ES2263327B1 - IMPROVEMENTS IN THE OBJECT OF PATENT N 200400679 BY PROCEDURE FOR THE MANUFACTURE OF AIRCRAFT FUSELAGES AND DEVICE FOR CARRYING OUT SUCH PROCEDURE. - Google Patents
IMPROVEMENTS IN THE OBJECT OF PATENT N 200400679 BY PROCEDURE FOR THE MANUFACTURE OF AIRCRAFT FUSELAGES AND DEVICE FOR CARRYING OUT SUCH PROCEDURE. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2263327B1 ES2263327B1 ES200400807A ES200400807A ES2263327B1 ES 2263327 B1 ES2263327 B1 ES 2263327B1 ES 200400807 A ES200400807 A ES 200400807A ES 200400807 A ES200400807 A ES 200400807A ES 2263327 B1 ES2263327 B1 ES 2263327B1
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- procedure
- tube
- stringers
- manufacture
- carrying
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23Q—DETAILS, COMPONENTS, OR ACCESSORIES FOR MACHINE TOOLS, e.g. ARRANGEMENTS FOR COPYING OR CONTROLLING; MACHINE TOOLS IN GENERAL CHARACTERISED BY THE CONSTRUCTION OF PARTICULAR DETAILS OR COMPONENTS; COMBINATIONS OR ASSOCIATIONS OF METAL-WORKING MACHINES, NOT DIRECTED TO A PARTICULAR RESULT
- B23Q3/00—Devices holding, supporting, or positioning work or tools, of a kind normally removable from the machine
- B23Q3/002—Means to press a workpiece against a guide
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Machine Tool Units (AREA)
Abstract
Perfeccionamientos en el objeto de la Patente Nº 200400679 por procedimiento para la fabricación de fuselajes de aeronaves y dispositivo para llevar a cabo dicho procedimiento, comprendiendo un dispositivo formado por una estructura de soporte interior provista con un tubo metálico (4) susceptible de deformación radial elástica para comprimir una capa periférica de fibra de carbono contra una carcasa resistente exterior, yendo dispuestas unas cámaras neumáticas (10) que son susceptibles de hincharse para ajustar radialmente al tubo (4) en expansión a la dimensión de la pared tubular del tramo de fuselaje a formar.Improvements in the object of Patent No. 200400679 by procedure for the manufacture of aircraft fuselages and device for carrying out said procedure, comprising a device formed by an internal support structure provided with a metal tube (4) capable of elastic radial deformation to compress a peripheral layer of carbon fiber against an outer resistant housing, pneumatic chambers (10) being arranged which are capable of swelling to adjust radially to the tube (4) in expansion to the dimension of the tubular wall of the fuselage section a to form.
Description
Perfeccionamientos en el objeto de la patente nº 200400679 por: "Procedimiento para la fabricación de fuselajes de aeronaves y dispositivo para llevar a cabo dicho procedimiento".Refinements in the object of the patent nº 200400679 by: "Procedure for the manufacture of fuselages of aircraft and device to carry out said process".
La presente invención está relacionada con la construcción de las estructuras de fuselaje de aeronaves, para llevar a cabo la realización de dichas estructuras, de acuerdo con la Patente principal, en tramos tubulares formados totalmente de fibra de carbono, proponiendo unos perfeccionamientos que permiten efectuar esa realización en unas condiciones no contempladas en la Patente principal, pero en el mismo concepto de la misma.The present invention is related to the construction of aircraft fuselage structures, for carry out the realization of said structures, in accordance with the main patent, in tubular sections formed entirely of carbon fiber, proposing some improvements that allow carry out this realization under conditions not contemplated in the Main patent, but in the same concept of it.
En el proyecto constructivo de las aeronaves es de fundamental importancia restringir al máximo el peso del conjunto estructural, cumpliendo con los parámetros de resistencia necesarios, para lo cual son decisivos los materiales y la forma constructiva.In the construction project of the aircraft is of fundamental importance to restrict the weight of the structural assembly, complying with resistance parameters necessary, for which the materials and form are decisive constructive
En este sentido, el sector aeronáutico tiende a utilizar cada vez en mayor porcentaje la fibra de carbono respecto de otros materiales como aluminio o el titanio, en base a que la fibra de carbono por su menor densidad y alta resistencia permite reducir el peso de los aviones y además se disminuye la corrosión y la fatiga de los materiales, aumentando la seguridad y reduciendo los cotes de mantenimiento.In this sense, the aeronautical sector tends to use carbon fiber more and more of other materials such as aluminum or titanium, on the basis that the Carbon fiber due to its lower density and high strength allows reduce the weight of airplanes and also reduces corrosion and material fatigue, increasing safety and reducing Maintenance fees
De acuerdo con ello, la Patente principal propone una solución para realizar los fuselajes de aeronaves con fibra de carbono, mediante la formación de tramos tubulares que se integran con una pared tubular que define el contorno exterior según la forma deseada y una serie de perfiles longitudinales o larguerillos sobre el interior de dicha pared, todo ello como un conjunto de una sola pieza.Accordingly, the main patent proposes a solution to perform aircraft fuselages with carbon fiber, through the formation of tubular sections that integrate with a tubular wall that defines the outer contour according to the desired shape and a series of longitudinal profiles or stringers on the inside of said wall, all as a One piece set.
Según la Patente principal, la formación de los tramos de fuselaje se realiza sobre una estructura sustentadora tubular configurada según la forma del tramo de fuselaje a construir, la cual comprende un tubo metálico que se puede deformar elásticamente en sentido radial, como un elastómero, de modo que por la expansión radial de dicho tubo, por efecto de una presión, se efectúa la compactación para el curado, contra una carcasa resistente exterior, de un capa de fibra de carbono encintada alrededor del tubo con los larguerillos dispuestos sobre el mismo.According to the main patent, the formation of fuselage sections are carried out on a supporting structure tubular configured according to the shape of the fuselage section a build, which comprises a metal tube that can be deformed elastically radially, like an elastomer, so that by the radial expansion of said tube, as a result of a pressure, compaction is carried out for curing, against a housing tough outer, one layer of taped carbon fiber around the tube with the stringers arranged on the same.
En la Patente principal se describe la compactación de la capa de fibra de carbono mediante una expansión radial de la misma con el tubo metálico hasta la compresión contra la carcasa resistente exterior, efectuándose previamente un pinzado de los extremos de la capa de fibra que obliga al estiramiento longitudinal de la misma cuando se produce la expansión radial, para obtener un efecto de pretensado, mientras que la recuperación elástica del tubo metálico al radio inicial, cuando cesa la presión, permite su extracción del interior de la pared tubular de fibra formada.The main patent describes the compaction of the carbon fiber layer through an expansion radial of the same with the metal tube until compression against the resistant outer casing, previously making a clamp of the ends of the fiber layer that forces stretching longitudinal thereof when radial expansion occurs, to get a prestressing effect while recovering elastic of the metal tube to the initial radius, when the pressure, allows its extraction from inside the tubular wall of fiber formed.
Existen sin embargo casos en los que no interesa el estiramiento de la capa de fibra de la pared a formar, de manera que en tal caso se elimina el pinzado de los extremos de la capa de fibra.There are, however, cases in which you are not interested. the stretching of the fiber layer of the wall to form, of so that in this case the clamping of the ends of the fiber layer
Por otra parte, la formación de los larguerillos según la Patente principal se estructura mediante encintado de una capa de fibra sobre un núcleo metálico, de modo que después de la formación del tramo de fuselaje dicho núcleo metálico de formación de los larguerillos debe ser retirado del interior de los mismos, resultando esa operación ocasionalmente dificultosa.On the other hand, the formation of the stringers according to the main patent, it is structured by wrapping a fiber layer over a metal core, so that after the formation of the fuselage section said metal forming core of the stringers must be removed from the inside of them, resulting in that occasionally difficult operation.
Los perfeccionamientos actuales aportan una solución que permite realizar los tramos tubulares de fuselaje sin estiramiento de la capa de fibra con la que se forma la pared tubular, efectuándose la compactación para el curado de dicha capa de fibra sin prácticamente expansión radial de la misma, pero con una disposición que permite extraer el tubo metálico del interior después de la compactación.The current improvements provide a solution that allows to realize the tubular sections of fuselage without stretching of the fiber layer with which the wall is formed tubular, compacting for the curing of said layer fiber with virtually no radial expansion of it, but with an arrangement that allows the metal tube inside to be removed after compaction.
Como en la Patente principal, por el interior del tubo metálico deformable en sentido radial se dispone una estructura rígida que mantiene la geometría de la configuración del tubo deformable, permitiendo la expansión del mismo para comprimir la capa de fibra de la pared del tramo de fuselaje a formar.As in the main patent, inside of the radially deformable metal tube a rigid structure that maintains the geometry of the configuration of the deformable tube, allowing its expansion to compress the fiber layer of the wall of the fuselage section to be formed.
Según los perfeccionamientos que se preconizan,
sobre la estructura rígida que soporta al tubo metálico deformable
se disponen unas cámaras expandibles por presión interna, las
cuales son susceptibles de empujar radialmente al tubo metálico
para provocar la expansión del mismo hasta la posición que
corresponde con la forma de la pared del tramo de fuselaje a formar,
de manera que, una vez así sobre la periferia correspondiente se
encinta la capa de fibra destinada a formar la pared del tramo de
fuselaje, efectuándose la compactación de dicha capa de fibra para
el curado mediante compresión de la misma contra una carcasa
resistente que se dispone ajustada por el exterior, merced al
esfuerzo radial del propio tubo deformable por efecto de una
presión externa con aportación de
calor.According to the improvements that are recommended, on the rigid structure that supports the deformable metal tube there are expandable chambers by internal pressure, which are capable of pushing the metal tube radially to cause its expansion to the position corresponding to the shape of the wall of the fuselage section to be formed, so that, once thus on the corresponding periphery, the fiber layer destined to form the wall of the fuselage section is taped, compacting said fiber layer for compression curing of the same against a resistant housing that is arranged adjusted by the outside, thanks to the radial stress of the deformable tube itself due to an external pressure with the contribution of
hot.
Al eliminar posteriormente la presión externa y la presión de las cámaras empujadoras del tubo metálico, éste recupera elásticamente su dimensión radial original, con lo que entre su periferia y la pared de fibra formada queda una separación que permite que el tubo metálico pueda ser extraído del interior.By subsequently eliminating external pressure and the pressure of the metal tube pusher chambers, this one elastically recovers its original radial dimension, thereby between its periphery and the fiber wall formed is a separation which allows the metal tube to be removed from the inside.
La formación de los larguerillos se realiza además, según la invención, encintando la capa de fibra correspondiente sobre un núcleo formado por una cámara elástica, la cual puede ser hinchada con aire a presión para comprimir la capa de fibra en el soporte de montaje para el curado de dicha capa de fibra a la vez que la pared tubular del tramo de fuselaje, mientras que para la extracción de ese núcleo del interior de los larguerillos, se hace vacío en su interior, con lo que la cámara elástica se encoge, pudiendo ser extraída con facilidad.The formation of the stringers is carried out further, according to the invention, taping the fiber layer corresponding on a core formed by an elastic chamber, the which can be swollen with pressurized air to compress the layer fiber in the mounting bracket for curing said layer of fiber at the same time as the tubular wall of the fuselage section, while that for the extraction of that core from inside the stringers, it becomes empty inside, bringing the camera Elastic shrinks, and can be easily removed.
Con la solución preconizada, con la utilización de cámaras neumáticas para comprimir las capas de fibra de carbono de la pared tubular de los tramos de fuselaje y de los larguerillos correspondientes, se elimina la necesidad de introducción del conjunto en un autoclave, lo cual supone una gran ventaja de esta técnica, debido a las grandes dimensiones del autoclave necesario para introducir el conjunto de formación de los tramos de fuselaje, de manera que al no ser necesario dicho autoclave se eliminan grandes costos de inversión en las instalaciones de producción.With the recommended solution, with the use of pneumatic chambers to compress the carbon fiber layers of the tubular wall of the fuselage sections and the stringers corresponding, the need to introduce the set in an autoclave, which is a great advantage of this technique, due to the large dimensions of the necessary autoclave to introduce the training set of the sections of fuselage, so that not being necessary said autoclave eliminate large investment costs in the facilities of production.
La figura 1 muestra en sección transversal un conjunto de la estructura sustentadora tubular de formación de los tramos de fuselaje de acuerdo con los perfeccionamientos preconizados.Figure 1 shows in cross section a set of tubular support structure for the formation of fuselage sections in accordance with the improvements recommended.
La figura 2 es un detalle parcial ampliado de la sección anterior, en la posición de reposo del tubo metálico deformable.Figure 2 is an enlarged partial detail of the previous section, in the resting position of the metal tube deformable
La figura 3 es un detalle como el anterior en la posición de expansión del tubo metálico deformable y con la capa de encintado de fibra de carbono en la periferia del mismo.Figure 3 is a detail like the previous one in the expansion position of the deformable metal tube and with the layer of carbon fiber curb on the periphery of it.
La figura 4 es un detalle en la posición de compactación de la capa de fibra de carbono contra la carcasa resistente exterior.Figure 4 is a detail in the position of compaction of the carbon fiber layer against the housing tough exterior.
La figura 5 es una sección longitudinal del conjunto de formación de un tramo de fuselaje, en la fase de cierre de dicho conjunto.Figure 5 is a longitudinal section of the formation set of a fuselage section, in the closing phase of said set.
La figura 6 es una sección longitudinal del conjunto anterior en la fase de compactación de la capa de fibra de carbono contra la carcasa exterior.Figure 6 is a longitudinal section of the previous set in the compaction phase of the fiber layer of carbon against the outer shell.
La figura 7 es una sección del conjunto anterior en la fase de recuperación radial del tubo metálico deformable.Figure 7 is a section of the previous set in the radial recovery phase of the metal tube deformable
La figura 8 es una sección del conjunto anterior en la fase de apertura para el desmoldeo.Figure 8 is a section of the previous set in the opening phase for demolding.
La figura 9 es una sección del conjunto anterior en la fase de retirada de la carcasa resistente exterior.Figure 9 is a section of the previous set in the phase of removal of the outer resistant housing.
La figura 10 es una sección longitudinal de la fase de extracción de la estructura sustentadora tubular del interior del tramo tubular de fibra formado.Figure 10 is a longitudinal section of the extraction phase of the tubular support structure of the inside the tubular section of fiber formed.
Las figuras 11, 12 y 13 muestran en tres fases sucesivas de la formación del tramo de fuselaje el detalle de la disposición de un larguerillo estructurado sobre un núcleo elástico.Figures 11, 12 and 13 show in three phases successive fuselage section formation the detail of the arrangement of a structured stringer over a core elastic.
El objeto de la invención se refiere a una solución para fabricar tramos de fuselaje de aeronaves en una pieza tubular de fibra de carbono que puede tener cualquier configuración de las que corresponden a las diferentes partes de la aeronave correspondiente.The object of the invention relates to a solution to manufacture fuselage sections of aircraft in one piece Carbon fiber tubular that can have any configuration of those corresponding to the different parts of the aircraft correspondent.
Los tramos de fuselaje que se forman según este objeto de la invención constan de una pared tubular (1) formada de fibra de carbono, sobre la cual por la parte interior se incluyen unos perfiles longitudinales o larguerillos (2), que también son de fibra de carbono, los cuales pueden ser de una sección de diferentes formas, sin que ello altere el concepto.The fuselage sections that are formed according to this object of the invention consist of a tubular wall (1) formed of carbon fiber, on which the inner part includes longitudinal profiles or stringers (2), which are also of carbon fiber, which can be from a section of different ways, without altering the concept.
Dichos tramos de fuselaje se fabrican sobre una estructura de soporte, respecto de la cual se incorporan los larguerillos (2) mediante unos correspondientes soportes (3), para recubrir la periferia con una capa de fibra de carbono destinada a formar la pared tubular (1), a la cual quedan unidos los larguerillos (2) en el proceso de fabricación, que se lleva a cabo mediante presión y calor en un autoclave para la polimerización o curado de la fibra de carbono.These fuselage sections are manufactured on a support structure, with respect to which the stringers (2) by means of corresponding supports (3), for coat the periphery with a layer of carbon fiber intended to form the tubular wall (1), to which the stringers (2) in the manufacturing process, which is carried out by pressure and heat in an autoclave for polymerization or Curing of carbon fiber.
La estructura de soporte que se utiliza para la fabricación de los tramos de fuselaje consta de un tubo metálico (4), cuya sección se corresponde con la forma del tramo de fuselaje a fabricar, yendo sobre dicho tubo (4) unas chapas radiales (5), respecto de las que exteriormente van dispuestos unos sectores periféricos (6), que son los que definen la forma geométrica del tramo de fuselaje.The support structure that is used for the manufacture of the fuselage sections consists of a metal tube (4), whose section corresponds to the shape of the fuselage section to be manufactured, going on said tube (4) radial plates (5), with respect to which sectors are externally arranged peripherals (6), which define the geometric shape of the section of fuselage.
Entre los sectores (6) quedan unos huecos, en los cuales se establece el montaje de los larguerillos (2) que han de formar parte del tramo de fuselaje, para incorporar después sobre el contorno exterior la capa de fibra destinada a formar la pared tubular (1) del tramo de fuselaje, la cual queda en el encintado de aplicación sobre los sectores (6) y sobre los larguerillos (2), como se observa en la figura 3.Between the sectors (6) there are some gaps, in which establishes the assembly of the stringers (2) that have to be part of the fuselage section, to incorporate later on the outer contour the fiber layer destined to form the tubular wall (1) of the fuselage section, which remains in the curb application on sectors (6) and on stringers (2), as seen in figure 3.
El tubo metálico (4) es de una pared delgada, resultando elásticamente deformable en sentido radial como un elastómero y para mantener su forma según la geometría deseada, por el interior del mismo se dispone una estructura rígida (7), la cual incorpora una pluralidad de tornillos radiales (8), los cuales establecen tope con encaje guiado en correspondientes casquillos (9) que el tubo (4) incorpora en su interior, de manera que mediante los mencionados tornillos (8) se puede regular la configuración del tubo (4), permitiendo además la expansión radial de éste por la elasticidad de su material.The metal tube (4) is of a thin wall, resulting elastically deformable radially as a elastomer and to maintain its shape according to the desired geometry, by the interior of it is arranged a rigid structure (7), which incorporates a plurality of radial screws (8), which set top with guided lace in corresponding bushings (9) that the tube (4) incorporates inside, so that by means of the mentioned screws (8) the configuration of the tube (4), also allowing radial expansion of this by the elasticity of its material.
De acuerdo con los perfeccionamientos objeto de la presente invención sobre la estructura rígida (7) se incorporan unas cámaras neumáticas (10), las cuales son susceptibles de hincharse y deshincharse a través de válvulas (11), quedando dicha cámaras (10) en disposición de empujar radialmente al tubo metálico (4) hacia el exterior.According to the improvements subject to The present invention on the rigid structure (7) is incorporated pneumatic chambers (10), which are susceptible to swell and deflate through valves (11), leaving said chambers (10) in a position to radially push the metal tube (4) outward.
Según una realización práctica del montaje, sobre las cámaras (10) se disponen unos empujadores (12), los cuales quedan en montaje guiado entre unos correspondientes soportes (13), con posibilidad de desplazamiento radial hasta un tope de limitación que establecen los propios soportes (13).According to a practical embodiment of the assembly, on the chambers (10) there are some pushers (12), the which remain in guided assembly between corresponding ones supports (13), with the possibility of radial displacement up to limit stop set by the supports themselves (13).
Con ello así, para la fabricación de un tramo de fuselaje, se ajusta primero la configuración del tubo (4) mediante los tornillos (8) de la estructura rígida (7), y una vez así se hinchan las cámaras (10), con lo cual por medio de los empujadores (12) se obliga a la expansión radial del tubo (4) hasta la dimensión periférica del mismo correspondiente al tramo de fuselaje a fabricar y tras colocar los larguerillos (2) en sus lugares de montaje se efectúa el encintado de la capa de fibra destinada a formar la pared tubular (1) del tramo de fuselaje, como representa la figura 3.With this, for the manufacture of a section of fuselage, the configuration of the tube (4) is first adjusted by the screws (8) of the rigid structure (7), and once so swell the chambers (10), which by means of the pushers (12) is forced to radial expansion of the tube (4) until the peripheral dimension thereof corresponding to the section of fuselage to be manufactured and after placing the stringers (2) in their Mounting places the fiber layer curb is done intended to form the tubular wall (1) of the fuselage section, such as represents figure 3.
En la fase del hinchado de las cámaras (10) los soportes (13) determinan un tope del desplazamiento radial de los empujadores (12), en la posición que corresponde a la dimensión que ha de adoptar el tubo (4).In the swelling phase of the chambers (10) the supports (13) determine a stop of the radial displacement of the pushers (12), in the position corresponding to the dimension that The tube (4) must be adopted.
Después del encintado de la capa de fibra (1) sobre el exterior del conjunto se incorpora una carcasa resistente (14), la cual se dispone ajustada periféricamente a la capa de fibra (1), cerrándose en los extremos mediante unas tapas (15), las cuales establecen un cierre hermético sobre la carcasa (14) y con respecto al tubo (4), de manera que en el espacio intermedio puede aplicarse vacío para ayudar a eliminar las burbujas de aire que puedan haber quedado en la capa de fibra (1) y en la formación de los larguerillos (2).After curbing the fiber layer (1) a sturdy housing is incorporated on the outside of the assembly (14), which is arranged peripherally adjusted to the layer of fiber (1), closing at the ends by means of covers (15), the which establish a tight seal on the housing (14) and with with respect to the tube (4), so that in the intermediate space it can apply vacuum to help eliminate air bubbles that they may have remained in the fiber layer (1) and in the formation of the stringers (2).
Una vez cerrada la carcasa (14), el conjunto de formación se somete a presión y temperatura, de modo que el efecto de la presión ejerce un empuje de la carcasa (14) hacia adentro y a su vez un empuje del tubo (4) hacia fuera, con lo cual el tubo deformable (4) tiende a expansionarse más hacia el exterior, como representan las figuras 4 y 6, produciéndose así una compresión de la capa de fibra (1) contra la carcasa (14), de manera que dicha compresión en combinación con la temperatura da lugar al curado de la fibra de carbono, quedando unida la capa (1) a los larguerillos (2).Once the housing (14) is closed, the assembly of formation is subjected to pressure and temperature, so that the effect of the pressure exerts a push of the housing (14) inwards and to turn a push of the tube (4) out, whereby the tube deformable (4) tends to expand further outward, as Figures 4 and 6 represent, thus producing a compression of the fiber layer (1) against the housing (14), so that said Compression in combination with temperature results in curing of the carbon fiber, the layer (1) being attached to the stringers (2).
Transcurrido el tiempo de curado se extrae el conjunto del autoclave y se deshinchan las cámaras (10), con lo cual desaparece toda la presión de empuje sobre el tubo (4), recuperando éste por su efecto elástico la posición inicial, de manera que los sectores periféricos (6) se distancian de la capa de fibra (1), mientras que los larguerillos (2) quedan unidos a ella, como representa la figura 7.After the curing time, the autoclave assembly and the chambers (10) are deflated, with which disappears all the pushing pressure on the tube (4), recovering this by its elastic effect the initial position of so that the peripheral sectors (6) distance themselves from the layer of fiber (1), while the stringers (2) remain attached to it, as depicted in figure 7.
En tales condiciones pueden retirarse las tapas extremas (15), como muestra la figura 8, y después retirar la carcasa periférica (14), como muestra la figura 9, para por último extraer la estructura de soporte del interior de la pared tubular (1) formada, como representa la figura 10, lo cual es posible merced a la holgura resultante entre la mencionada pared tubular (1) con los larguerillos (2) unidos a ella y la periferia del conjunto unido al tubo (4), cuando éste se retrae al eliminar la presión del empuje sobre él hacia el exterior.Under such conditions the covers can be removed ends (15), as shown in figure 8, and then remove the peripheral housing (14), as shown in Figure 9, for last remove the support structure from inside the tubular wall (1) formed, as shown in Figure 10, which is possible thanks to the resulting clearance between the mentioned tubular wall (1) with the stringers (2) attached to it and the periphery of the assembly attached to the tube (4), when it retracts when the push pressure on it outward.
Según la Patente principal los larguerillos (2) se estructuran mediante encintado de la capa de fibra correspondiente sobre un núcleo metálico (16), como se observa en las figuras 2, 3 y 4.According to the main patent the stringers (2) they are structured by curbing the fiber layer corresponding on a metal core (16), as seen in Figures 2, 3 and 4.
De acuerdo con una característica de los perfeccionamientos actuales, la estructuración de los larguerillos (2) se prevé mediante encintado de la capa de fibra correspondiente sobre un núcleo (17) formado por una cámara elástica, disponiéndose los larguerillos (2) así estructurados en correspondientes soportes (18) ajustados al contorno exterior, para el montaje en la formación constructiva del tramo de fuselaje correspondiente, como muestran las figuras 11, 12 y 13.According to a characteristic of current improvements, the structuring of the stringers (2) is provided by curbing the corresponding fiber layer on a core (17) formed by an elastic chamber, disposing the stringers (2) thus structured in corresponding supports (18) adjusted to the outer contour, for mounting on the constructive formation of the corresponding fuselage section, such as show figures 11, 12 and 13.
Con ello, en la fase de compresión para el curado de la fibra de carbono, al mismo tiempo que se comprime la capa de fibra de la pared tubular (1), mediante presión por medio del tubo metálico (4) contra la carcasa exterior (14), en el interior del núcleo elástico (17) de los larguerillos se inyecta aire a presión, con lo cual dicho núcleo (17) se expande y comprime a la capa de fibra del larguerillo (2) contra su soporte (18) y contra la capa de la pared tubular (1), como muestra la figura 13, produciéndose así, por efecto de la temperatura y de dicha presión, el curado de la capa de fibra del larguerillo al mismo tiempo que el de la capa de fibra de la pared tubular (1) y en unión con ella.With this, in the compression phase for the carbon fiber curing, while compressing the fiber layer of the tubular wall (1), by means of pressure of the metal tube (4) against the outer casing (14), in the Inner elastic core (17) of the stringers is injected pressurized air, whereby said core (17) expands and compresses to the stringer fiber layer (2) against its support (18) and against the layer of the tubular wall (1), as shown in Figure 13, thus occurring, due to the effect of temperature and said pressure, curing the stringer fiber layer at the same time as that of the fiber layer of the tubular wall (1) and in conjunction with she.
Para la extracción del núcleo (17) del interior de los larguerillos (2) en el desmoldeo posterior después de la formación del tramo de fuselaje correspondiente, se crea vacío en el núcleo (17), con lo cual el mismo se encoge merced a su elasticidad, pudiendo así ser extraído fácilmente del interior de los respectivos larguerillos (2) formados.For the extraction of the core (17) from the inside of the stringers (2) in the subsequent demoulding after formation of the corresponding fuselage section, vacuum is created in the core (17), whereby it shrinks thanks to its elasticity, thus being able to be easily extracted from inside the respective stringers (2) formed.
Claims (5)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES200400679A ES2263324B1 (en) | 2004-03-18 | 2004-03-18 | PROCEDURE FOR THE MANUFACTURE OF AIRCRAFT FUSELAGES AND DEVICE TO CARRY OUT THIS PROCEDURE. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2263327A1 ES2263327A1 (en) | 2006-12-01 |
| ES2263327B1 true ES2263327B1 (en) | 2007-11-01 |
Family
ID=37810119
Family Applications (3)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES200400679A Expired - Fee Related ES2263324B1 (en) | 2004-03-18 | 2004-03-18 | PROCEDURE FOR THE MANUFACTURE OF AIRCRAFT FUSELAGES AND DEVICE TO CARRY OUT THIS PROCEDURE. |
| ES200400807A Expired - Fee Related ES2263327B1 (en) | 2004-03-18 | 2004-04-02 | IMPROVEMENTS IN THE OBJECT OF PATENT N 200400679 BY PROCEDURE FOR THE MANUFACTURE OF AIRCRAFT FUSELAGES AND DEVICE FOR CARRYING OUT SUCH PROCEDURE. |
| ES200401035A Expired - Fee Related ES2277698B1 (en) | 2004-03-18 | 2004-04-30 | SYSTEM FOR MACHINING LAMINARY PANELS. |
Family Applications Before (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES200400679A Expired - Fee Related ES2263324B1 (en) | 2004-03-18 | 2004-03-18 | PROCEDURE FOR THE MANUFACTURE OF AIRCRAFT FUSELAGES AND DEVICE TO CARRY OUT THIS PROCEDURE. |
Family Applications After (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES200401035A Expired - Fee Related ES2277698B1 (en) | 2004-03-18 | 2004-04-30 | SYSTEM FOR MACHINING LAMINARY PANELS. |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| ES (3) | ES2263324B1 (en) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5475465B2 (en) * | 2007-01-30 | 2014-04-16 | エアバス オペレーションズ，ソシエダド リミタダ | Composite structure for aircraft fuselage and method of manufacturing the same |
| US10442520B1 (en) * | 2018-03-23 | 2019-10-15 | Northrop Grumman Systems Corporation | Enhanced wing efficiency via differential thermal coefficient of expansion spar caps |
| CN113370078A (en) * | 2021-06-28 | 2021-09-10 | 徐州超杰电动车配件有限公司 | Processing operation panel that electric motor car accessory was used |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3483795A (en) * | 1967-06-09 | 1969-12-16 | North American Rockwell | Closed loop feedback for machining |
| US3587391A (en) * | 1969-09-25 | 1971-06-28 | Robert D Pitts | Work support mechanism |
| US5223067A (en) * | 1990-02-28 | 1993-06-29 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Method of fabricating aircraft fuselage structure |
| FR2670148A1 (en) * | 1990-12-11 | 1992-06-12 | Aerospatiale | DEVICE FOR CONFORMING AND MAINTAINING THIN PIECES OF LARGE DIMENSIONS TO A PREDETERMINED THEORETICAL PROFILE. |
| ES2146140B1 (en) * | 1996-10-15 | 2001-04-01 | Torres Martinez M | MACHINE FOR SUPPORT AND MACHINING OF PARTS. |
| ES2150328B1 (en) * | 1997-04-11 | 2001-05-16 | Torres Martinez M | PROCESS AND MACHINE FOR THE MANUFACTURE OF HOLLOW BODIES OF F ARBON. |
| FR2766407B1 (en) * | 1997-07-22 | 1999-10-15 | Aerospatiale | PROCESS FOR MANUFACTURING LARGE-DIMENSIONAL PARTS IN COMPOSITE MATERIAL WITH A THERMOPLASTIC MATRIX, SUCH AS FUSELAGE TRUNKS OF AIRCRAFT |
| US6190598B1 (en) * | 1998-09-11 | 2001-02-20 | Essef Corporation | Method for making thermoplastic composite pressure vessels |
-
2004
- 2004-03-18 ES ES200400679A patent/ES2263324B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2004-04-02 ES ES200400807A patent/ES2263327B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2004-04-30 ES ES200401035A patent/ES2277698B1/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ES2277698A1 (en) | 2007-07-16 |
| ES2263324B1 (en) | 2007-11-01 |
| ES2277698B1 (en) | 2008-05-01 |
| ES2263324A1 (en) | 2006-12-01 |
| ES2263327A1 (en) | 2006-12-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2356564T3 (en) | EXPANSIBLE COMPACTION TOOL AND COMPOSITE STRUCTURE MANUFACTURING PROCEDURE. | |
| US2723426A (en) | Manufacture of reinforced plastic tubing | |
| US3076737A (en) | Corrugated annularly reinforced hose and method for its manufacture | |
| ES2263327B1 (en) | IMPROVEMENTS IN THE OBJECT OF PATENT N 200400679 BY PROCEDURE FOR THE MANUFACTURE OF AIRCRAFT FUSELAGES AND DEVICE FOR CARRYING OUT SUCH PROCEDURE. | |
| US5443784A (en) | Method for simultaneously molding portions of separable article | |
| ES2462520T3 (en) | A method of manufacturing masts, stringers and fuselage beams that have an H-shaped variable cross section | |
| WO2012064448A2 (en) | Reconfigurable shape memory polymer tooling supports | |
| JP2002307903A (en) | Method and device for manufacturing rim for bicycle wheel, and bicycle rim | |
| ES2661116T3 (en) | Manufacturing process of reinforced carbon fiber panels with omega-shaped stringers | |
| ES2186842T3 (en) | MOLD FOR THE VULCANIZATION OF TIRES AND MANUFACTURING METHOD OF THE SAME. | |
| WO2008104614A1 (en) | Tool and method for producing aircraft ring frames from a composite material | |
| WO2008092971A1 (en) | Structure of composite material for aircraft fuselages and method for manufacture thereof | |
| ES2202765T3 (en) | PROCEDURE OF REALIZATION OF HOLLOW PARTS OF PRECISION, OF COMPOSITE MATERIAL. | |
| ES2545539T3 (en) | Method and device for injecting a resin into at least one fiber layer of a fiber reinforced product to be manufactured | |
| ES2389831T3 (en) | Procedure of realization of a molding male for the manufacture of a complex piece of composite material | |
| BRPI0823015B1 (en) | tire shaping and curing process and apparatus | |
| BR102019019984A2 (en) | SYSTEM AND METHOD FOR MANUFACTURING COMPOUND STRUCTURES | |
| BRPI0419037B1 (en) | INSTALLATION AND METHOD FOR MANUFACTURING TIRE | |
| WO2015011316A1 (en) | Mould for producing fibre stringers for aerospace structures, and method for producing fibre stringers with said mould | |
| ES2910327T3 (en) | Procedure and installation for manufacturing a single-wall or multi-wall tubular body of thermoplastic plastic | |
| CN108032413B (en) | Forming die and forming method for slit type drain pipe | |
| BRPI0721631A2 (en) | vehicle wheel tire molding and vulcanizing apparatus, and process for controlling a detachment of the mold sectors of the vulcanized tires in a vulcanizing mold | |
| JP2003306197A (en) | Method for forming helicopter rotor blade | |
| CN106785309B (en) | Shape memory resin based composites inflated supporting ring and its inflating expanded method with auxiliary expanding unit | |
| ES2744401T3 (en) | Manufacturing procedure of composite fillings |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EC2A | Search report published |
Date of ref document: 20061201 Kind code of ref document: A1 |
|
| FG2A | Definitive protection |
Ref document number: 2263327B1 Country of ref document: ES |
|
| FD1A | Patent lapsed |
Effective date: 20101018 |