JP6426414B2 - Production of reinforced composite panels - Google Patents

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Description

本発明は、概して、補強付き複合材料パネル(stiffened composite panel)の製造に関し、さらに詳しくは、構成変更可能なモジュール式の設備を使用して補強付き外皮の形成、組み立て、および硬化を行うための方法および装置を取り扱う。   The present invention relates generally to the manufacture of stiffened composite panels and, more particularly, to form, assemble and cure reinforced shells using reconfigurable modular equipment. Handle the method and apparatus.

航空機の翼の外皮などの複合材料パネルを強化および補強するために、パネルに複合補剛材を取り入れることができる。例えば、航空機の複合材料製の翼外皮を、翼の翼長方向に延伸し、接着または同時硬化の技術によって外皮に取り付けられる複合材料の縦材で補強することができる。   Composite stiffeners can be incorporated into the panels to reinforce and reinforce composite panels such as aircraft wing skins. For example, the wing skin of an aircraft composite material can be reinforced with the longitudinals of the composite material that extends in the wing length direction of the wing and is attached to the skin by bonding or co-curing techniques.

補強付きの外皮を硬化させるために使用される既存の設備は、典型的に、大型で重く、製造するのに高価につく。外皮が、縦材とともに硬化ツール上に直接レイアップされ、次いで真空バギングが行われる。縦材、外皮、バギング、および関連の品目の配置および組み立てが順次に実行され、結果として仕掛品(WIP)のフロー時間が比較的長くなる。これらの長いフロー時間ゆえに、所望の生産速度を達成するために、多数の同一なツールセットが必要になりうる。これらの追加のツールセットは、資本コストおよび必要な工場の床面積の両方を増大させる。さらに、縦材が外皮に取り付けられるときに縦材をレイアップし、取り扱い、保護し、正確に位置決めするために、追加の硬化設備および関連の特殊なツールも典型的に必要である。これらの追加のツールも、大型かつ高価となる可能性があり、資本コスト、ツールの準備時間、および必要な床面積をさらに増やすことになる。   Existing equipment used to cure reinforced hulls is typically large, heavy and expensive to manufacture. The hull is laid up directly on the curing tool with the longitudinal members and then vacuum bagging is performed. The placement and assembly of longitudinals, hulls, bagging, and related items are performed sequentially, resulting in relatively long work in process (WIP) flow times. Because of these long flow times, multiple identical tool sets may be required to achieve the desired production rate. These additional tool sets increase both capital costs and required plant floor space. In addition, additional curing equipment and related specialized tools are typically required to lay up, handle, protect and accurately position the longitudinals as they are attached to the skin. These additional tools can also be large and expensive, further increasing capital costs, tool preparation time, and floor space required.

既存の設備における他の問題は、縦材および外皮をレイアップ(laid up)した後で、縦材および外皮を覆って真空バギングを設置する必要性に関する。これにより、パネルを完全に組み立てた後でなければバギングを設置することができず、したがってバギングのフロー時間が重大な製造経路の一部となる。   Another problem with existing equipment relates to the need to install vacuum bagging over the longitudinals and hulls after laid up the longitudinals and hulls. This makes it possible to install the bagging only after the panel has been completely assembled, so that the bagging flow time is part of the critical manufacturing path.

したがって、翼外皮パネルなどの補強付き複合材料パネルを製造するための方法および装置であって、設備および関連の床面積の要件を軽減し、製造の流れの速度を高める方法および装置について、ニーズが存在する。また、上述の形式の方法および装置であって、WIPの量およびツールの転換を減らすべく、レイアップ、接着組み立て、およびバギングの作業を並列に処理することを可能にする方法および装置について、ニーズが存在する。   Thus, there is a need for a method and apparatus for manufacturing reinforced composite panels such as wing skin panels that reduce equipment and associated floor space requirements and speed up manufacturing flow Exists. There is also a need for a method and apparatus of the type described above, which allows parallel processing of layup, adhesive assembly and bagging operations to reduce the amount of WIP and conversion of tools. Exists.

開示される実施形態は、航空機の翼外皮などの補強付き複合材料パネルを製造するための方法および装置であって、設備のコスト、組み立てに必要な床面積、およびWIPのフロー時間を減らす方法および装置を提供する。レイアップ、形成、接着、およびバギングのプロセスを、互いに直列にではなく、並列に実行することを可能にするモジュール式のツールが使用される。より小さくてより単純な製造設備が、資本コストを削減し、製造の柔軟性をもたらす。モジュール式のツールの各々が、レイアップ、形成、および硬化の際に外形および凹凸などの部分ごとの属性(attribute)を制御する同一直線上に配置される個々のセグメントを備える。ツールセグメントは、種々のサイズ、形状、外形、および他の属性を有する部品のレイアップおよび硬化を可能にし、あるいは補剛材の工学的な変更を迅速に実行するために構成変更可能である。ツールが、比較的軽量であり、硬化時間を短縮することができる。   Disclosed embodiments are methods and apparatus for producing reinforced composite panels, such as aircraft wing skins, that reduce the cost of equipment, floor space required for assembly, and WIP flow time Provide an apparatus. Modular tools are used that allow the layup, formation, adhesion and bagging processes to be performed in parallel rather than in series with one another. Smaller and simpler manufacturing facilities reduce capital costs and provide manufacturing flexibility. Each of the modular tools comprises individual segments arranged on the same straight line which control the attributes of each part such as geometry and asperity during layup, formation and curing. The tool segments can be configured to allow for layup and hardening of parts having various sizes, shapes, profiles, and other attributes, or to quickly make engineering changes to stiffeners. The tool is relatively lightweight and can reduce cure time.

一開示の実施形態によれば、複合積層板からなる部品を製造するための装置が提供される。装置は、複合積層板が表面において形成されるように構成された少なくとも1つの形成ブロックモジュールを備える。形成ブロックモジュールは、同一直線上に配置される複数の形成ブロックセグメントを含み、各々の形成ブロックセグメントが、複合積層板の局所的な属性を形成するように構成される。装置は、各々の形成ブロックセグメントの位置を支持および調節するための支持アセンブリをさらに備えることができる。形成ブロックセグメントは、支持アセンブリ上に着脱可能に取り付けられ、所望の長さの形成ブロックモジュールを組み立てることができる。各々の形成ブロックセグメントを、支持アセンブリ上でスライドさせて調節することができる。形成ブロックモジュールは細長く、その長さに沿って外形付けられた形成面を備える。さらに装置は、形成された複合積層板を載せて硬化させるように構成された少なくとも1つの硬化ツールモジュールを備えることができ、硬化ツールモジュールは、同一直線上に配置される複数の硬化ツールセグメントを含み、各々の硬化ツールセグメントは、形成された複合積層板の局所的な形状を硬化の際に維持するように構成される。各々の硬化ツールセグメントは、真空バッグを硬化ツールセグメントに引き寄せるように構成された真空系統を備える。   According to one disclosed embodiment, an apparatus is provided for manufacturing a component comprised of a composite laminate. The apparatus comprises at least one forming block module configured to form a composite laminate at the surface. The building block module includes a plurality of building block segments arranged on the same straight line, each building block segment configured to form a local attribute of the composite laminate. The apparatus may further comprise a support assembly for supporting and adjusting the position of each forming block segment. The forming block segments can be removably mounted on the support assembly to assemble forming block modules of the desired length. Each forming block segment can be adjusted by sliding on the support assembly. The forming block module is elongated and comprises a forming surface contoured along its length. The apparatus may further comprise at least one curing tool module configured to load and cure the formed composite laminate, wherein the curing tool module includes a plurality of curing tool segments arranged in line. Inclusion, each curing tool segment is configured to maintain the localized shape of the formed composite laminate upon curing. Each curing tool segment comprises a vacuum system configured to draw a vacuum bag to the curing tool segment.

別の開示の実施形態によれば、複合積層板補剛材を製造するための装置が提供される。装置は、複数の個別の形成ブロックモジュールを備え、これらの形成ブロックモジュール上で複合材料のプリプレグを複合積層板補剛材に形成することができ、各々の形成ブロックモジュールは細長く、複合積層板補剛材の複数の属性のいずれかを形成するように各々の形成ブロックモジュールの長さに沿って構成可能である。さらに装置は、複数の硬化ツールモジュールを備え、これらの硬化ツールモジュール上で複合積層板補剛材を硬化させることができ、各々の硬化ツールモジュールは細長く、形成ブロックモジュールにおいて形成された複合積層板補剛材に実質的に一致するように各々の硬化ツールモジュールの長さに沿って構成可能である。個別の形成ブロックモジュールの各々が、同一直線上に配置される複数の形成ブロックセグメントを含む。さらに装置は、硬化ツールモジュールを互いに位置決めされた関係に保持および固定するためのロック装置を備える。硬化ツールモジュールの各々が、同一直線上に配置される複数の硬化ツールセグメントを含む。さらに装置は、複合積層板補剛材の各々を圧縮するための真空バッグを備える。真空バッグは、硬化ツールセグメントを覆ってそれぞれシールされる複数の別々の真空バッグセグメントを含む。真空バッグセグメントは、まとめてシールされる。各々の硬化ツールセグメントは、真空バッグの真空引きのために真空源に接続されるように構成された一体の真空系統を備える。   According to another disclosed embodiment, an apparatus is provided for producing a composite laminate stiffener. The apparatus comprises a plurality of individual building block modules, on which building blocks of composite material can be formed into composite laminate stiffeners, each building block module is elongated and the composite laminate complements It is configurable along the length of each forming block module to form any of a plurality of attributes of the rigid material. The apparatus further comprises a plurality of curing tool modules, on which the composite laminate stiffeners can be cured, each curing tool module being elongated, the composite laminate formed in the forming block module It is configurable along the length of each curing tool module to substantially match the stiffener. Each of the separate building block modules includes a plurality of building block segments arranged on the same straight line. The apparatus further comprises a locking device for holding and securing the curing tool modules in a positioned relationship with one another. Each of the curing tool modules includes a plurality of curing tool segments arranged in line. The apparatus further comprises a vacuum bag for compressing each of the composite laminate stiffeners. The vacuum bag includes a plurality of separate vacuum bag segments that are each sealed over the curing tool segment. The vacuum bag segments are sealed together. Each curing tool segment comprises an integral vacuum system configured to be connected to a vacuum source for evacuating a vacuum bag.

さらに別の実施形態によれば、補強付き複合材料翼外皮パネルを製造するための装置が提供される。装置は、複数の個別の形成ブロックモジュールと、複数の個別の硬化ツールモジュールとを備える形成セルを備え、形成ブロックモジュール上で複合材料のプリプレグを複合積層板補剛材に別々に形成することができ、硬化ツールモジュール上に複合積層板補剛材を配置して硬化させることができる。さらに装置は、複合積層板補剛材がそれぞれに配置されている硬化ツールモジュールを一体に組み合わせて互いに位置決めされた関係に保持することができる補剛材組み立てセルと、硬化の準備を整えた複合積層板補剛材上に複合材料の外皮を配置する最終組み立てセルとを備える。さらに装置は、複合材料の外皮および複合積層板補剛材を圧縮するための真空バッグを備えることができる。真空バッグは、硬化ツールモジュールにそれぞれ組み合わせられてシールされる複数の個別の真空バッグセグメントを備える。個別の形成ブロックモジュールの各々が、同一直線上に配置される複数の形成ブロックセグメントを含み、これらの形成ブロックセグメントを、1つの複合積層板補剛材の所望の局所的な属性を形成するように調節することができる。硬化ツールモジュールの各々が、同一直線上に配置される複数の硬化ツールセグメントを含み、これらの硬化ツールセグメントの位置を、1つの複合積層板補剛材の局所的な属性に一致するように調節することができる。硬化ツールモジュールは、補剛材組み立てセルから最終組み立てセルにスライド可能である。   According to yet another embodiment, an apparatus is provided for manufacturing a reinforced composite wing skin panel. The apparatus comprises a forming cell comprising a plurality of individual forming block modules and a plurality of individual curing tool modules, wherein the composite material prepreg is separately formed on the composite laminate stiffener on the forming block modules The composite laminate stiffeners can be placed on the curing tool module and allowed to cure. The apparatus further comprises a stiffener assembly cell capable of holding together in a fixed relationship one another with a curing tool module in which the composite laminate stiffeners are arranged, and a composite ready for curing. And a final assembly cell for placing the skin of the composite material on the laminate stiffener. The apparatus can further comprise an outer skin of the composite material and a vacuum bag for compressing the composite laminate stiffener. The vacuum bag comprises a plurality of individual vacuum bag segments that are each assembled and sealed to the curing tool module. Each of the individual building block modules includes a plurality of building block segments arranged on the same straight line, such building block segments forming the desired local attributes of one composite laminate stiffener Can be adjusted. Each of the curing tool modules comprises a plurality of curing tool segments arranged in a straight line, the position of these curing tool segments being adjusted to match the local attributes of one composite laminate stiffener can do. The curing tool module is slidable from the stiffener assembly cell to the final assembly cell.

さらなる実施形態によれば、複合補剛材を製造する方法が提供される。この方法は、複合補剛材の局所的な属性を形成するように各々が構成された複数の形成ブロックセグメントを同一直線上に配置することによって少なくとも1つの形成ブロックモジュールを組み立てるステップと、形成ブロックを覆って複合材料のプリプレグを形成することによって複合補剛材を形成するステップとを含む。この方法は、形成された複合補剛材を硬化ツールに移動させるステップと、形成された複合補剛材を硬化ツール上で硬化させるステップとをさらに含む。この方法は、複数の硬化ツールセグメントを同一直線上に配置することによって硬化ツールを組み立てるステップをさらに含むことができ、各々の硬化ツールセグメントが、形成された複合補剛材の局所的な属性に一致する形状および配置を有する。   According to a further embodiment, a method of producing a composite stiffener is provided. The method comprises the steps of assembling at least one building block module by arranging on a straight line a plurality of building block segments each configured to form a local attribute of the composite stiffener; And forming a composite stiffener by forming a prepreg of composite material over it. The method further includes moving the formed composite stiffener to a curing tool and curing the formed composite stiffener on the curing tool. The method may further include the step of assembling the curing tool by arranging a plurality of curing tool segments on a straight line, each curing tool segment being a local attribute of the formed composite stiffener It has a matching shape and arrangement.

さらに別の実施形態によれば、補強付き複合材料翼外皮を製造する方法が提供される。この方法は、複数の形成ブロックセグメントを同一直線上に配置および調節し、複数の形成ブロックモジュールの各々を組み立てるステップと、前記形成ブロックモジュールの各々を覆って複合材料のプリプレグを形成することによって補剛材を生成するステップと、補剛材の形状に一致するように複数の硬化ツールセグメントを同一直線上に配置および調節し、補剛材を硬化させることができる複数の硬化ツールモジュールの各々を組み立てるステップとを含む。この方法は、補剛材を形成ブロックモジュールから硬化ツールモジュールに移動させるステップと、硬化ツールモジュールを並べて配置することによって複数の補剛材を組み立てるステップと、複数の組み立てられた補剛材の上に複合材料の外皮を配置するステップと、複合材料の外皮および組み立てられた補剛材を硬化させるステップとをさらに含む。この方法は、硬化ツールモジュールを覆ってそれぞれ真空バッグセグメントをシールして、組み立てられた補剛材および外皮の真空バギングを行うステップと、真空バッグセグメントを排気するために、硬化ツールモジュール上の真空系統を使用して真空バッグセグメントを硬化ツールモジュールに引き寄せるステップとを含むことができる。   According to yet another embodiment, a method of manufacturing a reinforced composite wing shell is provided. The method comprises the steps of: arranging and adjusting a plurality of building block segments on a straight line; assembling each of a plurality of building block modules; and covering each of the building block modules to form a composite prepreg. The steps of producing the stiffener, and placing and adjusting the stiffening tool segments on the same straight line to conform to the shape of the stiffener, each of the stiffening tool modules capable of stiffening the stiffener And assembling. The method comprises the steps of: moving stiffeners from a forming block module to a curing tool module; assembling a plurality of stiffeners by arranging curing tool modules side by side; and overlying the plurality of assembled stiffeners. The method further comprises the steps of: placing the composite skin and curing the composite skin and the assembled stiffener. The method comprises the steps of: covering the curing tool module, respectively sealing the vacuum bag segments and performing vacuum bagging of the assembled stiffener and shell; and vacuuming the curing tool module to evacuate the vacuum bag segments. Drawing a vacuum bag segment to the curing tool module using a system.

さらなる実施形態によれば、補強付き複合材料翼外皮を製造する方法であって、それぞれに複合補剛材が配置されるように構成された複数の硬化ツールモジュールを組み合わせるステップと、真空バッグセグメントを使用して硬化ツールモジュールの真空バギングを個別に行うステップとを含む方法が提供される。この方法は、真空バッグセグメントをまとめてシールするステップと、複合補剛材を覆って複合材料の外皮を配置するステップと、複合材料の外皮を覆ってコールプレートを配置するステップと、真空バッグセグメントをコールプレートにシールするステップとをさらに含む。この方法は、複合補剛材を硬化ツールモジュール上にそれぞれ配置する前に、真空バッグセグメントを硬化ツールモジュールにそれぞれ引き寄せるステップをさらに含む。この方法は、複合補剛材および外皮を硬化させるステップと、真空バッグセグメントを硬化ツールモジュールから取り除くステップと、硬化ツールモジュールを製造に戻すステップとを含む。   According to a further embodiment, a method of manufacturing a reinforced composite wing shell, combining a plurality of curing tool modules each configured to have a composite stiffener disposed thereon; and a vacuum bag segment And B. separately performing vacuum bagging of the curing tool module. The method comprises the steps of: collectively sealing the vacuum bag segments; disposing the composite stiffener over the composite stiffener; disposing the caul plate over the composite material crust; and disposing the vacuum bag segment And sealing the plate on the call plate. The method further includes the steps of drawing the vacuum bag segments respectively to the curing tool module prior to respectively placing the composite stiffener on the curing tool module. The method includes curing the composite stiffener and the skin, removing the vacuum bag segment from the curing tool module, and returning the curing tool module to production.

またさらなる実施形態によれば、補強付き複合材料翼外皮を製造する方法であって、複数の複合補剛材を個別の形成ツール上でそれぞれ形成するステップと、形成された複合補剛材を硬化ツールにそれぞれ移動させるステップと、硬化ツールを一体に組み立てることによって複合補剛材を組み立てるステップとを含む方法が提供される。この方法は、組み立てられた複合補剛材上に複合材料の外皮を配置するステップと、複合材料の外皮および組み立てられた複合補剛材を硬化させるステップとをさらに含む。この方法は、硬化後の複合材料の外皮および硬化後の複合補剛材を組み立てられた硬化ツールから取り外すステップと、硬化ツールを分解するステップと、硬化ツールをさらなる複合補剛材の硬化のために製造に戻すステップとをさらに含むことができる。   According to still further embodiments, a method of making a reinforced composite wing shell, the steps of: forming a plurality of composite stiffeners respectively on separate forming tools; and curing the formed composite stiffeners A method is provided comprising the steps of: moving each tool and assembling the composite stiffener by assembling the curing tool together. The method further includes the steps of placing the composite skin on the assembled composite stiffener, and curing the composite skin and the assembled composite stiffener. The method comprises the steps of removing the composite skin after curing and the composite stiffener after curing from the assembled curing tool, disassembling the curing tool, and curing the curing tool for further curing of the composite stiffener. And returning to manufacturing.

さらに、本発明は、以下の条項による実施形態を含む。   Furthermore, the present invention includes embodiments according to the following clauses.

条項1.
複合積層板部品を製造するための装置であって、
少なくとも1つの形成ブロックモジュールを備え、該形成ブロックモジュールが、該形成ブロックモジュール上で複合積層板が形成されるように構成されており、該形成ブロックモジュールが、同一直線上に配置される複数の形成ブロックセグメントを含み、各々の形成ブロックセグメントが、複合積層板の局所的な属性を形成するように構成されている装置。
Clause 1.
An apparatus for manufacturing composite laminate components, comprising
A plurality of at least one forming block module, wherein the forming block module is configured to form a composite laminate on the forming block module, and the forming block modules are arranged on the same straight line An apparatus comprising forming block segments, wherein each forming block segment is configured to form a local attribute of the composite laminate.

条項2.
前記各々の形成ブロックセグメントの位置を支持および調節するための支持アセンブリをさらに備える条項1の装置。
Clause 2.
The apparatus of clause 1 further comprising a support assembly for supporting and adjusting the position of each of the forming block segments.

条項3.
前記形成ブロックセグメントが、所望の長さの形成ブロックモジュールを組み立てることができるように前記支持アセンブリ上に着脱可能に取り付けられる条項2の装置。
Clause 3.
The apparatus of clause 2 wherein the forming block segments are removably mounted on the support assembly such that forming block modules of a desired length can be assembled.

条項4.
前記各々の形成ブロックセグメントが、前記支持アセンブリ上でスライドによって調節可能である条項2の装置。
Clause 4.
The apparatus of clause 2 wherein said each forming block segment is adjustable by slide on said support assembly.

条項5.
前記形成ブロックモジュールが細長く、該形成ブロックモジュールの全長にわたって外形付けられた成形面を備える条項1の装置。
Clause 5.
The apparatus of Clause 1 wherein said forming block module is elongated and comprises a forming surface contoured along the entire length of said forming block module.

条項6.
少なくとも1つの硬化ツールモジュール
をさらに備え、
前記硬化ツールモジュールは、形成された複合積層板を該硬化ツールモジュール上で硬化させるように構成され、該硬化ツールモジュールは、同一直線上に配置される複数の硬化ツールセグメントを含み、各々の硬化ツールセグメントは、前記形成された複合積層板の局所的な形状の形状を硬化の際に維持するように構成されている条項1の装置。
Clause 6.
Further comprising at least one curing tool module,
The curing tool module is configured to cure the formed composite laminate on the curing tool module, wherein the curing tool module includes a plurality of curing tool segments arranged on the same straight line, each curing The apparatus of clause 1 wherein the tool segment is configured to maintain the shape of the local shape of the formed composite laminate upon curing.

条項7.
前記各々の硬化ツールセグメントが、真空バッグを該硬化ツールセグメントに引き寄せるように構成された真空系統を備える条項6の装置。
Clause 7.
The apparatus of clause 6, wherein each of the curing tool segments comprises a vacuum system configured to draw a vacuum bag to the curing tool segments.

条項8.
複合積層板補剛材を製造するための装置であって、
複数の個別の形成ブロックモジュールと、
複数の硬化ツールモジュールと
を備え、
前記複数の個別の形成ブロックモジュール上で複合材料のプリプレグを複合積層板補剛材に形成でき、前記形成ブロックモジュールの各々が細長く、複合積層板補剛材の複数の属性のいずれかを形成するように該形成ブロックモジュールの長さに沿って構成可能であり、
前記複数の硬化ツールモジュール上で前記複合積層板補剛材を硬化させることができ、前記硬化ツールモジュールの各々が細長く、前記形成ブロックモジュール上で形成された前記複合積層板補剛材に実質的に一致するように該硬化ツールモジュールの長さに沿って構成可能である装置。
Clause 8.
An apparatus for producing a composite laminate stiffener, comprising
With several separate building block modules,
Equipped with multiple curing tool modules,
Composite prepregs may be formed into composite laminate stiffeners on the plurality of discrete building block modules, each of the formed block modules being elongated to form any of a plurality of attributes of the composite laminate stiffeners. As configurable along the length of the building block module,
The composite laminate stiffeners may be cured on the plurality of curing tool modules, each of the curing tool modules being elongated, substantially to the composite laminate stiffeners formed on the forming block modules. An apparatus configurable along the length of the curing tool module to match.

条項9.
前記個別の形成ブロックモジュールの各々が、同一直線上に配置される複数の形成ブロックセグメントを含む条項8の装置。
Clause 9.
The apparatus of clause 8, wherein each of said individual building block modules includes a plurality of building block segments arranged on a single straight line.

条項10.
前記硬化ツールモジュールを互いに位置決めされた関係に保持するためのホルダ
をさらに備える条項8の装置。
Clause 10.
The apparatus of clause 8, further comprising a holder for holding the curing tool modules in a positioned relationship with one another.

条項11.
前記硬化ツールモジュールの各々が、同一直線上に配置される複数の硬化ツールセグメントを含む条項8の装置。
Clause 11.
The apparatus of clause 8, wherein each of the curing tool modules includes a plurality of curing tool segments disposed in line.

条項12.
前記複合積層板補剛材の各々を圧縮するための真空バッグをさらに備え、該真空バッグが、前記硬化ツールセグメントを覆ってそれぞれシールされる複数の別々の真空バッグセグメントを含む条項11の装置。
Clause 12.
The apparatus of clause 11, further comprising a vacuum bag for compressing each of the composite laminate stiffeners, the vacuum bag including a plurality of separate vacuum bag segments each sealed over the curing tool segment.

条項13.
前記真空バッグセグメントが、まとめてシールされる条項12の装置。
Clause 13.
The apparatus of clause 12, wherein the vacuum bag segments are sealed together.

条項14.
前記硬化ツールセグメントの各々が、前記真空バッグの真空を引くために真空源に接続されるように構成された一体の真空系統を備える条項12の装置。
Clause 14.
12. The apparatus of clause 12 comprising an integral vacuum system configured to connect each of the curing tool segments to a vacuum source to draw a vacuum on the vacuum bag.

条項15.
補強付き複合材料翼パネルを製造するための装置であって、
複数の個別の形成ブロックモジュールを備え、該複数の個別の形成ブロックモジュール上で複合材料のプリプレグを複合積層板補剛材に別々に形成することができる形成セルと、
前記複合積層板補剛材を載せて硬化させることができる複数の個別の硬化ツールモジュールと、
各々に複合積層板補剛材が載せられた前記硬化ツールモジュールを一体に組み立てて互いに位置決めされた関係に保持できる補剛材組み立てセルと、
硬化の準備を整えた前記複合積層板補剛材に複合材料の外皮が配置される最終組み立てセルと
を備える装置。
Clause 15.
An apparatus for producing a reinforced composite wing panel, comprising:
A forming cell comprising a plurality of discrete building block modules on which composite prepregs can be separately formed on a composite laminate stiffener on the plurality of discrete building block modules;
A plurality of individual curing tool modules on which the composite laminate stiffeners can be loaded and cured;
A stiffener assembly cell which can be assembled together and held in a mutually positioned relationship with said curing tool modules each carrying a composite laminate stiffener;
A final assembled cell in which the composite skin is placed on the composite laminate stiffener ready for curing.

条項16.
前記複合材料の外皮および前記複合積層板補剛材を圧縮するための真空バッグ
をさらに備え、
前記真空バッグが、前記硬化ツールモジュールにそれぞれ組み合わせられて前記硬化ツールモジュールにシールされる複数の個別の真空バッグセグメントを含む条項15の装置。
Clause 16.
The composite material skin and a vacuum bag for compressing the composite laminate stiffener, further comprising:
15. The apparatus of clause 15, wherein the vacuum bag comprises a plurality of individual vacuum bag segments each associated with the curing tool module and sealed to the curing tool module.

条項17.
前記個別の形成ブロックモジュールの各々が、同一直線上に配置される複数の形成ブロックセグメントを含み、該形成ブロックセグメントを、前記複合積層板補剛材のうちの1つの複合積層板補剛材の所望の局所的な属性を形成するように調節することができる条項15の装置。
Clause 17.
Each of said individual building block modules comprises a plurality of building block segments arranged on the same straight line, said building block segments being a composite laminate stiffener of one of said composite laminate stiffeners The device of clause 15 which can be adjusted to form a desired local attribute.

条項18.
前記硬化ツールモジュールの各々が、同一直線上に配置される複数の硬化ツールセグメントを含み、該硬化ツールセグメントの位置を、前記複合積層板補剛材のうちの1つの複合積層板補剛材の局所的な属性に一致するように調節することができる条項15の装置。
Clause 18.
Each of the curing tool modules includes a plurality of curing tool segments arranged on the same straight line, the location of the curing tool segments being a composite laminate stiffener of one of the composite laminate stiffeners. The device of clause 15 which can be adjusted to match local attributes.

条項19.
前記硬化ツールモジュールを、前記補剛材組み立てセルから前記最終組み立てセルにスライドさせることができる条項15の装置。
Clause 19.
The apparatus of clause 15, wherein the curing tool module can be slid from the stiffener assembly cell to the final assembly cell.

条項20.
複合補剛材を製造する方法であって、
複合補剛材の局所的な属性を形成するように各々が構成された複数の形成ブロックセグメントを同一直線上に配置することによって少なくとも1つの形成ブロックモジュールを組み立てるステップと、
前記形成ブロックを覆って複合材料のプリプレグを形成することによって複合補剛材を形成するステップと、
前記形成された複合補剛材を硬化ツールに移動させるステップと、
前記形成された複合補剛材を前記硬化ツール上で硬化させるステップと
を含む方法。
Clause 20.
A method of manufacturing a composite stiffener, comprising
Assembling at least one building block module by arranging on a straight line a plurality of building block segments, each of which is configured to form a local attribute of the composite stiffener;
Forming a composite stiffener by covering the building block to form a prepreg of composite material;
Transferring the formed composite stiffener to a curing tool;
Curing the formed composite stiffener on the curing tool.

条項21.
前記形成された複合補剛材の局所的な属性に一致するような形状および位置を各々が有する複数の硬化ツールセグメントを同一直線上に配置することによって前記硬化ツールを組み立てるステップ
をさらに含む条項20の方法。
Clause 21.
Clause 20: assembling the curing tool by arranging on the same line a plurality of curing tool segments each having a shape and position matching the local attributes of the formed composite stiffener the method of.

条項22.
補強付き複合材料翼外皮を製造する方法であって、
複数の形成ブロックセグメントを同一直線上に配置して調節し、複数の形成ブロックモジュールの各々を組み立てるステップと、
前記形成ブロックモジュールの各々を覆って複合材料のプリプレグを形成することによって補剛材を製造するステップと、
前記補剛材の形状に一致するように複数の硬化ツールセグメントを同一直線上に配置して調節し、前記補剛材を載せて硬化させることができる複数の硬化ツールモジュールの各々を組み立てるステップと、
前記補剛材を前記形成ブロックモジュールから前記硬化ツールモジュールに移動させるステップと、
前記硬化ツールモジュールを並べて配置することによって複数の前記補剛材を組み立てるステップと、
前記複数の組み立てられた補剛材上に複合材料の外皮を配置するステップと、
前記複合材料の外皮および前記組み立てられた補剛材を硬化させるステップと
を含む方法。
Clause 22.
A method of manufacturing a reinforced composite wing shell comprising:
Arranging and adjusting the plurality of forming block segments on the same straight line and assembling each of the plurality of forming block modules;
Manufacturing a stiffener by covering each of the building block modules to form a prepreg of composite material;
Assembling and adjusting a plurality of curing tool segments on the same straight line to conform to the shape of the stiffener, and assembling each of a plurality of curing tool modules capable of mounting and curing the stiffener. ,
Moving the stiffener from the forming block module to the curing tool module;
Assembling a plurality of the stiffeners by arranging the curing tool modules side by side;
Placing a composite skin on the plurality of assembled stiffeners;
Curing the composite skin and the assembled stiffener.

条項23.
前記硬化ツールモジュールをそれぞれ覆って真空バッグセグメントをシールすることで、前記組み立てられた補剛材および前記外皮を真空バギングするステップ
をさらに含む条項22の方法。
Clause 23.
22. The method of clause 22, further comprising vacuum bagging the assembled stiffener and the shell by sealing the vacuum bag segments respectively over the curing tool modules.

条項24.
前記真空バッグセグメントを排気するために前記硬化ツールモジュール上の真空系統を使用して前記硬化ツールモジュールに前記真空バッグセグメントを引き寄せるステップ
をさらに含む条項23の方法。
Clause 24.
24. The method of clause 23, further comprising: pulling the vacuum bag segment to the curing tool module using a vacuum system on the curing tool module to evacuate the vacuum bag segment.

条項25.
前記複合材料の外皮が、外形付けられており、
前記形成ブロックセグメントを同一直線上に配置して調節するステップが、前記複合材料の外皮の外形に実質的に一致するように前記形成ブロックセグメントを調節するステップを含む条項22の方法。
Clause 25.
The skin of said composite material is contoured,
22. The method of clause 22, wherein the step of placing and adjusting the forming block segments on a straight line comprises adjusting the forming block segments to substantially match the contour of the composite material skin.

条項26.
補強付き複合材料翼外皮を製造する方法であって、
複合補剛材が載せられるように各々が構成された複数の硬化ツールモジュールを組み立てるステップと、
真空バッグセグメントを使用して前記硬化ツールモジュールを個別に真空バギングするするステップと、
前記真空バッグセグメントをまとめてシールするステップと、
前記複合補剛材を覆って複合材料の外皮を配置するステップと、
前記複合材料の外皮を覆ってコールプレートを配置するステップと、
前記真空バッグセグメントを前記コールプレートにシールするステップと
を含む方法。
Clause 26.
A method of manufacturing a reinforced composite wing shell comprising:
Assembling a plurality of curing tool modules, each configured to carry a composite stiffener;
Vacuum bagging the curing tool modules individually using vacuum bag segments;
Collectively sealing the vacuum bag segments;
Disposing a composite skin over the composite stiffener;
Placing a call plate over the skin of said composite material;
Sealing the vacuum bag segment to the call plate.

条項27.
前記複合補剛材を前記硬化ツールモジュール上にそれぞれ配置する前に、前記硬化ツールモジュールに前記真空バッグセグメントをそれぞれ引き寄せるステップ
をさらに含む条項26の方法。
Clause 27.
26. The method of clause 26, further comprising the steps of: pulling the vacuum bag segments to the curing tool module respectively before placing the composite stiffeners on the curing tool module.

条項28.
前記複合補剛材および前記外皮を硬化させるステップと、
前記真空バッグセグメントを前記硬化ツールモジュールから取り除くステップと、
前記硬化ツールモジュールを製造に戻すステップと
をさらに含む条項26の方法。
Clause 28.
Curing the composite stiffener and the shell;
Removing the vacuum bag segment from the curing tool module;
Returning the curing tool module to production.

条項29.
補強付き複合材料翼外皮を製造する方法であって、
複数の複合補剛材を個別の形成ツール上でそれぞれ形成するステップと、
前記形成された複合補剛材を硬化ツールにそれぞれ移動させるステップと、
前記硬化ツールを一体に組み立てることによって前記複合補剛材を組み立てるステップと、
複合材料の外皮を前記複合補剛材上に配置するステップと、
前記複合材料の外皮および前記組み立てられた複合補剛材を硬化させるステップと
を含む方法。
Clause 29.
A method of manufacturing a reinforced composite wing shell comprising:
Forming a plurality of composite stiffeners respectively on separate forming tools;
Moving each of the formed composite stiffeners to a curing tool;
Assembling the composite stiffener by assembling the curing tool together;
Placing a composite skin on the composite stiffener;
Curing the composite skin and the assembled composite stiffener.

条項30.
前記硬化した複合材料の外皮および硬化した複合補剛材を前記組み立てられた硬化ツールから取り外すステップと、
前記硬化ツールを分解するステップと、
前記硬化ツールをさらなる複合補剛材の硬化のために製造に戻すステップと
を含む条項29の方法。
Clause 30.
Removing the hardened composite skin and hardened composite stiffener from the assembled hardening tool;
Disassembling the curing tool;
Returning the curing tool to production for curing of a further composite stiffener.

これらの特徴、機能、および利点は、本発明の種々の実施形態において独立して達成されることができ、あるいは以下の説明および図面を参照してさらなる詳細を理解することができるさらに他の実施形態において組み合わせられてもよい。   These features, functions, and advantages can be achieved independently in various embodiments of the present invention, or yet other implementations that can be understood in further detail with reference to the following description and drawings. It may be combined in the form.

例示の実施形態に特有であると考えられる新規な特徴が、添付の特許請求の範囲に記載される。しかしながら、例示の実施形態、ならびに好ましい使用の態様、そのさらなる目的および利点は、本発明の例示の実施形態の以下の詳細な説明を参照し、添付の図面と併せて検討することによって、最もよく理解されるであろう。   The novel features believed to be unique to the illustrated embodiments are set forth in the appended claims. However, the exemplary embodiments, as well as the preferred modes of use, further objects and advantages thereof, are best described by referring to the following detailed description of exemplary embodiments of the present invention and in conjunction with the accompanying drawings. It will be understood.

開示の方法および装置に従って製造される補強付き複合材料翼外皮パネルの平面図を示している。FIG. 1 shows a plan view of a reinforced composite wing skin panel manufactured according to the disclosed method and apparatus. 図1の線2−2に沿って得た断面図であり、パネルの外形は示されていない。Figure 2 is a cross-sectional view taken along line 2-2 of Figure 1 with the panel outline not shown. 図1において図3と指定された方向の図を示しており、翼外皮パネルの外形を示している。FIG. 3 shows a view in the direction designated as FIG. 3 in FIG. 1 and shows the outer appearance of the wing shell panel. 図1に示した翼外皮パネルを製造するための装置の概略のブロック図を示している。Fig. 2 shows a schematic block diagram of an apparatus for producing the wing skin panel shown in Fig. 1; 図4に示した形成ブロックモジュールのうちの1つの端面図を示している。Fig. 5 shows an end view of one of the building block modules shown in Fig. 4; 形成セルの長さの側面図を示しており、1つの形成ブロックモジュールの個別の形成ブロックセグメントを示している。Fig. 3 shows a side view of the length of a forming cell, showing the individual forming block segments of one forming block module. 図1に示した翼外皮パネルに用いられる補剛材を形成するために必要な形成ブロックモジュールの長さを示す平面図を示しており、翼外皮の大まかな輪郭が想像線で示されている。Fig. 2 shows a plan view showing the length of the building block module necessary to form a stiffener for use in the wing shell panel shown in Fig. 1, the outline of the wing shell being shown in phantom lines . 図5と同様の図であるが、形成ブロックモジュール上に配置された部分積層板が示されている。FIG. 6 is a view similar to FIG. 5 but showing a partial laminate placed on a building block module. 図8と同様の図であるが、形成ブロックモジュールに下方に形成されている部分積層板の縁が示されている。Fig. 9 is a view similar to Fig. 8 but showing the edges of the partial laminates formed below in the building block module. 図9と同様の図であるが、形成ブロックモジュールから持ち上げられる形成済みの補剛材が示されている。Figure 10 is a view similar to Figure 9, but showing the formed stiffener lifted from the building block module; 図4に示した硬化ツールモジュールのうちの1つの端面図を示している。Fig. 5 shows an end view of one of the curing tool modules shown in Fig. 4; 支持具上に調節可能に取り付けられた図11に示した硬化ツールモジュールの長さの側面図を示しており、個別の硬化ツールセグメントを示している。FIG. 12 shows a side view of the length of the curing tool module shown in FIG. 11 adjustably mounted on a support, showing the individual curing tool segments. 図1に示した翼外皮パネルに用いられる補剛材を形成するために必要な硬化ツールモジュールの長さを示す平面図を示しており、翼外皮の大まかな輪郭が想像線で示されている。Fig. 2 shows a plan view showing the length of a stiffening tool module necessary to form a stiffener for use in the wing shell panel shown in Fig. 1, the outline of the wing shell being shown in phantom lines . 図11と同様の図であるが、硬化ツールモジュールを覆ってシールされた真空バッグセグメントが示されている。FIG. 12 is a view similar to FIG. 11 but showing the vacuum bag segment sealed over the curing tool module. 図14と同様の図であるが、真空バッグセグメントを覆って硬化ツールモジュールに配置される形成済みの積層板補剛材が示されている。Fig. 15 is a view similar to Fig. 14 but showing the formed laminate stiffener placed in the curing tool module over the vacuum bag segment. 硬化ツールモジュールの補剛材組み立てセルへの移動の方法を示す端面図を示している。FIG. 7 shows an end view showing the method of transfer of the stiffening tool module to the stiffener assembly cell. 補剛材組み立てセルの長さの側面図を示している。Fig. 4 shows a side view of the length of the stiffener assembly cell. 図17に示した補剛材組み立てセルの端面図を示している。Fig. 18 shows an end view of the stiffener assembly cell shown in Fig. 17; 一体に固定されたいくつかの硬化ツールモジュールを示す拡大端面図を示しており、充填材ヌードルが隣り合う補剛材レイアップの間に設置されようとしている。Fig. 5 shows an enlarged end view showing several hardened tool modules fixed together, wherein filler noodles are about to be installed between adjacent stiffener layups. 図19において図20と指定された領域の図であり、真空バッグのシールをよりよく示している。FIG. 20 is a view of the area designated as FIG. 20 in FIG. 19 to better illustrate the seal of the vacuum bag. 補剛材組み立てセルの端面図を示しており、互いに固定および位置決めされた硬化ツールモジュール上の組み立てられた補剛材が示されている。Fig. 2 shows an end view of a stiffener assembly cell, showing the assembled stiffeners on a stiffening tool module fixed and positioned relative to one another. 図21と同様の図であるが、最終組み立てセルも示している。Figure 22 is a view similar to Figure 21 but also showing the final assembled cell. 図22と同様の図であるが、最終組み立てセルに途中まで移動させられた補剛材アセンブリが示されている。FIG. 23 is a view similar to FIG. 22 but showing the stiffener assembly partially moved to a final assembled cell. 最終組み立てセルの硬化ラックに移動させられた補剛材アセンブリを示す端面図を示している。FIG. 10 shows an end view showing the stiffener assembly transferred to the curing rack of the final assembled cell. 図24において図25と指定された方向の図を示している。FIG. 24 shows a view in the direction designated as FIG. 25 in FIG. 図24と同様の端面図であるが、補剛材アセンブリに配置されつつある翼外皮が示されている。FIG. 25 is an end view similar to FIG. 24 but showing the wing shell being placed on the stiffener assembly. 図26において図27と指定された方向の図を示している。FIG. 26 shows a view in the direction designated as FIG. 補剛材アセンブリ上に配置された翼外皮および翼外皮を覆って設置されようとしているコールプレートを示す図である。FIG. 7 shows a wing shell disposed on a stiffener assembly and a call plate being installed over the wing shell. 図28において図29と指定された方向の図を示している。FIG. 28 shows a view in the direction designated as FIG. 29. 翼外皮上に設置されたコールプレートを示している端面図である。FIG. 7 is an end view showing a call plate installed on a wing shell. 図30において図31と指定された方向の図を示している。FIG. 30 shows a view in a direction designated as FIG. 31 in FIG. 最終組み立てセルの端面図であり、組み立てられた真空バッグセグメントをコールプレートにシールする方法を示している。FIG. 7 is an end view of the final assembled cell showing the method of sealing the assembled vacuum bag segment to the call plate. 図32と同様の図であるが、硬化作業の準備において排気された真空バッグを示している。Fig. 32 is a view similar to Fig. 32, but showing the vacuum bag evacuated in preparation for a curing operation. 硬化ツールアセンブリから取り外された補剛材アセンブリおよびコールプレートの端面図を示している。FIG. 7 shows an end view of the stiffener assembly and caul plate removed from the curing tool assembly. 製造に戻される硬化ツールアセンブリを示す端面図である。FIG. 7 is an end view of the curing tool assembly returned to manufacture. モジュール式のツール構成要素を使用して補強付き複合材料翼外皮パネルを製造する方法のフロー図を示している。FIG. 6 shows a flow diagram of a method of manufacturing a reinforced composite wing skin panel using modular tool components. 航空機の製造および保守点検方法のフロー図を示している。FIG. 1 shows a flow diagram of an aircraft manufacturing and service method. 航空機のブロック図を示している。Fig. 1 shows a block diagram of an aircraft.

最初に図1、図2、および図3を参照すると、開示される実施形態は、補強付きの翼外皮パネル48などの補強付き複合材料パネルを製造するための方法および装置を提供する。翼外皮パネル48は、翼弦方向56および/または翼長方向54の1つ以上の外形付けられた領域55を含むことができる。翼外皮パネル48は、繊維補強エポキシなどの複合積層板であってよく、あるいは内側および外側の複合積層板の外皮の間に芯(図示されていない)が挟まれているサンドイッチ構造であってよい複合材料製の翼外皮50を備える。   Referring initially to FIGS. 1, 2 and 3, the disclosed embodiments provide methods and apparatus for manufacturing reinforced composite panels such as reinforced wing skin panels 48. The wing skin panel 48 can include one or more contoured regions 55 in the chordal direction 56 and / or the spanwise direction 54. Wing skin panel 48 may be a composite laminate, such as a fiber reinforced epoxy, or may be a sandwich structure in which a core (not shown) is sandwiched between the skins of the inner and outer composite laminates. A wing shell 50 made of a composite material is provided.

複合材料製の翼外皮50は、互いにおおむね平行に配置されて翼外皮パネル48の翼長方向54に延伸している複数の複合積層板補剛材52によって補強および強化される。翼外皮パネル48の翼弦方向56における補剛材52の間の間隔は、用途によってさまざまであってよい。翼外皮パネル48は、翼弦方向56および/または翼長方向54の1つ以上の外形付けられた領域55を含むことができる。複合積層板補剛材52は、全長にわたり、翼外皮50の外形あるいは他の局所的な形状または属性に沿っている。用途に応じて、複合積層板補剛材52は、翼外皮50に接着されてよく、あるいは翼外皮50と一緒に硬化させられてもよい。図示の実施形態においては、補剛材52が、溝状のおおむねC字形の断面を有している刃状の横梁であるが、補剛材52は、翼の荷重を伝達する1つ以上のレッグによる他の断面形状を有することができる。いくつかの場合、翼外皮パネル48は、特定の翼の荷重の要件を満たすように、異なる断面形状を有する横梁または他の補剛材52の組み合わせを採用することができる。翼外皮パネル48が示されているが、開示される方法および装置は、さまざまな用途に使用される他の種類の補強パネルの製造にも使用することが可能である。   The composite wing skin 50 is reinforced and reinforced by a plurality of composite laminate stiffeners 52 disposed generally parallel to one another and extending in the span direction 54 of the wing skin panel 48. The spacing between the stiffeners 52 in the chord direction 56 of the wing skin panel 48 may vary depending on the application. The wing skin panel 48 can include one or more contoured regions 55 in the chordal direction 56 and / or the spanwise direction 54. The composite laminate stiffener 52 is along its entire length, along the contour or other local shape or attribute of the wing shell 50. Depending on the application, the composite laminate stiffener 52 may be bonded to the wing shell 50 or may be cured together with the wing shell 50. In the illustrated embodiment, the stiffener 52 is a blade-like cross beam having a groove-like, generally C-shaped cross-section, but the stiffener 52 may be one or more of the wing load transfer carriers. Other cross sectional shapes can be provided by the legs. In some cases, wing skin panel 48 may employ a combination of cross beams or other stiffeners 52 having different cross-sectional shapes to meet specific wing loading requirements. Although wing skin panel 48 is shown, the disclosed method and apparatus can also be used in the manufacture of other types of reinforcing panels used in various applications.

次に、開示される装置の機能コンポーネントを広く示している図4に目を向ける。補剛材形成セル68が、複合材料のプリプレグ(図示されていない)をレイアップして所望の補剛材形状を個別に形成するために使用される複数の個々の形成ブロックモジュール58を備える。さらに詳しく後述されるように、各々の形成ブロックモジュール58は、プリプレグを所望の補剛材形状に局所的に形成するためにそれぞれに組み立ておよび調節が可能である複数の構成変更可能な形成ブロックセグメント(図4には示されていない)を備える。形成後に、補剛材52は、形成ブロックモジュール58から取り出され、硬化の際に補剛材52の形状を支持および維持するために使用される硬化ツールモジュール60に移動66させられる。各々の硬化ツールモジュール60は、硬化のプロセスにおいて補剛材32の局所的な部分を支持するようにそれぞれに組み立ておよび調節が可能である複数の構成変更可能な硬化ツールセグメント(図4には示されていない)を備える。   Now turning to FIG. 4, which broadly illustrates the functional components of the disclosed apparatus. The stiffener forming cell 68 comprises a plurality of individual building block modules 58 that are used to lay up a composite prepreg (not shown) to individually form the desired stiffener shape. As will be described in more detail below, each of the building block modules 58 has a plurality of configurable building block segments that can be individually assembled and adjusted to locally form the prepreg into the desired stiffener shape. (Not shown in FIG. 4). After formation, the stiffeners 52 are removed from the building block module 58 and moved 66 to a curing tool module 60 used to support and maintain the shape of the stiffeners 52 during curing. Each of the curing tool modules 60 is configured with a plurality of configurable curing tool segments (shown in FIG. 4) that can be individually assembled and adjusted to support localized portions of the stiffener 32 in the process of curing. Not have).

補剛材52は、硬化ツールモジュール60を互いに位置決めされた関係にて硬化ツールアセンブリ62に組み立てる補剛材組み立てセル82に硬化ツールモジュール60を移動させることによって補剛材アセンブリ62に組み立てられる。次いで、硬化ツールアセンブリ62および補剛材アセンブリ148が、複合材料の外皮50を補剛材アセンブリ42上に配置する最終組み立てセル146に移される。コールプレート(caul plate)(図4には示されていない)を、複合材料の外皮50を覆って配置することができ、その後に複合材料の外皮50および補剛材アセンブリ148が真空バギングされ、次いでオーブンまたはオートクレーブ(図示されていない)において硬化させられる。図4から、補剛材52の形成および硬化に用いられる設備が、モジュール式であり、複数の個別の補剛材52を並行して形成して硬化に備えることができることを、理解できるであろう。さらに、形成ブロックモジュール58および硬化ツールモジュール60のどちらも、異なる長さ、外形、断面形状、および局所的な属性を有する補剛材52を製造するために構成変更可能であるため、必要な設備の量が少なくて済む。さらに、翼外皮パネル48が2つ以上の異なる断面形状を有する補剛材52を使用する場合に、形成ブロックモジュール58および硬化ツールモジュール60を、必要に応じて構成および混合することができる。   The stiffener 52 is assembled to the stiffener assembly 62 by moving the curing tool module 60 to the stiffener assembly cell 82 which assembles the curing tool module 60 into the curing tool assembly 62 in a mutually positioned relationship. The stiffening tool assembly 62 and the stiffener assembly 148 are then transferred to the final assembly cell 146 where the composite skin 50 is placed on the stiffener assembly 42. A caul plate (not shown in FIG. 4) can be placed over the composite skin 50, after which the composite skin 50 and stiffener assembly 148 is vacuum bagged, It is then cured in an oven or autoclave (not shown). It can be appreciated from FIG. 4 that the equipment used to form and cure the stiffener 52 is modular and that a plurality of individual stiffeners 52 can be formed in parallel to provide for cure. I will. In addition, both the building block module 58 and the curing tool module 60 can be configured to produce stiffeners 52 having different lengths, profiles, cross-sectional shapes, and local attributes, so that the necessary equipment The amount of Further, if the wing skin panel 48 uses stiffeners 52 having two or more different cross-sectional shapes, the forming block module 58 and the curing tool module 60 can be configured and mixed as desired.

次に、図5、図6、および図7を参照すると、すでに述べたように、補剛材形成セル68が、補剛材52を所望の長さ、外形、および/または断面形状に形成するように個別に構成できる複数の形成ブロックモジュール58を含む。各々の形成ブロックモジュール58は、図6に最もよく見て取ることができるように端部同士を向かい合わせて同一直線上に配置される複数の形成ブロックセグメント70を備える。各々の形成ブロックセグメント70は、これに限られるわけではないが機械加工された炭素繊維補強プラスチックなど、任意の適切な材料から形成でき、補剛材52の局所的な属性を形成するために必要なすべての成形面を有している。例えば、図示の実施形態においては、C字形の断面を有する刃状の横梁の形態の補剛材52を、3つの連続的な成形面70a、70b、70cを各々が有している形成ブロックセグメント70を使用し、これらの成形面に手作業によるレイアップまたは自動化された技術を使用して複合材料のプリプレグを形成することによって、形成することができる。   Next, referring to FIGS. 5, 6, and 7, as already mentioned, the stiffener forming cell 68 forms the stiffener 52 into a desired length, profile and / or cross-sectional shape And includes a plurality of building block modules 58 that can be individually configured. Each building block module 58 comprises a plurality of building block segments 70 arranged end-to-side and collinear so that they can be best viewed in FIG. Each forming block segment 70 can be formed of any suitable material, such as, but not limited to, machined carbon fiber reinforced plastic and is necessary to form the local attributes of the stiffener 52 All molding surfaces. For example, in the illustrated embodiment, a forming block segment having stiffeners 52 in the form of blade-shaped cross beams having a C-shaped cross section, each having three continuous forming surfaces 70a, 70b, 70c. 70 can be formed on these molding surfaces by using manual layup or automated techniques to form composite prepregs.

各々の形成ブロックセグメント70は、工場の床81または他の表面に位置する支持アセンブリ76に調節可能80に取り付けられたスタンドオフ72に支持されている。形成ブロックセグメント70を、取り付け具74などの任意の適切な手段によってスタンドオフ72に取り付けることができる。スタンドオフ72を支持アセンブリ76上の所望の位置に取り付けることによって、スタンドオフ72の高さ、したがって形成ブロックセグメント70の位置を調節可能にするために、かんぬきアセンブリ(図示されていない)または他の機構を使用することができる。いくつかの実施形態においては、スタンドオフ72における形成ブロックセグメント70の位置を調節することが可能であってもよい。典型的な実施形態においては、形成ブロックセグメント70が、補剛材52上の特定の位置における翼外皮の外形55(図3)に実質的に一致する外形78を形成するように、支持アセンブリ上で調節されている。図には示されていないが、形成ブロックセグメント70は、翼外皮50または補剛材52のいずれかにおけるプライダブラ(ply doubler)またはジョグ(jog)など、補剛材52の他の局所的な属性を形成すべく、形成用の形状を含むことができ、さらには/あるいは調節されることができる。   Each forming block segment 70 is supported by a standoff 72 mounted on an adjustable 80 to a support assembly 76 located on the factory floor 81 or other surface. The forming block segment 70 can be attached to the standoff 72 by any suitable means such as the attachment 74. A barb assembly (not shown) or other to allow the height of the standoffs 72 and hence the position of the forming block segments 70 to be adjustable by mounting the standoffs 72 in the desired position on the support assembly 76 A mechanism can be used. In some embodiments, it may be possible to adjust the position of the forming block segment 70 in the standoffs 72. In the exemplary embodiment, the forming block segments 70 are formed on the support assembly such that they form an outline 78 that substantially matches the outline 55 (FIG. 3) of the wing shell at a specific location on the stiffener 52. It is adjusted by. Although not shown in the figure, the forming block segment 70 is another local attribute of the stiffener 52, such as a ply doubler or jog on either the wing shell 50 or the stiffener 52. The shape may be included and / or further adjusted to form the.

各々の形成ブロックモジュール58の形成ブロックセグメント70の数は、形成される個々の補剛材52の長さに依存することができる。例えば、図7を参照すると、翼外皮パネル48の翼弦方向56(図1)における種々の位置において翼外皮50(外皮の輪郭50aによって示されている)の全長にわたって延伸している補剛材52を形成するために、異なる長さの6つの形成ブロックモジュール58が必要である。種々の輪郭形状または長さを有する翼外皮パネルのための補剛材52を形成するために、単に形成ブロックセグメント70を必要に応じて個々の形成ブロックモジュール58から取り除き、あるいは個々の形成ブロックモジュール58に追加すればよい。   The number of forming block segments 70 of each forming block module 58 can depend on the length of the individual stiffener 52 formed. For example, referring to FIG. 7, stiffeners extending along the entire length of the wing skin 50 (shown by the skin contour 50a) at various locations in the chordal direction 56 (FIG. 1) of the wing skin panel 48. In order to form 52, six building block modules 58 of different lengths are required. The forming block segments 70 may simply be removed from the individual forming block modules 58 as required or to form the stiffeners 52 for the wing shell panels having different contour shapes or lengths, or the individual forming block modules Add it to 58.

図8、図9、および図10が、形成ブロックモジュール58のうちの1つに形成される補剛材52を順に示している。複合材料のプリプレグが、プライの数および各プライの繊維の向きを指示する所定のプライ計画に従って、一度に1プライずつ、または2つ以上のプライを含む部分積層板83としてレイアップ84される。プライまたは部分積層板83のレイアップ84の際に、プリプレグのプライの縁83aが、形成ブロックモジュール58のフランジ面70a、70b(図8)へと下方に形成される。この方法で、プライまたは部分積層板83が、補剛材52の厚さ全体が形成されるまでレイアップ84される。   FIGS. 8, 9 and 10 sequentially illustrate the stiffener 52 formed in one of the building block modules 58. FIG. Composite prepregs are laid up 84 as a partial laminate 83 comprising one ply at a time, or two or more plies, according to a predetermined ply plan that dictates the number of plies and the orientation of the fibers in each ply. During layup 84 of ply or partial laminate 83, the edges 83a of the plies of prepreg are formed down to the flange faces 70a, 70b (FIG. 8) of the forming block module 58. In this manner, the ply or partial laminate 83 is laid up 84 until the entire thickness of the stiffener 52 is formed.

補剛材52は、上述のように形成ブロックモジュール58上にレイアップされて形成された後で、図10に示されるように形成ブロックモジュール58から取り外され、図11および12に示される硬化ツールモジュール60に移される。硬化ツールモジュール60は、図12に最もよく見て取ることができるように同一直線上に配置される複数の硬化ツールセグメント88を備える。各々の硬化ツールセグメント88は、工場の床81または他の支持面上に位置する支持アセンブリ96に調節可能に支持されたスタンドオフ92に取り付けられる。スタンドオフ92が、支持アセンブリ96においてスライド可能85であることで、各々の硬化ツールセグメント88の位置を、形成ブロックモジュール58のうちの1つにおいて形成された補剛材52の局所的な表面に一致するように調節することができる。各々の硬化ツールモジュール60は、後述される目的の横リブ90を備える。すでに説明した形成ブロックモジュール58と同様に、硬化ツールセグメント88は、翼外皮50に対応するために必要な補剛材52に相当する長さの硬化ツールモジュール60を形成するように構成される(図13に、翼外皮50の輪郭50aが種々の長さの硬化ツールモジュール60に重ねて図示されている)。各々の硬化ツールモジュール60は、後述される機能を有する真空源(図示されていない)に接続されるように構成された一体の真空系統94をさらに備えることができる。   After the stiffener 52 is laid up and formed on the forming block module 58 as described above, it is removed from the forming block module 58 as shown in FIG. 10 and the curing tool shown in FIGS. 11 and 12 It is transferred to module 60. The curing tool module 60 comprises a plurality of curing tool segments 88 arranged collinearly as can be best seen in FIG. Each curing tool segment 88 is attached to a standoff 92 adjustably supported on a support assembly 96 located on the factory floor 81 or other support surface. The standoffs 92 are slidable 85 in the support assembly 96 so that the position of each curing tool segment 88 is on the localized surface of the stiffener 52 formed in one of the forming block modules 58. It can be adjusted to match. Each curing tool module 60 comprises a transverse rib 90 for the purpose described below. Similar to the forming block module 58 already described, the curing tool segment 88 is configured to form a curing tool module 60 of a length corresponding to the stiffener 52 required to correspond to the wing shell 50 ( In FIG. 13 the contours 50a of the wing shell 50 are shown superimposed on curing tool modules 60 of various lengths). Each curing tool module 60 may further comprise an integral vacuum system 94 configured to be connected to a vacuum source (not shown) having the functionality described below.

次に図14を参照すると、硬化のための準備における補強付き翼外皮パネルの真空バギングのプロセスの一部として、真空バッグセグメント98が、各々の硬化ツールモジュール60を覆って配置され、シールテープ102または同様の適切なシール材によって各々の硬化ツールモジュール60にシールされる。真空バッグセグメント98は、実質的に可撓な伝統的な材料で作られ、再使用可能であっても、再使用可能でなくてもよい。真空バッグセグメント98は、図14に示されるように設置された後で、図11に示した硬化ツールモジュール60内の一体の真空系統94を使用して真空バッグセグメント98を排気することによって、硬化ツールモジュール60にぴったりと引き寄せられる。真空バッグセグメント98を硬化ツールモジュール60にぴったりと引き寄せた状態で、形成された複合補剛材52が、真空バッグセグメント98に重ねて硬化ツールモジュール60に配置100される。次に、適切なシール材テープを備えることができるシール104が、シールテープ102に重ねて、真空バッグセグメント98の全長にわたって延伸するように、真空バッグセグメント98の下縁に沿って配置される。   Referring now to FIG. 14, as part of the vacuum bagging process of the reinforced wing shell panel in preparation for curing, a vacuum bag segment 98 is placed over each curing tool module 60 and sealing tape 102 Or sealed to each curing tool module 60 by a similar suitable seal. The vacuum bag segment 98 is made of a substantially flexible traditional material and may or may not be reusable. After being installed as shown in FIG. 14, the vacuum bag segment 98 is cured by exhausting the vacuum bag segment 98 using the integral vacuum system 94 in the curing tool module 60 shown in FIG. The tool module 60 is closely drawn. With the vacuum bag segment 98 closely drawn to the curing tool module 60, the formed composite stiffener 52 is placed 100 on the curing tool module 60 over the vacuum bag segment 98. Next, a seal 104, which may comprise a suitable seal tape, is placed over the seal tape 102 and along the lower edge of the vacuum bag segment 98 so as to extend over the entire length of the vacuum bag segment 98.

次に、図16、図17、および図18に目を向けると、硬化ツールモジュール60を補剛材組み立てセル82に移動させる方法が示されている。図16に示されるように、支持アセンブリ96に枢動可能に取り付けられたブリッジ108が、補剛材組み立てセル82の高所の硬化ツール組み立てテーブル118に揃うように回転110させられる。高所の硬化ツール組み立てテーブル118は、支持体116上に取り付けられた一連の横梁を備えることができ、支持体116は、これらの横梁を、作業者が硬化ツールモジュール60の直下の領域にアクセスできる高さ112にて、工場の床または他の表面114の上方に取り付けることができる。ブリッジ108が上方位置に回転させられた状態で、硬化ツールモジュール60をブリッジ108を横切って硬化ツール組み立てテーブル118にスライド106させることができ、次いでブリッジ108を下降させ、次の硬化ツールモジュール60を硬化ツール組み立てテーブル118に移動させるための準備において、硬化ツールモジュール60が取り付けられた別の支持アセンブリ96を補剛材組み立てセル82に運ぶことができる。あるいは、硬化ツールモジュール60を、グループとして高所の硬化ツール組み立てテーブル118に配置および組み立てでき、次いで補剛材52を待機中の硬化ツールモジュール60に1つずつ移動させることで、補剛材52を個別の支持アセンブリ96から移動させる必要をなくすことができる。   Turning now to FIGS. 16, 17, and 18, a method of moving the curing tool module 60 to the stiffener assembly cell 82 is shown. As shown in FIG. 16, the bridge 108 pivotally attached to the support assembly 96 is rotated 110 to align with the curing tool assembly table 118 at the height of the stiffener assembly cell 82. The elevated curing tool assembly table 118 may comprise a series of cross beams mounted on a support 116, which allows these workers to access the area directly below the curing tool module 60. The height 112 can be mounted above the factory floor or other surface 114. With the bridge 108 rotated to the upper position, the curing tool module 60 can be slid 106 across the bridge 108 onto the curing tool assembly table 118 and then the bridge 108 is lowered to move the next curing tool module 60 In preparation for transfer to the curing tool assembly table 118, another support assembly 96 having the curing tool module 60 attached may be conveyed to the stiffener assembly cell 82. Alternatively, stiffener 52 may be placed and assembled as a group onto the stiffening tool assembly table 118 at elevated locations, and then the stiffener 52 may be moved one by one to the pending stiffening tool module 60 to provide stiffener 52. The need to move the separate support assemblies 96 can be eliminated.

次に、図19、図20、および図21を参照すると、硬化ツールモジュール60が、あらかじめ選択された指定の位置に互いに向かってスライドさせられる。硬化ツールモジュール60の指定の位置は、硬化ツールモジュール60を単一の硬化ツールアセンブリ62として一体に保持するロックバー124を設置することによって維持される。ロックバー124は、クランプまたは着脱可能な固定具などの任意の適切な手段によって、各々の硬化ツールモジュール60に着脱可能に取り付けられる。横リブ90が、真空バッグセグメント98の保持を助けることができ、シール102、104の安定化/絶縁を助けることができる。   Next, referring to FIGS. 19, 20 and 21, the curing tool modules 60 are slid towards each other to the preselected designated positions. The designated position of the curing tool module 60 is maintained by installing a lock bar 124 that holds the curing tool module 60 together as a single curing tool assembly 62. The lock bar 124 is removably attached to each curing tool module 60 by any suitable means such as clamps or removable fasteners. Lateral ribs 90 can help hold the vacuum bag segment 98 and can help stabilize / insulate the seals 102, 104.

補剛材52が補剛材アセンブリ148を形成すべく集められるときに、半径による溝126が、隣接する補剛材52の間に形成されうる。半径による溝126を、例えば折り曲げられたフィルム接着材またはプリプレグ(ただし、これらに限られない)を備えることができる充填材または「ヌードル(noodle)」128を使用して埋めることができる。図21が、完成した補剛材アセンブリ148を有している位置決めされた硬化ツールアセンブリ62を示している。さらに、図21は、硬化ツール組み立てテーブル118の一端に枢動可能に取り付けられた回転式のブリッジ132を示している。   When stiffeners 52 are collected to form stiffener assembly 148, radial grooves 126 may be formed between adjacent stiffeners 52. The radiused grooves 126 can be filled using a filler or "noodle" 128 which can comprise, for example, but not limited to, a folded film adhesive or prepreg. FIG. 21 shows a positioned stiffening tool assembly 62 having a completed stiffener assembly 148. Further, FIG. 21 shows a rotatable bridge 132 pivotally attached to one end of a curing tool assembly table 118.

次に、図22から図25に目を向けると、補剛材組み立てセル82から最終組み立てセル146への硬化ツールアセンブリ62および補剛材アセンブリ148の移動に関係する工程が示されている。図22に示されるとおり、硬化ツール組み立てテーブル118のブリッジ132が、最終組み立てセル146の一部を形成する硬化ラック136上の支持面138と揃うように上昇位置に回転させられる。硬化ラック136は、支持面144上をスライド移動するようにレール142に取り付けられている。図23から図25に示されるとおり、ブリッジ132が上方位置にある状態で、硬化ツールアセンブリ62および補剛材アセンブリ148を、硬化ツール組み立てテーブル118およびブリッジ132を横切って硬化ラック136上にスライドさせることができる。   Turning now to FIGS. 22-25, the steps involved in moving the stiffening tool assembly 62 and the stiffener assembly 148 from the stiffener assembly cell 82 to the final assembly cell 146 are illustrated. As shown in FIG. 22, the bridge 132 of the curing tool assembly table 118 is rotated into the raised position to align with the support surface 138 on the curing rack 136 that forms part of the final assembly cell 146. The curing rack 136 is attached to the rail 142 for sliding movement on the support surface 144. Slide curing tool assembly 62 and stiffener assembly 148 across curing tool assembly table 118 and bridge 132 onto curing rack 136 with bridge 132 in the upper position, as shown in FIGS. 23-25. be able to.

次に図26および図27を参照すると、硬化ラック136を、複合材料の外皮50を補剛材アセンブリ148に配置するために使用されるマニピュレータ150の付近の位置までレール142に沿って移動させることができる。マニピュレータ150は、吸着カップ152またはマニピュレータ150が外皮50を補剛材アセンブリ148に配置154するときに外皮50を着脱可能に保持するための他の適切な保持手段を含むことができる任意の適切な自動設備を備えることができる。別の実施形態においては、マニピュレータ150を、補剛材アセンブリ148が最終組み立てセル146への移動に先立って図21に示されるように高所の硬化ツール組み立てテーブル118上にあるときに外皮50を補剛材アセンブリ148に配置するように使用することができる。   Referring now to FIGS. 26 and 27, moving the curing rack 136 along the rail 142 to a position near the manipulator 150 used to place the composite material skin 50 on the stiffener assembly 148. Can. The manipulator 150 can include any suitable holding means for releasably holding the skin 50 when the suction cup 152 or the manipulator 150 positions 154 the skin 50 on the stiffener assembly 148. Automatic equipment can be provided. In another embodiment, the manipulator 150 is placed on the shell 50 when the stiffener assembly 148 is on the elevated curing tool assembly table 118 as shown in FIG. 21 prior to transfer to the final assembly cell 146. It can be used to position the stiffener assembly 148.

図28から図31を参照すると、外皮50を補剛材アセンブリ148に配置158した状態で、翼の外皮パネル50のバギングおよび硬化の準備において、コールプレート156が外皮50に配置158される。次に、図32に示されるように、翼の外皮パネル50の真空バギングが、真空バッグセグメント98の外周を適切なシール材160を使用してコールプレート156にシールすることによって完成される。真空バッグをシールした状態で、それまでに真空バッグセグメント98を硬化ツールモジュール60に保持していた硬化ツールモジュール60内の真空を解放し、補剛材アセンブリ148および外皮50を囲んでいる真空バッグ内の空間を排気することによって、加えられる真空が逆にされる(図33を参照)。   Referring to FIGS. 28-31, with the skin 50 disposed 158 on the stiffener assembly 148, a call plate 156 is disposed 158 on the skin 50 in preparation for bagging and curing of the wing skin panel 50. Next, as shown in FIG. 32, vacuum bagging of the wing skin panel 50 is completed by sealing the perimeter of the vacuum bag segment 98 to the caul plate 156 using a suitable seal 160. With the vacuum bag sealed, the vacuum bag within the curing tool module 60 previously holding the vacuum bag segment 98 to the curing tool module 60 is released, and the vacuum bag surrounding the stiffener assembly 148 and the skin 50 By evacuating the space inside, the applied vacuum is reversed (see FIG. 33).

真空バッグを排気した状態で、硬化ラック136を、硬化ツールアセンブリ62および補剛材アセンブリ148と一緒に、補剛材アセンブリ148を硬化させるオーブンまたはオートクレーブ(図示されていない)に移動させることができる。図34に示されるように、硬化後に、コールプレート156が除去162され、硬化した補剛材アセンブリ148が、硬化ツールアセンブリ62から離れるように持ち上げられる。次いで、真空バギングの材料を、引き外しまたは切除によって、硬化した補剛材アセンブリ148から取り除くことができる。図には示されていないが、シール102が真空バッグセグメント98に付着したままになり、真空バッグセグメント98と一緒に持ち上げられる。図35に示されるように、硬化した補剛材アセンブリ148を硬化ツールアセンブリ62から取り外した後で、硬化ラック136を高所の硬化ツール組み立てテーブル118の付近にスライドさせることができ、ブリッジ132が、次の補剛材52の組を受け取る準備において硬化ツールアセンブリ62を硬化ラック136からテーブルに再びスライド172させることができる位置に回転させられる。   With the vacuum bag evacuated, the curing rack 136 can be moved along with the curing tool assembly 62 and the stiffener assembly 148 to an oven or autoclave (not shown) that cures the stiffener assembly 148 . As shown in FIG. 34, after curing, the caul plate 156 is removed 162 and the cured stiffener assembly 148 is lifted away from the curing tool assembly 62. The vacuum bagging material can then be removed from the hardened stiffener assembly 148 by tripping or cutting. Although not shown, seal 102 remains attached to vacuum bag segment 98 and is lifted with vacuum bag segment 98. As shown in FIG. 35, after removing the cured stiffener assembly 148 from the curing tool assembly 62, the curing rack 136 can be slid near the elevated curing tool assembly table 118, and the bridge 132 In preparation for receiving the next set of stiffeners 52, the curing tool assembly 62 is rotated to a position where it can be slid back off the curing rack 136 onto the table.

次に、図36に目を向けると、すでに説明した翼外皮パネル48などの補強付き複合材料パネルを製造する方法の各工程が大まかに示されている。174において、複数の個々の形成ブロックモジュール58が組み立てられる。個々の形成ブロックモジュール58は、ステップ176に示されるように個別の形成ブロックセグメント70を同一直線上に配置し、ステップ178において個別の形成ブロックセグメント70を所望の外皮の外形または他の外皮の属性に一致するように調節することによって組み立てられる。180において、複合補剛材52が、複合材料のプリプレグを形成ブロックモジュール58で覆ってレイアップすることによって、個々の形成ブロックモジュール58上に形成される。   Turning now to FIG. 36, there is shown schematically the steps of a method of manufacturing a reinforced composite panel such as the wing shell panel 48 described above. At 174, a plurality of individual building block modules 58 are assembled. The individual building block modules 58 align the individual building block segments 70 on a straight line as shown in step 176 and in step 178 the individual building block segments 70 with the desired outer skin profile or other outer skin attributes Assembled by adjusting to match. At 180, composite stiffeners 52 are formed on the individual building block modules 58 by laying up the composite material prepreg with the building block modules 58.

ステップ182において、複数の硬化ツールモジュール60が、ステップ184において硬化ツールモジュールセグメント88を同一直線上に配置し、ステップ184において個々の硬化ツールセグメント88を外皮の外形または他の外皮の属性に一致するように調節することによって組み立てられる。ステップ188において、真空バッグセグメント98が、各々の硬化ツールモジュール60に取り付けられ、各々の硬化ツールモジュール60にシールされる。ステップ190において、補剛材52が、硬化ツールモジュール60を並べて配置し、互いに位置決めされた関係にて一体に固定することによって補剛材アセンブリ148に組み立てられる。次いで、ステップ192において、真空バッグセグメント98がシール104を使用してつなぎ合わせられ、あるいは一体に溶接することによってつなぎ合わせられる。角部充填材またはヌードル128を、ステップ194において、必要に応じて、補剛材52の間の半径による溝126に設置することができる。ステップ196において、複合材料の外皮50が、補剛材アセンブリ148上に配置される。次いで、コールプレート156が、ステップ198において外皮50を覆って取り付けられる。ステップ200において、複合材料の外皮表面が真空バギングされ、その後に組み立てられた補剛材アセンブリ148および外皮50が、ステップ202においてオートクレーブまたはオーブンで硬化させられる。ステップ203において、コールプレート156が持ち上げられ、翼外皮パネル48が、バギング材料を引き離し、あるいは切除することによって、バギングから取り出される。ステップ205において、組み立てられた硬化ツールモジュール60の固定が解除され、次いで次の補剛材52の組を組み立てる準備において、硬化ツールモジュール60を、再び高所の硬化ツール組み立てテーブル118に移動させることによって、製造に直接的に戻すことができる。個々の硬化ツールモジュール60を覆う真空バッグセグメント98の使用の結果として、製造に戻される前の前の硬化ツールモジュール60の清掃を不要にすることができ、したがって設備の迅速な転換を可能にし、非稼働の時間を減らすことによって、製造プロセスを高速にすることができる。   At step 182, a plurality of curing tool modules 60 align curing tool module segments 88 in a straight line at step 184 and match individual curing tool segments 88 to outer skin contours or other skin attributes at step 184. As assembled by adjusting. At step 188, a vacuum bag segment 98 is attached to each cure tool module 60 and sealed to each cure tool module 60. At step 190, the stiffeners 52 are assembled into the stiffener assembly 148 by placing the stiffening tool modules 60 side by side and securing together in a positioned relationship with one another. The vacuum bag segments 98 are then joined at step 192 using the seal 104 or by welding together. Corner fillers or noodles 128 can be placed in the radial grooves 126 between the stiffeners 52, if desired, at step 194. At step 196, the composite skin 50 is placed on the stiffener assembly 148. The call plate 156 is then attached over the skin 50 at step 198. At step 200, the skin surface of the composite material is vacuum bagged and the stiffener assembly 148 and skin 50 assembled thereafter are cured at step 202 in an autoclave or oven. At step 203, the call plate 156 is lifted and the wing skin panel 48 is removed from the bagging by pulling or cutting the bagging material. At step 205, the assembled curing tool module 60 is unlocked and then, in preparation for assembling the next set of stiffeners 52, moving the curing tool module 60 back to the elevated curing tool assembly table 118 Directly return to production. As a result of the use of the vacuum bag segment 98 covering the individual curing tool modules 60, cleaning of the curing tool modules 60 before being returned to production can be dispensed with, thus allowing rapid conversion of the equipment, By reducing down time, the manufacturing process can be made faster.

本開示の実施形態は、特に例えば航空宇宙、海洋、および自動車の用途を含む運送業、ならびに補強付き複合材料パネルを使用することができる他の用途など、考えられるさまざまな用途において使途を見付けることができる。したがって、ここで図37および図38を参照し、本発明の実施形態を、図37に示されるとおりの航空機の製造および保守点検方法204ならびに図38に示されるとおりの航空機206の文脈において使用することができる。開示される実施形態の航空機の用途は、例えばいくつかの例を挙げると、これに限られるわけではないが、翼、水平尾翼、および垂直尾翼を含むことができる。製造の前段階において、典型的な方法204は、航空機206の仕様および設計208ならびに材料調達210を含むことができる。製造において、航空機206の構成要素および部分組立品の製造212ならびにシステム統合214が行われる。その後に、航空機206を、認証および搬送216を経て就航218させることができる。顧客による就航中に、航空機206について、定期的な整備および保守点検220(改良、構成変更、改修、などを含んでもよい)が計画される。   Embodiments of the present disclosure find use in a variety of possible applications, including, for example, the transportation industry, including, for example, aerospace, marine, and automotive applications, as well as other applications in which reinforced composite panels can be used. Can. Thus, referring now to FIGS. 37 and 38, embodiments of the present invention are used in the context of aircraft manufacturing and service method 204 as shown in FIG. 37 and aircraft 206 as shown in FIG. be able to. The applications of the disclosed embodiments of the aircraft may include, but are not limited to, wings, horizontal tails, and vertical tails, to name but a few. In the pre-manufacturing stage, exemplary method 204 may include aircraft 206 specifications and design 208 and material procurement 210. In production, production 212 of components and subassemblies of the aircraft 206 and system integration 214 take place. Thereafter, aircraft 206 may be serviced 218 via authentication and delivery 216. During service by the customer, regular maintenance and maintenance checks 220 (which may include improvements, configuration changes, repairs, etc.) are planned for the aircraft 206.

方法204の各プロセスを、システムインテグレータ、第三者、および/または運用者(例えば、顧客)によって実行または実施することができる。この説明の目的において、システムインテグレータは、これらに限られるわけではないが、任意の数の航空機メーカーおよび主要なシステムの下請け業者を含むことができ、第三者は、これらに限られるわけではないが、任意の数の製造供給元、下請け業者、およびサプライヤを含むことができ、運用者は、航空会社、リース企業、軍、サービス組織(service organization)、などであってよい。   Each process of method 204 may be performed or carried out by a system integrator, a third party, and / or an operator (eg, a customer). For the purpose of this description, system integrators can include, but are not limited to, any number of aircraft manufacturers and major subcontractors, and third parties are not limited to these. However, any number of manufacturers, subcontractors, and suppliers may be included, and operators may be airlines, leasing companies, military, service organizations, and the like.

図38に示されるように、典型的な方法204によって製造される航空機206は、複数のシステム224および内部226を有する機体222を備えることができる。高度なシステム224の例として、推進システム228、電気システム230、油圧システム232、および環境システム234のうちの1つ以上が挙げられる。任意の数の他のシステムも含まれてよい。航空宇宙の例が示されているが、本発明の原理は、海洋および自動車産業などの他の産業にも適用可能である。   As shown in FIG. 38, the aircraft 206 manufactured by the exemplary method 204 may comprise an airframe 222 having a plurality of systems 224 and an interior 226. Examples of advanced system 224 include one or more of propulsion system 228, electrical system 230, hydraulic system 232, and environmental system 234. Any number of other systems may also be included. Although an aerospace example is shown, the principles of the present invention are applicable to other industries, such as the marine and automotive industries.

本明細書において具現化されるシステムおよび方法を、製造および保守点検方法204の各段階のうちの任意の1つ以上において使用することができる。例えば、製造プロセス212に対応する構成要素または部分組立品を、航空機206が就航中であるときに製造される構成要素または部分組立品と同様の方法で製作または製造することができる。また、1つ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、またはこれらの組み合わせを、例えば航空機206の組み立てを大幅に促進し、あるいは航空機206のコストを大幅に削減することによって、製造の段階212および214において利用することができる。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、またはこれらの組み合わせの1つ以上を、航空機206が就航中であるときに、例えばこれに限られるわけではないが整備および保守点検220に利用することができる。   The systems and methods embodied herein may be used at any one or more of the stages of the manufacturing and service method 204. For example, components or subassemblies corresponding to manufacturing process 212 may be manufactured or manufactured in a manner similar to components or subassemblies manufactured when aircraft 206 is in service. Also, one or more device embodiments, method embodiments, or a combination thereof may be used, for example, by significantly promoting assembly of the aircraft 206 or by significantly reducing the cost of the aircraft 206. And 214 can be used. Similarly, one or more of the apparatus embodiments, method embodiments, or combinations thereof may be utilized when the aircraft 206 is in service, such as, but not limited to, maintenance and service inspection 220 be able to.

種々の例示の実施形態の説明は、例示および説明の目的のために提示されており、すべてを述べ尽くそうとするものでも、開示の種類の実施形態への限定を意図するものでもない。多数の変更および変種が、当業者にとって明らかであろう。さらに、種々の例示の実施形態は、他の例示の実施形態と比べて異なる利点をもたらすことができる。選択された実施形態は、実施形態の原理および実際の応用を最も上手く説明するとともに、当業者が種々の実施形態の開示を想定される個々の使途に適した種々の変更と併せて理解することができるように、選択および説明されている。   The description of the various exemplary embodiments is presented for purposes of illustration and description, and is not intended to be exhaustive or to limit the invention to the types of embodiments disclosed. Many modifications and variations will be apparent to those of ordinary skill in the art. Furthermore, various exemplary embodiments can provide different advantages as compared to other exemplary embodiments. The selected embodiments will best explain the principles and practical applications of the embodiments, and the person skilled in the art will understand the disclosure of the various embodiments in conjunction with the various modifications suitable for the particular use envisaged. It is selected and explained so that you can.

32 補剛材
42 補剛材アセンブリ
48 翼外皮パネル
50 複合材料製の翼外皮、複合材料の外皮、翼外皮、外皮、翼外皮パネル
50a 輪郭
52 複合積層板補剛材、複合補剛材、補剛材
54 翼長方向
55 外形付けられた領域、外形
56 翼弦方向
58 形成ブロックモジュール
60 硬化ツールモジュール
62 硬化ツールアセンブリ
66 移動
68 補剛材形成セル
70 形成ブロックセグメント
70a 連続的な成形面、フランジ面
70b 連続的な成形面、フランジ面
70c 連続的な成形面
72 スタンドオフ
74 取り付け具
76 支持アセンブリ
78 外形
80 調節可能
81 工場の床
82 補剛材組み立てセル
83 部分積層板
83a 縁
84 レイアップ
85 スライド可能
88 硬化ツールセグメント、硬化ツールモジュールセグメント
90 横リブ
92 スタンドオフ
94 真空系統
96 支持アセンブリ
98 真空バッグセグメント
100 配置
102 シールテープ、シール
104 シール
106 スライド
108 ブリッジ
110 回転
112 高さ
114 表面
116 支持体
118 硬化ツール組み立てテーブル
124 ロックバー
126 半径による溝
128 充填材またはヌードル
132 ブリッジ
136 硬化ラック
138 支持面
142 レール
144 支持面
146 最終組み立てセル
148 補剛材アセンブリ
150 マニピュレータ
152 吸着カップ
154 配置
156 コールプレート
158 配置
160 シール材
162 除去
172 スライド
174 ステップ
176 ステップ
178 ステップ
180 ステップ
182 ステップ
184 ステップ
188 ステップ
190 ステップ
192 ステップ
194 ステップ
196 ステップ
198 ステップ
202 ステップ
204 製造および保守点検方法
205 ステップ
206 航空機
208 仕様および設計
210 材料調達
212 構成要素および部分組立品の製造、製造プロセス、製造の段階
214 システム統合、製造の段階
216 認証および搬送
218 就航
220 整備および保守点検
222 機体
224 システム
226 内部
228 推進システム
230 電気システム
232 油圧システム
234 環境システム
32 stiffener 42 stiffener assembly 48 wing shell panel 50 composite wing shell, composite shell, wing shell, shell, wing shell panel 50a outline 52 composite laminate stiffener, composite stiffener, stiffener Stiffener 54 Wing length direction 55 Outlined area, outline 56 Chord direction 58 Forming block module 60 Hardening tool module 62 Hardening tool assembly 66 Moving 68 Stiffener forming cell 70 Forming block segment 70a Continuous forming surface, flange Surface 70b Continuous molding surface, flange surface 70c Continuous molding surface 72 Standoff 74 Mounting 76 Support assembly 78 Outer diameter 80 Adjustable 81 Factory floor 82 Stiffener assembly cell 83 Partial laminate 83a Edge 84 Lay up 85 Slideable 88 Hardening Tool Segment, Hardening Tool Module Set 90 horizontal rib 92 standoff 94 vacuum system 96 support assembly 98 vacuum bag segment 100 arrangement 102 seal tape, seal 104 seal 106 slide 108 bridge 110 rotation 112 height 114 surface 116 support 118 curing tool assembly table 124 lock bar 126 radius Grooves 128 Fill material or Noodle 132 Bridge 136 Curing rack 138 Support surface 142 Rail 144 Support surface 146 Final assembly cell 148 Stiffener assembly 150 Manipulator 152 Suction cup 154 Arrangement 156 Cole plate 158 Arrangement 160 Sealing material 162 Removal 172 Slide 174 step 176 steps 178 steps 180 steps 182 steps 184 steps 188 steps P. 190 Step 192 Step 194 Step 196 Step 198 Step 202 Step 204 Manufacturing and Maintenance Methods 205 Step 206 Aircraft 208 Specifications and Design 210 Material Procurement 212 Manufacturing of Component and Subassembly, Manufacturing Process, Manufacturing Stage 214 System Integration , Stage of manufacture 216 Certification and transportation 218 Service 220 Service and maintenance inspection 222 Airframe 224 System 226 Internal 228 Propulsion system 230 Electrical system 232 Hydraulic system 234 Environmental system

Claims (15)

航空機の翼の一面を形成する補強付き複合材料翼外皮を製造するための装置であって、
複数の個別の形成ブロックモジュール(58)を備える形成セル(68)であって、該複数の個別の形成ブロックモジュール(58)上で複合材料のプリプレグを複合積層板補剛材(52)に別々に形成することができる形成セル(68)と、
前記複合積層板補剛材(52)を配置して硬化させることができる複数の硬化ツールモジュール(60)と、
複合積層板補剛材(52)が各々に配置された前記硬化ツールモジュール(60)を一体に組み立て、互いに位置決めされた関係に保持することができる補剛材組み立てセル(82)と、
硬化の準備を整えた前記複合積層板補剛材(52)に複合材料の外皮(50)が配置される最終組み立てセル(146)と、
を備え
前記複合積層板補剛材(52)は、前記複合材料の外皮(50)の内面上に一体に形成される、装置。
An apparatus for producing a reinforced composite wing shell forming one side of an aircraft wing , comprising:
A forming cell (68) comprising a plurality of individual forming block modules (58), wherein the composite material prepregs are separated into composite laminate stiffeners (52) on the plurality of individual forming block modules (58) Forming cells (68), which can be formed into
A plurality of curing tool modules (60) capable of positioning and curing said composite laminate stiffener (52);
A stiffener assembly cell (82) capable of assembling together said curing tool modules (60) on which composite laminate stiffeners (52) are arranged and holding them in a mutually positioned relationship;
A final assembly cell (146) in which a composite skin (50) is placed on the composite laminate stiffener (52) ready for curing;
Equipped with
The device wherein the composite laminate stiffener (52) is integrally formed on the inner surface of the outer skin (50) of the composite material .
前記複合材料の外皮(50)および前記複合積層板補剛材(52)を圧縮するための真空バッグをさらに備え、
前記真空バッグが、前記硬化ツールモジュール(60)にそれぞれ組み合わせられて前記硬化ツールモジュール(60)にシールされる複数の個別の真空バッグセグメント(98)を含む請求項1に記載の装置。
The composite material skin (50) and a vacuum bag for compressing the composite laminate stiffener (52), further comprising:
The apparatus of claim 1, wherein the vacuum bag comprises a plurality of individual vacuum bag segments (98) each associated with the curing tool module (60) and sealed to the curing tool module (60).
前記個別の形成ブロックモジュール(58)の各々が、同一直線上に配置される複数の形成ブロックセグメント(70)を含み、該形成ブロックセグメント(70)を、前記複合積層板補剛材(52)のうちの1つの複合積層板補剛材(52)の所望の局所的な属性を形成するように調節することができる請求項1に記載の装置。   Each of said individual building block modules (58) comprises a plurality of building block segments (70) arranged on the same straight line, said building block segments (70) being said composite laminate stiffener (52) The device according to claim 1, which can be adjusted to form a desired local attribute of one of the composite laminate stiffeners (52). 前記硬化ツールモジュール(60)の各々が、同一直線上に配置される複数の硬化ツールセグメント(88)を含み、該硬化ツールセグメント(88)の位置を、前記複合積層板補剛材(52)のうちの1つの複合積層板補剛材(52)の局所的な属性に一致するように調節することができる請求項1に記載の装置。   Each of the curing tool modules (60) comprises a plurality of curing tool segments (88) arranged on the same straight line, the location of the curing tool segments (88) being the composite laminate stiffener (52) The device according to claim 1, which can be adjusted to correspond to the local properties of one of the composite laminate stiffeners (52). 前記硬化ツールモジュール(60)を、前記補剛材組み立てセル(82)から前記最終組み立てセル(146)にスライドさせることができる請求項1に記載の装置。   The apparatus of claim 1, wherein the curing tool module (60) can be slid from the stiffener assembly cell (82) to the final assembly cell (146). 航空機の翼の一面を形成する外皮(50)の内面上に一体に形成される複合積層板補剛材(52)を製造するための装置であって、
複数の個別の形成ブロックモジュール(58)と、
複数の硬化ツールモジュール(60)と、
を備え、
前記複数の個別の形成ブロックモジュール(58)上で複合材料のプリプレグを複合積層板補剛材(52)に形成でき、前記形成ブロックモジュール(58)の各々が細長く、複合積層板補剛材(52)の複数の属性のいずれかを形成するように該形成ブロックモジュール(58)の長さに沿って構成可能であり、
前記複数の硬化ツールモジュール(60)上で前記複合積層板補剛材(52)を硬化させることができ、前記硬化ツールモジュール(60)の各々が細長く、前記形成ブロックモジュール(58)上で形成された前記複合積層板補剛材(52)に実質的に一致するように該硬化ツールモジュール(60)の長さに沿って構成可能である装置。
An apparatus for producing a composite laminate stiffener (52) integrally formed on an inner surface of an outer skin (50) forming one side of an aircraft wing, the apparatus comprising:
With several separate building block modules (58)
With multiple curing tool modules (60)
Equipped with
Composite prepregs can be formed into composite laminate stiffeners (52) on the plurality of individual building block modules (58), each of the building block modules (58) being elongated, composite laminate stiffeners ( 52) configurable along the length of the building block module (58) to form any of the plurality of attributes of
The composite laminate stiffener (52) can be cured on the plurality of curing tool modules (60), each of the curing tool modules (60) being elongated and formed on the forming block module (58) A device configurable along the length of the curing tool module (60) to substantially correspond to the composite laminate stiffener (52).
前記個別の形成ブロックモジュール(58)の各々が、同一直線上に配置される複数の形成ブロックセグメント(70)を含む請求項6に記載の装置。   The apparatus according to claim 6, wherein each of the individual building block modules (58) comprises a plurality of building block segments (70) arranged on the same straight line. 前記硬化ツールモジュール(60)を互いに位置決めされた関係に保持するためのホルダをさらに備える請求項6に記載の装置。   The apparatus of claim 6, further comprising a holder for holding the curing tool modules (60) in a positioned relationship with one another. 前記硬化ツールモジュール(60)の各々が、同一直線上に配置される複数の硬化ツールセグメント(88)を含む請求項6に記載の装置。   The apparatus of claim 6, wherein each of the curing tool modules (60) comprises a plurality of curing tool segments (88) arranged in a straight line. 前記複合積層板補剛材の各々を圧縮するための真空バッグをさらに備え、
前記真空バッグが、前記硬化ツールセグメントを覆ってそれぞれシールされる複数の別々の真空バッグセグメント(98)を含む請求項9に記載の装置。
Further comprising a vacuum bag for compressing each of said composite laminate stiffeners,
The apparatus of claim 9, wherein the vacuum bag comprises a plurality of separate vacuum bag segments (98) that are each sealed over the curing tool segment.
前記真空バッグセグメント(98)が、まとめてシールされる請求項10に記載の装置。   11. Apparatus according to claim 10, wherein the vacuum bag segments (98) are sealed together. 航空機の翼の一面を形成する補強付き複合材料翼外皮を製造する方法であって、
複数の形成ブロックモジュール(58)の各々を組み立てるステップ(174)であって、複数の形成ブロックセグメント(70)を同一直線上に配置して調節するステップを含むステップ(174)と、
前記形成ブロックモジュール(58)の各々を覆って複合材料のプリプレグを形成することによって補剛材(52)を製造するステップ(180)と、
前記補剛材(52)を載せて硬化させることができる複数の硬化ツールモジュール(60)の各々を組み立てるステップ(182)であって、複数の硬化ツールセグメント(88)を前記補剛材(52)の形状に一致するように同一直線上に配置して調節するステップを含むステップ(182)と、
前記補剛材(52)を前記形成ブロックモジュール(58)から前記硬化ツールモジュール(60)に移すステップ(66)と、
前記硬化ツールモジュール(60)を並べて配置することによって複数の補剛材(52)を組み立てるステップ(190)と、
複合材料の外皮(50)を前記複数の組み立てられた補剛材(52)上に配置するステップ(196)と、
前記複合材料の外皮(50)および前記組み立てられた補剛材(52)を硬化させるステップ(202)と、
を含み、
前記補剛材(52)は、前記複合材料の外皮(50)の内面上に一体に形成される、方法。
A method of manufacturing a reinforced composite wing shell forming one side of an aircraft wing , comprising:
Assembling (174) each of the plurality of building block modules (58), including arranging and adjusting the plurality of building block segments (70) on the same straight line;
Manufacturing (180) a stiffener (52) by covering each of the building block modules (58) to form a prepreg of composite material;
Assembling (182) each of a plurality of curing tool modules (60) capable of loading and curing the stiffener (52), the plurality of curing tool segments (88) being the stiffener (52); Arranging and adjusting on the same straight line so as to conform to the shape of);
Transferring (66) the stiffener (52) from the forming block module (58) to the curing tool module (60);
Assembling 190 a plurality of stiffeners 52 by arranging the curing tool modules 60 side by side;
Placing (196) a composite skin (50) on the plurality of assembled stiffeners (52);
Curing (202) the skin (50) of the composite material and the assembled stiffener (52);
Only including,
The method wherein the stiffener (52) is integrally formed on the inner surface of the outer skin (50) of the composite material .
前記組み立てられた補剛材(52)および前記外皮(50)を真空バギングするステップ(192)であって、前記硬化ツールモジュール(60)をそれぞれ覆って真空バッグセグメント(98)をシールするステップを含むステップ(192)
をさらに含む請求項12に記載の方法。
Vacuum bagging (192) the assembled stiffener (52) and the shell (50), respectively covering the curing tool module (60) and sealing a vacuum bag segment (98) Inclusive step (192)
The method of claim 12, further comprising
前記真空バッグセグメント(98)を排気すべく前記硬化ツールモジュール(60)の真空系統(94)を使用して前記真空バッグセグメント(98)を前記硬化ツールモジュール(60)に引き寄せるステップ
をさらに含む請求項13に記載の方法。
The method further comprises: pulling the vacuum bag segment (98) to the curing tool module (60) using the vacuum system (94) of the curing tool module (60) to evacuate the vacuum bag segment (98) Item 13. The method according to Item 13.
前記複合材料の外皮(50)が、外形付けられており、
前記形成ブロックセグメント(70)を同一直線上に配置して調節するステップが、前記複合材料の外皮(50)の外形に実質的に一致するように前記形成ブロックセグメント(70)を調節するステップを含む請求項12に記載の方法。
The outer skin (50) of said composite material is contoured,
Adjusting the forming block segments (70) so as to align the forming block segments (70) on the same straight line so as to substantially match the contour of the outer skin (50) of the composite material. The method of claim 12 comprising.
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