1995014563A1 (en) * | 1993-11-26 | 1995-06-01 | Alan Roger Harper | Casting method and apparatus and products thereof |
DE10342867A1 (de) * | 2003-09-15 | 2005-04-28 | Eurocopter Deutschland | Verfahren zur Herstellung eines wasserlöslichen Formkerns |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10315366B2 (en) | 2015-05-11 | 2019-06-11 | Gulfstream Aerospace Corporation | Apparatuses and methods for making reinforcement structures |
US10843416B2 (en) | 2015-05-11 | 2020-11-24 | Gulfstream Aerospace Corporation | Composite reinforcement structures and aircraft assemblies comprising composite reinforcement structures |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2009102869A (ru) | 2010-08-20 |
CN101484301A (zh) | 2009-07-15 |
ATE454260T1 (de) | 2010-01-15 |
WO2008003715A1 (en) | 2008-01-10 |
WO2008003715B1 (en) | 2008-02-21 |
DE102006031336A1 (de) | 2008-01-10 |
CN101484301B (zh) | 2012-07-18 |
JP2009542459A (ja) | 2009-12-03 |
EP2038107B1 (de) | 2010-01-06 |
DE602007004219D1 (de) | 2010-02-25 |
US20100044912A1 (en) | 2010-02-25 |
EP2038107A1 (de) | 2009-03-25 |
JP4940299B2 (ja) | 2012-05-30 |
US9492974B2 (en) | 2016-11-15 |
RU2437767C2 (ru) | 2011-12-27 |
CA2651495A1 (en) | 2008-01-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE102006031336B4 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt | |
DE102006031325B4 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt | |
DE102006031335B4 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt | |
DE3113791C2 (de) | ||
DE102007027113B4 (de) | Verfahren zur Fertigung von Rumpfzellenabschnitten für Flugzeuge aus Faserverbundwerkstoffen sowie Vorrichtung | |
DE102006035619B3 (de) | Anschlussvorrichtung für einen Formkern zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, insbesondere für die Luft- und Raumfahrt | |
DE60102741T2 (de) | Membran-Vakuumformen eines schichtweisen Faserverbundteils | |
DE102006031334A1 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt | |
DE102006050579B3 (de) | Verfahren zur Herstellung von Faserverbundbauteilen | |
EP2582511B1 (de) | Stützprofil und verfahren zur herstellung eines stützprofils | |
DE102006031326A1 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt | |
DE102010063094A1 (de) | Verfahren zur Herstellung eines materialhybriden Bauteils | |
EP2436512B1 (de) | Verfahren zur Erstellung eines Vakuumaufbaus für die Herstellung eines Faserverbundbauteils sowie hierfür geeigneter Stempel | |
DE102005003713B4 (de) | Verfahren zur Herstellung von faserverstärkten Hohlkörperkern-Sandwichbauteilen im vakuumunterstützten Harz-Infusionsprozess | |
WO1994021438A1 (de) | Verfahren und kernkörper zur herstellung eines hohlen form- oder profilkörpers aus faserverstärktem kunststoff | |
DE69906095T3 (de) | Verfahren zum herstellen geschlossener strukturen aus verbundwerkstoff und formgerät zur benutzung in diesem verfahren | |
DE102008036349B4 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung einer Struktur, insbesondere einer Flugzeugstruktur aus einem Faserverbundwerkstoff | |
WO2011124351A1 (de) | Verfahren zur herstellung von endlosfaserverstärkten hohlformkörpern | |
DE102007004314B4 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils mit wenigstens einem durchsetzten Bereich für ein Luft- oder Raumfahrzeug | |
WO2010069084A1 (de) | Verfahren zur herstellung eines formstabilen verbundwerkstoff-hohlkörpers | |
DE102013216863A1 (de) | Werkzeugsystem und Verfahren zur Herstellung von Bauteilen nach dem RTM-Verfahren | |
DE102014201380B4 (de) | Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Hohlprofilbauteils | |
DE102014224646A1 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundkunststoffhohlbauteils | |
DE19820498C2 (de) | Verfahren zum Herstellen einer Hülse, insbesondere für die Druckindustrie | |
DE102013226084A1 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Hohlkörpers umfassend ein Innenelement aus einem metallischen oder nichtmetallischen Werkstoff und ein das innere Element umgebendes Außenelement aus einem Faserverbundwerkstoff |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: AIRBUS OPERATIONS GMBH, 21129 HAMBURG, DE |
|
8364 | No opposition during term of opposition | ||
R119 | Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee |
Effective date: 20130201 |