ES2205961A1 - Procedimiento de fabricacion de elementos de material compuesto mediante la tecnoclogia del coencolado. - Google Patents

Procedimiento de fabricacion de elementos de material compuesto mediante la tecnoclogia del coencolado.

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Abstract

Procedimiento de fabricación de elementos de material compuesto mediante la tecnología del coencolado, en el que se pegan elementos en fresco (largueros (2) con preforma) sobre otro elemento curado (revestimiento 3) con múltiples cambios de espesor, empleando un utillaje rígido tipo macho rígido de invar que sirve de apoyo y posicionamiento durante el curado. Se elabora cada elemento con material preimpregnado mediante encintado automático. La preforma de los largueros (sección en "J") se obtiene mediante conformado en caliente de laminados planos. El curado final y pegado al revestimiento precurado (coencolado) se realiza mediante bolsa de vacío directa en autoclave. Se hace un desarrollo plano de la bolsa de vacío, se traza en máquina de control numérico y se elabora previamente a su colocación sobre el útil. En el caso de grandes superficies con difícil acceso, el ajuste final se realiza con útil y pieza en posición vertical, por las dificultades ergonómicas que implica trabajar sobre determinadas zonas de la misma. La invención es aplicable al campo de la aeronáutica.

Description

Procedimiento de fabricación de elementos de material compuesto mediante la tecnología del coencolado.
Campo de la invención
La presente invención hace referencia, en general, a los procedimientos de fabricación de una estructura de material compuesto donde sobre un elemento precurado (revestimiento) se pegan otros en estado fresco (largueros) mediante una capa de adhesivo entre ellos (entre el elemento precurado y cada uno de los que se encuentran en fresco), consiguiéndose una unión estructural. El adhesivo se cura a la vez que estos últimos.
Más específicamente, la invención tiene como objeto desarrollar los conceptos teóricos necesarios y sus procesos de fabricación correspondientes para conseguir un sistema de unión mediante coencolado de uno o varios elementos (largueros), fabricados en materiales compuestos y en estado fresco, y otra pieza base (revestimiento), también de material compuesto pero curado, con múltiples cambios de espesor. Se debe obtener un ajuste preciso de los elementos en fresco, tanto con la superficie de encolado (revestimiento) como con otra superficie superior.
Para ello, el tipo de utillaje empleado es el factor más influyente, siendo éste un utillaje rígido tipo. macho rígido de invar (posteriormente se describirá detalladamente) con bolsa directa que permite obtener una buena precisión dimensional a la vez que una estrecha tolerancia de posicionamiento. Como aclaración del término de "bolsa directa", es de señalar que el concepto de bolsa de vacío directa se refiere a que los elementos que componen la bolsa de vacío (FEP, o sea, flúor-etileno-propileno, aireador tipo AIRWEAVE y plástico de bolsa) están directamente sobre la pieza a curar, sin interponerse ningún tipo de utillaje entre ambos. Esto garantiza una presión de compactación uniforme.
La unión se realiza mediante curado de la capa de adhesivo bajo estrictas condiciones de presión y a la temperatura de polimerización de éste, que debe coincidir con la de la resina de los elementos aún sin curar, ya que ambos procesos químicos se producen simultáneamente en el mismo ciclo de autoclave.
Asimismo, la unión que se realiza está diseñada para resistir los esfuerzos de cortadura aplicados al revestimiento por los largueros, debido a deflexiones de la estructura y fuerzas de desprendimiento aplicadas en los largueros por los revestimientos, así como diferentes tipos de presión interna, como son los de un fluido cuando el cajón de torsión es tanque de combustible.
Antecedentes de la invención
El hecho más destacable de la presente invención es la utilización de un utillaje rígido (sistema de machos rígidos y peines) para realizar la unión encolada, combinado con la aplicación de presión de autoclave a través de un esquema de bolsa de vacío directamente en contacto con los elementos a pegar y curar.
Para realizar la unión de elementos en fresco a un revestimiento precurado, que deben ajustar en el extremo no pegado a otra superficie compleja, inicialmente se desarrolló un sistema de fabricación con un utillaje flexible, empleando la técnica de "machos inflables". Estos machos se fabricaban con material elastomérico rigidizado según necesidades con fibra de carbono.
El alto coste y baja fiabilidad de este utillaje motivó el desarrollo de un sistema de utillaje rígido que resolvía estos problemas: es el sistema de coencolado con machos rígidos.
Durante la fase de desarrollo del utillaje tipo macho rígido, se realizaron ensayos con útiles de distintas configuraciones:
\bullet
De material acero se probaron distintas configuraciones, desechándose por los problemas de los gradientes térmicos generados, lo cual producía deformaciones en la pieza hasta el punto de no alcanzarse la calidad requerida.
\bullet
De material invar han sido probadas dos soluciones constructivas:
- Machos rígidos construidos a base de chapas soldadas que posteriormente se han mecanizado. Esta solución da el menor peso pero su construcción es extremadamente compleja, sufriendo varias deformaciones y enderezados durante su fabricación.
Existe también la posibilidad de dejar poco espesor de pared tras el mecanizado con el consiguiente peligro de colapso del útil en autoclave. El peso resultante no permite su manejo a mano.
- Machos rígidos construidos a partir de un palastro de espesor suficiente, aligerado mediante mecanizado y posteriormente tapado con una chapa soldada.
El material aligerado es de 25 kg frente a un peso de macho rígido macizo del orden de 150 kg. Este aligeramiento no está justificado por temas de manipulación, ya que alarga enormemente el ciclo de fabricación del útil y su manejo debe seguir siendo realizado con medios auxiliares.
Paralelamente al empleo de diferentes materiales y configuraciones de los machos rígidos, otro aspecto fundamental en la utilización de este tipo de utillaje rígido en forma de cuchilla es la distancia que puede quedar desde el filo del macho rígido hasta el radio del pie del larguero. Se ensayaron las siguientes configuraciones:
- El macho rígido se prolonga hasta 2 mm en el interior del radio.
- El macho rígido queda 2 mm por encima del radio.
- El macho rígido se extiende hasta la mitad del radio.
Se concluye que el macho rígido debe terminar por encima del radio del pie, ya que esta configuración es la que produce mejores resultados dimensionales y de calidad, y además facilita el desmoldeo.
Estudios posteriores condujeron a la optimización de la distancia a la que debía quedar el macho rígido del radio del pie del larguero, llegando a la conclusión de que la distancia más adecuada era 3 mm desde el filo del macho rígido hasta la salida del radio del pie del larguero.
De los resultados obtenidos se concluye que los machos rígidos deben ser de invar macizos porque su construcción se simplifica mucho, ganando además en tolerancia dimensional. Además, su manejo se realizaría en cualquier caso con medios auxiliares y no manualmente, sea cual sea su configuración.
En cuanto a uniones encoladas, empleando otro tipo de utillaje, los antecedentes más cercanos de la solicitante son los referentes a:
1.
Unión de rigidizadores de largueros del cajón de torsión del estabilizador horizontal del avión A330-340 (actualmente en fase de producción).
2.
Unión de rigidizadores longitudinales de los revestimientos del cajón de torsión del ala del avión CASA 3000 (en fase de prototipo).
3.
Unión de larguerillos a revestimientos del cajón de torsión del ensayo FB.5-1 del programa de desarrollo tecnológico de grandes superficies sustentadoras (G.S.S.), para ser aplicado al estabilizador horizontal del A3XX.
De los resultados de las anteriores experiencias, así como de otros estudios y ensayos de fabricabilidad al respecto, se deduce que la aplicación del procedimiento de la presente invención es factible y fiable para su utilización en piezas de estructuras resistentes altamente exigidas y con estrictos requisitos de calidad, con geometrías complejas y tolerancias dimensionales estrictas.
Campo de aplicación de la invención
Esta invención es aplicable a la fabricación de estructuras de materiales compuestos en las que existe un elemento precurado (revestimiento) y otros en estado fresco (largueros) que se curan a la vez que se encolan al elemento precurado.
Estructuras en las que puede tener aplicación esta tecnología podrían ser:
\bullet
Estructuras y mandos de aviones, tales como estructuras sustentadoras, superficies móviles sustentadoras, fuselajes.
\bullet
Naves espaciales.
\bullet
Vehículos marinos y terrestres.
\bullet
Maquinaria y equipo de carácter industrial.
Las diferentes etapas de fabricación que componen el proceso completo son:
\bullet Fabricación del revestimiento
-
Encintado sobre útil con curvatura.
-
Colocación de bolsa de vacío sobre laminado.
-
Curado en autoclave.
-
No hay operación de desmoldeo ni inspección no destructiva.
\bullet Fabricación de largueros en "J"
-
Encintado plano.
-
Corte 2D en fresco de patrones.
-
Montaje de patrones hasta la configuración final de telas del larguero.
-
Primer ciclo de conformado en caliente, obteniéndose dos mitades de larguero con forma de "L".
-
Volteo de una mitad sobre otra.
-
Segundo ciclo de conformado en caliente, obteniéndose el larguero con forma de "J" definitiva.
-
Corte 3D en fresco de las creces del larguero, así como otro tipo de cortes para obtener el larguero en su dimensión final tras el ciclo de curado.
\bullet Fabricación bolsa de vacío
-
Desarrollo plano aproximado de la configuración final de la bolsa.
-
Trazado de la bolsa en máquina plana de control numérico o manualmente con plantillas o malar. Se traza la posición de los largueros y pinzas en radios.
-
Elaboración y fijación manual de pinzas.
\bullet Fabricación estructura final: coencolado
-
Montaje de largueros sobre machos rígidos de invar en mesas auxiliares de premontaje. Cada mesa con dos machos rígidos para poder trabajar de forma ergonómica.
-
Colocación de todos los elementos posibles de la bolsa de vacío final sobre los largueros en las mesas de premontaje. Asimismo, se realiza una compactación para asegurar el ajuste sobre el revestimiento. Para ello, las mesas de premontaje disponen de una superficie que simula perfectamente la superficie del revestimiento.
-
Transferencia de machos rígidos+peines+largueros a su posición definitiva sobre el revestimiento.
-
Colocación del resto de elementos de la bolsa de vacío.
-
Montaje de la bolsa de vacío prefabricada y chequeada.
-
Ajuste final de la bolsa de vacío con el conjunto en posición vertical, para el caso de grandes superficies con difícil acceso a determinadas zonas.
-
Ciclo de curado en autoclave.
-
Desmoldeo.
-
Inspección no destructiva del revestimiento.
-
Recanteo (sólo del revestimiento porque el sistema de machos rígidos permite obtener los largueros a su geometría definitiva).
-
Inspección no destructiva de largueros.
-
Imprimación y pintura.
\bullet Materiales
Los materiales de aplicación serán materiales compuestos donde las fibras y resina pueden ser:
Fibras
-
Fibra de carbono.
-
Fibra de vidrio.
-
Fibra cerámica.
-
Fibra de aramida.
-
Fibra de boro.
Resinas
-
Resina epoxi.
-
Resina termoplástica.
-
Otras resinas termoestables.
Sumario de la invención
Es objeto de la invención un procedimiento de fabricación de estructuras de material compuesto en el que se unen diferentes elementos en fresco (largueros) a un elemento precurado (revestimiento), de manera que la unión tenga requisitos estructurales.
El pegado y curado de largueros se consigue mediante conformado previo y curado final en autoclave con bolsa de vacío directa.
Los elementos en fresco son de sección en "J".
El fundamento del sistema de fabricación es el optimizado diseño de útiles de conformado (de aluminio y madera mejorada con sistema de vacío integrado para el volteo) y sobre todo de curado en autoclave: machos rígidos, fabricados en invar (para evitar deformaciones debido a dilataciones térmicas), así como la automatización de todos los procesos.
El procedimiento es aplicable a cualquier estructura base que requiera ser rigidizada con elementos de una geometría muy precisa.
Las técnicas de encintado pueden ser indistintamente manuales o automáticas, si bien el sistema automatizado de encintado optimiza considerablemente el proceso.
En una realización específica, la invención ha creado un procedimiento de fabricación de piezas precuradas en material compuesto con largueros de sección en "J" aplicados en estado fresco, en el que se unen estructuralmente al menos dos piezas fabricadas en materiales compuestos, de las que una primera pieza, denominada pieza base o revestimiento, está en estado curado y una/as segunda/as pieza/as, denominadas largueros, se encuentran en estado fresco, y en el que la unión de ambas piezas se efectúa mediante una capa de adhesivo estructural de tal manera que la segunda pieza quede compactada contra la primera, con adecuada reticulación de la resina de su material compuesto, y adherida tan fuertemente a la piel de la primera pieza que garantice la adecuada resistencia de la capa de adhesivo. Este procedimiento se caracteriza por los pasos siguientes: laminar capas superpuestas de material compuesto en estado preimpregnado de modo que la orientación de la fibra se adapte a los requisitos estructurales de la pieza que se desea obtener, produciéndose a partir de los laminados resultantes, por un lado, la pieza base y, por otro lado, un conjunto de empilados básicos destinados a formar la segunda pieza; curar la pieza base en autoclave; cortar el laminado plano con diferentes zonas de espesor del que se obtienen las segundas piezas; montar paquetes a partir de los patrones obtenidos en el corte anterior; realizar un conformado en caliente en dos ciclos, por aplicación de calor y vacío, de las configuraciones anteriormente obtenidas en plano para obtener una preforma con sección en "J"; realizar el montaje de las preformas sobre los útiles de curar, en mesas auxiliares de premontaje que facilitan la tarea; posicionar con precisión todo el utillaje (machos rígidos+peines) y las piezas con sección en "J" sobre la pieza base precurada; montar una bolsa de vacío previamente fabricada y chequeada; voltear la pieza y el útil hasta una posición vertical cuando las piezas son de grandes superficies y difícil acceso, haciéndose en esta posición el ajuste fino de la bolsa de vacío; y realizar ciclo de autoclave para el curado.
Según la invención, se unen una pieza base y una o más segundas piezas para obtener una pieza precurada terminada. Los elementos a encolar en estado fresco se obtienen a partir de laminados planos de espesores variables por zonas, que posteriormente se cortan y apilan en paquetes hasta la configuración final de la pieza, apilándose paquetes de como mínimo dos telas y no colocándose en ningún caso tela a tela.
Asimismo, los elementos a encolar en estado fresco se conforman en caliente para obtener preformas con la geometría final, de manera que puedan montarse fácilmente sobre los útiles de curar (machos rígidos). Los útiles de conformado en caliente son de aluminio con madera mejorada por su parte superior en contacto con la fibra para evitar pérdidas por transferencia de calor, así como de su sistema de vacío integrado para la operación de volteo de dichos útiles.
Por otra parte, los útiles de curar son de sección de forma general de trapecio rectángulo de modo que aseguren la calidad geométrica de la pieza, permitiendo el ajuste de los largueros por su cara superior con otra pieza del tipo de la pieza base. Estos útiles de curar son fabricados en invar para evitar las deformaciones originadas por las dilataciones térmicas durante el ciclo de autoclave.
Además, entre el filo del macho rígido y el radio del pie del larguero hay una distancia de 3 mm que garantiza la calidad geométrica de la pieza así como el desmoldeo, y el curado en autoclave se lleva a cabo a una presión de 585 kPa a 896 kPa y a una temperatura de hasta 190°C en función del material compuesto empleado, con un gradiente de calentamiento de 0,5 a 2°C/min.
Utilizando el procedimiento de la invención, se obtienen piezas aplicables en estructuras y mandos de vehículos aeroespaciales, marinos y terrestres, así como en maquinaria y equipos industriales. En particular, la pieza base (revestimiento) consiste en la piel de un ala de avión, un estabilizador o cualquier otro elemento que necesite ser rigidizado para el cumplimiento de su función estructural.
Según la invención, las piezas en estado fresco son de sección transversal en "J" y presentan espesores entre 1 y 6 mm, en tanto que la pieza base presenta una longitud de hasta 7 m, con forma en delta.
La bolsa de vacío empleada en el procedimiento de la invención es de grandes dimensiones y por ello se traza en máquina de control numérico y se elabora previamente a su colocación.
El material compuesto utilizado en el procedimiento de la invención consiste en fibras y resinas seleccionadas entre fibra de vidrio, fibra de carbono, fibra de aramida, fibra de boro, resina epoxi, resina termoplástica y otras resinas termoestables.
Breve descripción de los dibujos
Las anteriores y otras características y ventajas de la invención se desprenderán con más detalle de la descripción siguiente con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:
La figura 1 es una vista en perspectiva de una estructura de material compuesto obtenida con el procedimiento de la invención,
La figura 2 es una vista en perspectiva de un macho rígido de invar utilizado en el procedimiento de la invención,
La figura 3 es una sección transversal típica de un macho rígido de invar como el de la figura 2,
La figura 4 muestra el macho rígido de la figura 2 y un larguero en "J", sujeto al mismo, encerrados dentro de una bolsa de vacío directa,
La figura 5 muestra un larguero en "J" sujeto a un macho rígido de invar como el de la figura 2,
La figura 6 muestra pasos sucesivos en la fabricación de la preforma de un larguero en "J" conforme al procedimiento de la invención,
La figura 7a-c muestra detalles en sección de los dos útiles de conformado en caliente utilizados en el proceso de fabricación ilustrado en la figura 6,
La figura 8a-b ilustra dos modos de fijación de un macho rígido de invar a un peine de soporte, y
La figura 9 muestra esquemáticamente la posición relativa de los diversos elementos necesarios para la puesta en práctica del procedimiento de la invención.
Descripción detallada de la invención
El procedimiento de fabricación desarrollado por la invención, aplicable a materiales compuestos, va asociado a un conjunto de distintos procesos previos que permiten la realización del coencolado de una manera optimizada.
La base fundamental sobre la que se apoya el éxito del proceso radica en el utillaje utilizado. El proceso y sistema de utillaje rígido, machos rígidos 1, ha sido desarrollado específicamente para geometrías muy peculiares en las que largueros 2 con sección en "J" deben ser encolados a un revestimiento 3 con multitud de cambios de espesor, y donde debe existir un buen ajuste de los largueros con otra superficie por la cara superior de éstos.
Por el hecho de que los largueros 2 deben mantener una altura determinada con una estrecha tolerancia, los machos rígidos 1 deben estar totalmente fijos durante el ciclo de curado, sin posibilidad de ejercer presión de compactación contra el pie del larguero, lo cual dificulta aún más el proceso.
Fabricación del revestimiento
Se fabrica la piel base mediante encintado automático (ATL; automatic tape laying), si bien también se puede realizar colocando la cinta manualmente, empleando para ello, en ambos casos, cinta unidireccional con un ancho de banda de 150 mm. Se emplea un ancho relativamente pequeño para poder laminar superficies de curvatura considerable y con grandes diferencias de espesor en zonas locales, por la aplicación local de cargas de la estructura en su vida de servicio.
Para evitar los problemas de la diferente expansión térmica entre el útil 4 y el material empleado (cinta de fibra de carbono), se emplea un útil de invar, material que presenta una estabilidad térmica muy similar a los laminados de fibra de carbono.
El ciclo de curado se realiza a alta presión (896 kPa), para garantizar la no aparición de porosidad en el interior del elemento. Sin desmoldear el revestimiento 3 del útil 4, se procede a la operación de coencolado de los largueros 2, una vez obtenida la preforma de éstos.
Fabricación de largueros en "J"
Los largueros 2 en "J" se fabrican empleando la técnica de "paquetes", para automatizar al máximo su fabricación.
Para evitar tener que colocar las telas una a una, se encinta automáticamente un laminado plano, con las orientaciones adecuadas y con diferentes espesores que varían desde 0,5 mm (2 capas de cinta de fibra de carbono) hasta 1,75 mm (7 capas de cinta de fibra de carbono). El encintado en plano se hace con cinta unidireccional de un ancho de 300 mm, para acortar los tiempos de máquina (o de encintado manual en su defecto).
Este laminado se lleva a la máquina de corte de panex 2D (corte en fresco), donde se obtienen los patrones que formarán parte de cada larguero 2 (el término "panex" se aplica a un empilado en fresco - sin curar - de cinta y/o tejido de fibra de carbono). Antes de realizar el conformado en caliente, se procede al montaje de paquetes, hasta conseguir la secuencia de telas requerida. De los patrones que se montan, unos son completos a toda la pieza y otros son refuerzos locales en determinadas zonas.
La obtención de la preforma del larguero 2 en "J" requiere de dos ciclos de conformado en caliente, los cuales se muestran en las figuras 6 y 7.
En el primer ciclo se dobla el pie 5,5' de cada una de las mitades del larguero 2, obteniéndose dos "L". Se realiza el volteo del útil 6 sobre el útil 6', sujetándose el laminado en el útil gracias al sistema de vacío integrado del útil. Se coloca en el pie del larguero una tira de remate 7 de fibra de carbono (2 capas) y otra de adhesivo 8, sin quitar el papel soporte, para evitar que se quede adherido posteriormente el larguero en las mesas de premontaje, como veremos.
El hueco central que queda en el pie entre las dos mitades del larguero, se rellena con una pieza 9 de fibra de carbono (rowing) con sección en forma triangular, con orientaciones a (+/-), cortada en máquina de control numérico.
En la figuras 6 y 7 se advierten también un pisa 10, un pasador 27 de sujeción del mismo, una lámina FEP 11, dos cintas adhesivas 12 y dos angulares de adhesivo 13, 13'.
En el segundo ciclo se obtiene la "J" definitiva doblando el extremo (cabeza) del larguero 2 alejado de su pie 5,5'.
Las fases a) y b) ilustradas en la figura 7 corresponden al primer ciclo descrito, y la fase c) de la figura 7 corresponde al segundo ciclo citado.
Los útiles 6,6' son de aluminio y madera mejorada en contacto con los laminados, para minimizar la transferencia de calor del laminado al útil. Durante el conformado, la aplicación de vacío debe ser muy lenta (10mmHg/min), para permitir el deslizamiento de unas telas sobre otras y evitar la aparición de arrugas en los radios de giro. El vacío se aplica cuando el laminado ya está a la temperatura adecuada (entre 45 y 60°C).
Para evitar la operación de recanteado de los largueros 2 una vez unidos al revestimiento 3, lo cual es complicado por la geometría final, se cortan las creces longitudinales y las creces de la cabeza en fresco, así como cualquier taladro o hueco en el alma del larguero, en máquina de control numérico de 5 ejes en 3D. Después de esta operación, el larguero tiene su dimensión a neto.
Bolsa de vacío
Para grandes y complejos desarrollos de bolsa de vacío 14 (figura 4), se ha desarrollado un sistema de prefabricación de bolsas que comprende los siguientes pasos:
\bullet
Desarrollo plano aproximado de la configuración final de la bolsa.
\bullet
Trazado de la bolsa en máquina 2D de control numérico o con plantillas o mylar. Se traza la posición de los largueros y pinzas en radios.
\bullet
Elaboración manual de pinzas.
\bullet
Chequeo de la bolsa de vacío, cerrándola sobre sí misma.
\bullet
Almacenaje, protegiendo adecuadamente el plástico hasta su utilización.
Para grandes superficies, se emplea un sistema de volteo para el montaje de la bolsa de vacío, llevando el útil 4 a una posición vertical que permita ganar acceso a las zonas interiores del mismo. Durante el proceso de coencolado es imprescindible tener acceso a toda la superficie de forma ergonómica con el fin de realizar un exhaustivo ajuste e inspección visual de la compleja bolsa de vacío que se emplea, previo al ciclo de autoclave. De este ajuste entre bolsa-útil o bolsa-pieza depende tanto la fiabilidad de la misma como la buena geometría de la pieza. Para ello, se eleva horizontalmente todo el conjunto pieza-útil, hasta una posición que permita posteriormente realizar el giro a la posición vertical.
La estructura de la bolsa 14 está constituida por una cinta 15 de doble cara, un separador 11 (que no se muestra en la figura 4 y que corresponde a la lámina FEP 11 antes citada), un aireador 16 tipo AIRWEAVE y una película exterior 17 de plástico, por ejemplo nylon.
Las siglas TIP contenidas en la figura 4 quieren decir TÍPICO, aplicado a una cota.
Proceso de coencolado
Para realizar el proceso de coencolado se dispone del siguiente utillaje básico:
\bullet
Machos rígidos
\bullet
Peines
\bullet
Mesas de premontaje
Machos rígidos
Son la parte principal del utillaje y de su ajuste y posicionamiento depende la calidad dimensional de la pieza coencolada.
Son los elementos de apoyo y posicionamiento de los largueros 2 durante el ciclo de curado y que sirven a su vez para posicionar con precisión cada uno de ellos. Una sección típica de un macho rígido 1 es la esquematizada en la figura 5.
El escalón 18 que presenta en la parte superior está diseñado para hacer de tope de la cabeza 19 del larguero 2, si bien se deja una holgura de 1 mm para permitir el rebose de la resina durante el ciclo de curado.
En su parte inferior el perfil del macho rígido 1 acaba en una arista viva 20 por diferentes motivos:
\bullet
Permitir el acoplamiento perfecto de la bolsa de vacío 14 sin dejar que quede ningún puenteo de la misma, lo cual produciría la rotura de la bolsa o, en su defecto, la deformación del larguero 2 en esa zona.
\bullet
Evitar reboses de resina en esa zona, lo cual dificultaría enormemente el desmoldeo a la vez de producir deformaciones en el radio del pie 5,5' del larguero 2.
La arista 20 termina 3 mm por encima de la salida del radio del pie 5,5' para permitir la operación de desmoldeo.
La arista 20 del macho rígido 1 sigue fielmente la geometría del revestimiento 3, con subidas y bajadas debido a los cambios de espesor.
Con este diseño de útil, el pie 5,5' del larguero 2 (zona a encolar) se ve sometido a la presión directa del autoclave a través de la bolsa de vacío 14.
Aquellas zonas del macho rígido 1 donde no hay larguero 2 están cubiertas por unos elementos metálicos 28 (rellenos) que simulan el espesor y el pie 5,5' del larguero 2, para de este modo evitar que la bolsa de vacío 14 se cuele por la ranura inferior que quedaría, con el consiguiente riesgo de rotura de la misma.
Como ya se ha comentado anteriormente, los machos rígidos 1 están fabricados en invar, para evitar deformaciones del larguero 2 durante el ciclo de curado como consecuencia de la diferencia de expansión térmica entre larguero y macho rígido.
En los extremos longitudinales de los machos rígidos 1, justo en el final del larguero 2, se realizan ranuras 21 para insertar retenedores 29 de airpad o teflón, fácilmente desmontables durante el desmoldeo y que permiten retener los excesos de resina de los largueros 2 durante el ciclo de autoclave.
Peines
Son los elementos de apoyo de los machos rígidos 1. Algunos van sobre el útil 4 del revestimiento 3 y otros van sobre el propio revestimiento curado 3, simplemente apoyados. Su misión es asegurar la precisión en altura y verticalidad de los machos rígidos, a la vez de garantizar su alineación longitudinal. Un esquema típico de un peine 22 es el representado en las figuras 8a-b, de las que la figura 8a ilustra la fijación de machos rígidos a peines en la sección del encastre del ala al fuselaje, en tanto que la figura 8b muestra la fijación de machos rígidos a peines intermedios y de punta de ala.
Los huecos entre macho rígido 1, peine 22 y revestimiento 3 deben evitarse con el fin de minimizar los riesgos de rotura de la bolsa 14. Este punto es de suma importancia en el diseño de los útiles definitivos de coencolado.
Las superficies de apoyo vertical de los machos rígidos 1 han sido dotadas de una plaquita cementada de 2 mm de espesor para evitar su desgaste. Sobre ellas se sitúan unas calas 23 con dos funciones:
\bullet
Dar al macho rígido 1 la altura correcta.
\bullet
Posibilitar la operación de desmoldeo. Para ello, con el macho rígido 1 sujeto, se retiran las calas 23, se realiza un movimiento del macho rígido hacia el revestimiento 3 de 2 mm de recorrido, se desplaza lateralmente para librar la cabeza 19 de la "J" del larguero 2 y finalmente se eleva para transportarlo al carro de almacenaje correspondiente.
La sujeción de los machos rígidos 1 a los peines 22 se realiza mediante tornillos 24 y fijas 25, así como con el empleo de cintas 26.
En la figura 2 se ilustra la cooperación entre el macho rígido 1 y los peines 22 para sostener el larguero 2. En esta figura se ha designado con 30 la zona de montaje del peine en la punta del ala, con 31 la zona de montaje de los rellenos 28, con 32 la zona de montaje del peine en el encastre del ala al fuselaje y con 33 la zona de alojamiento del larguero.
En la figura 9 se ofrece un detalle de la posición relativa entre macho rígido 1, peine 22, relleno 28, cala 23, retenedor 29 y larguero 2, ilustrando la parte rayada una sección típica del macho rígido 1.
Mesas de premontaje
Para realizar el montaje de los largueros 2 sobre el revestimiento 3, se dispone de mesas de premontaje auxiliares donde la superficie de las mismas reproduce la superficie teórica del revestimiento. Cada una de estas mesas acoge a dos largueros con sus respectivos machos rígidos 1 y peines 22. Esto permite trabajar de forma ergonómica.
Se montan los peines 22 sobre la mesa de premontaje, se colocan los machos rígidos 1 en los peines y posteriormente se sitúa el larguero en el macho rígido, donde sufre una compactación. El pie 5,5' del larguero lleva la tira de adhesivo con el papel soporte adherido, para evitar que se pegue en la mesa. Finalmente se transporta el conjunto al revestimiento 3 donde se posiciona de forma precisa.
Una vez posicionado todo el utillaje y los largueros 2 sobre el revestimiento 3, se completa el esquema de bolsa de vacío 14 realizando un chequeo visual de que es perfectamente estanca.
En el caso de grandes superficies, el ajuste final de la bolsa 14 se hará con el útil y la pieza en posición vertical.
Una vez realizada la bolsa de vacío, se introduce en el autoclave para el curado y pegado de los largueros 2 al revestimiento 3.
Las operaciones siguientes son las que a continuación se enumeran de manera sucinta:
\bullet
Desmoldeo: Tal como se ha explicado anteriormente.
\bullet
Inspección ultrasónica automática del revestimiento 3.
\bullet
Recanteado en máquina de control numérico de 5 ejes.
\bullet
Inspección ultrasónica automática y manual de los largueros 2 y zonas recanteadas.
\bullet
Imprimación y pintura.
En lo que antecede se han destacado las características esenciales de la invención, si bien, como se comprenderá, sería posible efectuar modificaciones en ciertos detalles del procedimiento de fabricación y del utillaje desarrollados por el solicitante. Por este motivo, se pretende que el alcance de la invención quede limitado únicamente por el contenido de las reivindicaciones adjuntas.

Claims (15)

1. Procedimiento de fabricación de piezas precuradas en material compuesto con largueros de sección en "J" aplicados en estado fresco, en el que se unen estructuralmente al menos dos piezas fabricadas en materiales compuestos, de las que una primera pieza, denominada pieza base o revestimiento (3), está en estado curado y una/as segunda/as pieza/as, denominadas largueros (2), se encuentran en estado fresco, y en el que la unión de ambas piezas se efectúa mediante una capa de adhesivo estructural de tal manera que la segunda pieza quede compactada contra la primera, con adecuada reticulación de la resina de su material compuesto, y adherida tan fuertemente a la piel de la primera pieza que garantice la adecuada resistencia de la capa de adhesivo, caracterizado porque comprende los pasos siguientes:
laminar capas superpuestas de material compuesto en estado preimpregnado de modo que la orientación de la fibra se adapte a los requisitos estructurales de la pieza que se desea obtener, produciéndose a partir de los laminados resultantes, por un lado, la pieza base y, por otro lado, un conjunto de empilados básicos destinados a formar la segunda pieza;
curar la pieza base en autoclave;
cortar el laminado plano con diferentes zonas de espesor del que se obtienen las segundas piezas;
montar paquetes a partir de los patrones obtenidos en el corte anterior;
realizar un conformado en caliente en dos ciclos, por aplicación de calor y vacío, de las configuraciones anteriormente obtenidas en plano para obtener una preforma con sección en "J";
realizar el montaje de las preformas sobre los útiles de curar, en mesas auxiliares de premontaje que facilitan la tarea;
posicionar con precisión todo el utillaje (machos rígidos 1+peines 22) y las piezas con sección en "J" sobre la pieza base precurada;
montar una bolsa de vacío (14) previamente fabricada y chequeada;
voltear la pieza y el útil hasta una posición vertical cuando las piezas son de grandes superficies y difícil acceso, haciendo en esta posición el ajuste fino de la bolsa de vacío; y
realizar ciclo de autoclave para el curado.
2. Procedimiento según la reivindicación 1, caracterizado porque se unen una pieza base y una o más segundas piezas para obtener una pieza precurada terminada.
3. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque los elementos a encolar en estado fresco se obtienen a partir de laminados planos de espesores variables por zonas, que posteriormente se cortan y apilan en paquetes hasta la configuración final de la pieza, apilándose paquetes de como mínimo dos telas y no colocándose en ningún caso tela a tela.
4. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque los elementos a encolar en estado fresco se conforman en caliente para obtener preformas con la geometría final, de manera que puedan montarse fácilmente sobre los útiles de curar (machos rígidos 1).
5. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque los útiles de conformado en caliente son de aluminio con madera mejorada por su parte superior en contacto con la fibra para evitar pérdidas por transferencia de calor, así como de su sistema de vacío integrado para la operación de volteo de dichos útiles.
6. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque los útiles de curar (1) son de sección de forma general de trapecio rectángulo de modo que aseguren la calidad geométrica de la pieza, permitiendo el ajuste de los largueros (2) por su cara superior con otra pieza del tipo de la pieza base.
7. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque los útiles de curar (1) son fabricados en invar para evitar las deformaciones originadas por las dilataciones térmicas durante el ciclo de autoclave.
8. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque entre el filo (20) del macho rígido (1) y el radio del pie del larguero (2) hay una distancia de 3 mm que garantiza la calidad geométrica de la pieza así como el desmoldeo.
9. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el curado en autoclave se lleva a cabo a una presión de 586 kPa a 896 kPa y a una temperatura de hasta 190°C en función del material compuesto empleado, con un gradiente de calentamiento de 0,5 a 2°C/min.
10. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque se obtienen piezas aplicables en estructuras y mandos de vehículos aeroespaciales, marinos y terrestres, así como en maquinaria y equipos industriales.
11. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque la pieza base (revestimiento 3) consiste en la piel de un ala de avión, un estabilizador o cualquier otro elemento que necesite ser rigidizado para el cumplimiento de su función estructural.
12. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque las piezas en estado fresco son de sección transversal en "J".
13. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque las piezas en estado fresco presentan espesores entre 1 y 6 mm, y la pieza base presenta una longitud de hasta 7 m, con forma en delta.
14. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque la bolsa de vacío (14) es de grandes dimensiones y por ello se traza en máquina de control numérico y elabora previamente a su colocación.
15. Procedimiento según cualquiera de las reivindicaciones precedentes, caracterizado porque el material compuesto consiste en fibras y resinas seleccionadas entre fibra de vidrio, fibra de carbono, fibra de aramida, fibra de boro, resina epoxi, resina termoplástica y otras resinas termoestables.
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US10/074,269 US6735866B2 (en) 2001-02-13 2002-02-12 Method for manufacturing elements of composite materials by the co-bonding technique
DE60239773T DE60239773D1 (de) 2001-02-13 2002-02-13 Verfahren zur Herstellung von Elementen aus Verbundmaterial durch Co-Bonding Technik
EP02380034A EP1231046B1 (en) 2001-02-13 2002-02-13 Method for manufacturing elements of composite materials by the cobonding technique
AT02380034T ATE506172T1 (de) 2001-02-13 2002-02-13 Verfahren zur herstellung von elementen aus verbundmaterial durch co-bonding technik

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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008132251A1 (es) * 2007-04-30 2008-11-06 Airbus España, S.L. Cajón de torsión multilarguero integrado de material compuesto
WO2011157871A1 (es) * 2010-06-18 2011-12-22 Airbus Operations, S.L. Método de fabricación de larguerillos con forma de "t" para un avión y herramienta de curado usada en el mismo
WO2012032208A1 (es) * 2010-09-08 2012-03-15 Airbus Operations, S.L. Método de fabricación de larguerillos con forma de "t" que reduce el efecto de sombrero mexicano y herramienta de curado usada en el mismo
ES2400129R1 (es) * 2011-05-30 2013-08-12 Airbus Operations Sl METODO DE FABRICACION DE LARGUERILLOS CON FORMA DE "T" CON UN ANGULO DIFERENTE DE 90º ENTRE EL ALMA Y EL PIE
ES2570584A1 (es) * 2014-11-18 2016-05-19 Deutsches Zentrum Für Luft- Und Raumfahrt E V Procedimiento e instalación para la fabricación automatizada de una estructura de vacío

Families Citing this family (73)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6510601B1 (en) * 2000-03-20 2003-01-28 The Boeing Company Invar forming method for making tooling
US6956084B2 (en) 2001-10-04 2005-10-18 Bridgestone Corporation Nano-particle preparation and applications
US6609879B2 (en) * 2001-11-14 2003-08-26 General Electric Company Method and apparatus for vacuum bagging a component having a partial flange
US7249943B2 (en) * 2003-08-01 2007-07-31 Alliant Techsystems Inc. Apparatus for forming composite stiffeners and reinforcing structures
EP1543941B1 (en) * 2003-12-16 2006-06-28 Airbus Espana, S.L. Process and tooling for reducing thermally induced residual stresses and shape distortions in monolithic composite structures
ES2246675B1 (es) * 2003-12-30 2007-05-01 Airbus España S.L. Metodo y aparato para la formacion de una bolsa de vacio en la fabricacion de estructuras de material compuesto de gran superficie.
US7205370B2 (en) 2004-01-12 2007-04-17 Bridgestone Corporation Polymeric nano-particles of flower-like structure and applications
US7718737B2 (en) 2004-03-02 2010-05-18 Bridgestone Corporation Rubber composition containing functionalized polymer nanoparticles
US8063142B2 (en) 2004-03-02 2011-11-22 Bridgestone Corporation Method of making nano-particles of selected size distribution
US20050282956A1 (en) 2004-06-21 2005-12-22 Xiaorong Wang Reversible polymer/metal nano-composites and method for manufacturing same
US7998554B2 (en) 2004-07-06 2011-08-16 Bridgestone Corporation Hydrophobic surfaces with nanoparticles
ES2276569B1 (es) * 2004-12-30 2008-06-16 Airbus España S.L. Util hibrido para el curado de piezas de material compuesto.
US7659342B2 (en) 2005-02-03 2010-02-09 Bridgestone Corporation Polymer nano-particle with polar core and method for manufacturing same
ATE493253T1 (de) * 2005-03-30 2011-01-15 Eads Constr Aeronauticas Sa Verfahren zur herstellung einer monolithischen lüfterhaube
US20060266472A1 (en) * 2005-05-06 2006-11-30 Kipp Michael D Vacuum bagging methods and systems
DE102005057907B4 (de) * 2005-12-02 2012-03-22 Eurocopter Deutschland Gmbh Luftfahrzeug-Druckkabinentür aus Faserverbundwerkstoff
US9061900B2 (en) 2005-12-16 2015-06-23 Bridgestone Corporation Combined use of liquid polymer and polymeric nanoparticles for rubber applications
US7884160B2 (en) 2005-12-19 2011-02-08 Bridgestone Corporation Non-spherical nanoparticles made from living triblock polymer chains
US8288473B2 (en) 2005-12-19 2012-10-16 Bridgestone Corporation Disk-like nanoparticles
US8877250B2 (en) 2005-12-20 2014-11-04 Bridgestone Corporation Hollow nano-particles and method thereof
US8697775B2 (en) 2005-12-20 2014-04-15 Bridgestone Corporation Vulcanizable nanoparticles having a core with a high glass transition temperature
CA2635365C (en) * 2005-12-29 2014-01-28 Airbus Espana, S.L. Process and tools for manufacturing composite ring frames
DE102006005252B4 (de) * 2006-02-02 2010-10-28 Thyssenkrupp Vdm Gmbh Formbauteil aus einer Eisen-Nickel-Kobalt-Legierung
US20080008836A1 (en) * 2006-05-01 2008-01-10 Kipp Michael D Method for extending the useful life of mold type tooling
US7935184B2 (en) 2006-06-19 2011-05-03 Bridgestone Corporation Method of preparing imidazolium surfactants
GB0614087D0 (en) 2006-07-14 2006-08-23 Airbus Uk Ltd Composite manufacturing method
CN101516779B (zh) 2006-07-28 2016-05-04 株式会社普利司通 具有界面区域的聚合物核-壳纳米颗粒
WO2008012378A1 (es) * 2006-07-28 2008-01-31 Airbus España, S.L. Procedimiento para la fabricacion de piezas de materiales compuestos con dos ciclos de curado
US20080106007A1 (en) * 2006-10-17 2008-05-08 Kipp Michael D Resin infusion process utilizing a reusable vacuum bag
US20080105997A1 (en) * 2006-10-17 2008-05-08 Ridges Michael D Method for enhancing the sealing potential of formable, disposable tooling materials
US7588711B2 (en) * 2006-11-21 2009-09-15 The Boeing Company Method for forming a composite support beam
US20080131716A1 (en) * 2006-12-04 2008-06-05 American Consulting Technology & Research, Inc. Shrinkable film barrier for mandrel tooling members
US7597959B2 (en) 2006-12-19 2009-10-06 Bridgestone Corporation Core-shell fluorescent nanoparticles
US7649049B2 (en) 2006-12-20 2010-01-19 Bridgestone Corporation Rubber composition containing a polymer nanoparticle
EP1946913B1 (en) * 2007-01-22 2011-03-16 Saab Ab Method and apparatus for manufacturing a wing spar profile element
ITTO20070423A1 (it) * 2007-06-14 2008-12-15 Alenia Aeronautica Spa Procedimento ed attrezzatura di polimerizzazione per la fabbricazione di travi di materiale composito aventi una sezione trasversale a forma di j.
US7829624B2 (en) 2007-06-29 2010-11-09 Bridgestone Corporation One-pot synthesis of nanoparticles and liquid polymer for rubber applications
US7828246B2 (en) * 2007-09-14 2010-11-09 Spectrum Aeronautical, Llc Wing with sectioned tubular members
US8268107B2 (en) 2007-09-21 2012-09-18 The Boeing Company Fly away caul plate
US7754045B2 (en) 2007-11-14 2010-07-13 The Boeing Company Method and tools for fabricating composite beams
US9656450B2 (en) * 2008-01-02 2017-05-23 Tpk Touch Solutions, Inc. Apparatus for laminating substrates
ES2640246T3 (es) 2008-01-31 2017-11-02 Orbital Atk, Inc. Un aparato de colocación de herramienta de aporte de rigidez y el método correspondiente
US8373657B2 (en) 2008-08-15 2013-02-12 Qualcomm Incorporated Enhanced multi-touch detection
DE102008062477B3 (de) 2008-12-16 2010-03-25 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren, System und Formwerkzeug zum Herstellen von Bauteilen aus Faserverbundwerkstoffen
ES2364112B1 (es) * 2008-12-22 2012-07-04 Airbus Operations, S.L. Sistema de posicionamiento, manipulación y desmontaje de útiles para la fabricación de piezas aeronáuticas.
KR101614978B1 (ko) 2008-12-31 2016-04-22 가부시키가이샤 브리지스톤 코어-우선 나노입자 형성 방법, 나노입자 및 조성물
US9062144B2 (en) 2009-04-03 2015-06-23 Bridgestone Corporation Hairy polymeric nanoparticles with first and second shell block polymer arms
US8165702B2 (en) * 2009-05-08 2012-04-24 Accudyne Systems Inc. Article manufacturing process
US8282757B2 (en) 2009-11-10 2012-10-09 Alliant Techsystems Inc. Automated composite annular structure forming
US9662841B2 (en) 2009-11-10 2017-05-30 Orbital Atk, Inc. Radially extending composite structures
US9115222B2 (en) 2009-12-29 2015-08-25 Bridgestone Corporation Well defined, highly crosslinked nanoparticles and method for making same
ES2397727B1 (es) * 2010-10-28 2014-01-17 Airbus Operations, S.L. Retenedores reutilizables para coencolado de larguerillos no curados.
ITTO20110421A1 (it) * 2011-05-12 2012-11-13 Alenia Aeronautica Spa Elemento strutturale con ala avente bordo netto, e suo processo di fabbricazione
DE102011079928A1 (de) * 2011-07-27 2013-01-31 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung zur Herstellung eines Klebebauteils mit Faserverbundkunststoffen sowie Verfahren
DE102011079943A1 (de) * 2011-07-27 2013-01-31 Airbus Operations Gmbh Vorrichtung zur Herstellung eines Klebebauteils mit Faserverbundkunststoffen sowie Verfahren
FR2987779A1 (fr) * 2012-03-12 2013-09-13 Airbus Operations Sas Procede de realisation d'une piece en materiau composite et outillage pour sa mise en oeuvre
US8978536B2 (en) * 2012-04-30 2015-03-17 Future Force Innovation, Inc. Material for providing blast and projectile impact protection
US8758879B2 (en) * 2012-06-24 2014-06-24 The Boeing Company Composite hat stiffener, composite hat-stiffened pressure webs, and methods of making the same
CN102909866A (zh) * 2012-10-24 2013-02-06 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种复合材料加筋壁板长桁轴线成型控制方法
US9797257B2 (en) 2012-12-10 2017-10-24 General Electric Company Attachment of composite article
US9777579B2 (en) 2012-12-10 2017-10-03 General Electric Company Attachment of composite article
CN105014987A (zh) * 2014-04-29 2015-11-04 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种复合材料共固化盒段结构加强肋r角的成型方法
CN104290336A (zh) * 2014-08-14 2015-01-21 航天海鹰(镇江)特种材料有限公司 一种开放式软性工装成型j形梁结构复合材料制件的方法
EP3088171B1 (en) * 2015-04-30 2022-06-29 Airbus Operations, S.L. Manufacturing method of composite structures with curing tools arranged outside the vacuum bag
GB201518284D0 (en) * 2015-10-15 2015-12-02 Composite Technology & Applic Ltd A method of generating a movement profile for a layup procedure
CN105437536B (zh) * 2015-12-11 2017-12-12 昌河飞机工业（集团）有限责任公司 一种带加强筋的复合材料壁板成形工装
US10525683B2 (en) * 2016-11-08 2020-01-07 The Boeing Company Heated double diaphragm tool for decorative laminate application
CN109624355A (zh) * 2018-12-10 2019-04-16 西安航空职业技术学院 高性能vari工艺成型复合材料的出胶结构及方法
IT202000027287A1 (it) * 2020-11-13 2022-05-13 Leonardo Spa Metodo e attrezzatura per l'integrazione di longheroni continui aventi sezione a j in pannelli allungati di materiale composito
CN113459540B (zh) * 2021-06-25 2022-05-10 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种细长带闭角的零件成型装置及成型方法
CN114013066B (zh) * 2021-11-19 2024-07-12 浙江美洲豹特种设备有限公司 一种立式热压罐
GB2615755A (en) * 2022-02-15 2023-08-23 Airbus Operations Ltd Fuel tank stringer with flow passage
CN115303443B (zh) * 2022-09-27 2024-08-02 湖北三江航天万峰科技发展有限公司 一种舱体复合成型工艺

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2440831A1 (fr) * 1978-11-07 1980-06-06 Dassault Avions Panneaux a base de fibres a haute resistance, particulierement applicables a la construction des avions
US5242523A (en) * 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
US5707576A (en) * 1994-10-04 1998-01-13 Boeing North American, Inc. Process for the fabrication of composite hollow crown-stiffened skins and panels

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4411380A (en) * 1981-06-30 1983-10-25 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Metal matrix composite structural panel construction
US4502200A (en) * 1982-03-08 1985-03-05 Atlantic Richfield Company Method of preparing lightweight mirror module
US5866272A (en) * 1996-01-11 1999-02-02 The Boeing Company Titanium-polymer hybrid laminates
US5850722A (en) * 1996-09-27 1998-12-22 Mcdonnell Douglas Corporation Lightweight superplastically formed, diffusion bonded panel structure and process of manufacture
JP3647612B2 (ja) * 1997-07-24 2005-05-18 富士重工業株式会社 航空機の前縁構造及びその製造方法
ES2185443B1 (es) * 2000-03-07 2004-09-01 Airbus España S.L. Procedimiento de fabricacion de piezas precuradas en material compuesto con rigidizadores aplicados en estado fresco.

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2440831A1 (fr) * 1978-11-07 1980-06-06 Dassault Avions Panneaux a base de fibres a haute resistance, particulierement applicables a la construction des avions
US5242523A (en) * 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
US5707576A (en) * 1994-10-04 1998-01-13 Boeing North American, Inc. Process for the fabrication of composite hollow crown-stiffened skins and panels

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008132251A1 (es) * 2007-04-30 2008-11-06 Airbus España, S.L. Cajón de torsión multilarguero integrado de material compuesto
WO2011157871A1 (es) * 2010-06-18 2011-12-22 Airbus Operations, S.L. Método de fabricación de larguerillos con forma de "t" para un avión y herramienta de curado usada en el mismo
ES2378682A1 (es) * 2010-06-18 2012-04-17 Airbus Operations, S.L. Método de fabricación de larguerillos con forma de "t" para un avión y herramienta de curado usada en el mismo.
US8956495B2 (en) 2010-06-18 2015-02-17 Airbus Operations, S.L. Method of manufacturing “T” shaped stringers for an aircraft and curing tool used thereof
WO2012032208A1 (es) * 2010-09-08 2012-03-15 Airbus Operations, S.L. Método de fabricación de larguerillos con forma de "t" que reduce el efecto de sombrero mexicano y herramienta de curado usada en el mismo
ES2378015A1 (es) * 2010-09-08 2012-04-04 Airbus Operations, S.L. Método de fabricación de larguerillos con forma de "t" que reduce el efecto de sombrero mexicano y herramienta de curado usada en el mismo.
ES2400129R1 (es) * 2011-05-30 2013-08-12 Airbus Operations Sl METODO DE FABRICACION DE LARGUERILLOS CON FORMA DE "T" CON UN ANGULO DIFERENTE DE 90º ENTRE EL ALMA Y EL PIE
ES2570584A1 (es) * 2014-11-18 2016-05-19 Deutsches Zentrum Für Luft- Und Raumfahrt E V Procedimiento e instalación para la fabricación automatizada de una estructura de vacío
DE102014116848B4 (de) 2014-11-18 2023-06-15 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren und Anlage zum automatisierten Herstellen eines Vakuumaufbaus

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