RU2009103205A - Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиационно-космического летательного аппарата - Google Patents
Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиационно-космического летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2009103205A RU2009103205A RU2009103205/05A RU2009103205A RU2009103205A RU 2009103205 A RU2009103205 A RU 2009103205A RU 2009103205/05 A RU2009103205/05 A RU 2009103205/05A RU 2009103205 A RU2009103205 A RU 2009103205A RU 2009103205 A RU2009103205 A RU 2009103205A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rod
- hollow profile
- fiber
- slot
- structural component
- Prior art date
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 title claims abstract 27
- 239000003733 fiber-reinforced composite Substances 0.000 title claims abstract 23
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract 14
- 238000000465 moulding Methods 0.000 claims abstract 32
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract 17
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract 15
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract 15
- 238000007654 immersion Methods 0.000 claims abstract 6
- 239000002966 varnish Substances 0.000 claims abstract 5
- 230000001678 irradiating effect Effects 0.000 claims abstract 2
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims 5
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims 5
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims 5
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims 4
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 claims 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 2
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 claims 2
- 239000004922 lacquer Substances 0.000 claims 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims 2
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 claims 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims 2
- 239000004952 Polyamide Substances 0.000 claims 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 claims 1
- 230000003321 amplification Effects 0.000 claims 1
- 238000005345 coagulation Methods 0.000 claims 1
- 230000015271 coagulation Effects 0.000 claims 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims 1
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 claims 1
- 239000000806 elastomer Substances 0.000 claims 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims 1
- 238000009499 grossing Methods 0.000 claims 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims 1
- 238000001746 injection moulding Methods 0.000 claims 1
- 238000003475 lamination Methods 0.000 claims 1
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 claims 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 claims 1
- 229920002647 polyamide Polymers 0.000 claims 1
- -1 polytetrafluoroethylene Polymers 0.000 claims 1
- 229920001343 polytetrafluoroethylene Polymers 0.000 claims 1
- 239000004810 polytetrafluoroethylene Substances 0.000 claims 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 claims 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 abstract 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
- B29C33/44—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles
- B29C33/48—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling
- B29C33/485—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling cores or mandrels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
- B29C33/76—Cores
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
- B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
- B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
- B29C70/443—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding and impregnating by vacuum or injection
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
- B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
- B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
- B29C70/48—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs and impregnating the reinforcements in the closed mould, e.g. resin transfer moulding [RTM], e.g. by vacuum
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
- B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
- B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
- B29D99/0014—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with ridges or ribs, e.g. joined ribs
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Architecture (AREA)
- Civil Engineering (AREA)
- Structural Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
1. Способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности, для авиакосмической отрасли, который включает в себя следующие этапы: ! образуют формовочный стержень (4) спиральной конструкции, определяющей внешнюю геометрию формовочного стержня (4), причем при образовании формовочного стержня (4) образуют полый профиль (15, 16) с внешней геометрией, соответствующей формовочному стержню (4), и с прорезью (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля, и обеспечивают позиционную фиксацию для полого профиля (15, 16) с прорезью, при этом прорезь (17), спирально проходящая по периферии, пронизывает стенку полого профиля (15, 16), за исключением по меньшей мере трех участков, расположенных так, что они распределены по периметру стенки полого профиля (15, 16); ! по меньшей мере частично укладывают по меньшей мере одну армированную волокнами заготовку (3) на образованный формовочный стержень (4) для придания формы по меньшей мере одной формуемой секции (14) изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала и ! обеспечивают воздействие тепла и/или давления по меньшей мере на одну формуемую секцию (14) с целью изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала. !2. Способ по п.1, отличающийся тем, что для полого профиля (15, 16) с прорезью предусмотрена позиционная фиксация, например, посредством лакового покрытия, наносимого, например, в погружной ванне. ! 3. Способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами к
Claims (33)
1. Способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности, для авиакосмической отрасли, который включает в себя следующие этапы:
образуют формовочный стержень (4) спиральной конструкции, определяющей внешнюю геометрию формовочного стержня (4), причем при образовании формовочного стержня (4) образуют полый профиль (15, 16) с внешней геометрией, соответствующей формовочному стержню (4), и с прорезью (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля, и обеспечивают позиционную фиксацию для полого профиля (15, 16) с прорезью, при этом прорезь (17), спирально проходящая по периферии, пронизывает стенку полого профиля (15, 16), за исключением по меньшей мере трех участков, расположенных так, что они распределены по периметру стенки полого профиля (15, 16);
по меньшей мере частично укладывают по меньшей мере одну армированную волокнами заготовку (3) на образованный формовочный стержень (4) для придания формы по меньшей мере одной формуемой секции (14) изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала и
обеспечивают воздействие тепла и/или давления по меньшей мере на одну формуемую секцию (14) с целью изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что для полого профиля (15, 16) с прорезью предусмотрена позиционная фиксация, например, посредством лакового покрытия, наносимого, например, в погружной ванне.
3. Способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности, для авиакосмической отрасли, который включает в себя следующие этапы:
образуют формовочный стержень (4) спиральной конструкции, определяющей внешнюю геометрию формовочного стержня (4), причем при образовании формовочного стержня (4) образуют полый профиль (15, 16) с внешней геометрией, соответствующей формовочному стержню (4), и с прорезью (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля, и обеспечивают позиционную фиксацию для полого профиля (15, 16) с прорезью, при этом прорезь (17), спирально проходящая по периферии, полностью пронизывает стенку полого профиля (15, 16), а с целью позиционной фиксации полый профиль (15, 16) с прорезью снабжен покрытием, например, лаковым покрытием, наносимым, например в погружной ванне;
по меньшей мере частично укладывают по меньшей мере одну армированную волокнами заготовку (3) на образованный формовочный стержень (4) для придания формы по меньшей мере одной формуемой секции (14) изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала и
обеспечивают воздействие тепла и/или давления по меньшей мере на одну формуемую секцию (14) с целью изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала.
4. Способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности, для авиакосмической отрасли, который включает в себя следующие этапы:
образуют формовочный стержень (4) спиральной конструкции, определяющей внешнюю геометрию формовочного стержня (4), причем при образовании формовочного стержня (4) формируют из спирально намотанной проволоки полый профиль (15, 16) с внешней геометрией, соответствующей формовочному стержню (4), и формовочный стержень (4) снабжают внешним покрытием для сглаживания ребристости и для позиционной фиксации проволоки;
по меньшей мере частично укладывают по меньшей мере одну армированную волокнами заготовку (3) на образованный формовочный стержень (4) для придания формы по меньшей мере одной формуемой секции (14) изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала и
обеспечивают воздействие тепла и/или давления по меньшей мере на одну формуемую секцию (14) с целью изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что проволока представляет собой стальную проволоку.
6. Способ по п.4 или 5, отличающийся тем, что наружное покрытие формовочного стержня (4) представляет собой хрупкий пластик, смешанный с наполнителем, эпоксидную смолу с наполнителем или материал, аналогичный легкой шпатлевке.
7. Способ по п.4, отличающийся тем, что при намотке формовочного стержня (4) осуществляют термическую обработку проволоки для предотвращения распружинивания.
8. Способ по любому из пп.1, 3 или 4, отличающийся тем, что при образовании формовочного стержня (4) в области переходов, которые должны иметь острые кромки, на внешней геометрии образуемого формовочного стержня (4) расположены средства усиления.
9. Способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности, для авиакосмической отрасли, который включает в себя следующие этапы:
образуют формовочный стержень (4) спиральной конструкции, определяющей внешнюю геометрию формовочного стержня (4), причем при образовании формовочного стержня (4) образуют полый профиль (15, 16) с внешней геометрией, соответствующей формовочному стержню (4), и с прорезью (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля, и обеспечивают позиционную фиксацию для полого профиля (15, 16) с прорезью;
по меньшей мере частично укладывают по меньшей мере одну армированную волокнами заготовку (3) на образованный формовочный стержень (4) для придания формы по меньшей мере одной формуемой секции (14) изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала и
обеспечивают воздействие тепла и/или давления по меньшей мере на одну формуемую секцию (14) с целью изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, причем при образовании формовочного стержня (4) в области переходов, которые должны иметь острые кромки, на внешней геометрии образуемого формовочного стержня (4) расположены средства усиления.
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что позиционная фиксация получена с помощью прорези (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля, пронизывая стенку полого профиля (15, 16), за исключением по меньшей мере трех участков, расположенных так, что они распределены по периметру стенки полого профиля (15, 16).
11. Способ по п.9, отличающийся тем, что прорезь (17), предусмотренная в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящая по периферии указанного профиля, полностью пронизывает стенку полого профиля (15, 16), а с целью позиционной фиксации полый профиль (15, 16) с прорезью снабжен покрытием, например лаковым покрытием, наносимым, например, в погружной ванне.
12. Способ по любому из пп.9-11, отличающийся тем, что для полого профиля (15, 16) с прорезью предусмотрена позиционная фиксация, например, посредством лакового покрытия, наносимого, например, в погружной ванне.
13. Способ по любому из пп.1, 3, 4 или 9, отличающийся тем, что формовочный стержень (4) снабжают оболочкой (9) стержня, в частности эластичной трубкой, которая полностью окружает формовочный стержень (4).
14. Способ по п.13, отличающийся тем, что на оболочку (9) стержня формовочного стержня (4) наносят разделительный слой, который уменьшает прилипаемость армированной волокнами заготовки и/или связующего материала к оболочке (9) стержня.
15. Способ по п.13, отличающийся тем, что при по меньшей мере частичном укладывании по меньшей мере одной армированной волокнами заготовки (3) формовочный стержень (4) располагают на базовом конструктивном компоненте (2), включающем армированные волокнами заготовки из композиционного материала и/или по меньшей мере частично окружают армированными волокнами заготовками (3) для изготовления по меньшей мере одной формуемой секции (14) конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, причем внутренняя часть формовочного стержня (4) находится под внутренним давлением, которое может быть зафиксировано, а концы оболочки (9) стержня формовочного стержня (4) расположены за пределами формуемой секции (14).
16. Способ по любому из пп.1, 3, 4 или 9, отличающийся тем, что в по меньшей мере одну армированную волокнами заготовку (3) с формовочным стержнем (4) вводят связующий материал и затем по меньшей мере частично отверждают под воздействием давления и/или тепла.
17. Способ по любому из пп.1, 3, 4 или 9, отличающийся тем, что способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала представляет собой ручное ламинирование, способ использования препрегов, литьевое прессование, и/или вакуумное нагнетание.
18. Способ по любому из пп.1, 3, 4 или 9, отличающийся тем, что после воздействия тепла и/или давления на изготавливаемый конструктивный компонент (1) из армированного волокнами композиционного материала извлечение сформованного стержня (4) осуществляют путем вытягивания одного или обоих концов спиральной конструкции и, как вариант, ее свертывания.
19. Формовочный стержень (4) спиральной конструкции для изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности стрингера (12), на базовом конструктивном компоненте (2) в авиакосмической отрасли, отличающийся тем, что формовочный стержень (4) представляет собой полый профиль (15, 16), внешняя геометрия которого соответствует формовочному стержню (4), с прорезью (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля; а также тем, что для полого профиля (15, 16) с прорезью предусмотрена позиционная фиксация, причем прорезь (17), спирально проходящая по периферии, пронизывает стенку полого профиля (15, 16), за исключением по меньшей мере трех участков, расположенных так, что они распределены по периметру стенки полого профиля (15, 16).
20. Формовочный стержень по п.19, отличающийся тем, что для осуществления позиционной фиксации полый профиль (15, 16) с прорезью снабжен покрытием, например лаковым покрытием.
21. Формовочный стержень (4) спиральной конструкции для изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности стрингера (12), на базовом конструктивном компоненте (2) в авиакосмической отрасли, отличающийся тем, что формовочный стержень (4) представляет собой полый профиль (15, 16), внешняя геометрия которого соответствует формовочному стержню (4), с прорезью (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля, причем прорезь полностью пронизывает стенку полого профиля (15, 16), а для осуществления позиционной фиксации полый профиль (15, 16) с прорезью снабжен покрытием, например лаковым покрытием, наносимым, например, в погружной ванне.
22. Формовочный стержень (4) спиральной конструкции для изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности стрингера (12), на базовом конструктивном компоненте (2) в авиакосмической отрасли, отличающийся тем, что формовочный стержень (4) представляет собой полый профиль (15, 16), внешняя геометрия которого соответствует формовочному стержню (4), с прорезью (17), предусмотренной в стенке полого профиля (15, 16), спирально проходящей по периферии указанного профиля; а также тем, что для полого профиля (15, 16) с прорезью предусмотрена позиционная фиксация, при этом в формовочном стержне (4) на его внешней геометрии в области переходов, которые должны иметь острые кромки, размещены средства (13) усиления.
23. Формовочный стержень по п.22, отличающийся тем, что средства (13) усиления выполнены в виде угловых профильных деталей из металла и/или пластика.
24. Формовочный стержень по любому из пп.19, 21 или 22, отличающийся тем, что полый профиль (15) имеет тонкую стенку из пластика.
25. Формовочный стержень по любому из пп.19, 21 или 22, отличающийся тем, что представляет собой полый профиль (16), например толстостенный спиральный профиль из эластомера.
26. Формовочный стержень (4) спиральной конструкции для изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности стрингера (12), на базовом конструктивном компоненте (2) в авиакосмической отрасли, отличающийся тем, что представляет собой спирально намотанную проволоку в виде полого профиля с внешней геометрией, соответствующей формовочному стержню (4), при этом формовочный стержень (4) снабжен внешним покрытием, причем внешнее покрытие формовочного стержня (4) представляет собой хрупкий пластик, смешанный с наполнителем, эпоксидную смолу с наполнителем или материал, аналогичный легкой шпатлевке, для сглаживания ребристости и позиционной фиксации проволоки.
27. Формовочный стержень по п.26, отличающийся тем, что проволока имеет прямоугольное поперечное сечение.
28. Формовочный стержень (4) по п.26 или 27, отличающийся тем, что в указанном стержне на его внешней геометрии в области переходов, которые должны иметь острые кромки, размещены средства (13) усиления.
29. Формовочный стержень по п.28, отличающийся тем, что средства (13) усиления выполнены в виде угловых профильных деталей из металла и/или пластика.
30. Формовочный стержень по любому из пп.19, 21, 22 или 26, отличающийся тем, что снабжен оболочкой (9) стержня, например эластичной трубкой, окружающей формовочный стержень.
31. Формовочный стержень по п.30, отличающийся тем, что оболочка (9) стержня имеет разделительный слой, например, в виде дополнительной оболочки, который образует внешнюю поверхность формовочного стержня (4).
32. Формовочный стержень по п.30, отличающийся тем, что оболочка (9) стержня выполнена из пластика, в частности полиамида и/или политетрафторэтилена.
33. Формовочный стержень (4) по любому из пп.19, 21, 22 или 26, отличающийся тем, что имеет Ω-образную, трапецеидальную, треугольную, кольцевую и/или волнистую форму.
Applications Claiming Priority (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US81877706P | 2006-07-06 | 2006-07-06 | |
US60/818,777 | 2006-07-06 | ||
DE102006031326.7 | 2006-07-06 | ||
DE102006031326A DE102006031326B4 (de) | 2006-07-06 | 2006-07-06 | Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009103205A true RU2009103205A (ru) | 2010-08-20 |
RU2449889C2 RU2449889C2 (ru) | 2012-05-10 |
Family
ID=38806033
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009103205/05A RU2449889C2 (ru) | 2006-07-06 | 2007-07-04 | Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиационно-космического летательного аппарата |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20100007044A1 (ru) |
EP (1) | EP2040896B1 (ru) |
JP (1) | JP2009542492A (ru) |
CN (1) | CN101484289B (ru) |
BR (1) | BRPI0713997A2 (ru) |
CA (1) | CA2655909A1 (ru) |
DE (1) | DE102006031326B4 (ru) |
RU (1) | RU2449889C2 (ru) |
WO (1) | WO2008003721A1 (ru) |
Families Citing this family (34)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102006031325B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-07-01 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031335B4 (de) * | 2006-07-06 | 2011-01-27 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031334A1 (de) * | 2006-07-06 | 2008-01-10 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031323B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-07-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031336B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-08-05 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt |
FR2928577B1 (fr) * | 2008-03-14 | 2011-11-25 | Airbus France | Procede de realisation d'un raidisseur evide en forme de omega et noyau pour la realisation d'un raidisseur evide en forme de omega |
US7996418B2 (en) * | 2008-04-30 | 2011-08-09 | Microsoft Corporation | Suggesting long-tail tags |
US9238335B2 (en) | 2008-07-10 | 2016-01-19 | The Boeing Company | Mandrel for autoclave curing applications |
US9327467B2 (en) | 2008-07-10 | 2016-05-03 | The Boeing Company | Composite mandrel for autoclave curing applications |
DE102009002697B4 (de) * | 2009-04-28 | 2014-02-27 | Airbus Operations Gmbh | Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102009027049B4 (de) | 2009-06-19 | 2011-09-15 | Cotesa Gmbh | Verfahren zur Integration hohlraumbildender Strukturen in Faserverbundschalen |
CN102019592B (zh) * | 2009-09-10 | 2012-07-04 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种大尺寸复合材料加筋壁板成形的定位装置 |
DE102009029575B4 (de) | 2009-09-18 | 2011-06-22 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Verfahren zur Versteifung eines Faserverbundbauteils und Anordnung zur Herstellung eines versteiften Faserverbundteils |
FR2952581B1 (fr) * | 2009-11-18 | 2012-01-06 | Daher Aerospace | Panneau en materiau composite |
EP2327525B1 (en) * | 2009-11-27 | 2014-05-14 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Mold core for fabricating a part out of composite material |
CN101791821B (zh) * | 2010-04-08 | 2011-09-14 | 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 | 一种大尺寸复合材料长桁的成形装置 |
FR2978695B1 (fr) * | 2011-08-01 | 2013-08-23 | Messier Bugatti Dowty | Procede de fabrication d'une piece structurale generalement triangulaire en materiau composite |
US8997642B2 (en) | 2011-08-08 | 2015-04-07 | The Boeing Company | Method for transporting, placing and compacting composite stiffeners |
US9931807B2 (en) | 2011-08-08 | 2018-04-03 | The Boeing Company | Flexible compactor with reinforcing spine |
US8869361B2 (en) * | 2011-12-21 | 2014-10-28 | GKN Aerospace Services Structures, Corp. | Method and apparatus for applying a compaction pressure to a fabric preform during wrapping |
CN102529113B (zh) * | 2011-12-27 | 2014-04-09 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 复合材料构件转角间隙的填充方法 |
US9333713B2 (en) | 2012-10-04 | 2016-05-10 | The Boeing Company | Method for co-curing composite skins and stiffeners in an autoclave |
DE102012109737A1 (de) * | 2012-10-12 | 2014-04-17 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Elastomerzwickel |
US9272767B2 (en) | 2013-04-19 | 2016-03-01 | The Boeing Company | Compacting uncured composite members on contoured mandrel surfaces |
CZ305414B6 (cs) * | 2013-11-22 | 2015-09-09 | Vysoká škola technická a ekonomická v Českých Budějovicích | Způsob výroby velkoplošných žebrovaných kompozitních panelů a/nebo profilových desek |
US9827710B2 (en) * | 2014-02-04 | 2017-11-28 | The Boeing Company | Radius filler and method of manufacturing same |
FR3018719B1 (fr) * | 2014-03-24 | 2016-04-29 | Airbus Operations Sas | Procede de consolidation d'elements en materiau composite pour former une piece en materiau composite comprenant une cavite debouchante et noyau utilise pour la mise en oeuvre dudit procede |
US20160078128A1 (en) * | 2014-09-12 | 2016-03-17 | General Electric Company | Systems and methods for semantically-informed querying of time series data stores |
US10399283B2 (en) | 2015-10-06 | 2019-09-03 | The Boeing Company | Method and device for producing contoured composite laminate stiffeners with reduced wrinkling |
CN106313378B (zh) * | 2016-10-11 | 2018-07-24 | 中国航空工业集团公司基础技术研究院 | 一种纤维增强“帽”型筋条成型软模制备及使用方法 |
CN110757830B (zh) * | 2018-07-26 | 2022-07-26 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种帽型长桁的热隔膜成型方法 |
CN109555860A (zh) * | 2018-11-23 | 2019-04-02 | 中航通飞华南飞机工业有限公司 | 一种全复合材料二次胶接机翼油箱密封方法 |
CN112125673B (zh) * | 2020-09-17 | 2022-08-09 | 中航复合材料有限责任公司 | 一种基于先驱体浸渍裂解工艺制备直角形长桁的方法 |
WO2023152040A1 (en) * | 2022-02-08 | 2023-08-17 | Lm Wind Power A/S | Method for manufacturing a preform for a wind turbine blade |
Family Cites Families (67)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2244107A (en) * | 1937-10-15 | 1941-06-03 | Hayes Econocrete Corp Of Ameri | Collapsible core |
US3143306A (en) * | 1960-08-12 | 1964-08-04 | Preload Corp | Panel making apparatus |
US3279741A (en) * | 1965-07-19 | 1966-10-18 | Long Construction Co | Expandable core-former |
US3279739A (en) * | 1965-07-19 | 1966-10-18 | Long Construction Co | Expandable core-former |
US3551237A (en) * | 1967-04-18 | 1970-12-29 | Aerojet General Co | Method of preparing filament-wound open beam structures |
FR1559644A (ru) * | 1967-11-02 | 1969-03-14 | ||
US3629030A (en) * | 1968-06-12 | 1971-12-21 | Alvin G Ash | Method for forming a mandrel and fabricating a duct thereabout |
US3754717A (en) * | 1971-07-12 | 1973-08-28 | Dana Corp | Collapsible mandrel |
US3795559A (en) * | 1971-10-01 | 1974-03-05 | Boeing Co | Aircraft fluted core radome and method for making the same |
US3995081A (en) * | 1974-10-07 | 1976-11-30 | General Dynamics Corporation | Composite structural beams and method |
US4094688A (en) * | 1975-08-21 | 1978-06-13 | Wolf Franz Josef | Method and molding core for making a flexible hollow molded body which is open on a number of sides |
DE2609006B2 (de) * | 1976-03-04 | 1979-10-31 | Helios Apparatebau Kg, Mueller & Co, 7220 Schwenningen | Aus faserverstärktem Kunststoff gegossener, hohler Ventilatorflügel |
US4155970A (en) * | 1977-11-04 | 1979-05-22 | Mcdonnell Douglas Corporation | Method for making a hollow composite using a destructible core |
DE2757473A1 (de) * | 1977-12-22 | 1979-07-05 | Bayer Ag | Verfahren zum entformen eines auf einem kern aufgebauten kunststoff-formteils |
GB2067455A (en) * | 1979-02-20 | 1981-07-30 | Rolls Royce | Composite structure |
JPS59121172U (ja) * | 1983-02-04 | 1984-08-15 | ミネソタ・マイニング・アンド・マニユフアクチユアリング・コンパニ− | ケーブル電線被覆の剥離部分のカバー装置 |
US4520988A (en) * | 1984-04-23 | 1985-06-04 | Harsco Corporation | Concrete core-wall form and stripping assembly therefor |
DE3421364A1 (de) * | 1984-06-08 | 1985-12-12 | Bayer Ag, 5090 Leverkusen | Verfahren und vorrichtung zum kontinuierlichen herstellen von laenglichen hohlkoerpern, insbesondere von schlaeuchen, rohren oder innenlinern fuer solche, aus einem fluessigen material, wie reaktionsgemisch oder schmelze |
DE3428282C1 (de) * | 1984-08-01 | 1986-01-16 | Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5300 Bonn | Entfernbarer Kern zur Herstellung rohrfoermiger Strukturen aus Faserverbundwerkstoffen |
AU5557386A (en) | 1985-04-04 | 1987-01-22 | May And Baker Ltd. | Dialkyl 2-(substituted anilino) fumarates |
US4943334A (en) * | 1986-09-15 | 1990-07-24 | Compositech Ltd. | Method for making reinforced plastic laminates for use in the production of circuit boards |
DE3715915A1 (de) * | 1987-05-13 | 1988-12-08 | Minnesota Mining & Mfg | Stuetzwendel fuer einen radial gedehnten huelsenkoerper |
US5045251A (en) * | 1987-06-15 | 1991-09-03 | Ford Motor Company | Method of resin transfer molding a composite article |
DE3911312C1 (en) * | 1989-04-07 | 1990-04-19 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | Mould core (former) for winding a fibre-reinforced body of plastic |
US5041315A (en) * | 1989-05-15 | 1991-08-20 | Zircoa Inc. | Flexible ceramic member and method of production thereof |
US5176864A (en) * | 1989-06-12 | 1993-01-05 | Aluminum Company Of America | Lost wax process utilizing a high temperature wax-based material |
DE4025011A1 (de) * | 1990-08-07 | 1992-02-13 | Werner Dipl Ing Jacob | Kugelfuehrung |
JPH0767704B2 (ja) * | 1991-02-21 | 1995-07-26 | 川崎重工業株式会社 | 中空複合部材の製造方法 |
US5262121A (en) * | 1991-12-18 | 1993-11-16 | Goodno Kenneth T | Method of making and using flexible mandrel |
US5387098A (en) * | 1992-04-23 | 1995-02-07 | The Boeing Company | Flexible reusable mandrels |
DE4224526A1 (de) * | 1992-07-24 | 1994-01-27 | Siemens Ag | Kaltschrumpf-Schlauch |
US5354195A (en) * | 1992-12-23 | 1994-10-11 | United Technologies Corporation | Composite molding apparatus for high pressure co-cure molding of lightweight honeycomb core composite articles having ramped surfaces utilizing low density, stabilized ramped honeycomb cores |
US5505492A (en) * | 1994-02-09 | 1996-04-09 | Radius Engineering, Inc. | Composite pole and manufacturing process for composite poles of varying non-circular cross-sections and curved center lines |
JP2951561B2 (ja) * | 1995-01-27 | 1999-09-20 | 太陽誘電株式会社 | 電子機器用コイル部品 |
JP2640338B2 (ja) * | 1995-02-02 | 1997-08-13 | 富士夫 坂本 | 成型金型および成型方法 |
IT1275976B1 (it) * | 1995-03-27 | 1997-10-24 | Pirelli Cavi S P A Ora Pirelli | Supporto per un manicotto elastico |
US6013125A (en) * | 1995-09-13 | 2000-01-11 | Quraishi; Mashallah M. | Investment of powders and method for rapid preparation of investment molds |
JP2969074B2 (ja) * | 1996-03-06 | 1999-11-02 | 株式会社チップトン | 管体の製造方法 |
US5931830A (en) * | 1995-12-07 | 1999-08-03 | Sarcos L.C. | Hollow coil guide wire apparatus for catheters |
US5989481A (en) * | 1996-06-18 | 1999-11-23 | You; Daniel H. | Golf club shaft manufacturing process |
US6692681B1 (en) * | 1997-01-29 | 2004-02-17 | Raytheon Aircraft Company | Method and apparatus for manufacturing composite structures |
US6340509B1 (en) * | 1997-04-23 | 2002-01-22 | Radius Engineering, Inc. | Composite bicycle frame and method of construction thereof |
US6458309B1 (en) * | 1998-06-01 | 2002-10-01 | Rohr, Inc. | Method for fabricating an advanced composite aerostructure article having an integral co-cured fly away hollow mandrel |
US6889937B2 (en) * | 1999-11-18 | 2005-05-10 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Single piece co-cure composite wing |
DE60018455T3 (de) * | 1999-12-07 | 2009-02-19 | The Boeing Company, Seattle | Doppelfolien vakuuminjektionsverfahren zur herstellung eines verbundwerkstoffes und damit hergestellter verbundwerkstoff |
AU2001262912A1 (en) * | 2000-02-25 | 2001-09-03 | The Boeing Company | Laminated composite radius filler |
EP1190828A1 (en) * | 2000-09-26 | 2002-03-27 | Recticel | Method and mould for manufacturing polyurethane articles |
EP1197309B1 (de) * | 2000-10-04 | 2004-04-07 | Alcan Technology & Management AG | Verfahren zur Herstellung von Bauteilen aus Faserverbundkunststoffen |
WO2002040254A2 (en) * | 2000-11-15 | 2002-05-23 | Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. | One-piece closed-shape structure and method of forming same |
US6638466B1 (en) * | 2000-12-28 | 2003-10-28 | Raytheon Aircraft Company | Methods of manufacturing separable structures |
JP4721251B2 (ja) * | 2001-09-03 | 2011-07-13 | 富士重工業株式会社 | 複合材補強板の製造方法 |
US7344670B2 (en) * | 2002-03-28 | 2008-03-18 | Build A Mold Limited | Lost core plastic molding process for transferring, positioning and molding inserts into a plastic part |
US7559332B2 (en) * | 2002-07-02 | 2009-07-14 | Toyota Motor Sales U.S.A., Inc. | Media removal apparatus and methods of removing media |
US7217380B2 (en) * | 2002-07-22 | 2007-05-15 | Toyota Motor Sales, Usa, Inc. | Vibration apparatus and methods of vibration |
US7204951B2 (en) * | 2002-07-30 | 2007-04-17 | Rocky Mountain Composites, Inc. | Method of assembling a single piece co-cured structure |
US7101453B2 (en) * | 2002-09-04 | 2006-09-05 | Toyota Motor Sales U.S.A., Inc. | Pre-filled contained media volumes and methods of media filling using pre-filled contained media volumes |
US7294220B2 (en) * | 2003-10-16 | 2007-11-13 | Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. | Methods of stabilizing and/or sealing core material and stabilized and/or sealed core material |
US7293737B2 (en) * | 2004-04-20 | 2007-11-13 | The Boeing Company | Co-cured stringers and associated mandrel and fabrication method |
US7531058B2 (en) * | 2005-02-24 | 2009-05-12 | The Boeing Company | Reinforced rampdown for composite structural member and method for same |
DE602005018207D1 (de) * | 2005-09-09 | 2010-01-21 | Saab Ab | Verwendung eines spiralförmigen Werkzeugs und Verfahren zur Herstellung eines Flächenelements mit mindestens einem Versteifungsteil |
US7824171B2 (en) * | 2005-10-31 | 2010-11-02 | The Boeing Company | Corner-consolidating inflatable apparatus and method for manufacturing composite structures |
US7633040B2 (en) * | 2005-11-14 | 2009-12-15 | The Boeing Company | Bulk resin infusion system apparatus and method |
DE102006031336B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-08-05 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt |
DE102006031335B4 (de) * | 2006-07-06 | 2011-01-27 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031325B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-07-01 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102006031323B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-07-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
DE102009023835B4 (de) * | 2009-06-04 | 2011-02-10 | Schmitz-Werke Gmbh + Co Kg | Befestigungs-Vorrichtung |
-
2006
- 2006-07-06 DE DE102006031326A patent/DE102006031326B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-07-04 EP EP07787063.2A patent/EP2040896B1/en not_active Not-in-force
- 2007-07-04 WO PCT/EP2007/056767 patent/WO2008003721A1/en active Application Filing
- 2007-07-04 RU RU2009103205/05A patent/RU2449889C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-07-04 JP JP2009517264A patent/JP2009542492A/ja active Pending
- 2007-07-04 BR BRPI0713997-7A patent/BRPI0713997A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-07-04 CN CN2007800256213A patent/CN101484289B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-07-04 US US12/309,083 patent/US20100007044A1/en not_active Abandoned
- 2007-07-04 CA CA002655909A patent/CA2655909A1/en not_active Abandoned
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2655909A1 (en) | 2008-01-10 |
EP2040896B1 (en) | 2014-09-03 |
CN101484289A (zh) | 2009-07-15 |
WO2008003721A1 (en) | 2008-01-10 |
DE102006031326A1 (de) | 2008-01-10 |
RU2449889C2 (ru) | 2012-05-10 |
BRPI0713997A2 (pt) | 2012-11-20 |
EP2040896A1 (en) | 2009-04-01 |
DE102006031326B4 (de) | 2010-09-23 |
WO2008003721B1 (en) | 2008-03-06 |
JP2009542492A (ja) | 2009-12-03 |
CN101484289B (zh) | 2012-12-19 |
US20100007044A1 (en) | 2010-01-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2009103205A (ru) | Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиационно-космического летательного аппарата | |
CN103264509B (zh) | 树脂基复合材料天线罩体的制备方法 | |
RU2438866C2 (ru) | Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиакосмической отрасли, формовочный стержень для изготовления такого компонента и конструктивный компонент, полученный этим способом и/или посредством этого стержня | |
US11913499B2 (en) | Method for producing a positive-locking load application for rod-shaped fiber composite structures, and the design thereof | |
RU2009138876A (ru) | Пултрузионный способ изготовления непрерывного профиля | |
DE60312816D1 (de) | Verfahren zur herstellung eines faserverstärkten lasttragenden elements | |
CN103407171B (zh) | 一种缝纫增强的纤维增强树脂基复合材料十字型接头的整体成型方法 | |
CN105128355A (zh) | 一种含挡光环的复合材料承力筒软模辅助整体成型方法 | |
CN102186657A (zh) | 包含可磁化材料的风力涡轮机叶片壳部分的制造方法 | |
KR20200105663A (ko) | 섬유 강화 수지제 볼트 제조 방법 및 섬유 강화 수지제 볼트 | |
CN105799196A (zh) | 一种铝合金复合碳纤维方管的制备方法 | |
CN103707561B (zh) | 一种夹芯层复合材料灯杆及其快速成型方法 | |
KR20210028252A (ko) | 변화하는 곡률 및 횡단면을 갖는 중공 프로파일의 제조 방법 | |
JP3901299B2 (ja) | Uボルトの製法 | |
CN101362387A (zh) | 复合管制造方法 | |
JP2010221489A (ja) | Rtm成形方法 | |
JP2000301612A (ja) | 筒体の製造方法 | |
CN106298111B (zh) | 绝缘子芯棒预制体、绝缘子芯棒及制备方法 | |
US8206526B2 (en) | Process for reducing wrinkles in composite laminated structures | |
CN110682553A (zh) | 一种环氧管的制作方法 | |
CN106448958A (zh) | 干纱缠绕的预制体、绝缘子芯棒及制备方法 | |
CN206194468U (zh) | 绝缘子芯棒预制体及绝缘子 | |
KR101234546B1 (ko) | 복합소재 마스트 제조방법 | |
Ambrosio et al. | Chapter 2 Composite Materials | |
RU85493U1 (ru) | Трубчатый элемент дорожного столбика или для дорожного знака |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160705 |