ES2638263T3 - Método para fabricar estructuras utilizando módulos de material compuesto y estructuras fabricadas mediante el mismo - Google Patents

Método para fabricar estructuras utilizando módulos de material compuesto y estructuras fabricadas mediante el mismo Download PDF

Info

Publication number
ES2638263T3
ES2638263T3 ES15167436.3T ES15167436T ES2638263T3 ES 2638263 T3 ES2638263 T3 ES 2638263T3 ES 15167436 T ES15167436 T ES 15167436T ES 2638263 T3 ES2638263 T3 ES 2638263T3
Authority
ES
Spain
Prior art keywords
modules
edges
composite
module
bevel
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.)
Active
Application number
ES15167436.3T
Other languages
English (en)
Inventor
Darrell D. Jones
Arvid J. Berg
Joseph D. Brennan
Travis J. Sherwood
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Application granted granted Critical
Publication of ES2638263T3 publication Critical patent/ES2638263T3/es
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64FGROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C31/00Handling, e.g. feeding of the material to be shaped, storage of plastics material before moulding; Automation, i.e. automated handling lines in plastics processing plants, e.g. using manipulators or robots
    • B29C31/04Feeding of the material to be moulded, e.g. into a mould cavity
    • B29C31/08Feeding of the material to be moulded, e.g. into a mould cavity of preforms to be moulded, e.g. tablets, fibre reinforced preforms, extruded ribbons, tubes or profiles; Manipulating means specially adapted for feeding preforms, e.g. supports conveyors
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/30Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/304In-plane lamination by juxtaposing or interleaving of plies, e.g. scarf joining
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/30Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/38Automated lay-up, e.g. using robots, laying filaments according to predetermined patterns
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/40Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/50Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of indefinite length, e.g. prepregs, sheet moulding compounds [SMC] or cross moulding compounds [XMC]
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/54Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/545Perforating, cutting or machining during or after moulding
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32LAYERED PRODUCTS
    • B32BLAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/02Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12Construction or attachment of skin panels
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64FGROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29KINDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2105/00Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
    • B29K2105/06Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts
    • B29K2105/08Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts of continuous length, e.g. cords, rovings, mats, fabrics, strands or yarns
    • B29K2105/0872Prepregs
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29KINDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2307/00Use of elements other than metals as reinforcement
    • B29K2307/04Carbon
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29LINDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00Other particular articles
    • B29L2031/30Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076Aircrafts
    • B29L2031/3082Fuselages
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40Weight reduction
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10TTECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1002Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10TTECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1052Methods of surface bonding and/or assembly therefor with cutting, punching, tearing or severing
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10TTECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00Metal working
    • Y10T29/49Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49616Structural member making
    • Y10T29/49622Vehicular structural member making
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10TTECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00Metal working
    • Y10T29/49Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49826Assembling or joining
    • Y10T29/49861Sizing mating parts during final positional association
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10TTECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/19Sheets or webs edge spliced or joined
    • Y10T428/192Sheets or webs coplanar

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Robotics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

Método para fabricar una estructura de material compuesto, que comprende: formar una pluralidad de módulos (208) de material compuesto teniendo cada uno un borde (210); y, unir los módulos entre sí a lo largo de bordes respectivos de dos módulos colocados de manera adyacente formando una unión en bisel entre los bordes respectivos; en los que la unión en bisel es una unión de cuñas entrelazadas, en la que los módulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un ángulo de aproximadamente 45 grados con respecto al borde, y en la que: unir los módulos entre sí a lo largo de sus bordes incluye formar una unión que define un patrón en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los módulos.

Description

5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
DESCRIPCION
Metodo para fabricar estructuras utilizando modulos de material compuesto y estructuras fabricadas mediante el mismo.
Campo tecnico
Esta descripcion se refiere generalmente a tecnicas para fabricar estructuras de material compuesto, y trata mas particularmente de un metodo para fabricar estructuras de material compuesto a gran escala uniendo modulos de material compuesto entre si.
Antecedentes
Estructuras de material compuesto a gran escala tales como revestimiento del fuselaje para aeronaves, pueden fabricarse usando maquinas avanzadas para colocar fibra (AFP) capaces de disponer materiales compuestos a velocidades relativamente altas. Una manera de conseguir velocidades de produccion de las unidades mas altas puede obtenerse utilizando una mayor cantidad de maquinas AFP, sin embargo, el uso de maquinas AFP adicionales puede dar lugar a la necesidad de inversiones de capital significativas en terminos de costes de maquinas, herramientas y espacio de suelo de la fabrica.
Por consiguiente, se necesita un metodo de fabricacion que consiga velocidades de produccion relativamente altas con una inversion y unos costes operativos relativamente bajos. Existe tambien una necesidad de un metodo de fabricacion que sea relativamente flexible y se base en equipos que sean menos complicados que las maquinas AFP.
El documento US 2007/289246 da a conocer un metodo y union de lengueta y ranura. Para fabricar una union en un panel, se genera una hendidura y se dobla el panel a lo largo de la hendidura. El panel incluye un primer revestimiento, un segundo revestimiento y un nucleo. El nucleo esta intercalado entre el primer revestimiento y el segundo revestimiento. La hendidura pasa a traves del primer revestimiento y al menos una parte del nucleo. La hendidura incluye un conjunto de lenguetas y un conjunto de ranuras correspondiente. El conjunto de lenguetas se engrana con el conjunto de ranuras en respuesta al doblado del panel a lo largo de la hendidura.
Sumario
Segun un aspecto, se proporciona un metodo para fabricar una estructura de material compuesto segun la reivindicacion 1. Segun otro aspecto, se proporciona una estructura de material compuesto para aeronaves segun la reivindicacion 3.
Segun las realizaciones descritas, se proporciona un metodo para fabricar estructuras de material compuesto, particularmente estructuras de material compuesto a gran escala, que proporciona velocidades de produccion mas altas usando equipos de menor coste. El tiempo de produccion puede reducirse fabricando una estructura a gran escala de modulos que son fabricados individualmente y unidos a continuacion entre si y curados conjuntamente. Los modulos individuales de la estructura pueden fabricarse en paralelo usando equipos del tamano correcto que, tomados colectivamente, pueden ser capaces de velocidades de colocacion de material mas altas en comparacion con las maquinas AFP convencionales. El metodo descrito permite tambien el uso de equipos capaces de manejar multiples formas de materiales que pueden necesitarse para satisfacer los requisitos de carga en regiones particulares de la estructura.
Segun un ejemplo dado a conocer, se proporciona un metodo para fabricar una estructura de material compuesto que comprende: formar una pluralidad de modulos de material compuesto teniendo cada uno un borde; y, unir los modulos a lo largo de sus bordes. Los modulos pueden unirse usando una union en bisel entre los bordes de los modulos que puede incluir una o mas rampas superpuestas. Los modulos adyacentes pueden unirse entre si mediante multiples uniones en bisel que forman un patron en dientes de sierra en el que los modulos incluyen fibras de refuerzo unidireccionales que tienen orientaciones distintas de 0 o 90 grados.
Segun otro ejemplo de metodo dado a conocer, fabricar una estructura de material compuesto comprende: formar una pluralidad de modulos de material compuesto de multiples capas; ensamblar los modulos de material compuesto entre si, que incluye formar uniones en bisel entre al menos determinados modulos; y, curar conjuntamente los modulos despues de que se hayan formado las uniones en bisel. Las uniones en bisel pueden formarse poniendo a tope capas similares de modulos adyacentes o superponiendo las capas similares.
Segun otro ejemplo adicional dado a conocer, una estructura de material compuesto para aeronave comprende: una pluralidad de modulos laminados de material compuesto teniendo cada uno bordes; y, uniones en bisel para unir los modulos a lo largo de sus bordes. Cada uno de los modulos incluye multiples capas. Las capas similares de los
5
10
15
20
25
30
35
modulos adyacentes pueden estar o bien a tope o bien superpuestas en las uniones en bisel. En una variation, la union en bisel pude ser una union de cunas entrelazadas y las uniones entre determinados modulos adyacentes pueden formar un patron en dientes de sierra.
Las realizaciones de la description satisfacen la necesidad de un metodo para fabricar estructuras de material compuesto a gran escala usando equipos de tamano correcto que representen una inversion con un capital relativamente bajo. Las realizaciones descritas satisfacen tambien la necesidad de un metodo de fabrication que es altamente flexible y permite que se formen en paralelo multiples modulos de la estructura.
1. Metodo para fabricar una estructura de material compuesto que comprende:
formar una pluralidad de modulos de material compuesto teniendo cada uno un borde; y, unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes.
2. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que unir los modulos incluye formar una union en bisel entre los bordes respectivos de los modulos.
3. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que los modulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un angulo de aproximadamente 45 grados con respecto a un eje de orientation, y en el que:
unir los modulos entre si incluye formar una union que define un patron en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los modulos.
4. Metodo segun la reivindicacion 3, en el que unir los modulos entre si incluye formar una union en bisel a lo largo de los bordes de los modulos.
5. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que cada uno de los modulos incluye al menos dos bordes, y unir los modulos entre si incluye:
formar al menos dos uniones en bisel entre los modulos respectivamente a lo largo de al menos dos bordes.
6. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que cada uno de los modulos incluye una pluralidad de capas, y unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes incluye:
superponer al menos determinadas capas a lo largo de los bordes.
7. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que cada uno de los modulos incluye una pluralidad de capas, y unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes incluye:
poner las capas sustancialmente a tope a lo largo de los bordes.
8. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que unir los modulos entre si incluye formar al menos una union en bisel a lo largo de los bordes de los modulos.
9. Estructura de aeronave a gran escala fabricada por el metodo de la reivindicacion 1.
10. Metodo para fabricar una estructura de material compuesto, que comprende: formar una pluralidad de modulos de material compuesto, de capas multiples;
ensamblar entre si los modulos de material compuesto, incluyendo formar uniones en bisel entre al menos determinados modulos de material compuesto; y,
curar conjuntamente los modulos de material compuesto despues de que se hayan formado las uniones en bisel.
11. Metodo segun la reivindicacion 10, en el que formar uniones en bisel incluye poner a tope las capas adyacentes de al menos determinados modulos unidos entre si.
12. Metodo segun la reivindicacion 10, en el que formar uniones en bisel incluye superponer sustancialmente las capas de las capas adyacentes de al menos determinados modulos unidos entre si.
5
10
15
20
25
30
35
13. Metodo segun la reivindicacion 10, en el que:
formar los modulos de material compuesto de capas multiples incluye disponer capas de material compuesto reforzadas con fibras que tienen orientaciones de fibras que se extienden transversalmente a los bordes de los modulos de manera que los bordes forman un patron en dientes de sierra, y
ensamblar los modulos incluye ajustar entre si los patrones en dientes de sierra de los modulos adyacentes de los modulos unidos entre si.
14. Metodo segun la reivindicacion 13, en el que ensamblar los modulos incluye escalonar los modulos uno con relacion a otro de manera que los patrones en dientes de sierra estan desplazados uno con relacion a otro.
15. Metodo segun la reivindicacion 10, en el que ensamblar los modulos entre si incluye colocar al menos uno de los modulos sobre una de las uniones en bisel.
16. Metodo segun la reivindicacion 10, en el que ensamblar los modulos incluye colocar los modulos uno con relacion a otro en una herramienta de curado.
17. Estructura de aeronave de material compuesto para aeronaves fabricada mediante el metodo de la reivindicacion 1.
18. Estructura de aeronave de material compuesto, que comprende:
una pluralidad de modulos de laminado de material compuesto teniendo cada uno bordes; y uniones en bisel para unir los modulos a lo largo de sus bordes.
19. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 18, en la que:
cada uno de los modulos incluye multiples capas, y las capas similares de las capas adyacentes de los modulos estan a tope entre si en la union en bisel.
20. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 18, en la que:
cada uno de los modulos incluye multiples capas, y las capas similares de las capas adyacentes de los modulos se superponen en la union en bisel.
21. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 18, en la que la union en bisel es una union de cunas entrelazadas.
22. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 18, en la que:
al menos determinados modulos que tienen bordes unidos entre si por las uniones en bisel incluyen cada uno al menos una capa que incluye fibras de refuerzo que tienen una orientacion comun, y
las uniones en bisel que unen estos determinados modulos forman un patron en dientes de sierra.
23. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 18 que comprende ademas:
al menos una capa de material compuesto que esta superpuesta y unida al menos a una de las uniones en bisel.
24. Estructura de material compuesto a gran escala para aeronaves, que comprende:
una pluralidad de modulos de laminado de material compuesto curados conjuntamente en los que cada uno incluye multiples capas de resina de fibra reforzada con fibra, cada uno de los modulos incluye bordes primero y segundo que se extienden transversalmente entre si,
los bordes de las capas de las capas adyacentes de los modulos se superponen entre si para formar una union en bisel que une entre si los modulos adyacentes, y
al menos determinados modulos adyacentes que incluyen capas que tienen un refuerzo de fibras orientadas transversalmente a los bordes y en los que los bordes primero y segundo forman un patron en dientes de sierra.
5
10
15
20
25
30
35
25. Metodo para fabricar una estructura de material compuesto a gran escala para aeronaves, que comprende:
formar una pluralidad de modulos de material compuesto en los que cada uno incluye una pluralidad de capas de fibras preimpregnadas en los que al menos la creacion de las capas incluye orientaciones de las fibras que se extienden transversalmente a los bordes de los modulos;
colocar los bordes de los modulos para formar un perfil en dientes de sierra;
ensamblar los modulos de material compuesto entre si, que incluye formar uniones en bisel entre los modulos y conjugar los perfiles en dientes de sierra de los modulos adyacentes;
colocar los modulos en una herramienta de curado; y,
curar conjuntamente los modulos despues de que los modulos se han colocado en la herramienta de curado.
Breve descripcion de los dibujos
La figura 1 es una vista desde arriba esquematica de un sistema de fabricacion que es adecuado para la implementacion de una realizacion ilustrativa del metodo de fabricacion del revestimiento del fuselaje de material compuesto modular.
La figura 2 es una vista en perspectiva de un sistema de fabricacion que es adecuado para la implementacion de una realizacion ilustrativa del metodo de fabricacion del revestimiento del fuselaje de material compuesto modular.
La figura 3 es una vista desde un extremo de una maquina SADL (localizadora dobladora semiautomatica), una maquina de recogida y colocacion y una herramienta de curado.
La figura 4 es un diagrama de flujo que compendia una realizacion ilustrativa del metodo de fabricacion del revestimiento del fuselaje de material compuesto modular.
La figura 5 es un diagrama de flujo de una metodologla de produccion y servicio de una aeronave.
La figura 6 es un diagrama de bloques de una aeronave.
La figura 7 es un diagrama de flujo que ilustra realizaciones para fabricar estructuras de material compuesto.
La figura 8 ilustra realizaciones adicionales para fabricar estructuras de material compuesto.
La figura 9 es una vista en seccion transversal de modulos de material compuesto dispuestos de manera adyacente.
La figura 10 es una vista en planta que ilustra una subseccion de un revestimiento del fuselaje para aeronaves formada a partir de multiples modulos segun las realizaciones descritas.
La figura 11 es una vista en perspectiva de una seccion de fuselaje formada por subsecciones del tipo ilustrado en la figura 10.
La figura 12 es una vista en seccion transversal tomada a lo largo de la llnea 12 - 12 de la figura 10.
La figura 13 es una ilustracion esquematica que muestra las capas de la union en bisel mostradas en la figura 12.
La figura 14 es una vista en seccion transversal tomada a lo largo de la llnea 14 - 14 de la figura 10.
La figura 15 es una ilustracion esquematica que muestra las capas de la union en bisel de la figura 14.
La figura 16 es una ilustracion a escala ampliada de la superficie designada con una “A” en la figura 10.
La figura 17 es una vista en seccion transversal de otra union en bisel segun una realizacion alternativa.
La figura 18 es una ilustracion esquematica que muestra las capas de la union en bisel de la figura 17.
La figura 19 es una vista en perspectiva de un modulo de material compuesto que tiene bordes en dientes de sierra.
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
La figura 20 es una vista en seccion transversal que muestra una union en bisel que forma otra realization.
La figura 21 es una ilustracion esquematica que ilustra las capas de la union en bisel de la figura 20.
La figura 22 es una vista en seccion transversal que muestra otra realizacion de la union en bisel.
La figura 23 es una ilustracion esquematica que muestra las capas de la union en bisel de la figura 22.
La figura 24 es una vista en planta que ilustra los desplazamientos entre los bordes de la union en dientes de sierra entre multiples modulos.
La figura 25 es un diagrama de flujo que ilustra a grandes rasgos los pasos de una realizacion del metodo descrito. Description detallada
Haciendo referencia inicialmente a las figuras 1 - 3 de los dibujos, un sistema de fabrication se indica generalmente por el numero de referencia 1 que es adecuado para la implementation de una realizacion ilustrativa del metodo de fabricacion de material compuesto modular. Se muestra el sistema 1 de fabricacion en la vista desde arriba de la figura 1 y en la vista en perspectiva de la figura 2. El metodo para la fabricacion del material compuesto modular puede utilizar equipo del tamano correcto, simple, que permite la colocation de materiales compuestos mediante procesos en paralelo en lugar de en serie como parte de la fabricacion de fuselajes de aeronave o de otras partes de material compuesto. El uso de una tecnica de proceso en paralelo en la lamination automatica de modulos de revestimiento para fuselajes de aeronave o de otras partes puede reducir drasticamente el tiempo requerido para fabricar una parte unica. Esta medida puede reducir la inversion de capital, el espacio de suelo de la fabrica y el personal de soporte requerido para fabricar revestimiento del fuselaje para aeronaves de material compuesto o de otras partes. Ademas, el metodo puede usarse en la fabricacion de partes de material compuesto de colocacion plana tal como revestimiento del fuselaje para aeronaves, por ejemplo, y sin limitaciones, o de partes de material compuesto de colocacion contorneada tales como chapas de revestimiento del ala y estabilizadores de aeronave, por ejemplo, y sin limitaciones, El metodo puede usarse para fabricar paneles, cuartos de secciones, medias secciones del fuselaje, mas de medias secciones del fuselaje o secciones cillndricas completas.
Tal como se muestra en las figuras 1 y 2, el sistema 1 de fabricacion puede incluir una o multiples maquinas 2 de colocacion de banda plana (FTLM) para facilitar la fabricacion de partes de material compuesto de colocacion plana
tal como revestimiento del fuselaje para aeronaves, por ejemplo, y sin limitaciones. Adicional o alternativamente, el
sistema 1 de fabricacion puede incluir una o multiples maquinas de colocacion de banda contorneada (CTLM) (no mostradas) para facilitar la fabricacion de partes de material compuesto de colocacion contorneada como
revestimiento de ala de aeronave, revestimiento del morro y/o revestimiento de la cola, por ejemplo, y sin
limitaciones. Las maquinas FTLM y CTLM pueden tener un diseno que se conoce por expertos en la tecnica. Aunque una estructura ejemplar y un metodo de operation de la maquina 2 FTLM se describira a continuation en el presente documento, resultara evidente reconocer y entender que el mismo metodo de operacion puede utilizarse con respecto a una o mas maquinas CTLM ademas de o en lugar de las maquinas 2 FTLM.
Cada maquina 2 FTLM puede incluir un par de carriles 3 de bastidor separados, paralelos, generalmente alargados. Un bastidor 4 de carro puede extenderse y estar adaptado para atravesar bidireccionalmente los carriles 3 de pista del bastidor. El bastidor 4 de carro puede incluir un par de miembros 5 de bastidor de carro separados, paralelos, alargados generalmente. Los miembros 5 de bastidor de carro pueden estar orientados en una relation generalmente perpendicular con respecto a los carriles 3 de pista de bastidor.
Un carro 6 de corte puede estar adaptado para atravesar bidireccionalmente los miembros 5 de bastidor de carro del bastidor 4 de carro. Un motor de carro (no mostrado) puede estar aplicado al carro 6 de corte para facilitar el movimiento del carro 6 de corte en el bastidor 4 de carro. Un dispositivo 7 de corte puede estar dispuesto en el carro 6 de corte. En algunas realizaciones, el dispositivo 7 de corte puede ser una cuchilla ultrasonica, aunque pueden usarse implementos de corte alternativos que se conocen por expertos en la tecnica y son adecuados para este objeto.
Una pista 10 de rotation de la plataforma de transferencia, que puede ser circular o anular, puede estar dispuesta entre los carriles 3 de pista de bastidor y debajo del bastidor 4 de carro. Una plataforma 14 de transferencia puede estar dispuesta de manera retirable en la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia. La plataforma 14 de transferencia puede tener una forma generalmente cuadrada. Las porciones 14a de esquina de la plataforma 14 de transferencia pueden aplicarse deslizable o rotatoriamente a la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia a juicio de los expertos en la tecnica por medio de rodillos (no mostrados), por ejemplo, y sin limitaciones. Segun se describira a continuacion en el presente documento, una lamina 16 de transporte puede estar dispuesta en la plataforma 14 de transferencia. Tal como se usa en el presente documento, “modulo” y “modulo de material compuesto” hacen referencia a secciones de material compuesto que estan unidas entre si para formar una
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
estructura mayor, y pueden ser, pero no estan necesariamente limitadas a, un conjunto unico o multiple formado de estopas de fibra o tejidos preimpregnados. Un modulo 18 de material compuesto puede estar dispuesto en la lamina 16 de transporte. La plataforma 14 de transferencia puede rotarse en la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia, el bastidor 4 de carro puede moverse a lo largo de los carriles 3 de pista de bastidor y el carro 6 de corte puede moverse a lo largo de los miembros 5 de bastidor de carro del bastidor 4 de carro para facilitar el corte del modulo 18 de material compuesto a lo largo de un eje o de ejes seleccionados mediante la operacion del dispositivo 7 de corte.
Tal como se muestra en las figuras 1 - 3, el sistema 1 de fabrication puede incluir ademas una maquina 22 SADL (localizadora dobladora semiautomatica), La maquina 22 SADL puede incluir un pedestal 23 que puede hacerse portatil mediante multiples ruedas 24 de pedestal. La plataforma 25 de formation del modulo puede estar dispuesta en el pedestal 23. La plataforma 25 de formacion del modulo puede estar adaptada a recibir y soportar una lamina 16 portadora en la que esta dispuesto un modulo 18 de material compuesto con propositos que se describiran a continuation en el presente documento.
Como se describira ademas en las figuras 1 - 3, el sistema 1 de fabricacion puede incluir adicionalmente una maquina 30 de recogida y colocation. Tal como se muestra en las figuras 1 y 2, la maquina 30 de recogida y colocation puede estar situada generalmente adyacente a la maquina 22 SADL. Tal como se muestra adicionalmente en la figura 1, en algunas realizaciones una maquina 22 SADL puede estar dispuesta en o esta generalmente adyacente a extremos respectivos de la maquina 30 de recogida y colocacion. La maquina 30 de recogida y colocacion puede incluir un caballete 31 que tiene un par de carriles 32 separados, paralelos, generalmente alargados. Los carriles 32 del caballete 31 pueden estar soportados cada uno por multiples soportes 33 de carril separados tal como se muestra en la figura 3. Al menos un carro 36 con cabeza de colocacion puede extenderse y aplicarse deslizablemente a los carriles 32 del caballete 31. Cada carro 36 con cabeza de colocacion puede extenderse y aplicarse deslizablemente a los carriles 32 del caballete 31. Cada carro 36 con cabeza de colocacion puede estar adaptado al desplazamiento bidireccional por los carriles 32, segun indica la flecha 8 de doble cabeza de la figura 1. Un motor de carro (no mostrado) puede ser aplicado a cada carro 36 con cabeza de colocacion para facilitar el movimiento del carro 36 con cabeza de colocacion por los carriles 32.
Tal como se muestra en las figuras 2 y 3, una cabeza 40 de colocacion del modulo puede estar suspendida de cada carro 36 con cabeza de colocacion. La cabeza 40 de colocacion del modulo puede incluir un arbol 41 de cabeza y un miembro 42 de aplicacion del modulo generalmente curvado o arqueado. El arbol 41 de cabeza de la cabeza 40 de colocacion del modulo puede estar aplicado al carro 36 con cabeza de colocacion usando cualquier tecnica apropiada conocida para los expertos en la tecnica. En algunas realizaciones, al menos una pestana 37 de montaje de la cabeza se extiende desde el carro 36 con cabeza de colocacion. Al menos un soporte 44 de fijacion de modulo se extiende desde el arbol 41 de cabeza. El soporte 44 de fijacion de modulo puede estar conectado al menos a una pestana 37 de montaje de la cabeza por medio de un miembro 38 de fijacion de la cabeza.
Tal como se ha mostrado adicionalmente en las figuras 2 y 3, el modulo 42 de aplicacion del modulo de la cabeza 40 de colocacion del modulo puede incluir una superficie 43 de formacion del modulo generalmente convexa. Un escaner 49 de un sistema 46 de escaneado de inspection puede estar adaptado para atravesar la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo. El escaner 49 puede estar fijado al miembro 42 de aplicacion del modulo segun la experiencia de los expertos en la tecnica objeto. En algunas realizaciones, una ranura 47 del escaner curvada, generalmente alargada puede estar dispuesta en el miembro 42 de aplicacion del modulo generalmente adyacente a y a lo largo de la superficie 43 formadora del modulo. Un soporte 48 de escaner puede estar aplicado a la ranura 47 del escaner para atravesar la ranura 47 del escaner. El escaner 49 puede estar dispuesto en el soporte 48 de escaner. Un motor de escaner (no mostrado) puede estar aplicado al soporte 48 de escaner para facilitar el movimiento selectivo del soporte 48 de escaner en la ranura 47 del escaner y del escaner 49 a lo largo y adyacente a la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo. Un analisis de inspeccion y un sistema de control (no mostrados) pueden estar conectados al motor del escaner (no mostrado) y al escaner 49 para facilitar el movimiento de escaneado del escaner 49 y recoger y analizar imagenes recibidas del escaner 49.
El sistema 1 de fabricacion puede incluir ademas una herramienta 54 de curado, mandril o molde. La herramienta 54 de curado puede ser una herramienta de curado OML (llnea de molde exterior) o una IML (llnea de molde interior), como ejemplo y sin limitaciones. Tal como se muestra en las figuras 1, 2 y 3, la herramienta 54 de curado puede estar situada adyacente generalmente a la maquina 22 SADL y entre los carriles 32 de la maquina 30 de recogida y colocacion. Tal como se muestra en la figura 3, en algunas realizaciones la herramienta 54 de curado puede incluir una base 55 de la herramienta y lados 56 de herramienta separados, generalmente paralelos que se extienden desde la base 55 de la herramienta. Una superficie 57 de colocacion del modulo generalmente curvada o semicircular puede estar dispuesta en la base 55 de la herramienta y en los lados 56 de la herramienta y puede extenderse a lo largo de la longitud de la herramienta 54 de curado. Sin embargo, resultara evidente reconocer y comprender que la herramienta 54 de curado (tal como en el caso de las herramientas de curado IML, por ejemplo) no tiene necesariamente una section transversal totalmente cillndrica o semicillndrica tal como se muestra con respecto a la superficie 57 de colocacion del modulo de la herramienta 54 de curado. En circunstancias en las que
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
60
se desea utilizar el metodo de fabricacion de cuartos de paneles, por ejemplo, y sin limitaciones, se pueden usar herramientas 54 de curado que tengan a la vez una configuracion OML y una configuracion IML. Ademas, la herramienta 54 de curado puede estar configurada como un molde para alas o para el estabilizador, herramienta, herramienta de curado o en cualquier configuracion dependiendo de la parte a ser fabricada.
En la implementacion tlpica del metodo de fabricacion de material compuesto modular, el metodo puede usarse para fabricar un revestimiento 60 del fuselaje para aeronaves (figura 1) usando los multiples modulos 18 de material compuesto. Dependiendo de la aplicacion y de la parte que debe ser fabricada, cada modulo 18 puede incluir cualquier combination de preimpregnado de fibra de carbono unidireccional; tejido preimpregnado de fibra de carbono; fibra de cristal; KEVLAR ® poli(p-fenileno tereftalmida); u otros materiales. Cada modulo 18 puede tener al menos una capa. Una lamina 16 portadora, sobre la que puede ser depositado un modulo 18 de material compuesto, puede estar dispuesta inicialmente en una plataforma 14 de transferencia. La plataforma 14 de transferencia puede estar dispuesta en la pista de rotation de la plataforma 10 de transferencia anular de una maquina 2 FTLm. El dispositivo 7 de corte del carro 6 de corte puede ser operado para recortar o cortar el modulo 18 de material compuesto a la dimension y forma deseadas. Durante el recorte, corte u operation de modulation, el modulo 18 de material compuesto puede situarse en orientaciones seleccionadas con respecto al dispositivo 7 de corte mediante el movimiento del carro 6 de corte a lo largo de miembros de bastidor del carro 5 del bastidor del carro 4; por el movimiento del bastidor del carro 4 a lo largo de los carriles 3 de pista del bastidor; y/o por rotacion de la plataforma 14 de transferencia en la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia. Cada FTLM 2 puede facilitar la modulacion a alta velocidad de los modulos 18 de material compuesto que deben formar el revestimiento 60 del fuselaje para aeronaves usando tecnologla de corte limpio.
Despues de recortar o cortar el modulo 18 de material compuesto la plataforma 14 de transferencia, en la que esta dispuesta la lamina 16 de transporte y el modulo 18 de material compuesto recortado o cortado, puede ser retirada de la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia. La plataforma 14 de transferencia puede ser transportada desde la maquina 2 FTLM a una de las maquinas 22 SADL. La retirada de la plataforma 14 de transferencia de la pista 10 de rotacion de la plataforma de transferencia y/o el transporte de la plataforma 14 de transferencia puede ser automatica o manual. En la maquina 22 SADL, la lamina 16 de transporte puede ser retirada de la plataforma 14 de transferencia y dispuesta en la plataforma 25 de formation del modulo de la maquina 22 SADL. La lamina 16 de transporte puede tener dispuestas multiples aberturas para herramientas/lndices (referencias), (no mostradas) que pueden ser indexadas a la maquina 22 SADL para facilitar la colocation y colocation apropiada de la lamina 16 de transporte en la plataforma 25 de formacion del modulo.
El carro 36 con cabeza de colocacion puede ser operado a continuation para que deslice a lo largo de los carriles 32 del caballete 31 de la maquina 30 de recogida y colocacion para disponer el miembro 42 de aplicacion del modulo de la cabeza 40 de colocacion del modulo directamente sobre el modulo 18 de material compuesto. La plataforma 25 de formacion del modulo de la maquina 22 SADL puede ser alta entonces contra la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo para formar o contornear el modulo de material compuesto plano 18 siguiendo el contorno generalmente convexo de la superficie 43 formadora del modulo, segun se indica por llnea de trazos en la figura 3, por medio de un proceso de compactacion del modulo. La formacion y el contorneado del modulo 18 siguiendo la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo puede ser automatica. Modulos 18 de material compuesto adicionales pueden ser transportados desde la maquina 2 FTLM a la plataforma 25 de formacion del modulo de la maquina 22 SADL y formados segun la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo de una manera laminada o multicapa segun se necesite para conseguir un espesor deseado del revestimiento 60 del fuselaje para aeronaves (figura 1). Por consiguiente, se pueden disponer modulos 18 de material compuesto sucesivos uno sobre otro para formar un modulo 18 laminado que tiene multiples capas. Dependiendo de la aplicacion, la cabeza 40 de colocacion del modulo puede disponer capas de fibra continuas o capas de tejido continuas junto con capas tejidas de los modulos 18 de material compuesto. En algunas aplicaciones, modulos 18 adyacentes pueden ser aplicados entre si, como se tratara a continuacion con mas detalle. Resultara evidente reconocer y comprender que los modulos 18 de material compuesto no siempre necesitan ser formados en la superficie 43 formadora del modulo del miembro 42 de aplicacion del modulo en la cabeza 40 de colocacion del modulo. En el caso de una herramienta de curado IML 54, los modulos 18 pueden ser formados directamente en la herramienta 54 de curado o en otras capas de revestimiento usando la maquina 22 SADL.
Despues de que el numero deseado de modulos 18 de material compuesto ha sido dispuesto en la cabeza 40 de colocacion del modulo de la maquina 30 de recogida y colocacion, el escaner 49 del sistema 46 de escaneado de inspection puede ser operado para que atraviese la superficie 43 formadora del modulo del miembro 43 de aplicacion del modulo con el objeto de inspeccionar los modulos 18 de material compuesto. Los modulos 18 de material compuesto defectuosos pueden retirarse de la cabeza 40 de colocacion del modulo y reemplazados por modulos 18 de material compuesto no defectuosos. La inspeccion de los modulos 18 en la cabeza 40 de colocacion del modulo puede ser un proceso automatico.
El carro 36 con cabeza de colocacion de la maquina 30 de recogida y colocacion puede ser operado a continuacion para que atraviese los carriles 32 del caballete 31 de la maquina 30 de recogida y colocacion y facilite la colocacion
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
de precision de los modulos 18 de material compuesto apilados, laminados, comprimidos e inspeccionados en el lugar deseado de la superficie 57 de colocacion del modulo (figura 3) de la herramienta 54 de curado.
Modulos 18 apilados, laminados y comprimidos adicionales pueden ser formados de manera similar y dispuestos en los lugares deseados de la superficie 57 de colocacion del modulo para formar el revestimiento 60 del fuselaje para aeronaves. Los bordes 19 de modulo de los modulos 18 adyacentes pueden unirse y superpuestos con un bisel (no mostrado) o unidos mediante un empalme (no mostrado) hasta que el revestimiento 60 del fuselaje para aeronaves queda completamente dispuesto.
Haciendo referencia a continuacion al diagrama 300 de flujo de la figura 4, en el se compendia una realizacion ilustrativa de un metodo de fabricacion de material compuesto. El metodo puede usarse para fabricar un revestimiento del fuselaje para aeronaves que tenga un espesor deseado, por ejemplo, y sin limitaciones. En el bloque 302 se puede disponer un modulo de material compuesto. El modulo puede ser un modulo de revestimiento del fuselaje para aeronaves que puede usarse para fabricar una estructura tal como un revestimiento del fuselaje para aeronaves, por ejemplo, y sin limitaciones, y puede ser dispuesta usando una FTLM (maquina de colocacion de banda plana), por ejemplo, y sin limitaciones, Adicional o alternativamente, el modulo puede usarse para fabricar una estructura tal como un revestimiento para el ala, revestimiento para el morro o revestimiento para la cola de aeronave, por ejemplo y sin limitaciones, en cuyo caso el modulo puede ser dispuesto usando una CTLM (maquina de colocacion de banda contorneada). En el bloque 304, el modulo puede ser transferido a una maquina SADL (localizadora dobladora semiautomatica). En el bloque 306, el modulo puede ser formado segun el contorno de un revestimiento del fuselaje para aeronaves o de otra estructura. En el bloque 308, pueden repetirse los pasos realizados en los bloques 302, 304 y 306 para formar un espesor deseado del revestimiento del fuselaje para aeronaves o para otra estructura. En el bloque 310, los modulos pueden ser inspeccionados. En el bloque 312, los modulos apilados o laminados pueden ser apilados sobre una herramienta de curado. La herramienta de curado puede ser una herramienta de curado OML (llnea de molde exterior) o IML (llnea de molde interior), por ejemplo, y sin limitaciones. En el bloque 314, pueden repetirse los pasos realizados en los bloques 302, 304, 306, 308, 310 y 312 segun sea necesario para disponer completamente el revestimiento del fuselaje para aeronaves o para otra estructura.
Haciendo referencia a continuacion a las figuras 5 y 6, se pueden usar realizaciones de la descripcion en el contexto de un metodo 78 de fabricacion y servicio de una aeronave tal como se muestra en la figura 5 y de una aeronave 94 tal como se muestra en la figura 6. Durante la preproduccion, el ejemplo de metodo 78 puede incluir la especificacion y el diseno 80 de la aeronave 94 y la adquisicion de material 82. Durante la produccion, se realiza la fabricacion de los componentes y subconjuntos 84 y la integracion de los sistemas 86 de la aeronave 94. A partir de este momento, la aeronave 94 puede pasar la certificacion y entrega 88 para ponerse en servicio 90. Mientras esta en servicio con un comprador, se puede programar el mantenimiento de rutina y el servicio 92 (que puede incluir tambien la modificacion, reconfiguracion, renovacion, y as! sucesivamente) de la aeronave 94.
Cada uno de los procesos del metodo 78 pueden ser realizados o efectuados por un integrador de sistemas, una tercera parte y/o un operador (por ejemplo, un comprador). Segun los objetivos de esta descripcion, un integrador de sistemas puede incluir sin limitaciones cualquier numero de fabricantes de aeronaves y subcontratistas de sistemas mayores; una tercera parte puede incluir sin limitaciones cualquier numero de vendedores, subcontratistas y suministradores; y un operador puede ser una llnea aerea, una companla de alquiler (leasing), una entidad militar, una organizacion de servicios y otras.
Tal como se muestra en la figura 6, la aeronave 94 producida mediante el ejemplo de metodo 78 puede incluir una celula de aeronave 98 con una pluralidad de sistemas 96 y un interior 100. Ejemplos de sistemas de alto nivel 96 incluyen uno o mas sistemas 102 de propulsion, un sistema 104 electrico, un sistema 106 hidraulico y un sistema 108 ambiental. Se puede incluir cualquier numero de otros sistemas. Aunque se muestra un ejemplo de la industria aeroespacial, los principios de la invencion pueden ser aplicados a otras industrias, tales como la industria de la automocion.
Los aparatos incorporados en el presente documento pueden ser empleados durante una o mas etapas cualesquiera del metodo 78 de produccion y servicio. Por ejemplo, los componentes o subconjuntos correspondientes al proceso de produccion 84 pueden fabricarse o manufacturados de una manera similar a los componentes o subconjuntos producidos mientras la aeronave 94 esta en servicio. Una o mas incorporaciones de los aparatos puede ser realizada tambien durante las etapas de produccion 84 y 86, por ejemplo, expeditando sustancialmente el montaje, o reduciendo el coste, de una aeronave 94. De manera similar, se puede realizar una o mas incorporaciones de aparatos mientras la aeronave 94 esta en servicio, por ejemplo, y sin limitaciones del mantenimiento y servicio 92.
Tal como se ha mencionado anteriormente, el metodo de fabricacion de material compuesto modular puede utilizar equipo del tamano correcto para permitir la colocacion de materiales compuestos en procesos en paralelo en lugar de en serie como parte de la fabricacion de fuselajes de aeronave u otras partes de material compuesto. En este sentido, se hace referencia a las figuras 7 y 8. Segun un numero de realizaciones, un metodo 700 para fabricar una
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
55
estructura de material compuesto puede incluir disponer 702 una pluralidad de los modulos 18 en la herramienta 54 de manera que cada uno de los modulos 18 es adyacente al menos a otro de los modulos 18, tal como se muestra en la figura 9 y de manera que los modulos adyacentes 18 pueden unirse entre si, tal como en una union 704, para formar una estructura de material compuesto.
En algunas de las realizaciones, mas de un modulo 18 puede ser dispuesto en la herramienta 54 sustancialmente al mismo tiempo; en dichas realizaciones, pueden disponerse una pluralidad de plataformas 14 de transferencia. Ademas, en la formacion de la estructura de material compuesto, los modulos 18 pueden ser dispuestos en la herramienta 54 de una manera sustancialmente secuencial, realizandose un procedimiento 706 posterior a la colocacion en uno de los modulos 18 que ya ha sido dispuesto en la herramienta 54 (segun se indica mediante la notacion n - 2 de la figura 8) mientras que el modulo 18 siguiente esta siendo dispuesto en la herramienta 54 (segun se indica mediante la notacion n - 1 de la figura 8). En muchas realizaciones, el paso de colocacion 702 y el paso de procedimiento 706 posterior a la colocacion pueden ser realizados mientras un modulo 18 siguiente esta siendo preparado 708 para la colocacion (segun se indica mediante la notacion n de la figura 8).
Con respecto a realizar un procedimiento 706 posterior a la disposicion, este procedimiento puede incluir inspeccionar 710 uno de los modulos 18 que ya ha sido dispuesto en la herramienta 54 (segun se indica mediante la notacion n - 2 de la figura 8). La realizacion 706 de un procedimiento posterior a la colocacion puede incluir tambien trabajar en la union 704 formada entre modulos 18 adyacentes. En algunas de las realizaciones, tales como las mostradas en las figuras 7 y 8, el metodo 700 de fabrication puede incluir que se realicen, por ejemplo, los pasos de inspection 710 y el paso de procedimiento 706 posterior a la colocacion en modulos 18 diferentemente dispuestos sustancialmente al mismo tiempo.
En muchas realizaciones, la colocacion 702 de un modulo 18 en una herramienta 54 puede incluir cargar 712 un modulo 18 en una plataforma 14 de transferencia, indexar 714 el modulo cargado en una position apropiada, y/o disponer a continuation 716 el modulo en una herramienta 54. Despues de que todos los modulos 18 han sido dispuestos en la herramienta 54 y ha sido realizado cualquier proceso posterior a la colocacion siguiente, se puede curar la estructura.
Haciendo referencia ahora a las figuras 10 y 11, los modulos 208 de material compuesto del tipo general descrito previamente pueden unirse entre si a lo largo de sus bordes 210 mutuos para formar el revestimiento 202 de una estructura a gran escala tal como una section del fuselaje de una aeronave con forma cillndrica 204. Como se describe a continuacion con mas detalle, cada uno de los modulos 208 puede comprender una o mas capas laminadas de material compuesto reforzadas con fibras unidireccionales o bidireccionales y puede incluir recortes (no mostrados) y/o refuerzos (no mostrados) y/o perfiles (no mostrados) usados en las caracterlsticas de formacion, tal como una puerta 206 en el revestimiento del fuselaje 202 mostrada en la figura 11.
Haciendo referencia ahora a las figuras 12 - 15, Los modulos adyacentes de los modulos 208 pueden unirse a lo largo de sus bordes 210 mutuos por uniones en bisel, ejemplos de estas uniones son designados por los numeros 213a, 213b. Tal como se usa en el presente documento, “union en bisel” hace referencia a una union entre dos piezas de material hechas biselando o achaflanando sus extremos, bordes o lados para que cuando las partes sean dispuestas juntas tengan bordes superpuestos que formen un miembro sustancialmente continuo. Tal como se muestra en la figura 13, cada uno de dos modulos 208a, 208c adyacentes unidos por una union 213a en bisel puede comprender multiples capas 212 de fibras preimpregnadas unidireccionales o bidireccionales emparedadas entre las laminas 216, 218 superficiales superior y de fondo respectivamente. Cada una de las laminas 216, 218 exteriores puede comprender tejido u otros materiales de lamina. La union 213a en bisel se forma disponiendo las capas 212 de los dos modulos 208a, 208c de manera que los extremos exteriores 214 de las capas similares de los modulos 208a, 208c se superponen una a otra. La union 213a en bisel representa un bisel simple con una rampa con una pendiente de 40:1 (es decir, una relation longitud/altura) que comprende un total de 12 capas 212 superpuestas; son posibles rampas con otras relaciones, dependiendo de la aplicacion.
Una subsection 200 de revestimiento particular (figura 10) puede comprender modulos 208 unidos entre si a lo largo de sus bordes 210 mutuos mediante mas de un tipo de uniones 213 en bisel, y de hecho un modulo 208 particular puede unirse a lo largo de sus bordes 210 a modulos 208 adyacentes mediante diferentes tipos de uniones en bisel. Por ejemplo, un borde 210a del modulo 208a mostrado en la figura 10 puede unirse al modulo 208c mediante la union 213a en bisel mostrada en las figuras 12 y 13, mientras que otro borde 210b del modulo 208a puede unirse al modulo 208b mediante otra forma de union 213b en bisel mostrada en las figuras 14 y 15. Tal como se muestra en las figuras 14 y 15, la union 213b en bisel es una simple configuration en bisel que comprende 12 capas 212 dispuestas con una rampa con una pendiente de 80:1 en la que los bordes 214 exteriores de las capas similares 212 estan sustancialmente dispuestos en el mismo plano, y a tope entre si; son posibles otras relaciones de rampa, dependiendo de la aplicacion.
Haciendo referencia ahora a la figura 10 y a las figuras 16 - 18, algunos de los modulos 208 tales como los modulos 208d y 208e pueden comprender capas 212 en las que el angulo de orientation de las fibras de refuerzo se extiende transversalmente a los bordes 210. En el ejemplo ilustrado, la direction de la orientacion de las fibras esta
5
10
15
20
25
30
35
40
45
50
designada por el numero 215 en la figura 16 y comprende 45 grados. Para formar una union 213c en bisel entre los modulos 208d y 208e adyacentes, los bordes 210 estan formados con un patron en zigzag o en dientes de sierra 220 que es simetrico alrededor de un eje 221 de la union (figura 16). El patron en dientes de sierra 220 se produce biselando los bordes 210 de los modulos 208d, 208e en dos direcciones ortogonales. En el ejemplo ilustrado, segun se aprecia mejor en la figura 18, la union 213c en bisel comprende 12 capas 212 dispuestas en una rampa con una pendiente de 80:1 en la que las capas similares estan a tope, en lugar de superponerse una a otra. Son posibles relaciones diferentes de la de 80:1, dependiendo de la aplicacion. La figura 19 ilustra un modulo 208 tlpico que tiene bordes 220 en dientes de sierra en los que los patrones en dientes de sierra estan desplazados entre una capa y otra.
Las figuras 20 y 21 ilustran un conjunto de modulos 219 en el que se usa una union 213d en bisel para unir dos modulos 228a, 228b, cada uno formado por multiples capas 212 en los que las capas similares se superponen por sus bordes 217. Un tercer modulo 226 comprende multiples capas 227 que estan dispuestas sobre la union 213d en bisel. La realizacion de las figuras 20 y 21 ilustra que la union 213d en bisel puede estar escalonada a traves de la subseccion 200 (figura 10) y puede no ser continua a traves de todo el espesor de la subseccion 200. Se hace referencia ahora a las figuras 22 y 23 que ilustran otra realizacion de un conjunto de modulos 229 que emplea una union en bisel del tipo de union 213e de cunas entrelazadas formada por multiples biseles 221. La union 213e en bisel se extiende a traves de todo el espesor del conjunto de modulos 229 y une multiples modulos 230 - 236 adyacentes. En este ejemplo, el conjunto de modulos 229 comprende doce capas 212 incluyendo las laminas 216, 218 superficiales superior y de fondo, en el que cada uno de los biseles 221 posee una rampa con una pendiente de 80:1; son posibles rampas con otras relaciones, dependiendo de la aplicacion. En este ejemplo tambien, estan a tope las capas similares 212 de los modulos 230 - 236 adyacentes, en lugar de estar superpuestas entre si.
Se hace referencia ahora a la figura 24 que ilustra una estructura 238 laminada formada por multiples modulos 208 que estan unidos entre si a lo largo de juntas en bisel (no mostradas) que forman patrones en dientes de sierra 240. En este ejemplo, los patrones 240 en dientes de sierra estan dispuestos en dos grupos 240a, 240b. Los patrones 240 en dientes de sierra estan escalonados uno con relacion a otro de manera que las fases de los dos grupos 240a, 240b estan desplazadas una distancia “x” para que los patrones 240 adyacentes de los patrones en dientes de sierra no esten alineados entre si. Este escalonamiento de patrones 240 en dientes de sierra adyacentes puede mejorar las propiedades estructurales de la estructura 238 laminada.
Se hace referencia ahora a la figura 25 que compendia los pasos en sentido amplio de un metodo para fabricar estructuras usando los modulos 208 descritos previamente. Empezando en el paso 246, se forman modulos 208 que pueden comprender una o multiples capas de material compuesto. A continuacion en 248, los modulos 208 son ensamblados usando una entre varios tipos de uniones en bisel 213 tratadas anteriormente. A continuacion del 11 ensamblaje, los modulos 208 pueden ser dispuestos sobre o en una herramienta de curado en el paso 250 que puede comprender una herramienta de curado con llnea de molde interior o con llnea de molde exterior. Tal como se ha descrito previamente en conexion con las figuras 1 - 3, los modulos 208 pueden ser ensamblados disponiendolos secuencialmente en la herramienta de curado o ensamblando grupos de los modulos 208 y disponiendo a continuacion los grupos en la herramienta de curado. Finalmente, en el paso 252, los modulos ensamblados 208 son curados conjuntamente en las herramientas de curado, dando lugar al flujo de resina a traves de las uniones en bisel 213 para formar una estructura consolidada sustancialmente homogenea.
Aunque las realizaciones de esta description han sido descritas con respecto a determinadas realizaciones a modo de ejemplo, resultara evidente que las realizaciones especlficas tienen como objeto la ilustracion y no la limitation, al igual que otras variaciones que se le puedan ocurrir a los expertos en la tecnica.
Tambien se da a conocer un metodo para fabricar una estructura de material compuesto de ejemplo, que comprende formar una pluralidad de modulos de material compuesto teniendo cada uno un borde, y unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes.
Opcionalmente, unir los modulos incluye formar una union en bisel entre los bordes respectivos de los modulos.
Opcionalmente, los modulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un angulo de aproximadamente 45 grados con respecto a un eje de orientation, y unir los modulos entre si incluye formar una union que define un patron en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los modulos.
Opcionalmente, unir los modulos entre si incluye formar una union en bisel a lo largo de los bordes de los modulos.
Opcionalmente, cada uno de los modulos incluye al menos dos bordes, y unir los modulos entre si incluye formar al menos dos uniones en bisel entre los modulos respectivamente a lo largo de los al menos dos bordes.
Opcionalmente, cada uno de los modulos incluye una pluralidad de capas, y unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes incluye superponer al menos determinadas de las capas a lo largo de los bordes.
Opcionalmente, cada uno de los modulos incluye una pluralidad de capas, y unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes incluye poner sustancialmente a tope las capas a lo largo de los bordes.
Opcionalmente, unir los modulos entre si incluye formar al menos una union en bisel a lo largo de los bordes de los modulos.
5 Tambien se da a conocer una estructura de aeronave a gran escala fabricada por el metodo de ejemplo.
Tambien se da a conocer una estructura de material compuesto para aeronave, que comprende una pluralidad de modulos laminados de material compuesto teniendo cada uno bordes, y uniones en bisel para unir los modulos a lo largo de sus bordes.
Opcionalmente, cada uno de los modulos incluye multiples capas, y capas similares en las capas adyacentes de los 10 modulos se ponen a tope entre si en la union en bisel.
Opcionalmente, cada uno de los modulos incluye multiples capas, y capas similares en las capas adyacentes de modulos se superponen en la union en bisel.
Opcionalmente, la union en bisel es una union de cunas entrelazadas.
Opcionalmente, al menos determinados de los modulos que tienen bordes unidos entre si mediante las uniones en 15 bisel incluyen cada uno al menos una capa que incluye fibras de refuerzo que tienen una orientacion comun, y las uniones en bisel que unen los determinados modulos forman un patron en dientes de sierra.
Opcionalmente, existe al menos una capa de material compuesto que se superpone y se une a al menos una de las uniones en bisel.

Claims (5)

  1. 5
    10
    15
    20
    25
    REIVINDICACIONES
    1. Metodo para fabricar una estructura de material compuesto, que comprende:
    formar una pluralidad de modulos (208) de material compuesto teniendo cada uno un borde (210); y,
    unir los modulos entre si a lo largo de bordes respectivos de dos modulos colocados de manera adyacente formando una union en bisel entre los bordes respectivos; en los que
    la union en bisel es una union de cunas entrelazadas, en la que los modulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un angulo de aproximadamente 45 grados con respecto al borde, y en la que:
    unir los modulos entre si a lo largo de sus bordes incluye formar una union que define un patron en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los modulos.
  2. 2. Metodo segun la reivindicacion 1, en el que cada uno de los modulos (208) incluye al menos dos bordes (210), y unir los modulos entre si incluye:
    formar al menos dos uniones en bisel entre los modulos respectivamente a lo largo de al menos dos bordes.
  3. 3. Estructura de material compuesto para aeronave, que comprende:
    una pluralidad de modulos (208) laminados de material compuesto teniendo cada uno un borde (210); y
    una union en bisel que une dos modulos colocados de manera adyacente a lo largo de los bordes respectivos; en la que:
    la union en bisel es una union de cunas entrelazadas, en la que los modulos incluyen fibras preimpregnadas que forman un angulo de aproximadamente 45 grados con respecto al borde, y en la que:
    unir los modulos entre si incluye formar una union que define un patron en dientes de sierra a lo largo de los bordes de los modulos.
  4. 4. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 3, en la que:
    al menos determinados de los modulos (208) que tienen bordes (210) unidos entre si por una union en bisel incluyendo cada uno al menos una capa que incluye fibras de refuerzo que tienen una orientacion comun.
  5. 5. Estructura de material compuesto segun la reivindicacion 4, que comprende ademas: al menos una capa de material compuesto superpuesta y unida a la union en bisel.
ES15167436.3T 2008-08-28 2009-08-28 Método para fabricar estructuras utilizando módulos de material compuesto y estructuras fabricadas mediante el mismo Active ES2638263T3 (es)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US200882 2008-08-28
US12/200,882 US8752293B2 (en) 2007-12-07 2008-08-28 Method of fabricating structures using composite modules and structures made thereby

Publications (1)

Publication Number Publication Date
ES2638263T3 true ES2638263T3 (es) 2017-10-19

Family

ID=41509058

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES15167436.3T Active ES2638263T3 (es) 2008-08-28 2009-08-28 Método para fabricar estructuras utilizando módulos de material compuesto y estructuras fabricadas mediante el mismo
ES09792061.5T Active ES2547543T3 (es) 2008-08-28 2009-08-28 Método para fabricar estructuras utilizando módulos de material compuesto y estructuras fabricadas de este modo

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
ES09792061.5T Active ES2547543T3 (es) 2008-08-28 2009-08-28 Método para fabricar estructuras utilizando módulos de material compuesto y estructuras fabricadas de este modo

Country Status (9)

Country Link
US (2) US8752293B2 (es)
EP (2) EP2328803B1 (es)
JP (1) JP5623405B2 (es)
KR (1) KR101643785B1 (es)
CN (1) CN102196962B (es)
CA (1) CA2735435C (es)
ES (2) ES2638263T3 (es)
PT (2) PT2328803E (es)
WO (1) WO2010025376A1 (es)

Families Citing this family (79)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9586699B1 (en) 1999-08-16 2017-03-07 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus for monitoring and fixing holes in composite aircraft
US9625361B1 (en) 2001-08-19 2017-04-18 Smart Drilling And Completion, Inc. Methods and apparatus to prevent failures of fiber-reinforced composite materials under compressive stresses caused by fluids and gases invading microfractures in the materials
US7849729B2 (en) 2006-12-22 2010-12-14 The Boeing Company Leak detection in vacuum bags
US9770871B2 (en) 2007-05-22 2017-09-26 The Boeing Company Method and apparatus for layup placement
US8568551B2 (en) 2007-05-22 2013-10-29 The Boeing Company Pre-patterned layup kit and method of manufacture
US8333864B2 (en) 2008-09-30 2012-12-18 The Boeing Company Compaction of prepreg plies on composite laminate structures
US8936695B2 (en) 2007-07-28 2015-01-20 The Boeing Company Method for forming and applying composite layups having complex geometries
US8707766B2 (en) 2010-04-21 2014-04-29 The Boeing Company Leak detection in vacuum bags
US8916010B2 (en) 2007-12-07 2014-12-23 The Boeing Company Composite manufacturing method
US8752293B2 (en) 2007-12-07 2014-06-17 The Boeing Company Method of fabricating structures using composite modules and structures made thereby
GB0901640D0 (en) * 2009-02-03 2009-03-11 Airbus Uk Ltd Joint
RU2518927C2 (ru) * 2009-10-08 2014-06-10 Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. Конструкция из композиционного материала, основное крыло и фюзеляж летательного аппарата, содержащие указанную конструкцию
US9873501B2 (en) 2010-02-05 2018-01-23 Learjet Inc. System and method for fabricating a composite material assembly
DE102010048365B4 (de) 2010-10-13 2012-08-23 Airbus Operations Gmbh Flächengebilde und Flugzeugrumpf mit einem derartigen Flächengebilde
US8551380B2 (en) * 2010-11-12 2013-10-08 The Boeing Company Method of laying up prepreg plies on contoured tools using a deformable carrier film
US9701067B2 (en) 2010-11-12 2017-07-11 The Boeing Company Method of laying up prepreg plies on contoured tools using a deformable carrier film
US9387657B2 (en) 2010-11-12 2016-07-12 The Boeing Company Method of fabricating a curved composite structure using composite prepreg tape
US9017510B2 (en) * 2011-12-13 2015-04-28 The Boeing Company Method and apparatus for fabricating large scale integrated airfoils
FR2985682B1 (fr) * 2012-01-18 2016-05-06 Aircelle Sa Ensemble d'outillage et procede de fabrication d’une piece en materiau composite
US8939406B2 (en) * 2012-07-02 2015-01-27 The Boeing Company Joining composite fuselage sections along window belts
US9090027B2 (en) * 2012-10-23 2015-07-28 Bell Helicopter Textron Inc. System and method of constructing composite structures
US8974618B1 (en) * 2012-12-04 2015-03-10 The Boeing Company Systems and methods for assembling a skin of a composite structure
US9777579B2 (en) 2012-12-10 2017-10-03 General Electric Company Attachment of composite article
US9797257B2 (en) 2012-12-10 2017-10-24 General Electric Company Attachment of composite article
US9969133B2 (en) * 2012-12-21 2018-05-15 Vestas Wind Systems A/S Rail apparatus for wind turbine blade construction
US20140265058A1 (en) * 2013-03-13 2014-09-18 North Thin Ply Technology Llc System and method for maneuvering thin ply technology complexes
EP2783838B1 (en) * 2013-03-27 2015-11-18 Airbus Operations GmbH Composite reinforcement component, structural element, aircraft or spacecraft and method for producing a composite reinforcement component
EP2808147B1 (en) * 2013-05-30 2017-03-01 Airbus Operations S.L. Hybrid tool for curing pieces of composite material
EP2808158A1 (en) * 2013-05-31 2014-12-03 Siemens Aktiengesellschaft A method and apparatus for laying a fibre material on a mould surface
EP2845807B1 (en) * 2013-09-04 2018-12-05 Airbus Operations S.L. Method of manufacturing an aircraft element provided with auxiliary material
EP2862795B1 (en) * 2013-10-17 2017-05-10 Airbus Operations GmbH Method of joining panels for an airframe
DE102013221168A1 (de) * 2013-10-18 2015-05-07 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Bauteilanordnung
US9370922B1 (en) * 2014-03-18 2016-06-21 The Boeing Company Systems and methods for stretch-forming multi-thickness composite skins
US10525524B2 (en) * 2014-07-09 2020-01-07 The Boeing Company Dual-interface coupler
US9724845B2 (en) * 2014-11-13 2017-08-08 The Boeing Company Systems and methods for making indexed prepreg composite sheets and laminated composite articles
US9731453B2 (en) * 2015-03-04 2017-08-15 The Boeing Company Co-curing process for the joining of composite structures
DE102015002777A1 (de) * 2015-03-06 2016-09-08 Broetje-Automation Gmbh Faserlegemaschine
DE102015002775A1 (de) * 2015-03-06 2016-09-08 Brötje-Automation GmbH System zur Fertigung von Faser-Verbundbauteilen
GB201508375D0 (en) * 2015-05-15 2015-07-01 Airbus Operations Ltd Method of forming composite structures
US10800111B2 (en) * 2015-06-16 2020-10-13 The Boeing Company Composite structure fabrication systems and methods
BE1023768B1 (nl) * 2016-01-14 2017-07-18 Robojob, Besloten Vennootschap Met Beperkte Aansprakelijkheid Inrichting en werkwijze voor het plaatsen van wisselstukken op een ondergrond
CN106742041A (zh) * 2016-12-19 2017-05-31 中航成飞民用飞机有限责任公司 飞机蒙皮定位压紧装置
US11511847B2 (en) * 2017-03-28 2022-11-29 The Boeing Company Skin panel of composite material having an internal grid
JP6496360B2 (ja) * 2017-06-29 2019-04-03 ファナック株式会社 樹脂複合板の製造方法
US10654228B2 (en) * 2017-07-28 2020-05-19 The Boeing Company System and method for forming a part by automated fiber placement
US10549489B2 (en) 2017-09-24 2020-02-04 The Boeing Company Partial curing of thermoset composites
CN108146655B (zh) * 2017-12-13 2021-02-05 中国飞机强度研究所 一种机身壁板试验顶杆装置
US10843449B2 (en) 2017-12-14 2020-11-24 The Boeing Company Method and apparatus for forming composite plies on contoured tool surfaces
US11845236B2 (en) * 2018-03-12 2023-12-19 The Boeing Company Composite structure splice and method
US10960620B2 (en) 2018-03-29 2021-03-30 Rohr, Inc. Double vacuum bag method and adjustable support structure
US11135789B2 (en) * 2018-04-26 2021-10-05 The Boeing Company Methods and devices of forming a tensioned stringer for a vehicle
US20210162686A1 (en) * 2018-06-07 2021-06-03 Ocv Intellectual Capital, Llc Systems for and methods of forming structural components
US11027521B2 (en) * 2018-06-09 2021-06-08 Textron Innovations Inc. Splice joint in laminate composite structure
US10933596B2 (en) * 2018-06-22 2021-03-02 Spirit Aerosystems, Inc. System and method for splicing plies in stringer sheets
WO2020119871A1 (en) * 2018-12-10 2020-06-18 Vestas Wind Systems A/S Improvements relating to wind turbine blade manufacture
US11247413B2 (en) 2018-12-17 2022-02-15 The Boeing Company Composite parts including hybrid plies, methods of forming the composite parts, and systems for forming the composite parts
US11318689B2 (en) 2018-12-21 2022-05-03 The Boeing Company Ply transporting and compacting apparatus and method therefor
US11305498B2 (en) 2018-12-21 2022-04-19 The Boeing Company System and method for fabricating a composite ply layup
DE102019207623B3 (de) * 2019-05-24 2020-09-03 Airbus Operations Gmbh Schalenanordnung für einen rumpf eines luftfahrzeugs und rumpf für ein luftfahrzeug
GB201908265D0 (en) * 2019-06-10 2019-07-24 Rolls Royce Plc Lay-up apparatus
US11046420B2 (en) 2019-10-23 2021-06-29 The Boeing Company Trailing edge flap having a waffle grid interior structure
CN111070725A (zh) * 2019-12-11 2020-04-28 江苏理工学院 一种榫卯连接的碳纤维复合材料层合板的制备方法
JP2021126847A (ja) * 2020-02-14 2021-09-02 東レ株式会社 強化繊維プリプレグテープおよびそれを用いた巻取体
US11436390B2 (en) 2020-06-18 2022-09-06 The Boeing Company Fiber path planning to reduce in-plane curvature
EP3970954B1 (en) * 2020-09-17 2023-11-15 Airbus Operations, S.L.U. Composite laminate for an airframe lifting surface and method for manufacturing thereof
CN111746819B (zh) * 2020-07-10 2022-02-15 中国航空制造技术研究院 一种直升机桨毂的自动化装配设备
EP3967480A1 (en) * 2020-09-15 2022-03-16 The Boeing Company Systems and methods for forming composite members
CN112277338B (zh) * 2020-09-30 2022-04-26 陕西科技大学 高效任意角度连续纤维增强复合材料的装置和方法
NL2027397B1 (en) * 2021-01-26 2022-08-17 Boeing Co Composite preform assembly method and apparatus
EP4000842A1 (en) 2020-11-18 2022-05-25 The Boeing Company Composite preform assembly method and apparatus
EP4000880A1 (en) * 2020-11-18 2022-05-25 The Boeing Company Fabrication of curved composite preforms for aircraft via assembly lines
NL2027437B1 (en) * 2021-01-26 2022-08-19 Boeing Co Fabrication of curved composite preforms for aircraft via assembly lines
US20220153444A1 (en) * 2020-11-18 2022-05-19 The Boeing Company Composite Preform Assembly Method and Apparatus
US11724467B2 (en) * 2020-12-18 2023-08-15 The Boeing Company System and method for laying up composite barrel shaped structures
NL2028326B1 (en) * 2021-05-28 2022-12-12 Boeing Co Methods and associated systems for manufacturing composite barrel structures
US11911978B2 (en) 2021-05-07 2024-02-27 The Boeing Company Methods and associated systems for manufacturing composite barrel structures
EP4086163A1 (en) 2021-05-07 2022-11-09 The Boeing Company Methods and associated systems for manufacturing composite barrel structures
US20230219307A1 (en) * 2022-01-07 2023-07-13 The Boeing Company Composite Fuselage Fabrication
EP4249222A1 (en) * 2022-03-23 2023-09-27 Siemens Gamesa Renewable Energy A/S Material layup apparatus and method for producing wind turbine blades using fiber plies

Family Cites Families (178)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2374894A (en) 1943-06-16 1945-05-01 Ford Motor Co Method and apparatus for assembling aircraft fuselages
US2679278A (en) 1951-01-13 1954-05-25 Brown Steel Tank Company Apparatus for assembling tank bodies
US3101290A (en) * 1957-04-01 1963-08-20 Pneumatiques & Caoutchous Manu Method of joining the ends of a multi-ply laminated belt
US3739166A (en) 1971-12-30 1973-06-12 Gen Electric Photoflash device
US4120632A (en) 1972-01-12 1978-10-17 Klepper-Werke Kommanditgesellschaft Molds for production of plastics material boats
US3983282A (en) 1972-05-15 1976-09-28 Seemann Iii William H Fabric constructions useful as building bases in forming compound-curved structures
US3885071A (en) 1972-08-10 1975-05-20 Lockheed Aircraft Corp Fiber-reinforced epoxy composite joints
US4015035A (en) * 1972-08-10 1977-03-29 Lockheed Aircraft Corporation Method of forming fiber-reinforced epoxy composite joints, and product thereof
FR2234130B1 (es) * 1973-05-14 1976-04-30 Kamov Nikolai
GB1526933A (en) 1974-09-13 1978-10-04 Johnson Matthey Co Ltd Vacuum head for handling transfers
US4016022A (en) 1975-12-30 1977-04-05 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Low flow, vacuum bag curable prepreg material for high performance composite systems
US4287015A (en) 1976-10-18 1981-09-01 Danner Harold J Jun Vacuum bag used in making laminated products
US4208238A (en) 1977-07-11 1980-06-17 Grumman Aerospace Corporation Gantry for use in the manufacture of laminar structures
US4132755A (en) 1977-07-22 1979-01-02 Jay Johnson Process for manufacturing resin-impregnated, reinforced articles without the presence of resin fumes
US4238539A (en) * 1979-05-29 1980-12-09 Celanese Corporation Fiber reinforced composite shaft with metallic connector sleeves mounted by a knurl interlock
DE3152072C2 (de) 1980-06-04 1985-08-08 Anatolij Borisovič Averbuch Verfahren zur Montage von Blocksektionen von Schiffsrümpfen und Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens
US4491081A (en) 1980-06-04 1985-01-01 Ivanov Jury P Method for assembling a complete module of multideck ship hull
US4491493A (en) 1983-04-08 1985-01-01 Eaton Homer L Composite tape preparation and application
US4564543A (en) 1984-01-03 1986-01-14 The Boeing Company Multiple lap-joint for thermoplastic laminates
US4496412A (en) 1984-01-03 1985-01-29 The Boeing Company Multiple lap-joint for thermoplastic laminates and method of making the lap-joint
US4554036A (en) 1984-05-07 1985-11-19 Newsom Cosby M Portable vacuum device and method of using same
JPS60252235A (ja) 1984-05-29 1985-12-12 Dainippon Printing Co Ltd パツケ−ジの改ざん判定方法
US4698115A (en) 1984-09-28 1987-10-06 The Boeing Company Silicone rubber vacuum bag tool and method of fabricating same
US4824513A (en) 1984-09-28 1989-04-25 The Boeing Company Silicone rubber vacuum bag tool
US4548859A (en) 1984-10-12 1985-10-22 The Boeing Company Breather material and method of coating fabric with silicone rubber
US4961799A (en) 1984-10-29 1990-10-09 The Boeing Company Blind-side panel repair method
US5034254A (en) 1984-10-29 1991-07-23 The Boeing Company Blind-side panel repair patch
US4588626A (en) 1984-10-29 1986-05-13 The Boeing Company Blind-side panel repair patch
US4622091A (en) 1984-11-29 1986-11-11 The Boeing Company Resin film infusion process and apparatus
US4741943A (en) * 1985-12-30 1988-05-03 The Boeing Company Aerodynamic structures of composite construction
JPH07101216B2 (ja) 1986-04-25 1995-11-01 三菱瓦斯化学株式会社 酸素インジケ−タ−
US5123985A (en) 1986-09-02 1992-06-23 Patricia Evans Vacuum bagging apparatus and method including a thermoplastic elastomer film vacuum bag
GB8629267D0 (en) 1986-12-08 1987-02-11 Westland Plc Laying pre-impregnated fibre reinforced material on surface
US5033014A (en) 1987-04-14 1991-07-16 Northrop Corporation Integrated manufacturing system
US4945488A (en) 1987-04-14 1990-07-31 Northrop Corporation Integrated aircraft manufacturing system
US5217669A (en) * 1987-09-08 1993-06-08 United Technologies Corporation Method for forming complex composite articles
US5071338A (en) * 1987-09-08 1991-12-10 United Technologies Corporation Tool for forming complex composite articles
EP0319449B1 (en) 1987-12-03 1993-11-18 United Technologies Corporation Tooling and method for forming complex composite articles
JPH0626638B2 (ja) * 1988-03-24 1994-04-13 藤倉ゴム工業株式会社 ゴルフクラブ用シャフトおよびその製造方法
US4934199A (en) 1988-03-25 1990-06-19 Boeing Company Method and apparatus for preparing specimens for destructive testing of graphite epoxy composite material
US4902215A (en) 1988-06-08 1990-02-20 Seemann Iii William H Plastic transfer molding techniques for the production of fiber reinforced plastic structures
DE3821941A1 (de) 1988-06-29 1990-02-08 Weigel Angela Verfahren und vorrichtung zur herstellung von formteilen aus aushaertbarem werkstoff
US4917353A (en) 1988-11-15 1990-04-17 The Boeing Company Vacuum probe and method
US4987700A (en) * 1988-12-13 1991-01-29 The Boeing Company Mechanical scarfing apparatus
US5207541A (en) 1988-12-13 1993-05-04 The Boeing Company Scarfing apparatus
US4942013A (en) 1989-03-27 1990-07-17 Mcdonnell Douglas Corporation Vacuum resin impregnation process
US5052906A (en) 1989-03-30 1991-10-01 Seemann Composite Systems, Inc. Plastic transfer molding apparatus for the production of fiber reinforced plastic structures
US5038291A (en) 1989-04-03 1991-08-06 General Electric Company Computerized ply pattern generation
GB2244364B (en) 1990-05-24 1994-03-09 Coin Controls Coin discrimination apparatus
US5087193A (en) 1990-08-09 1992-02-11 Herbert Jr Kenneth H Apparatus for forming a composite article
CA2057201C (en) 1990-12-19 1998-05-19 Vernon M. Benson Multiple axes fiber placement machine
US5129813A (en) 1991-02-11 1992-07-14 Shepherd G Maury Embossed vacuum bag, methods for producing and using said bag
US5190611A (en) 1991-02-13 1993-03-02 The Boeing Company Bearing load restoration method for composite structures
US5116216A (en) 1991-02-28 1992-05-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Apparatus for preparing thermoplastic composites
US5747179A (en) 1991-04-05 1998-05-05 The Boeing Company Pack for inductively consolidating an organic matrix composite
US5209804A (en) 1991-04-30 1993-05-11 United Technologies Corporation Integrated, automted composite material manufacturing system for pre-cure processing of preimpregnated composite materials
US5167742A (en) * 1991-05-29 1992-12-01 Westinghouse Electric Corp. Method and device for producing a tapered scarf joint
US5350614A (en) * 1991-07-25 1994-09-27 United Technologies Corporation All composite article of manufacture including first and second composite members joined by a composite hinge
US5932635A (en) 1991-07-30 1999-08-03 Cytec Technology Corp. Tackified prepreg systems
JPH05116169A (ja) 1991-10-25 1993-05-14 Mitsubishi Kasei Corp 繊維強化樹脂成形体の製造方法
DE69304689T2 (de) 1992-04-24 1997-04-30 United Technologies Corp Verbinden von thermoplastischen und wärmehärtenden verbundstrukturen mit metallischen strukturen
FR2693146B1 (fr) 1992-07-02 1994-08-19 Snecma Installation pour la fabrication par drapage de structures multicouches en matériaux composites.
US5429326A (en) * 1992-07-09 1995-07-04 Structural Laminates Company Spliced laminate for aircraft fuselage
US5359887A (en) 1992-08-03 1994-11-01 Mc Donnell Douglas Corp Pressure sensitive paint formulations and methods
JPH06242087A (ja) 1993-02-16 1994-09-02 Hitachi Constr Mach Co Ltd 超音波探傷装置
US5316462A (en) 1993-02-18 1994-05-31 William Seemann Unitary vacuum bag for forming fiber reinforced composite articles
US5439635A (en) 1993-02-18 1995-08-08 Scrimp Systems, Llc Unitary vacuum bag for forming fiber reinforced composite articles and process for making same
US5427725A (en) 1993-05-07 1995-06-27 The Dow Chemical Company Process for resin transfer molding and preform used in the process
GB9311427D0 (en) 1993-06-03 1993-07-21 Trigon Ind Ltd A multi-wall film
US5514232A (en) 1993-11-24 1996-05-07 Burns; Marshall Method and apparatus for automatic fabrication of three-dimensional objects
US5879489A (en) 1993-11-24 1999-03-09 Burns; Marshall Method and apparatus for automatic fabrication of three-dimensional objects
US5441692A (en) 1994-02-14 1995-08-15 Thermal Equipment Corporation Process and apparatus for autoclave resin transfer molding
US5954898A (en) 1994-05-13 1999-09-21 Lockheed Fort Worth Company Method and system for fabricating parts from composite materials
US6919039B2 (en) 1995-03-28 2005-07-19 Eric J. Lang Channel assisted resin transfer molding
US6406659B1 (en) 1995-03-28 2002-06-18 Eric Lang Composite molding method and apparatus
US5683646A (en) 1995-05-10 1997-11-04 Mcdonnell Douglas Corporation Fabrication of large hollow composite structure with precisely defined outer surface
US5667881A (en) * 1995-06-06 1997-09-16 Hughes Missile Systems Company Integral thermoset/thermoplastic composite joint
US5904972A (en) 1995-06-07 1999-05-18 Tpi Technology Inc. Large composite core structures formed by vacuum assisted resin transfer molding
US5612492A (en) 1995-06-07 1997-03-18 Mcdonnell Douglas Corporation Formulations and method of use of pressure sensitive paint
US5958325A (en) 1995-06-07 1999-09-28 Tpi Technology, Inc. Large composite structures and a method for production of large composite structures incorporating a resin distribution network
US5576030A (en) 1995-10-02 1996-11-19 Lockheed Corporation Apparatus for fabricating composite parts
US5820894A (en) 1995-10-06 1998-10-13 Mcdonnell Douglas Corporation Method and apparatus for consolidating a workpiece at elevated temperature
US5868886A (en) 1995-12-22 1999-02-09 Alston; Mark S. Z-pin reinforced bonded composite repairs
AU2584497A (en) 1996-03-22 1997-10-10 Boeing Company, The Determinant spar assembly
US5759325A (en) 1996-03-29 1998-06-02 Sikorsky Aircraft Corporation Method for controlling thickness during lay-up and fabrication of press-cured composite articles
US5780721A (en) 1996-06-03 1998-07-14 Minnesota Mining And Manufacturing Company Composite construction for detection chemical leaks
SE9602818D0 (sv) 1996-07-19 1996-07-19 Pharmacia & Upjohn Ab Colored composition
US5932256A (en) 1996-09-27 1999-08-03 Mandish; Theodore O. Vacuum molding apparatus
FI111352B (fi) 1996-11-08 2003-07-15 Valtion Teknillinen Pakkaus pilaantuvia elintarvikkeita varten
JPH10146898A (ja) 1996-11-15 1998-06-02 Honda Motor Co Ltd 繊維強化複合材の成形方法
US6230963B1 (en) 1997-01-28 2001-05-15 Eric L. Hertz Method and apparatus using colored foils for placing conductive preforms
US6692681B1 (en) 1997-01-29 2004-02-17 Raytheon Aircraft Company Method and apparatus for manufacturing composite structures
JPH10219853A (ja) * 1997-01-31 1998-08-18 Toho Rayon Co Ltd 繊維強化樹脂製パネルの結合構造
FR2763882B1 (fr) 1997-05-29 1999-08-20 Aerospatiale Outillage de reparation sur site d'une structure composite presentant une zone endommagee et procede correspondant
US5939013A (en) 1997-08-25 1999-08-17 Florida State University Process and apparatus for the production of high strength polymer composite structures
US6284089B1 (en) 1997-12-23 2001-09-04 The Boeing Company Thermoplastic seam welds
FR2777496B1 (fr) * 1998-04-17 2000-08-04 Sunkiss Aeronautique Procede d'obtention, reparation ou reconstruction d'un objet avec une piece ou materiau composite
DE69913737T3 (de) 1998-05-20 2009-05-14 Cytec Technology Corp., Wilmington Herstellung von blasenfreien Laminaten und Verwendung derselben
US6299819B1 (en) 1998-07-27 2001-10-09 The University Of Dayton Double-chamber vacuum resin transfer molding
US6280573B1 (en) 1998-08-12 2001-08-28 Kimberly-Clark Worldwide, Inc. Leakage control system for treatment of moving webs
US6090335A (en) 1999-01-08 2000-07-18 Northrop Grumman Corporation Process of forming fiber reinforced composite articles using an insitu cured resin infusion port
EP1038656A1 (en) 1999-03-02 2000-09-27 LS Technologies, Inc. A Pennsylvania Corporation Vacuum resin impregnation process
DE19929471C1 (de) 1999-06-26 2001-01-18 Eads Airbus Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines dreidimensionalen Großbauteiles
DE60018455T3 (de) 1999-12-07 2009-02-19 The Boeing Company, Seattle Doppelfolien vakuuminjektionsverfahren zur herstellung eines verbundwerkstoffes und damit hergestellter verbundwerkstoff
US6298896B1 (en) 2000-03-28 2001-10-09 Northrop Grumman Corporation Apparatus for constructing a composite structure
EP1272363A1 (en) 2000-04-11 2003-01-08 AlliedSignal Inc. Composite comprising organic fibers having a low twist multiplier and improved compressive modulus
US6551091B1 (en) 2000-09-14 2003-04-22 The Boeing Company Flexible inflatable support structure for use with a reusable compaction bag
US6589472B1 (en) 2000-09-15 2003-07-08 Lockheed Martin Corporation Method of molding using a thermoplastic conformal mandrel
US6533985B1 (en) 2000-09-22 2003-03-18 Washington State University Research Foundation Methods and apparatus for molding composite materials
US6638466B1 (en) 2000-12-28 2003-10-28 Raytheon Aircraft Company Methods of manufacturing separable structures
JP2002254429A (ja) 2001-03-06 2002-09-11 Toyota Industries Corp 複合材及びその製造方法
US6689438B2 (en) 2001-06-06 2004-02-10 Cryovac, Inc. Oxygen detection system for a solid article
GB0121444D0 (en) 2001-09-05 2001-10-24 Univ Strathclyde Sensor
JP2003138354A (ja) * 2001-10-29 2003-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 金属基複合材料
US6696690B2 (en) 2001-12-17 2004-02-24 The Boeing Company Method and apparatus to correct for the temperature sensitivity of pressure sensitive paint
JP2003270145A (ja) 2002-03-14 2003-09-25 National Aerospace Laboratory Of Japan 感圧色素を担持した機能性高分子並びにそれを用いた感圧塗料及び感圧素子
DK175275B1 (da) * 2002-03-19 2004-08-02 Lm Glasfiber As Overgangsområde i vindmöllevinge
US6761783B2 (en) 2002-04-09 2004-07-13 The Boeing Company Process method to repair bismaleimide (BMI) composite structures
US6860957B2 (en) 2002-06-13 2005-03-01 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Automatic prepreg laminating method and apparatus for carrying out the same
US6871684B2 (en) 2002-08-13 2005-03-29 The Boeing Company System for identifying defects in a composite structure
AU2002328731A1 (en) 2002-10-02 2004-04-23 Carleton University Oxygen sensing compounds, methods for production thereof and their uses
US7137182B2 (en) * 2002-11-22 2006-11-21 The Boeing Company Parallel configuration composite material fabricator
KR101207575B1 (ko) 2002-12-17 2012-12-03 카자크 컴포지츠, 인코포레이티드 대규모 복합재료 구조물 및 대규모 복합재료 구조물의 제조방법
DE04775802T1 (de) * 2003-02-24 2006-05-18 Bell Helicopter Textron, Inc., Fort Worth Eingriffszahnverbindung zum zusammenfügen von faserverbundlaminaten
DK1603735T3 (da) * 2003-03-06 2007-07-09 Vestas Wind Sys As Forbindelse imellem kompositter med ikke-kompatible egenskaber samt fremgangsmåde til fremstilling
GB0305602D0 (en) 2003-03-12 2003-04-16 Univ Strathclyde Indicator
JP2004309379A (ja) 2003-04-09 2004-11-04 Toshiba Corp 気体漏洩検出装置
US7141191B2 (en) 2003-05-02 2006-11-28 The Boeing Company Triple purpose lay-up tool
US6830079B1 (en) 2003-08-27 2004-12-14 General Electric Company Integrated apparatus and method for filling porous composite preforms
JP2005105160A (ja) 2003-09-30 2005-04-21 Japan Aerospace Exploration Agency 低酸素圧用感圧塗料及びその製造方法
US7294220B2 (en) 2003-10-16 2007-11-13 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. Methods of stabilizing and/or sealing core material and stabilized and/or sealed core material
US7029267B2 (en) 2003-10-23 2006-04-18 Saint- Gobain Technical Fabrics Canada, Ltd Reusable vacuum bag and methods of its use
JP5284587B2 (ja) 2003-11-05 2013-09-11 イノヴェイティブ サイエンティフィック ソリューションズ,インコーポレイテッド 表面接触力を判定するための方法
US7228611B2 (en) 2003-11-18 2007-06-12 The Boeing Company Method of transferring large uncured composite laminates
US20050112772A1 (en) 2003-11-20 2005-05-26 Farone William A. Measurement of oxidation-reduction potential of a solution
US20070272582A1 (en) 2003-12-08 2007-11-29 Sentronic Gmbh Gesellschaft Fur Optische Messssysteme Packaging
WO2005059500A1 (en) 2003-12-12 2005-06-30 Cryovac, Inc. Process for detecting leaks in sealed packages
WO2005105415A2 (en) 2004-04-21 2005-11-10 Ingersoll Machine Tools, Inc. Forming a composite structure by filament placement on a tool surface of a tablet
US7186367B2 (en) 2004-05-13 2007-03-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Double vacuum bag process for resin matrix composite manufacturing
US7622066B2 (en) 2004-07-26 2009-11-24 The Boeing Company Methods and systems for manufacturing composite parts with female tools
CN1993616B (zh) 2004-08-06 2010-12-29 保德科技股份有限公司 氧检测剂薄片及使用该薄片的氧检测剂、氧检测剂薄片的制造方法
DK200401225A (da) * 2004-08-13 2006-02-14 Lm Glasfiber As Metode til afskæring af laminatlag, eksempelvis et glasfiber- eller kulfiber-laminatlag i en vindmöllevinge
US7306450B2 (en) 2004-09-29 2007-12-11 The Boeing Company Apparatuses, systems, and methods for manufacturing composite parts
JP2006123277A (ja) * 2004-10-27 2006-05-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Frp構造体、frp風車翼及びfrp中空部材の接合方法
US7503368B2 (en) 2004-11-24 2009-03-17 The Boeing Company Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
US7534615B2 (en) 2004-12-03 2009-05-19 Cryovac, Inc. Process for detecting leaks in sealed packages
US7624488B2 (en) 2004-12-07 2009-12-01 The Boeing Company One-piece barrel assembly cart
US20090064425A1 (en) 2005-04-08 2009-03-12 University Of South Carolina Polymer/Clay Nanocomposite Films with Improved Light Fastness Properties and Process for Producing Same
US7527759B2 (en) 2005-04-13 2009-05-05 The Boeing Company Method and apparatus for forming structural members
US8601694B2 (en) 2008-06-13 2013-12-10 The Boeing Company Method for forming and installing stringers
US7766063B2 (en) 2005-04-28 2010-08-03 The Boeing Company Machine assisted laminator and method
JP4770298B2 (ja) * 2005-07-07 2011-09-14 東レ株式会社 プリフォーム用基材、プリフォーム、およびこれらを用いた繊維強化複合材料構造物
US7398586B2 (en) 2005-11-01 2008-07-15 The Boeing Company Methods and systems for manufacturing a family of aircraft wings and other composite structures
US7398698B2 (en) 2005-11-03 2008-07-15 The Boeing Company Smart repair patch and associated method
US7655168B2 (en) 2006-01-31 2010-02-02 The Boeing Company Tools for manufacturing composite parts and methods for using such tools
US7762122B2 (en) 2006-05-01 2010-07-27 University Of Delaware System and method of detecting air leakage in a VARTM process
US7837148B2 (en) 2006-06-13 2010-11-23 The Boeing Company Composite wing-body joint
US7887249B2 (en) 2006-06-15 2011-02-15 The Boeing Company Internal finger joint
JP4969311B2 (ja) * 2006-07-21 2012-07-04 ユニバーサル造船株式会社 Frp成形物の継手構造および継手接合方法
US7964049B2 (en) * 2006-07-28 2011-06-21 E. I. Du Pont De Nemours And Company Processes for making fiber-on-end materials
US20080023015A1 (en) * 2006-07-28 2008-01-31 E. I. Dupont De Nemours And Company Processes for making fiber-on-end materials
FR2906785B1 (fr) * 2006-10-10 2009-12-04 Airbus France Fuselage d'aeronef realise a partir de panneaux longitudinaux et procede de realisation d'un tel fuselage
US7871040B2 (en) 2006-11-10 2011-01-18 The Boeing Company Composite aircraft structures with hat stiffeners
US7849729B2 (en) 2006-12-22 2010-12-14 The Boeing Company Leak detection in vacuum bags
US8438909B2 (en) 2006-12-22 2013-05-14 The Boeing Company Device and method for detecting an air leak in a tool
JP4921194B2 (ja) 2007-01-31 2012-04-25 トヨタ紡織株式会社 表皮材の接着装置、及び、表皮材の接着方法
US8568551B2 (en) 2007-05-22 2013-10-29 The Boeing Company Pre-patterned layup kit and method of manufacture
US9770871B2 (en) 2007-05-22 2017-09-26 The Boeing Company Method and apparatus for layup placement
US9669593B2 (en) * 2007-06-14 2017-06-06 The Boeing Company Light weight thermoplastic flex foam and hybrid duct system
US8333864B2 (en) 2008-09-30 2012-12-18 The Boeing Company Compaction of prepreg plies on composite laminate structures
US8936695B2 (en) 2007-07-28 2015-01-20 The Boeing Company Method for forming and applying composite layups having complex geometries
US8707766B2 (en) 2010-04-21 2014-04-29 The Boeing Company Leak detection in vacuum bags
US7628879B2 (en) * 2007-08-23 2009-12-08 The Boeing Company Conductive scrim embedded structural adhesive films
US8361262B2 (en) * 2007-11-08 2013-01-29 The Boeing Company Method and apparatus for low-bulk toughened fabrics for low-pressure molding processes
US8916010B2 (en) 2007-12-07 2014-12-23 The Boeing Company Composite manufacturing method
US8752293B2 (en) 2007-12-07 2014-06-17 The Boeing Company Method of fabricating structures using composite modules and structures made thereby
US8557074B2 (en) * 2008-02-27 2013-10-15 The Boeing Company Reduced complexity automatic fiber placement apparatus and method
US9873501B2 (en) * 2010-02-05 2018-01-23 Learjet Inc. System and method for fabricating a composite material assembly

Also Published As

Publication number Publication date
KR20110057182A (ko) 2011-05-31
CN102196962A (zh) 2011-09-21
CA2735435A1 (en) 2010-03-04
EP2328803A1 (en) 2011-06-08
US9764499B2 (en) 2017-09-19
US8752293B2 (en) 2014-06-17
US20160167762A1 (en) 2016-06-16
EP2937278B1 (en) 2017-05-24
CA2735435C (en) 2019-05-21
PT2328803E (pt) 2015-10-20
KR101643785B1 (ko) 2016-07-28
JP5623405B2 (ja) 2014-11-12
EP2937278A1 (en) 2015-10-28
US20090148647A1 (en) 2009-06-11
JP2012501274A (ja) 2012-01-19
EP2328803B1 (en) 2015-08-12
ES2547543T3 (es) 2015-10-07
WO2010025376A1 (en) 2010-03-04
CN102196962B (zh) 2013-12-11
PT2937278T (pt) 2017-07-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2638263T3 (es) Método para fabricar estructuras utilizando módulos de material compuesto y estructuras fabricadas mediante el mismo
ES2628443T3 (es) Método de fabricación compuesto que usa un conjunto de módulos compuestos
ES2837353T3 (es) Método para producir estructuras compuestas contorneadas
ES2834957T3 (es) Método y aparato para fabricar estructuras laminadas contornadas
RU2664524C9 (ru) Слоистый композитный радиусный заполнитель с элементом заполнителя геометрической формы и способ его формирования
EP2561976B1 (en) Method for manufacturing a section of a fuselage
ES2730732T3 (es) Rellenos de radio compuesto y métodos de formación del mismo
US7943076B1 (en) Method of manufacturing curved composite structural elements
EP2444238B1 (en) Method for joining sandwich truss core panels and composite structures produced therefrom
ES2586587T3 (es) Método de fabricación de estructuras laminadas compuestas que permite el deslizamiento de capas durante su formación
JP2019111807A (ja) 位置決め用積層スタックを一体化した補強ストリンガパネル
EP3069867B1 (en) Apparatuses and methods for creating layered tape composite structures
JP6038057B2 (ja) スパイラル積層構造の円錐及び製造方法
US9862164B2 (en) Process or system to reduce cost and weight of aerospace interior structural thermoplastic or composite panel constructions
Sinke et al. Curved panels