ES2415773A2 - Método de fabricación de piezas de material compuesto con cambios de espesor - Google Patents
Método de fabricación de piezas de material compuesto con cambios de espesor Download PDFInfo
- Publication number
- ES2415773A2 ES2415773A2 ES201132137A ES201132137A ES2415773A2 ES 2415773 A2 ES2415773 A2 ES 2415773A2 ES 201132137 A ES201132137 A ES 201132137A ES 201132137 A ES201132137 A ES 201132137A ES 2415773 A2 ES2415773 A2 ES 2415773A2
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- stage
- thickness
- fabrics
- stringer
- change
- 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.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
- B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
- B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
- B29C70/462—Moulding structures having an axis of symmetry or at least one channel, e.g. tubular structures, frames
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
- B29C70/34—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
- B29L2031/00—Other particular articles
- B29L2031/001—Profiled members, e.g. beams, sections
- B29L2031/003—Profiled members, e.g. beams, sections having a profiled transverse cross-section
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
- Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
- Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina
Abstract
Método de fabricación de piezas de material compuesto con cambios de espesor. Comprende una primera etapa de apilado y una segunda etapa de conformado y curado, en las que: en la segunda etapa se utiliza un útil de conformado (29) adaptado a la configuración de la pieza (11) salvo en la zona afectada por el cambio de espesor; en la primera etapa se apilan sucesivamente una o más preformas (21, 23) de la pieza con unas telas (31, 33) con las dimensiones necesarias para que se produzca dicho cambio de espesor, unas láminas (35) de material pelable y unas telas complementarias (41, 43) de manera los apilados resultantes tengan el espesor necesario para adaptarse al útil de conformado (29); al final de la segunda etapa, se retiran los laminados (45, 47) resultantes de dichas telas complementarias (41, 43) y las láminas (35) de material pelable.
Description
Método de fabricación de piezas de material compuesto con cambios de espesor.
La presente invención se refiere a métodos de fabricación de piezas de material compuesto y, más en particular, a métodos de fabricación de piezas de material compuesto de estructuras aeronáuticas con zonas extremas de espesor mínimo y/o zonas con cambios bruscos de espesor.
En la actualidad y particularmente en la industria aeronáutica se utilizan de forma masiva materiales compuestos de
matriz orgánica y fibras continuas tales como, particularmente, Fibra de Carbono Reforzada con Plástico (“Carbon Fiber Reinforced Plastic” o CFRP) y Fibra de Vidrio Reforzada con Plástico (“Glass Fiber Reinforced Plastic” o
GRFP) en una gran diversidad de elementos estructurales.
Por ejemplo, todos los elementos constituyentes de los cajones de torsión de las superficies sustentadoras de aeronaves (costillas, larguerillos, largueros y revestimientos) pueden ser fabricados usando CFRP.
Los revestimientos que forman parte de los cajones de torsión están reforzados mediante larguerillos longitudinales en sentido de la envergadura que mejoran tanto la resistencia como el comportamiento a pandeo de los revestimientos, teniendo diferentes secciones transversales tales como secciones transversales con forma de “T”, “I”
o “J”. La altura completa del larguerillo favorece la estabilidad del panel gracias a la mayor inercia del elemento
rigidizador.
Típicamente los larguerillos están dispuestos paralelamente entre ellos formando un cierto ángulo tanto con el larguero frontal como con el larguero posterior. Esta configuración permite orientar los larguerillos en la dirección principal de carga, así como incrementar su número en la zona de mayor responsabilidad estructural.
Esta configuración de larguerillos en paralelo, junto con el hecho de que ambos largueros no son paralelos entre sí provoca que cuando los larguerillos se acercan a un larguero son interrumpidos por la presencia de dicho larguero.
El fin de un larguerillo, bien por encontrarse con el larguero frontal o bien por cualquier otra razón, causa una redistribución de las cargas soportadas por el larguerillo y el revestimiento antes de su terminación en el panel del revestimiento (no rigidizado) posterior a su terminación. Esto tiene dos efectos principales:
- -
- Mientras que la flexión hacia arriba o hacia abajo del revestimiento rigidizado produce casos de tensión y compresión, este cambio discreto en la disposición estructural del revestimiento en la terminación del larguerillo (“run-out”) causa un momento en la terminación del larguerillo que tiende a pelar la línea de unión entre el larguerillo y el revestimiento.
- -
- Al mismo tiempo, la redistribución de la carga tiene que tener lugar a través de la línea de unión para pasar la carga llevada por el larguerillo al revestimiento posterior a la terminación del larguerillo. En caso de altos niveles de carga (como los experimentados en un ala) esto ocasiona que la resistencia de la línea de unión resulta comprometida.
Las uniones co-pegadas entre revestimientos y larguerillos en las cubiertas de los cajones laterales de torsión de las alas de aeronaves que soportan cientos de toneladas en el caso de cargas elevadas están cerca de su máxima capacidad estructural en determinadas áreas críticas, como en el caso de las zonas de terminación de larguerillos de las cubiertas de las alas. Estas uniones co-pegadas pueden romperse justo al final del pie del larguerillo debido a las altas cargas de pelado causadas por dos efectos principales: el primero es la eliminación del alma del larguerillo que provoca la aparición de esfuerzos de pelado al final del larguerillo con un pico de carga en el lugar donde el alma se elimina por completo; y el segundo es debido a la finalización del pie del larguerillo que causa un pico de carga de cortadura en el lugar donde termina el pie del larguerillo. En una configuración típica de terminación de larguerillo, el final tanto del pie como del alma del larguerillo se produce en el mismo lugar y dichos picos de carga se superponen penalizando la fiabilidad estructural de la unión.
Desde un punto de vista estructural, una disminución progresiva del espesor del pie y del alma del larguerillo en su zona final facilitaría la resolución de los problemas mencionados pero eso plantea problemas de fabricación dado que implica una reducción de espesor incompatible con el utillaje empleado habitualmente para fabricar los larguerillos.
Una problemática similar puede encontrarse en otras piezas de material compuesta con cambios bruscos de espesor en alguna zona.
Esta invención está orientada a la solución de esos problemas.
Es un objeto de la presente invención proporcionar un método de fabricación de una pieza de material compuesto con un cambio de espesor en una zona de la misma y, particularmente, en una zona extrema llegando a alcanzar al final de la misma un espesor muy pequeño.
Es otro objeto de la presente invención proporcionar un método de fabricación de una pieza de material compuesto con un cambio de espesor en una zona de la pieza y, particularmente, en una zona extrema con el mismo utillaje empleado para hacerlo sin ella.
Esos y otros objetos se consiguen con un método de fabricación de una pieza de material compuesto con un cambio de espesor en una zona de la misma que comprende una primera etapa de apilado y una segunda etapa de conformado y curado, en el que: en la segunda etapa de conformado y curado se utiliza un útil de conformado adaptado a la configuración de la pieza salvo en la zona afectada por el cambio de espesor; en una primera subetapa de la etapa de apilado, se apilan una o más preformas de la pieza con unas telas con las dimensiones necesarias para que se produzca dicho cambio de espesor; en una segunda sub-etapa de la etapa de apilado, se dispone una lámina de material pelable sobre el/los apilado(s) resultante(s) de la primera sub-etapa; en una tercera sub-etapa de la etapa de apilado, se apilan unas telas complementarias sobre dichas lámina de material pelable en la zona afectada por el cambio de espesor de manera que los apilados resultantes tengan el espesor necesario para adaptarse al útil de conformado; tras la separación del útil de conformado, una vez finalizada la etapa de conformado y curado, se retiran los laminados resultantes de dichas telas complementarias y las láminas de material pelable.
Ventajosamente, las telas de la pieza son telas de CFRP y las telas complementarias son telas de CFRP o de GFRP.
Una pieza de material compuesto en la que resulta aplicable el método de la presente invención es un larguerillo rigidizador de una estructura aeronáutica configurado por un alma y un pie con un cambio de espesor en una zona del larguerillo y muy particularmente con una disminución del espesor en una zona extrema del larguerillo.
En una realización del método de la invención para fabricar un larguerillo en forma de T, en la etapa de apilado se apilan dos preformas planas con las telas de la pieza, unas láminas de material pelable y unas telas complementarias, y en la etapa de conformado y curado se obtienen en una primera sub-etapa unas preformas en forma de L a partir de dichas preformas planas y, en una segunda sub-etapa, se obtiene el larguerillo con forma de T retirando del larguerillo resultante de la unión de dichas preformas en forma de L los laminados en forma de L resultantes de dichas telas complementarias y las láminas de material pelable.
Ventajosamente, el cambio de espesor del larguerillo con forma de T es una disminución del espesor tanto del alma como del pie en una zona extrema.
Ventajosamente, el decremento del espesor del alma y del pie en el final de dicha zona extrema está comprendido entre el 60-80% del espesor en la zona contigua.
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción detallada que sigue de realizaciones ilustrativas de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
La Figura 1 muestra esquemáticamente un método conocido para fabricar un larguerillo con forma de T de un material compuesto.
La Figura 2 muestra esquemáticamente un método para fabricar un larguerillo con forma de T de material compuesto según la presente invención.
La Figura 3 muestra el apilado de telas utilizado en el método de fabricación de un larguerillo con forma de T de material compuesto según la presente invención con una zona extrema de menor espesor.
Las Figuras 4a y 4b son, respectivamente, vistas en planta y en alzado de un larguerillo en forma de T fabricado con material compuesto con un método según la presente invención.
En la industria aeronáutica son bien conocidos procesos de fabricación de piezas que comprenden básicamente una primera etapa de apilado y una segunda etapa de conformado.
En la etapa de apilado se colocan en un molde/útil de forma apropiada capas de un material compuesto tal como el preimpregnado que es una mezcla de refuerzo fibroso y matriz polimérica susceptible de almacenamiento.
Ese material se puede presentar en diversas formas y en particular en forma de tela. Para las matrices termoendurecibles la resina generalmente se cura parcialmente o se lleva mediante otro proceso a una viscosidad controlada, llamada B-etapa.
Las telas de material compuesto no se colocan aleatoriamente sino que se disponen en cada zona en un número y con una orientación de su refuerzo fibroso, típicamente de fibra de carbono, determinados en función de la naturaleza y la magnitud de los esfuerzos que vaya a soportar la pieza en cada zona.
En la segunda etapa se lleva a cabo un proceso de conformado y curado que consiste básicamente en situar el laminado plano resultante de la primera etapa sobre un útil o mandril con una geometría apropiada y, aplicar calor y vacío según un ciclo determinado, para que dicho laminado se adapte a la forma del útil.
Siguiendo procesos de ese tipo, es bien conocido el proceso de fabricación de larguerillos en forma de T mostrado esquemáticamente en la Figura 1.
En la etapa de apilado, se obtienen unas preformas planas 21, 23 utilizando unas telas 31, 33 de CFRP.
Esas preformas planas 21, 23 se someten a una primera sub-etapa de conformado (no mostrada) en la que se obtienen las preformas 25, 27 con forma de L que se someten a una segunda sub-etapa de conformado y curado utilizando el útil de conformado 29. Tras la retirada del útil de conformado 25 al final del proceso de conformado y curado se obtiene el larguerillo 11 en forma de T.
Describiremos seguidamente el método según la invención para la fabricación de larguerillos con forma de T.
La problemática que afronta la invención se refiere a la fabricación de alguno de esos larguerillos con una zona con un cambio de espesor que no se presenta en el resto de larguerillos o con un cambio de espesor que implica una caída de telas demasiado brusca para el utillaje disponible. Su fabricación con el utillaje disponible implicaría problemas de porosidad del larguerillo resultante por la falta de adaptación del utillaje a la configuración del larguerillo.
La Figura 2 muestra un proceso de fabricación de larguerillos en forma de T con una zona extrema de pequeño espesor según la presente invención.
En la etapa de apilado se apilan dos preformas planas 21, 23. Siguiendo la Figura 3 puede observarse que, en una primera sub-etapa, se apilan para la preforma plana 21 unas telas 31 de CFRP con una parte de ellas cortadas antes de llegar al final de la zona extrema 13 de manera que se produzca una disminución progresiva del espesor, en una segunda sub-etapa se dispone una lámina 35 de material pelable sobre las telas 31 y en una tercera subetapa se apilan telas complementarias 41 que pueden ser telas de CFRP, GFRP o de otros materiales.
De manera análoga se apilan para la preforma plana 23 unas telas 33 de CFRP con una parte de ellas cortadas antes de llegar al final de la zona extrema 13 de manera que se produzca una disminución progresiva del espesor, una lámina 35 de material pelable sobre las telas 33 y unas telas complementarias 43 que pueden ser telas de CFRP, GFRP o de otros materiales.
Las sub-etapas de conformado y curado son similares a las de la Figura 1. Tras finalizar la etapa de conformado y curado, al retirar el útil de conformado 29 se obtiene un larguerillo 11’ con una zona final de espesor constante y, a partir de él, el larguerillo deseado 11, retirando los laminados 45, 47 correspondientes a dichas telas complementarias 41, 43 y las láminas 35 de material pelable.
Las Figuras 4a y 4b muestran una zona extrema de un larguerillo 11 en forma de T fabricado según el procedimiento de la presente invención, con un alma 53 y un pie 51 de espesor decreciente, unido a un revestimiento 55. La parte extrema del alma 53 del larguerillo 11 presenta un recorte que se efectúa tras su fabricación.
Una ventaja de la presente invención es que no es necesario modificar el útil de conformado 29 cuando se necesita fabricar un larguerillo con una zona extrema de espesor reducido o con un adelgazamiento agresivo del alma 53 ya sea en su extremo o en otra zona.
Otra ventaja de la presente invención es que se evitan defectos de fabricación de la zona extrema del larguerillo, especialmente defectos de porosidad.
Aunque la presente invención se ha descrito en relación con varias realizaciones, debe entenderse a partir de lo dicho que pueden hacerse combinaciones de elementos, variaciones o mejoras que están dentro del alcance de la invención.
Claims (8)
- REIVINDICACIONES1. Método de fabricación de una pieza (11) de material compuesto con un cambio de espesor en una zona de la misma que comprende una primera etapa de apilado y una segunda etapa de conformado y curado, caracterizado porque:
- -
- en la segunda etapa de conformado y curado se utiliza un útil de conformado (29) adaptado a la configuración de la pieza (11) salvo en la zona afectada por el cambio de espesor;
- -
- en una primera sub-etapa de la etapa de apilado, se apilan una o más preformas (21, 23) de la pieza con unas telas (31, 33) con las dimensiones necesarias para que se produzca dicho cambio de espesor;
- -
- en una segunda sub-etapa de la etapa de apilado, se dispone una lámina (35) de material pelable sobre el/los apilado(s) resultante(s) de la primera sub-etapa;
- -
- en una tercera sub-etapa de la etapa de apilado, se apilan unas telas complementarias (41, 43) sobre dichas láminas (35) de material pelable en la zona afectada por el cambio de espesor de manera que los apilados resultantes tengan el espesor necesario para adaptarse al útil de conformado (29);
- -
- tras la separación del útil de conformado (29) una vez finalizada la etapa de conformado y curado, se retiran los laminados (45, 47) resultantes de dichas telas complementarias (41, 43) y las láminas (35) de material pelable.
-
- 2.
- Método según la reivindicación 1, en el que dichas telas (31, 33) son telas de CFRP y dichas telas complementarias (41, 43) son telas de CFRP o de GFRP.
-
- 3.
- Método según cualquiera de las reivindicaciones 1-2, en el que dicha pieza (11) es un larguerillo rigidizador de una estructura aeronáutica configurado por un alma y un pie.
-
- 4.
- Método según la reivindicación 3, en el que dicho larguerillo (11) tiene forma de T.
- 5. Método según la reivindicación 4, en el que en la etapa de apilado se apilan dos preformas planas (21, 23) con unas telas (31, 33), unas láminas (25) de material pelable y unas telas complementarias (41, 43), y en el que en la etapa de conformado y curado se obtienen en una primera sub-etapa unas preformas en forma de L (25, 27) a partir de dichas preformas planas (21, 23) y, en una segunda sub-etapa, se obtiene el larguerillo (11) con forma de T retirando del larguerillo (11’) resultante de la unión de dichas preformas en forma de L (25, 27) los laminados en forma de L (45, 47) resultantes de dichas telas complementarias (41, 43) y las láminas (35) de material pelable.
-
- 6.
- Método según la reivindicación 5, en el que dicho cambio de espesor se produce en una zona extrema (13) del larguerillo (11).
-
- 7.
- Método según la reivindicación 6, en el que dicho cambio de espesor es una disminución del espesor tanto del alma (53) como del pie (51) en dicha zona extrema (13).
-
- 8.
- Método según la reivindicación 7, en el que en el que el decremento del espesor del alma (53) y del pie (51) en el final de dicha zona extrema (13) está comprendido entre el 60-80% del espesor en la zona contigua (15).
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES201132137A ES2415773B1 (es) | 2011-12-29 | 2011-12-29 | Método de fabricación de piezas de material compuesto con cambios de espesor |
| US13/413,206 US20130168009A1 (en) | 2011-12-29 | 2012-03-06 | Method for manufacturing pieces of composite material having varied thicknesses |
| EP12382529.1A EP2610047A1 (en) | 2011-12-29 | 2012-12-24 | Method for manufacturing pieces of composite material having varied thicknesses |
| CN2012105915775A CN103182783A (zh) | 2011-12-29 | 2012-12-31 | 用于制造具有变化厚度的复合材料的工件的方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES201132137A ES2415773B1 (es) | 2011-12-29 | 2011-12-29 | Método de fabricación de piezas de material compuesto con cambios de espesor |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2415773A2 true ES2415773A2 (es) | 2013-07-26 |
| ES2415773R1 ES2415773R1 (es) | 2013-10-15 |
| ES2415773B1 ES2415773B1 (es) | 2014-09-02 |
Family
ID=47631240
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES201132137A Active ES2415773B1 (es) | 2011-12-29 | 2011-12-29 | Método de fabricación de piezas de material compuesto con cambios de espesor |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20130168009A1 (es) |
| EP (1) | EP2610047A1 (es) |
| CN (1) | CN103182783A (es) |
| ES (1) | ES2415773B1 (es) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6204093B2 (ja) | 2013-07-12 | 2017-09-27 | 三菱重工業株式会社 | 補強構造体の製造方法 |
| JP6204092B2 (ja) | 2013-07-12 | 2017-09-27 | 三菱重工業株式会社 | 補強構造体の製造方法 |
| US10059429B2 (en) * | 2015-04-24 | 2018-08-28 | The Boeing Company | Embedded tear straps in metal structures |
| US10703053B2 (en) | 2017-07-06 | 2020-07-07 | The Boeing Company | Method and system for manufacturing noodles of structural joints |
| WO2021018002A1 (zh) * | 2019-07-30 | 2021-02-04 | 中南大学 | 热塑性复合材料工形加筋构件的模压成型模具组件及方法 |
| FR3116755A1 (fr) * | 2020-11-30 | 2022-06-03 | Airbus Operations (S.A.S.) | Procédé de fabrication d’un panneau raidi comprenant des renforts avec des extrémités biseautées et panneau raidi obtenu à partir dudit procédé |
| CN114953505B (zh) * | 2022-05-24 | 2023-10-03 | 上海晟纤复合材料有限公司 | 一种复合材料加筋壁板长桁截止端成型方法 |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5556496A (en) * | 1995-01-10 | 1996-09-17 | Sumerak; Joseph E. | Pultrusion method for making variable cross-section thermoset articles |
| 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. |
| DE10301445B4 (de) * | 2003-01-16 | 2005-11-17 | Airbus Deutschland Gmbh | Leichtbau-Strukturbauteil insbesondere für Flugzeuge und Verfahren zu seiner Herstellung |
| JP3742082B2 (ja) * | 2003-08-08 | 2006-02-01 | 株式会社ジャムコ | 曲率を有した繊維強化プラスチック部材の連続成形方法及び装置 |
| DE102006038666B4 (de) * | 2006-08-17 | 2009-09-24 | Airbus Deutschland Gmbh | Herstellungsverfahren für ein Werkstück aus einem Faserverbundwerkstoff und Vorrichtung zum Herstellen eines Werkstücks aus einem Faserverbundwerkstoff |
| WO2008019894A1 (en) * | 2006-08-17 | 2008-02-21 | Airbus Deutschland Gmbh | Production method for a workpiece composed of a fibre-composite material, and a fibre-composite component in the form of a profile with a profile cross section which varies over its length |
| GB0623328D0 (en) * | 2006-11-22 | 2007-01-03 | Airbus Uk Ltd | A method for forming a feature in a piece of composite material |
| JP4908266B2 (ja) * | 2007-03-05 | 2012-04-04 | 株式会社ジャムコ | 段階状の断面厚さを有する複合材の連続成形方法 |
| ES2553134T3 (es) * | 2008-02-18 | 2015-12-04 | Hexcel Composites, Ltd. | Cinta compuesta para uso en máquinas de colocación de cinta automáticas |
| ES2568934T3 (es) * | 2010-01-18 | 2016-05-05 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Un método de fabricación de una pieza de material compuesto reforzado |
-
2011
- 2011-12-29 ES ES201132137A patent/ES2415773B1/es active Active
-
2012
- 2012-03-06 US US13/413,206 patent/US20130168009A1/en not_active Abandoned
- 2012-12-24 EP EP12382529.1A patent/EP2610047A1/en not_active Withdrawn
- 2012-12-31 CN CN2012105915775A patent/CN103182783A/zh active Pending
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20130168009A1 (en) | 2013-07-04 |
| CN103182783A (zh) | 2013-07-03 |
| ES2415773B1 (es) | 2014-09-02 |
| EP2610047A1 (en) | 2013-07-03 |
| ES2415773R1 (es) | 2013-10-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2415773B1 (es) | Método de fabricación de piezas de material compuesto con cambios de espesor | |
| KR102047554B1 (ko) | 복합재 햇 보강재, 복합재 햇-보강 압력 웨브, 및 그 제조 방법 | |
| JP6786256B2 (ja) | 複合材料を形成するためのシステム及び方法 | |
| US20130139961A1 (en) | Dual-skin structures | |
| ES2650940T3 (es) | Larguero de ala con varias cajas y revestimiento | |
| US6110567A (en) | Composite structural panel having a face sheet reinforced with a channel stiffener grid | |
| ES2674659T3 (es) | Método para fabricar una caja de torsión aeronáutica, caja de torsión y herramienta para fabricar una caja de torsión aeronáutica | |
| US9931809B2 (en) | Composite material structure and method of manufacturing composite material structure | |
| US20130115429A1 (en) | Composite structure and method of forming same | |
| US10899103B2 (en) | Isogrid stiffening elements | |
| ES2738109T3 (es) | Disposición de unión de los cajones laterales de un estabilizador horizontal de cola con un cajón central tubular y procedimiento de fabricación de dicho cajón | |
| EP2602097B1 (en) | Method for producing a composite component assembly having at least two plate-shaped composite structures | |
| JP2015147412A (ja) | 積層ｉ字ブレードストリンガー | |
| BR112013017524B1 (pt) | pré-forma reforçada, estruturas de compósito e método de formação de estrutura de compósito reforçada | |
| WO2012113966A1 (es) | Procedimiento para la fabricación de palas eólicas, palas para hélices, alas o estructuras similares y estructura en forma de pala obtenida mediante dicho procedimiento | |
| US8580170B2 (en) | Process for producing a substantially shell-shaped component | |
| EP2234793B1 (en) | Piece made of composite material with areas of different thickness | |
| JP7412136B2 (ja) | 一体的な補強パネルを含む複合材料からなるマルチリブウィングボックス（ｍｕｌｔｉ－ｒｉｂｂｅｄ ｗｉｎｇ ｂｏｘ）を製造する方法 | |
| WO2010128192A2 (es) | Pieza de material compuesto con gran cambio de espesor. | |
| US9533481B2 (en) | Method for manufacturing a composite material part comprising a web and at least one flange | |
| US20140106116A1 (en) | Composite structure core crush prevention | |
| JP2010507530A (ja) | 翼パネル構造 | |
| US10041472B2 (en) | Blade for a wind turbine and wind turbine comprising said blade | |
| ES2955968T3 (es) | Ensamblaje estructural sin sujetadores | |
| US10125617B2 (en) | Composite structure and a method of fabricating the same |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| FG2A | Definitive protection |
Ref document number: 2415773 Country of ref document: ES Kind code of ref document: B1 Effective date: 20140902 |