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。
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。
The apparatus of
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
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。
The apparatus of
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
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
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。
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。
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。
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。
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。
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
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。
The skin of said composite material is contoured,
22. The method of
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。
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。
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.
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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
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)
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).
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.
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 .
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
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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