DE102007004314B4 - Method for producing a fiber composite component with at least one interspersed region for an aircraft or spacecraft - Google Patents

Method for producing a fiber composite component with at least one interspersed region for an aircraft or spacecraft Download PDF

Info

Publication number
DE102007004314B4
DE102007004314B4 DE102007004314A DE102007004314A DE102007004314B4 DE 102007004314 B4 DE102007004314 B4 DE 102007004314B4 DE 102007004314 A DE102007004314 A DE 102007004314A DE 102007004314 A DE102007004314 A DE 102007004314A DE 102007004314 B4 DE102007004314 B4 DE 102007004314B4
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
forming
tapegelege
fiber composite
vacuum
breakthrough
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
Application number
DE102007004314A
Other languages
German (de)
Other versions
DE102007004314A1 (en
Inventor
Dr. Ing. Lengsfeld Hauke
Dipl.-Ing. Brandenburg Roland
Dipl.-Ing. Schröder René
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Priority to DE102007004314A priority Critical patent/DE102007004314B4/en
Publication of DE102007004314A1 publication Critical patent/DE102007004314A1/en
Application granted granted Critical
Publication of DE102007004314B4 publication Critical patent/DE102007004314B4/en
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/54Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/545Perforating, cutting or machining during or after moulding
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/30Shaping 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
    • B29C70/38Automated lay-up, e.g. using robots, laying filaments according to predetermined patterns
    • B29C70/386Automated tape laying [ATL]
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/40Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44Shaping 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
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/54Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/542Placing or positioning the reinforcement in a covering or packaging element before or during moulding, e.g. drawing in a sleeve
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/30Shaping 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
    • B29C70/38Automated lay-up, e.g. using robots, laying filaments according to predetermined patterns
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29LINDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00Other particular articles
    • B29L2031/30Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3097Cosmonautical vehicles; Rockets
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40Weight reduction

Abstract

Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils (93) mit wenigstens einem durchsetzten Bereich (42) fur ein Luft- oder Raumfahrzeug, mit folgenden Verfahrensschritten: Bilden wenigstens eines Durchbruchs (19) in einem Tapegelege (3); Umformen des Tapegeleges (3) im Bereich des wenigstens einen Durchbruchs (14) zum Bilden des wenigstens einen durchsetzten Bereichs (42); und Aushärten des Tapegeleges (3) zum Bilden des Faserverbundbauteils (43); dadurch gekennzeichnet, dass das Tapegelege (3) vor dem Umformen vakuumdicht eingepackt und danach mit Vakuum beaufschlagt wird; dass das Tapegelege (3) mittels eines Positiv- oder Negativwerkzeugs (32) umgeformt wird; und dass fur das Umformen ein zwischen dem vakuumdicht eingepackten Tapegelege (3) und dem Positiv- oder Negativwerkzeug (32) ausgebildeter Raum (37) mit Vakuum zum Durchsetzen des Bereichs beaufschlagt wird.A method for producing a fiber composite component (93) with at least one penetrated area (42) for an aircraft or spacecraft, with the following method steps: forming at least one opening (19) in a tape web (3); Reshaping of the tape web (3) in the area of the at least one opening (14) to form the at least one penetrated area (42); and curing of the tape web (3) to form the fiber composite component (43); characterized in that the tape lay-up (3) is packed in a vacuum-tight manner prior to forming and then subjected to a vacuum; that the tape lay-up (3) is reshaped by means of a positive or negative tool (32); and that for the reshaping a space (37) formed between the vacuum-tightly packed tape web (3) and the positive or negative tool (32) is subjected to a vacuum to penetrate the area.

Description

  • Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils mit wenigstens einem durchsetzten Bereich für ein Luft- oder Raumfahrzeug nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.The present invention relates to a method for producing a fiber composite component with at least one interspersed region for an aircraft or spacecraft according to the preamble of patent claim 1.
  • Obwohl für die Herstellung beliebiger Faserverbundbauteile geeignet, werden die vorliegende Erfindung sowie die ihr zugrunde liegende Problematik in Bezug auf eine mit Handlöchern versehene Rippe eines Flugzeugs näher erläutert.Although suitable for the manufacture of any fiber composite components, the present invention and the problems underlying it are explained in more detail with respect to a veined rib of an aircraft.
  • Solche mit Handlöchern versehenen Rippen werden gewöhnlich zur Versteifung einer Flugzeugstruktur eingesetzt. Die Handlöcher dienen dazu, eine Handhabung der Rippen zu erleichtern, das Gewicht der Rippen zu reduzieren und die Rippen auszusteifen.Such handlooded ribs are commonly used to stiffen an aircraft structure. The hand holes serve to facilitate handling of the ribs, to reduce the weight of the ribs and to stiffen the ribs.
  • Ein der Anmelderin bekanntes Verfahren zur Herstellung solcher Rippen mit Handlöchern in Faserverbundbauweise sieht folgende Verfahrensschritte vor:
    Zunächst wird ein unteres Werkzeug mit baumstumpfartigen Erhebungen, welche sich von der Oberfläche des Werkzeugs erstrecken, bereitgestellt.
    A method known to the Applicant for producing such ribs with handholes in fiber composite construction provides for the following method steps:
    First, a lower tool is provided with tree stump-like protrusions extending from the surface of the tool.
  • Um die Erhebungen herum werden in einem weiteren Schritt Prepreg-Gewebeabschnitte auf der Oberfläche drapiert. Somit ergibt sich ein runder ausgesparter Bereich zwischen den Prepreg-Gewebeabschnitten, wobei ein Handloch ausgebildet wird.Around the bumps, in a further step, prepreg tissue sections are draped on the surface. Thus, a round recessed area results between the prepreg fabric sections, forming a hand hole.
  • In einem weiteren Verfahrensschritt wird ein oberes Werkzeug auf das untere Werkzeug aufgefahren, wobei die drapierten Prepreg-Gewebeabschnitte zwischen den Werkzeugen angeordnet sind und von diesen in Position gehalten werden.In a further method step, an upper tool is driven onto the lower tool, wherein the draped prepreg tissue sections are arranged between the tools and are held in position by these.
  • In einem noch weiteren Verfahrensschritt werden das untere und obere Werkzeug zusammen mit den Prepreg-Gewebeabschnitten in einen Vakuumaufbau eingepackt und mit Vakuum beaufschlagt. Im Anschluss daran wird der Vakuumaufbau in einem Autoklaven mit Druck und Hitze beaufschlagt, wobei die Prepreg-Gewebeabschnitte zu dem Faserverbundbauteil ausgehärtet werden.In yet another process step, the lower and upper molds are packed together with the prepreg tissue sections in a vacuum structure and vacuum applied. Subsequently, pressure and heat are applied to the vacuum build-up in an autoclave, whereby the prepreg fabric sections are cured to the fiber composite component.
  • Problematisch bei dem oberhalb beschriebenen, bekannten Verfahren ist, dass solche Faserverbundbauteile aus Gewebe eine vergleichsweise geringere Festigkeit aufweisen.The problem with the known method described above is that such fiber composite components made of tissue have a comparatively lower strength.
  • Ein weiteres Problem bei dem oberhalb beschriebenen Verfahren ist, dass ein unteres und ein oberes Werkzeug benötigt werden, was einen hohen Kostenaufwand für die Bereitstellung derartiger Werkzeuge bedeutet.Another problem with the method described above is that a lower and an upper tool are needed, which means a high cost for the provision of such tools.
  • Die Druckschrift FR 2 692 520 A1 offenbart ein Verfahren, bei welchem CFK-Lagen auf einem Dorn abgelegt werden, wodurch diese ihre endgültige Form erhalten.The publication FR 2 692 520 A1 discloses a process in which CFRP layers are deposited on a mandrel, giving them their final shape.
  • Die Druckschrift WO 2006/069989 A1 beschreibt das Umformen eines Tapegeleges zum Ausbilden eines durchsetzten Bereichs mittels eines Stempels.The publication WO 2006/069989 A1 describes the forming of a taping tape for forming a penetrated area by means of a punch.
  • Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein kostengünstigeres Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils mit wenigstens einem durchsetzten Bereich für ein Luft- oder Raumfahrzeug bereitzustellen, wobei die hergestellten Faserverbundbauteile eine höhere Festigkeit aufweisen.It is therefore an object of the present invention to provide a cheaper method for producing a fiber composite component with at least one interspersed area for an aircraft or spacecraft, wherein the fiber composite components produced have a higher strength.
  • Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.According to the invention, this object is achieved by a method having the features of patent claim 1.
  • Es wird ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils mit wenigstens einem durchsetzten Bereich für ein Luft- oder Raumfahrzeug mit folgenden Verfahrensschritten bereitgestellt. Zunächst wird ein Durchbruch in einem Tapegelege gebildet. In einem weiteren Verfahrensschritt wird das Tapegelege in dem Bereich des wenigstens einem Durchbruchs zum Bilden des wenigstens einen durchsetzten Bereichs umgeformt. Anschließend wird das Tapegelege zum Bilden des Faserverbundbauteils ausgehärtet.A method is provided for producing a fiber composite component having at least one interspersed region for an aircraft or spacecraft with the following method steps. First, a breakthrough in a Tapegelege is formed. In a further method step, the tapestry in the region of the at least one aperture is formed to form the at least one penetrated region. Subsequently, the Tapegelege is cured to form the fiber composite component.
  • Eine Idee besteht darin, anstelle von Gewebe, wie bei dem bekannten Verfahren, Tape zu verwenden. Dadurch, dass sich die Fasern innerhalb von Tapes in lediglich einer Raumrichtung erstrecken, können diese derart abgelegt werden, dass die Fasern für einen bestimmten Lastfall optimiert ausgerichtet sind. Dadurch ergeben sich Vorteile hinsichtlich der Festigkeit des hergestellten Faserverbundbauteils.One idea is to use tape instead of fabric as in the known method. Because the fibers extend within tapes in only one spatial direction, they can be laid down in such a way that the fibers are optimally aligned for a specific load case. This results in advantages in terms of the strength of the fiber composite component produced.
  • Ein Drapieren von Tape um eine Erhebung, wie bei dem bekannten Verfahren, ist nicht möglich, da dies zu einem Knittern des Tapes und somit zu einer schlechten Faserverbundbauteilqualität führen würde. Deshalb sieht das erfindungsgemäße Verfahren vor, dass ein Durchbruch in dem Tapegelege gebildet wird.Draping tape around a bump, as in the known method, is not possible because it would result in wrinkling of the tape and thus poor fiber composite component quality. Therefore, the inventive method provides that a breakthrough is formed in the Tapegelege.
  • In den Unteransprüchen finden sich vorteilhafte Ausgestaltungen und Verbesserungen der Erfindung.In the subclaims there are advantageous embodiments and improvements of the invention.
  • Unter ”Tape” sind vorliegend Streifen aus unidirektionalen Fasern, insbesondere Kohlenstoffkunststoff(CFK)-fasern, die mit einer Matrix, insbesondere Epoxidharz, vorimprägniert sind, zu verstehen.By "tape" are present strips of unidirectional fibers, in particular carbon plastic (CFRP) fibers, which are coated with a matrix, in particular epoxy resin, are pre-impregnated to understand.
  • Unter einem ”Durchbruch” ist vorliegend eine in bereits abgelegtes Tapegelege eingebrachte Durchgangsöffnung zu verstehen.In the present case, a "breakthrough" is to be understood as a through opening introduced in already laid down taping.
  • Gemäß einer weiter bevorzugten Weiterbildung der Erfindung wird das Tapegelege vor dem Bilden des wenigstens einen Durchbruchs automatisiert mittels eines Tapelegers aufgebaut. Dabei legt ein Tapeleger mit vorzugsweise wenigstens drei Freiheitsgraden diesem zugeführtes Tape auf einer Laminiervorrichtung bzw. auf einem Positiv- und/oder Negativwerkzeug ab und baut so Schicht für Schicht das Tapegelege auf. Eine solche Automatisierung führt zu einem sehr rationellen Verfahren. Dagegen müssen bei dem eingangs beschriebenen bekannten Verfahren die Gewebeabschnitte aufgrund der sehr komplexen Drapierung manuell abgelegt werden. Demnach können durch diese Weiterbildung Personalkosten eingespart werden.According to a further preferred embodiment of the invention, the tapegele is constructed automatically before forming the at least one opening by means of a Tapelegers. In this case, a Tapeleger sets preferably with at least three degrees of freedom this supplied tape on a lamination or on a positive and / or negative tool and builds up layer by layer tapestry on. Such automation leads to a very rational process. In contrast, in the known method described above, the tissue sections must be stored manually due to the very complex draping. Accordingly, personnel costs can be saved by this training.
  • Der Vorteil das Tapegelege gleich auf einem Positiv- und/oder Negativwerkzeug und nicht zunächst auf einer Laminiervorrichtung aufzubauen, würde darin liegen, dass eine Verlagerung des Tapegeleges von der Laminiervorrichtung auf das Positiv- und/oder Negativwerkzeug entfällt.The advantage of the Tapegelege equal to a positive and / or negative tool and not initially build on a laminator, would be that a shift of Tapegeleges omitted from the laminator on the positive and / or negative tool.
  • Bei einer weiter bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird der wenigstens eine Durchbruch mittels Ausschneiden und/oder Ausstanzen gebildet. Diese Verfahren lassen sich sehr einfach, insbesondere auch automatisiert, realisieren. Insbesondere können dabei Durchbrüche mit beliebiger Gestalt, beispielsweise rund, hexagonal, viereckig und/oder elliptisch, ausgebildet werden.In a further preferred embodiment of the invention, the at least one breakthrough is formed by means of cutting and / or punching. These methods can be implemented very easily, in particular also automatically. In particular, breakthroughs of any desired shape, for example round, hexagonal, quadrangular and / or elliptical, can be formed.
  • Gemäß einer weiter bevorzugten Weiterbildung der Erfindung wird das Tapegelege vor dem Umformen wenigstens im Bereich des wenigstens einen Durchbruchs auf eine vorbestimmte Umformtemperatur aufgewärmt. Ein derartiges Aufwärmen führt zum Fließen der Matrix in dem Tapegelege und erleichtert somit ein Umformen desselben bzw. macht eine plastische Verformung desselben erst möglich.According to a further preferred development of the invention, the taping sheet is heated to a predetermined forming temperature at least in the region of the at least one opening before forming. Such warming leads to the flow of the matrix in the taping, thus facilitating reshaping or plastic deformation of the same.
  • Das Tapegelege wird vor dem Umformen vakuumdicht eingepackt und danach mit Vakuum beaufschlagt. Die Beaufschlagung mit Vakuum führt zu einer Kompaktierung des Tapegeleges und verbessert somit die Verteilung der Matrix zwischen den Fasern. Ferner können so in der Matrix eingeschlossene Gase abgeführt werden. Die Qualität des herzustellenden Faserverbundbauteils kann damit verbessert werden.The Tapegelege is packed vacuum-tight before forming and then applied with vacuum. The application of vacuum leads to a compaction of Tapegeleges and thus improves the distribution of the matrix between the fibers. Furthermore, gases trapped in the matrix can thus be removed. The quality of the fiber composite component to be produced can thus be improved.
  • Bei einer weiter bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird das Tapegelege vor dem Umformen in ein Einfach- oder Doppeldiaphragma wenigstens im Bereich des wenigstens einen Durchbruchs eingepackt. Im Fall eines Einfachdiaphragmas wird das auf der Laminiervorrichtung bzw. auf dem Positiv- und/oder Negativwerkzeug befindliche Tapegelege oberseitig mit dem Einfachdiaphragma vakuumdicht abgedeckt. Bei der Verwendung eines Doppeldiaphragmas wird das Tapegelege zwischen zwei Diaphragmen vakuumdicht eingepackt. Vorteilhaft ist, dass das Doppeldiaphragma mit dem darin befindlichen Tapegelege einfach gehandhabt werden kann. Die Handhabung kann dabei beispielsweise den Transport des Doppeldiaphragmas mit dem darin befindlichen Tapegelege von einer Arbeitsstation zum Aufwärmen des Tapegeleges auf die Umformtemperatur zu einer Arbeitsstation, bei welcher das Umformen des Tapegeleges erfolgt, umfassen, wenn auch vorzugsweise das Aufheizen und Umformen auf derselben Arbeitsstation stattfinden. Weiterhin vorteilhaft ist, dass das Doppeldiaphragma für eine sehr gute Durchwärmung des Tapegeleges und damit für eine gleichmäßige Verflüssigung der Matrix in dem Tape sorgt, was wiederum in einer guten Bauteilqualität resultiert.In a further preferred embodiment of the invention, the Tapegelege is packaged before forming in a single or double diaphragm at least in the region of at least one opening. In the case of a single diaphragm, the tape carrier on the laminating device or on the positive and / or negative tool is covered on the top side with the single diaphragm in a vacuum-tight manner. When using a double diaphragm, the tapegelege is vacuum-tightly packed between two diaphragms. It is advantageous that the double diaphragm can be easily handled with the Tapegelege therein. The handling may include, for example, the transport of the double diaphragm with the Tapegelege therein from a workstation for warming Tapegeleges on the forming temperature to a workstation in which the forming of Tapegeleges takes place, although preferably taking place the heating and forming on the same workstation. It is furthermore advantageous that the double diaphragm ensures a very good heating of the tape and thus a uniform liquefaction of the matrix in the tape, which in turn results in a good component quality.
  • Das Tapegelege wird mittels eines Positiv- und/oder Negativwerkzeugs umgeformt. Unter einem ”Positivwerkzeug” ist eine Vorrichtung zu verstehen, welche eine Oberfläche aufweist, auf der das Tapegelege ablegbar ist, wobei auf dieser Oberfläche Erhebungen vorgesehen sind. Unter einem ”Negativwerkzeug” ist eine Vorrichtung mit einer Oberfläche, auf welcher das Tapegelege ablegbar ist, zu verstehen, wobei die Oberfläche Vertiefungen aufweist. Bei dem Positivwerkzeug erstrecken sich die Erhebungen in Richtung des Tapegeleges, während sich bei dem Negativwerkzeug die Vertiefungen weg von dem abgelegten Tapegelege erstrecken.The Tapegelege is reshaped by means of a positive and / or negative tool. A "positive tool" is understood to mean a device which has a surface on which the tapegelege can be deposited, elevations being provided on this surface. Under a "negative tool" is a device having a surface on which the Tapegelege can be stored, to understand, wherein the surface has recesses. In the positive tool, the elevations extend in the direction of Tapegeleges, while extending in the negative tool, the wells away from the deposited Tapegelege.
  • Für das Umformen wird ein zwischen dem vakuumdicht eingepackten Tapegelege und dem Positiv- und/oder -Negativwerkzeug ausgebildeter Raum mit Vakuum zum Durchsetzen des Bereichs beaufschlagt. Der Raum befindet sich dabei vorzugsweise direkt unterhalb des Durchbruchs in dem Tapegelege. Vorzugsweise ist das Tapegelege dabei in dem Doppeldiaphragma eingepackt. Dabei schließt dieses zum Ausbilden des vakuumdichten Raums mit einer Vertiefung in dem Negativwerkzeug ab. Bei dem Doppeldiaphragma steht das Tapegelege nicht in direktem Kontakt mit dem Negativwerkzeug. Das Tapegelege ist somit gut geschützt.For the forming, a space formed between the vacuum-tight taped sheet and the positive and / or negative mold formed space is subjected to vacuum to enforce the area. The space is preferably located directly below the opening in the Tapegelege. Preferably, the Tapegelege is packed in the double diaphragm. This concludes to form the vacuum-tight space with a recess in the negative tool. In the case of the double diaphragm, the tapegele is not in direct contact with the negative tool. The Tapegelege is thus well protected.
  • Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren näher erläutert.The invention will be explained in more detail below with reference to embodiments with reference to the accompanying figures.
  • Von den Figuren zeigen:From the figures show:
  • 1 in einer Seitenansicht einen Verfahrenszustand gemäß einem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung; 1 in a side view a method state according to an embodiment of the present invention;
  • 2 in einer Seitenansicht einen weiteren Verfahrenszustand gemäß dem Ausführungsbeispiel; 2 in a side view another method state according to the embodiment;
  • 3 den Verfahrenszustand aus 2 in einer Draufsicht A; 3 the process state 2 in a plan view A;
  • 4 in einer Seitenansicht einen noch weiteren Verfahrenszustand gemäß dem Ausführungsbeispiel; 4 in a side view, a still further process state according to the embodiment;
  • 5 in einer Seitenansicht einen noch weiteren Verfahrenszustand gemäß dem Ausführungsbeispiels; 5 in a side view, a still further process state according to the embodiment;
  • 6 einen noch weiteren Verfahrenszustand gemäß dem Ausführungsbeispiel; und 6 a still further process state according to the embodiment; and
  • 7 eine Ansicht eines Schnitts B-B aus 6. 7 a view of a section BB 6 ,
  • In den Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.In the figures, the same reference numerals designate the same or functionally identical components, unless indicated otherwise.
  • 1 zeigt in einer Seitenansicht ein auf einer Laminiervorrichtung 1 mittels eines automatischen Tapelegers 2 abgelegtes Tapegelege 3. 1 shows in a side view on a laminator 1 by means of an automatic stacking device 2 laid tapegelege 3 ,
  • Dem vorzugsweise in alle drei Raumrichtungen 4, 5, 6 verfahrbaren und um diese schwenkbaren Tapeleger 2 wird ein Tape 7 zugeführt, welcher dieses mittels einer Ablegerolle 8 auf der Laminiervorrichtung 1 in mehreren Schichten 11, 12, 13 ablegt. Das Tape 7 ist dabei vorzugsweise als CFK-Prepreg-Material ausgebildet.Preferably in all three spatial directions 4 . 5 . 6 movable and around this pivotable Tapeleger 2 becomes a tape 7 supplied, which this by means of a Ablegerolle 8th on the laminator 1 in several layers 11 . 12 . 13 stores. The tape 7 is preferably formed as a CFRP prepreg material.
  • In einem weiteren, in 2 in einer Seitenansicht und in 3 in einer Draufsicht A dargestellten Verfahrensschritt wird ein vorzugsweise runder Durchbruch in dem aufgebauten Tapegelege 3 aus 1 ausgebildet. Der Durchbruch 14 entsteht dabei durch Schneiden mittels eines Schnittwerkzeugs 16 entlang der Schnittlinie 15, angedeutet in 3. Der Durchbruch 14 wird dabei als Durchgangsöffnung ausgebildet, die sich senkrecht durch das Tapegelege 3 erstreckt. Vorzugsweise ist das Tapegelege 3 während des Ausbildens des Durchbruchs 14 weiterhin auf der Laminiervorrichtung 1 angeordnet. Ein Ausbilden des Durchbruchs 14 durch Ausstanzen ist vorteilhaft, weil einfach automatisierbar.In another, in 2 in a side view and in 3 in a plan view A process step shown is a preferably round breakthrough in the built Tapegelege 3 out 1 educated. The breakthrough 14 arises by cutting using a cutting tool 16 along the cutting line 15 , indicated in 3 , The breakthrough 14 is thereby formed as a passage opening which extends vertically through the Tapegelege 3 extends. Preferably, the Tapegelege 3 during the formation of the breakthrough 14 continue on the laminator 1 arranged. Forming the breakthrough 14 by punching is advantageous because easy to automate.
  • In einem weiteren Verfahrensschritt, schematisch dargestellt in 4, wird das Tapegelege 3 in ein Doppeldiaphragma 17 mit einer oberen und unteren Deckschicht 18, 19, vorzugsweise aus Gummimaterial, eingepackt. Anschließend wird ein durch die Deckschichten 18, 19 begrenzter Innenraum 23, in welchem das Tapegelege 3 angeordnet ist, mit Vakuum beaufschlagt, wobei Luft aus dem Innenraum 23 in Richtung der Pfeile 24, 25 abgesaugt wird. Infolge des in dem Innenraum 23 herrschenden Vakuums wird das Tapegelege durch den außerhalb des Doppeldiaphragmas herrschenden Umgebungsluftdruck 26, 27 kompaktiert. zeitgleich oder im Anschluss wird das Doppeldiaphragma 17 mit Wärmeenergie, beispielsweise von Infrarotstrahlern 30, 31, beaufschlagt und auf eine vorbestimmte Umformtemperatur gebracht.In a further method step, shown schematically in FIG 4 , it becomes the tapestry 3 in a double diaphragm 17 with an upper and lower cover layer 18 . 19 , preferably made of rubber material, packed. Subsequently, a through the cover layers 18 . 19 limited interior 23 in which the Tapegelege 3 is arranged, subjected to vacuum, with air from the interior 23 in the direction of the arrows 24 . 25 is sucked off. As a result of in the interior 23 prevailing vacuum is the Tapegelege by the prevailing outside of the double diaphragm ambient air pressure 26 . 27 compacted. at the same time or afterwards the double diaphragm will be used 17 with heat energy, such as infrared radiators 30 . 31 , Applied and brought to a predetermined forming temperature.
  • In einem weiteren Verfahrensschritt wird das Doppeldiaphragma 17 mit dem darin befindlichen Tapegelege 3 auf einem Negativwerkzeug 32 angeordnet. Dabei herrscht weiterhin das Vakuum in dem Innenraum 23.In a further process step, the double diaphragm 17 with the tapestry in it 3 on a negative tool 32 arranged. The vacuum still prevails in the interior 23 ,
  • Das Doppeldiaphragma 17 mit dem Tapegelege 3 wird dabei derart über einer Vertiefung 33 in dem Negativwerkzeug 32 positioniert, dass der Durchbruch 14 in einer Draufsicht, also entlang des Pfeils 34 gesehen innerhalb der Vertiefung 33 angeordnet ist. Dabei schließt die Deckschicht 19 druckdicht mit Oberflächenbereichen 35, 36 des Negativwerkzeugs 32 ab.The double diaphragm 17 with the Tapegelege 3 is doing so over a depression 33 in the negative tool 32 positioned that breakthrough 14 in a plan view, that is along the arrow 34 seen within the recess 33 is arranged. The cover layer closes 19 pressure-tight with surface areas 35 . 36 of the negative tool 32 from.
  • In einem weiteren Verfahrensschritt wird der zwischen der Vertiefung 33 und der Deckschicht 19 gebildete Raum 37 evakuiert, wobei Luft in Richtung des Pfeils 38 aus dem Raum 37 durch eine Öffnung 41 in der Vertiefung 33 abgeführt wird.In a further process step, the between the depression 33 and the topcoat 19 formed space 37 evacuated, with air in the direction of the arrow 38 out of the room 37 through an opening 41 in the depression 33 is dissipated.
  • Dabei wirkt der Umgebungsluftdruck 26 dann derart auf den der Vertiefung 33 gegenüberliegenden Bereich des Doppeldiaphragmas 17 bzw. des Tapegeleges 3, dass dieses, wie in 6 gezeigt, zu dem durchgesetzten Handloch 42 umgeformt wird.The ambient air pressure acts here 26 then so on the recess 33 opposite region of the double diaphragm 17 or Tapegeleges 3 that this, as in 6 shown to the enforced hand hole 42 is transformed.
  • In einem weiteren, nicht dargestellten Verfahrensschritt wird die Anordnung aus 6, vorzugsweise in einem Autoklaven, ausgehärtet. Dabei entsteht das in 7 in einer Schnittansicht B-B und verkürzt dargestellte Faserverbundbauteil 43 mit dem durchgesetzten Bereich 42.In a further process step, not shown, the arrangement is made 6 , preferably in an autoclave, cured. This creates the in 7 in a sectional view BB and shortened fiber composite component 43 with the enforced area 42 ,
  • Vorzugsweise sind die Laminiervorrichtung 1 und das Negativwerkzeug 32 bei dem oberhalb beschriebenen Ausführungsbeispiel dasselbe Werkzeug. Folglich entfällt ein Handhabungs- und Transportschritt, wobei das Tapegelege 4 von der Laminiervorrichtung 1 auf das Negativwerkzeug 32 verlagert wird. Ferner reduzieren sich die Werkzeugkosten.Preferably, the laminating device 1 and the negative tool 32 in the embodiment described above, the same tool. Consequently, eliminates a handling and transport step, with the Tapegelege 4 from the laminator 1 on the negative tool 32 is relocated. Furthermore, the tool costs are reduced.
  • Obwohl die vorliegende Erfindung anhand eines bevorzugten Ausführungsbeispiels beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Weise modifizierbar.Although the present invention has been described in terms of a preferred embodiment, it is not limited thereto but modifiable in a variety of ways.
  • Beispielsweise sind typischerweise mehrere durchgesetzte Bereiche in einem Faserverbundbauteil auszubilden. Dazu kann das Negativwerkzeug entsprechend ausgebildet sein, also beispielsweise mit mehreren Vertiefungen zum Ausbilden der durchgesetzten Bereiche.For example, it is typically necessary to form a plurality of enforced regions in a fiber composite component. For this purpose, the negative tool may be designed accordingly, that is, for example, with a plurality of depressions for forming the enforced areas.
  • Ferner können die Vertiefungen nicht nur wie im vorliegenden Ausführungsbeispiel rund ausgebildet sein, sondern beispielsweise in einer Draufsicht eine elliptische Form aufweisen.Furthermore, the recesses may not only be round, as in the present embodiment, but may have, for example, an elliptical shape in a top view.
  • Vorzugsweise wird auch der Ausschneideprozess zum Bilden des Durchbruchs automatisiert durchgeführt, beispielsweise mittels einer Stanze.Preferably, the cut-out process for forming the breakthrough is also performed automatically, for example by means of a punch.
  • Die vorliegende Erfindung schafft ein Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils mit wenigstens einem durchgesetzten Bereich für ein Luft- oder Raumfahrzeug. Eine Idee besteht dabei darin, das Faserverbundbauteil aus einem Tapegelege zu fertigen und die durchgesetzten Bereiche mittels Umformen des Tapegeleges auszubilden. Der Vorteil liegt dabei darin, dass Faserverbundbauteile, die aus einem Tapegelege hergestellt werden, eine deutlich höhere Festigkeit im Vergleich zu Faserverbundbauteilen aufweisen, die beispielsweise aus einem Gewebe hergestellt werden.The present invention provides a method of manufacturing a fiber composite component having at least one enforced region for an aircraft or spacecraft. One idea is to manufacture the fiber composite component from a Tapegelege and form the enforced areas by forming the Tapegeleges. The advantage lies in the fact that fiber composite components, which are produced from a Tapegelege, have a significantly higher strength compared to fiber composite components, which are for example made of a fabric.
  • BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS
  • 11
    Laminiervorrichtunglaminating
    22
    Tapelegertape layer
    33
    TapegelegeTape scrim
    44
    Raumrichtungspatial direction
    55
    Raumrichtungspatial direction
    66
    Raumrichtungspatial direction
    77
    TapeTape
    88th
    Rollerole
    1111
    Schichtlayer
    1212
    Schichtlayer
    1313
    Schichtlayer
    1414
    Durchbruchbreakthrough
    1515
    Schnittlinieintersection
    1616
    Schnittwerkzeugcutting equipment
    1717
    DoppeldiaphragmaDouble junction
    1818
    Deckschichttopcoat
    1919
    Deckschichttopcoat
    2323
    Innenrauminner space
    2424
    Pfeilarrow
    2525
    Pfeilarrow
    2626
    UmgebungsluftdruckAmbient air pressure
    2727
    UmgebungsluftdruckAmbient air pressure
    3030
    Infrarotstrahlerinfrared Heaters
    3131
    Infrarotstrahlerinfrared Heaters
    3232
    Negativwerkzeugnegative tool
    3333
    Vertiefungdeepening
    3434
    Pfeilarrow
    3535
    Oberflächenbereichsurface area
    3636
    Oberflächenbereichsurface area
    3737
    Raumroom
    3838
    Pfeilarrow
    4141
    Öffnungopening
    4242
    durchgesetzter Bereichenforced area
    4343
    FaserverbundbauteilFiber composite part

Claims (7)

  1. Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils (93) mit wenigstens einem durchsetzten Bereich (42) fur ein Luft- oder Raumfahrzeug, mit folgenden Verfahrensschritten: Bilden wenigstens eines Durchbruchs (19) in einem Tapegelege (3); Umformen des Tapegeleges (3) im Bereich des wenigstens einen Durchbruchs (14) zum Bilden des wenigstens einen durchsetzten Bereichs (42); und Aushärten des Tapegeleges (3) zum Bilden des Faserverbundbauteils (43); dadurch gekennzeichnet, dass das Tapegelege (3) vor dem Umformen vakuumdicht eingepackt und danach mit Vakuum beaufschlagt wird; dass das Tapegelege (3) mittels eines Positiv- oder Negativwerkzeugs (32) umgeformt wird; und dass fur das Umformen ein zwischen dem vakuumdicht eingepackten Tapegelege (3) und dem Positiv- oder Negativwerkzeug (32) ausgebildeter Raum (37) mit Vakuum zum Durchsetzen des Bereichs beaufschlagt wird.Method for producing a fiber composite component ( 93 ) with at least one interspersed area ( 42 ) for an aircraft or spacecraft, comprising the following steps: forming at least one breakthrough ( 19 ) in a Tapegelege ( 3 ); Forming the Tapegeleges ( 3 ) in the region of the at least one breakthrough ( 14 ) for forming the at least one interspersed area ( 42 ); and curing the Tapegeleges ( 3 ) for forming the fiber composite component ( 43 ); characterized in that the Tapegelege ( 3 ) is wrapped vacuum-tight before forming and then applied with vacuum; that the Tapegelege ( 3 ) by means of a positive or negative tool ( 32 ) is transformed; and that for forming a tapegelege wrapped between the vacuum-tight ( 3 ) and the positive or negative tool ( 32 ) trained room ( 37 ) is applied with vacuum to enforce the area.
  2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Tapegelege (3) vor dem Bilden des wenigstens einen Durchbruchs (19) automatisiert mittels eines Tapelegers aufgebaut wird.A method according to claim 1, characterized in that the Tapegelege ( 3 ) before forming the at least one breakthrough ( 19 ) is constructed automatically by means of a Tapelegers.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der wenigstens eine Durchbruch (14) mittels Ausschneiden und/oder Ausstanzen gebildet wird.Method according to claim 1 or 2, characterized in that the at least one breakthrough ( 14 ) is formed by cutting and / or punching.
  4. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der wenigstens eine Durchbruch (14) als, insbesondere rundes, Handloch ausgebildet wird.Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the at least one breakthrough ( 14 ) as, in particular round, hand hole is formed.
  5. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Tapegelege (3) vor dem Umformen wenigstens im Bereich des wenigstens einen Durchbruchs (14) auf eine vorbestimmte Umformtemperatur aufgewärmt wird.Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the taping ( 3 ) before forming at least in the region of the at least one breakthrough ( 14 ) is warmed to a predetermined forming temperature.
  6. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Tapegelege (3) vor dem Umformen in ein Einfach- oder Doppeldiaphragma (17) wenigstens in dem Bereich des wenigstens einen Durchbruchs (14) eingepackt wird.A method according to claim 1, characterized in that the Tapegelege ( 3 ) before forming into a single or double diaphragm ( 17 ) at least in the region of the at least one breakthrough ( 14 ) is packed.
  7. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Tapegelege (3) als Prepreg-Material, insbesondere CFK-Prepreg-Material, ausgebildet wird.Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the taping ( 3 ) is formed as a prepreg material, in particular CFRP prepreg material.
DE102007004314A 2007-01-29 2007-01-29 Method for producing a fiber composite component with at least one interspersed region for an aircraft or spacecraft Expired - Fee Related DE102007004314B4 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102007004314A DE102007004314B4 (en) 2007-01-29 2007-01-29 Method for producing a fiber composite component with at least one interspersed region for an aircraft or spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102007004314A DE102007004314B4 (en) 2007-01-29 2007-01-29 Method for producing a fiber composite component with at least one interspersed region for an aircraft or spacecraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE102007004314A1 DE102007004314A1 (en) 2008-07-31
DE102007004314B4 true DE102007004314B4 (en) 2012-02-23

Family

ID=39563861

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE102007004314A Expired - Fee Related DE102007004314B4 (en) 2007-01-29 2007-01-29 Method for producing a fiber composite component with at least one interspersed region for an aircraft or spacecraft

Country Status (1)

Country Link
DE (1) DE102007004314B4 (en)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102010001634A1 (en) * 2010-02-05 2011-08-11 Brose Fahrzeugteile GmbH & Co. Kommanditgesellschaft, Coburg, 96450 Method for producing a component from an organic sheet
DE102011007235A1 (en) 2011-04-12 2012-10-18 Airbus Operations Gmbh Method and device for producing a fiber composite component and fiber composite component
FR2980733B1 (en) * 2011-10-03 2014-06-20 Daher Aerospace METHOD FOR PRODUCING A FALLED EDGE HOLE IN A COMPOSITE PANEL AND PANEL OBTAINED BY SUCH A METHOD
DE102014007824A1 (en) 2014-06-02 2015-12-03 Airbus Defence and Space GmbH A method of manufacturing a fiber reinforced composite member, preform for use, component and manufacturing apparatus manufacturable therewith
DE102017220899A1 (en) * 2017-11-23 2019-05-23 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Method for producing a fiber composite component and fiber composite component

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2692520A1 (en) * 1992-06-22 1993-12-24 Mediterranee Const Indle Composite prodn. form resin pre=impregnated fibre material - applied to a rotatable mandrel from a continuous bobbin and cut to shape on the mandrel to which it is applied by pressure roller, partic. for high performance complex shaped composites
WO2006069989A1 (en) * 2004-12-30 2006-07-06 Airbus España, S.L. Process for making swaged lighting holes in planar areas of preimpregnated composite parts

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2692520A1 (en) * 1992-06-22 1993-12-24 Mediterranee Const Indle Composite prodn. form resin pre=impregnated fibre material - applied to a rotatable mandrel from a continuous bobbin and cut to shape on the mandrel to which it is applied by pressure roller, partic. for high performance complex shaped composites
WO2006069989A1 (en) * 2004-12-30 2006-07-06 Airbus España, S.L. Process for making swaged lighting holes in planar areas of preimpregnated composite parts

Also Published As

Publication number Publication date
DE102007004314A1 (en) 2008-07-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE60223032T2 (en) DEVICE FOR PRODUCING COMPOSITE STRUCTURES AND METHOD FOR THE PRODUCTION THEREOF
EP1420940B1 (en) Method and device for producing fiber-reinforced components by an injection method
DE60311580T2 (en) Process for producing a composite structure
DE10013409C1 (en) Vacuum injection process for manufacturing fiber reinforced composite products involves evacuating second chamber causing resin to flow into preform in adjacent evacuated first chamber
EP2254749B1 (en) Core for producing an fiber reinforced composite part
EP2585282B1 (en) Mold for producing fiber-reinforced components
DE4040746C2 (en)
DE102014100035B4 (en) COMPOSITE CONSTRUCTION PLATE AND METHOD FOR CREATING SUCH A PLATE
EP3178634B1 (en) Method for producing a hybrid material component
DE102012110353A1 (en) Method and plant for producing a fiber-reinforced plastic component
EP2911854A1 (en) Mold, control means, method and installation for producing a preferably fiber-reinforced plastic component
DE202012104148U1 (en) Mold, control means and plant for producing a, preferably fiber-reinforced, plastic component
DE102007004314B4 (en) Method for producing a fiber composite component with at least one interspersed region for an aircraft or spacecraft
DE10156123A1 (en) Fibre reinforced plastic components, are formed using a ventilation chamber, a suction line connection for injecting resin, and a prepreg chamber
EP1131195B1 (en) Device and method for producing fibre-reinforced plastic materials or plastic components using a modified rtm process
EP2558279B1 (en) Method and device for producing a composite molded part from fiber-reinforced plastic
DE102010024985A1 (en) Mold for the production of fiber composite components and method for the production of fiber composite components with such a mold
DE102005003713B4 (en) Process for making fiber reinforced hollow core sandwich panels in the vacuum assisted resin infusion process
EP1922197B1 (en) Press device for the energy-efficient curing of a sandwich component for aircraft
DE19926896A1 (en) Vacuum forming of resin-impregnated composites uses a flexible mold surface and air pressure to control resin distribution in flow channels
DE102017128501A1 (en) Method for producing a composite component
DE102015005504A1 (en) Process for producing a fiber-reinforced plastic component
DE10164248B4 (en) Process for producing honeycomb structures
DE102016120799B3 (en) vacuum hood
DE102012015374A1 (en) Multilayered fiber composite plastic component manufacturing method, involves applying partial layers with pressure, and removing manufactured fiber composite plastic component after hardening hardenable matrix material

Legal Events

Date Code Title Description
OP8 Request for examination as to paragraph 44 patent law
8127 New person/name/address of the applicant

Owner name: AIRBUS OPERATIONS GMBH, 21129 HAMBURG, DE

R016 Response to examination communication
R016 Response to examination communication
R018 Grant decision by examination section/examining division
R020 Patent grant now final

Effective date: 20120524

R119 Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee