RU2437767C2 - Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для воздушного или космического летательного апарата, и формовочный стержень для изготовления такого компонента - Google Patents

Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для воздушного или космического летательного апарата, и формовочный стержень для изготовления такого компонента Download PDF

Info

Publication number
RU2437767C2
RU2437767C2 RU2009102869/05A RU2009102869A RU2437767C2 RU 2437767 C2 RU2437767 C2 RU 2437767C2 RU 2009102869/05 A RU2009102869/05 A RU 2009102869/05A RU 2009102869 A RU2009102869 A RU 2009102869A RU 2437767 C2 RU2437767 C2 RU 2437767C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rod
sleeve
component
fiber
composite material
Prior art date
Application number
RU2009102869/05A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2009102869A (ru
Inventor
Пьер ЦАЛЕН (DE)
Пьер ЦАЛЕН
Торбен ЯКОБ (DE)
Торбен ЯКОБ
Original Assignee
Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Оперейшнз Гмбх filed Critical Эйрбас Оперейшнз Гмбх
Publication of RU2009102869A publication Critical patent/RU2009102869A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2437767C2 publication Critical patent/RU2437767C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—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
    • B29C70/446—Moulding structures having an axis of symmetry or at least one channel, e.g. tubular structures, frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • 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
    • B29C33/448—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 destructible
    • 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
    • B29C33/44—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
    • B29C33/50—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 elastic or flexible
    • B29C33/505—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 elastic or flexible cores or mandrels, e.g. inflatable
    • 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
    • B29C33/52—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 soluble or fusible
    • 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
    • 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
    • B29C43/00—Compression moulding, i.e. applying external pressure to flow the moulding material; Apparatus therefor
    • B29C43/32—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations
    • B29C43/36—Moulds for making articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C43/3642—Bags, bleeder sheets or cauls for isostatic pressing
    • B29C2043/3644—Vacuum bags; Details thereof, e.g. fixing or clamping
    • 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
    • B29C43/00—Compression moulding, i.e. applying external pressure to flow the moulding material; Apparatus therefor
    • B29C43/32—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations
    • B29C43/36—Moulds for making articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C2043/3665—Moulds for making articles of definite length, i.e. discrete articles cores or inserts, e.g. pins, mandrels, sliders
    • B29C2043/3668—Moulds for making articles of definite length, i.e. discrete articles cores or inserts, e.g. pins, mandrels, sliders destructible or fusible
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B29L2031/3082—Fuselages
    • 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)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного, в частности, для авиакосмической промышленности. Способ заключается в том, что вкладывают эластичный рукав стержня в механизм создания предварительного напряжения и осуществляют посредством приведения указанного механизма в активное состояние растяжение вложенного рукава для создания в рукаве предварительного напряжения упругой деформации. Затем вводят стабильное по размерам тело стержня через отверстие растянутого рукава стержня и отпускают посредством приведения в неактивное состояние механизма создания предварительного напряжения растянутый рукав стержня для обеспечения плотной обтяжки тела стержня рукавом, тем самым изготавливая формовочный стержень. После накладывают, по меньшей мере, одну заготовку-полуфабрикат из волоконного материала, по меньшей мере, частично на изготовленный формовочный стержень для формовки подлежащего изготовлению компонента из армированного волокнами композиционного материала. Достигаемый при этом технический результат заключается в изготовлении недорогого и легкого конструктивного компонента из волоконного композиционного материала. 20 з.п. ф-лы, 13 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к способу изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала (в дальнейшем «компонента из волоконного композиционного материала»), в частности, для применения в воздушных или космических летательных аппаратах, к формовочному стержню для изготовления указанного компонента, а также к компоненту из волоконного композиционного материала, по меньшей мере, с одним стрингером, который получен при помощи такого формовочного стержня и/или способа.
Хотя изобретение может быть применимо к любым элементам из волоконных композиционных материалов, суть изобретения и проблемы, которые лежат в его основе, будут подробно рассмотрены ниже в отношении двумерных компонентов, армированных углеродными волокнами и усиленных стрингерами, например элементов обшивки самолета.
Уровень техники
Широко известен способ усиления углепластиковой обшивки при помощи стрингеров из углепластика с целью противодействия нагрузкам, возникающим в секции самолета, при минимально возможном дополнительном увеличении веса. В этом отношении различие проводится по существу между двумя типами стрингеров: стрингерами Т-образного сечения и стрингерами Ω-образного сечения.
Стрингеры первого вида в сечении состоят из полки и хвостовика. Полка образует соединительную поверхность для крепления к обшивке. Применение армирования обшивки стрингерами Т-образного сечения широко распространено в самолетостроении.
Поперечный профиль стрингеров Ω-образного сечения по форме напоминает шляпу, при этом стрингер соединяется с обшивкой концами указанного сечения. Стрингеры Ω-образного сечения можно крепить в уже отвержденном состоянии при помощи клея к также уже отвержденной обшивке либо отверждение стрингеров можно производить одновременно с отверждением элементов обшивки, когда оба соединяемых элемента находятся в размягченном состоянии. Желательным является последний способ, ибо он более предпочтителен с точки зрения техники осуществления процесса. Однако для изготовления обшивки, усиленной стрингерами Ω-образного сечения путем их соединения в неотвержденном состоянии, необходимо осуществлять поддержку формовочных стержней с целью фиксации и поддержания в процессе изготовления сечения требуемой Ω-образной формы у нестабильных по размерам волоконных заготовок-полуфабрикатов. Обшивка со стрингерами Ω-образного сечения имеет преимущество над обшивкой с Т-образными стрингерами в том отношении, что первая в процессе инфузии, при введении матрицы, например, эпоксидной смолы, отличается лучшим проникновением смолы в волоконные материалы-полуфабрикаты. Процессы инфузии дешевле других известных способов получения компонентов из волоконных композиционных материалов, например, таких как изготовление полуфабрикатов с предварительной пропиткой (препрегов), поскольку процесс инфузии позволяет использовать более дешевые волоконные полуфабрикаты.
Однако при изготовлении стрингеров Ω-образного сечения существует проблема, состоящая в том, что материал, который в настоящее время используется для поддержания формы или для формовочных стержней, дорог и его извлечение после формовки стрингеров Ω-образного сечения связано с большими трудозатратами, при этом материал, который остается в стрингерах, приводит к нежелательному увеличению веса элемента из волоконного композиционного материала, а следовательно, и веса самолета. При этом проблема состоит в том, что материал, остающийся в стрингерах, вносит вклад в общий вес самолета, увеличивая его неблагоприятным образом.
Раскрытие изобретения
Таким образом, в свете указанных проблем задачей настоящего изобретения является изготовление недорогого и легкого конструктивного компонента из волоконного композиционного материала, в частности, для применения в воздушных и космических летательных аппаратах.
Согласно изобретению решение указанной задачи достигается посредством способа с признаками пункта 1 формулы изобретения.
Соответственно, предлагается способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного, в частности, для авиакосмической промышленности, в котором вкладывают эластичный рукав стержня в механизм создания предварительного напряжения; осуществляют посредством приведения механизма создания предварительного напряжения в активное состояние растяжение вложенного рукава для создания в рукаве предварительного напряжения упругой деформации; вводят тело стержня через отверстие растянутого рукава стержня; отпускают посредством приведения механизма создания предварительного напряжения в неактивное состояние рукав стержня для обеспечения плотной обтяжки тела стержня рукавом, тем самым изготовления формовочного стержня; и накладывают, по меньшей мере, одну заготовку-полуфабрикат из волоконного материала, по меньшей мере, частично на изготовленный формовочный стержень для формовки подлежащего изготовлению компонента из армированного волокнами композиционного материала.
Также предлагается формовочный стержень для изготовления конструктивного компонента из волоконного композиционного материала, в частности стрингера, установленного на детали основания, для применения в аэрокосмической технике, при этом формовочный стержень содержит рукав, который образует наружную поверхность формовочного стержня, и тело, которое, по меньшей мере, частично закрыто указанным рукавом.
Также предлагается конструктивный компонент из волоконного композиционного материала, по меньшей мере, с одним стрингером, в частности, для применения в аэрокосмической технике, который изготовлен при помощи соответствующих изобретению формовочного стержня и/или способа.
Как следствие, настоящее изобретение имеет преимущество по сравнению с описанными подходами, состоящее в том, что компонент из волоконного композиционного материала можно изготовлять посредством недорогого формовочного стержня, поскольку вместо дорогостоящего материала для формовочного стержня оптимальным образом использован дешевый материал.
В зависимых пунктах формулы изобретения охарактеризованы уточнения и усовершенствования изобретения, которые определяют его преимущества.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения в процессе приведения механизма создания предварительного напряжения в активное состояние создают посредством указанного механизма отрицательное давление на наружной поверхности рукава стержня для растяжения рукава. Желательно, чтобы в ненапряженном состоянии рукав стержня имел диаметр, меньший, чем тело стержня, которое предполагается вставлять в рукав. При помощи механизма создания предварительного напряжения рукав стержня затем подвергают расширению или растяжению по диаметру до тех пор, пока не появится возможность вставить тело стержня в рукав, в продольном направлении. С этой целью за счет отрицательного давления создается сила, которая действует на рукав стержня по существу в радиальном направлении и, как следствие, создает в рукаве предварительное напряжение упругой деформации. Если затем тело стержня ввести в растянутый рукав, а потом механизм создания предварительного напряжения привести в неактивное состояние и с его помощью снять отрицательное давление с наружной поверхности рукава, то рукав стержня сократится в радиальном направлении и плотно обожмет тело стержня. В результате будет получен формовочный стержень.
Соответственно, возникает преимущество, состоящее в том, что тело стержня можно охватить рукавом очень простым способом. Такой рукав, с одной стороны, берет на себя функцию «высвобождения» формовочного стержня из углепластика, так что при последующем извлечении формовочного стержня не придется преодолевать силы прилипания стержня к углепластиковой стенке. С другой стороны, обеспечивается функция «герметизации». В результате в случае использования в стержне материалов, которые содержат воздух или являются пористыми, создается препятствие проникновению смолы из композитного компонента в стержень и, наоборот, препятствие выходу воздуха из формовочного стержня и попаданию в углепластиковый ламинат.
В применении к данному случаю термины «снятие отрицательного давления» или «прекращение действия вакуума» следует понимать в смысле выравнивания давления в полости, где имеется вакуум, с наружным давлением, например атмосферным давлением.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения отверстие рукава стержня закрывают путем сваривания и/или склеивания после того, как механизм создания предварительного напряжения будет приведен в неактивное состояние. В частности, в случае полной герметизации формовочного стержня относительно заготовок-полуфабрикатов из волоконных материалов можно надежно предотвратить обмен материалами между формовочным стержнем и указанными заготовками-полуфабрикатами. Если формовочный стержень полностью охватывается заготовками-полуфабрикатами из волоконных материалов, то после отверждения компонента из волоконного композиционного материала вначале может потребоваться механическая обработка указанного компонента для получения доступа к формовочному стержню. После этого можно произвести удаление формовочного стержня.
С другой стороны, можно предусмотреть, что при приведении механизма создания предварительного напряжения в неактивное состояние рукав стержня герметично плотно садится на наружную поверхность тела стержня по его периметру, при этом в области края получается отверстие. В этом случае рукав, соответственно, не охватывает тело стержня полностью. Следовательно, в случае такого варианта осуществления изобретения только часть тела стержня, обтянутая рукавом, используется для операции формовки и поддерживает заготовки-полуфабрикаты из волоконных материалов для изготовления компонента из волоконного композиционного материала. Часть тела стержня, на которой отсутствует рукав, в этом случае выступает из подлежащего изготовлению компонента из волоконного композиционного материала. После того как будет произведено отверждение указанного компонента, тело стержня может быть из него извлечено с большей легкостью, поскольку формовочный стержень свободен для перемещения, в частности, в продольном направлении.
Краткое описание чертежей
Вариант выполнения настоящего изобретения будут подробнее описан ниже на примере со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1-4 изображают ряд этапов способа изготовления формовочного стержня в соответствии с примером варианта осуществления изобретения.
Фиг.5А-С изображают этапы изготовления компонента из волоконного композиционного материала в соответствии с примером варианта осуществления настоящего изобретения, и
Фиг.6 и 7 изображают этапы еще одного способа извлечения рукава стержня в соответствии с примером варианта осуществления изобретения.
На всех чертежах одинаковые элементы или элементы, имеющие одно и то же функциональное назначение, обозначены одними и теми же номерами, если не указано иное.
Осуществление изобретения
На фиг.1-5 схематически показан ряд этапов способа, соответствующего примеру осуществления настоящего изобретения.
На первом этапе в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления, который представлен на фиг.1А и 1В, рукав 1 стержня вкладывают в нижнюю деталь 2 механизма 3 создания предварительного напряжения. В соответствии с данным вариантом осуществления рукав 1 стержня выполняют из эластичного и/или изменяемого по размерам материала, например пластмассы, в частности полиамидной пластмассы и/или тефлона (политетрафторэтилена, ПТФЭ).
Рукав 1 стержня лежит так, что его продольная ось по существу параллельна продольной оси механизма 3 создания предварительного напряжения. Нижнюю деталь 2 в предпочтительном варианте выполняют в виде первой половины трубы, разрезанной вдоль ее длины. Рукав 1 стержня формируют в виде эластичной гибкой трубы, которую выполняют так, чтобы она была закрыта с одного конца 1а, а на другом конце 1b было предусмотрено отверстие 4. С другой стороны, нижнюю деталь 2 и верхнюю деталь 5 механизма 3 создания предварительного напряжения можно было бы выполнить и в виде единой детали.
Далее, как показано на фиг.2А и 2В, верхнюю деталь 5, выполненную в виде второй половины трубы, разрезанной вдоль своей длины, помещают на нижнюю деталь 2 механизма 3 создания предварительного напряжения.
Когда механизм 3 создания предварительного напряжения находится в собранном состоянии, поперечное сечение 5а верхней детали 5 и поперечное сечение 2а нижней детали 2 образуют по существу воздухонепроницаемую трубу с общим сечением 6. Желательно, чтобы поперечное сечение 6 данной трубы было согласовано с поперечным сечением формовочного стержня и выполнено по существу трапецеидальной формы со скругленными углами. Как вариант, трубу 6 можно выполнить с поперечным сечением, например, треугольной, овальной, круглой и/или волнистой формы.
Прилитые участки 7а и 7b соответственно на верхней и нижней деталях вместе образуют, например, канал 9. Канал 9 соединяется с вакуумным насосом (не показан).
На следующем этапе край 1с рукава 1 стержня герметично уплотняют по отношению к поперечному сечению 6 трубы, при этом желательно край рукава завернуть вокруг правого конца 3b механизма 3 создания предварительного напряжения. Завернутый край 1с желательно зафиксировать по периметру наружной поверхности 3с механизма создания предварительного напряжения посредством обжимного кольца 10.
Благодаря предыдущим действиям формируется достаточно герметичная полость 11, ограниченная наружной стороной 1d рукава 1 стержня и внутренней стенкой 3d механизма создания предварительного напряжения. Обжимное кольцо 10 за счет обжимающего действия препятствует прохождению воздуха между наружной стороной 1d рукава 1 стержня и механизмом 3 создания предварительного напряжения.
На следующем этапе в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления, как показано на фиг.3А и 3В, механизм 3 создания предварительного напряжения приводят в активное состояние, то есть включают вакуумный насос для откачки полости 11. В результате наружная сторона 1d рукава 1 стержня плотно прилегает к внутренней стенке 3d механизма 3 создания предварительного напряжения. Это вызывает расширение эластичного материала рукава 1 стержня, в силу чего материал получает предварительное напряжение, в частности, в радиальном направлении, т.е. перпендикулярно продольному направлению.
На следующем этапе в расширенное указанным образом отверстие 1b рукава 1 вводят стабильное по размерам тело 13 жесткого стержня.
Далее, механизм 3 создания предварительного напряжения приводят в неактивное состояние, т.е. снимают отрицательное давление с полости 11, в силу чего давление в полости 11 становится равным наружному давлению, т.е. атмосферному давлению.
Когда рукав 1 стержня находится в ненапряженном состоянии, его диаметр D1 меньше диаметра D2 тела 13 стержня. Как следствие, напряжение предварительно напряженного рукава стержня уменьшается незначительно, и в силу этого рукав плотно облегает тело 13 стержня в направлении его периметра.
После этого обжимное кольцо 10 может быть снято и полученный таким образом формовочный стержень 14 может быть извлечен из механизма 3 создания предварительного напряжения, как показано на фиг.4А и 4В.
На следующем этапе в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления изобретения желательно краевые области 1с рукава стержня сварить вместе. Такая сварка препятствует обмену материалами между телом 13 стержня и компонентом из волоконного композиционного материала, который подлежит изготовлению (см. фиг.5В), несмотря на то, что при этом тело 13 стержня будет находиться внутри изготовляемого компонента.
С другой стороны, тело 13 стержня можно выполнить такой длины, чтобы на этапе, показанном на фиг.3А и 3В, стержень выступал за пределы конца 3b открытой стороны механизма 3 создания предварительного напряжения. Если обжимное кольцо 10 снять, то края 1с невозможно будет сварить вместе по геометрически причинам, но они будут плотно облегать выступающую часть 13а (см. фиг.5В) тела 13 стержня.
Формовочный стержень 14 пригоден для изготовления компонента 22 из волоконного композиционного материала, при этом предполагается, что указанный компонент будет иметь участки с геометрией, соответствующей, по меньшей мере, частично геометрии формовочного стержня 14.
В общем случае формовочный стержень 14 может быть использован для получения компонента из волоконного композиционного материала различными способами, например ручным ламинированием, способом препрегов или инжекционным вакуумным формованием. Однако в качестве примера будет представлено использование формовочного стержня в процессе вакуумного нагнетания.
На фиг.5А-5С представлены последующие этапы способа изготовления компонента из волоконного композиционного материала, соответствующие рассматриваемому примеру осуществления изобретения.
Как показано на фиг.5А, формовочные стержни 14 могут быть размещены на детали 15 основания - заготовке-полуфабрикате из волоконного материала, например, со структурой полотна. После этого на формовочные стержни плоско накладывают заготовку-полуфабрикат 16 из волоконного материала, так чтобы она, по меньшей мере, частично соприкасалась со стержнями и принимала внутреннюю форму, соответствующую наружной форме формовочных стержней.
На фиг.5В показан вид в направлении стрелки фиг.5А. В данном примере использован формовочный стержень 14, у которого имеется выступающий участок 13а, который не закрыт рукавом 1 стержня. В область края 1d рукава стержня вводят клей-герметик 18. Затем заготовку-полуфабрикат 16 из волоконного материала и деталь 15 основания герметично покрывают уплотняющей пленкой 19. Тем самым уплотняющая пленка 19 заканчивается на герметике 18, при этом герметик 18 осуществляет герметизацию полости между уплотняющей пленкой 19 и рукавом 1 стержня. Кроме этого может быть введен заполняющий элемент 20, который поддерживает формовочный стержень в области между краем заготовки-полуфабриката 16 и клеем-герметиком. Затем к полости, герметично закрытой уплотняющей пленкой 19, прикладывают отрицательное давление и обеспечивают соединение указанной полости с матрицей 21. При последующей откачке полости под уплотняющей пленкой 19 происходит равномерное растекание матрицы 21 в заготовке-полуфабрикате 16 и детали 15 основания. Желательно, чтобы при этом рукав 1 стержня образовывал герметичный слой, который препятствует проникновению матрицы 21 к телу 13 стержня и/или не дает веществам, в частности воздуху, проходить из тела 13 стержня в изготовляемый компонент 22 из волоконного композиционного материала.
На следующем этапе конструкцию 17 помещают в автоклав или печь (не показаны) и осуществляют отверждение при действии давления и/или температуры. Следовательно, рукав 1 стержня желательно выполнять из материала, который способен выдерживать требуемые температуры процесса в интервале, например, 180 градусов, не теряя при этом своих свойств в отношении «герметизации» и «высвобождения стержня» и/или деформирования сверх установленных допустимых значений.
Отвержденная конструкция 17 содержит компонент 22 из волоконного композиционного материала, показанный на фиг.5С, с твердой оболочкой 23, которая усилена стрингерами 24, приблизительно Ω-образного сечения.
Существует много возможных вариантов извлечения формовочных стержней 14. Например, если тело 13 стержня выполнить из водорастворимого материала, его можно вымывать при помощи водяной струи. С этой целью предусматривается устройство 25 промывки со шлангом 26, посредством которого производится отвод воды и вымываемого материала 27 тела стержня.
С другой стороны, тело 13 стержня можно просто вытаскивать из стрингера 24 Ω-образного сечения в продольном направлении. С этой целью на внутренней стороне рукава 1 стержня предусматривается покрытие, обладающее хорошим скольжением, или указанная внутренняя сторона выполняется из материала с соответствующими свойствами скольжения, то есть на рукаве 1 стержня имеется, например, высвобождающий слой, который не дает телу 13 стержня прилипать к рукаву 1. Вследствие этого рукав 1 стержня остается в стрингере 24 Ω-образного сечения, при этом он вносит незначительный вклад в вес компонента 22.
Хотя рукав 1 стержня мог бы и оставаться в стрингере 24 Ω-образного сечения, существует множество способов извлечения рукава 1.
На фиг.6 и 7 показаны дополнительные этапы извлечения рукава стержня, соответствующие примеру варианта осуществления настоящего изобретения.
Как показано на фиг.6, к точке 30 рукава 1 стержня прикреплен шнур 29. Далее, к шнуру 29 вдоль стрингера 24 в продольном направлении прикладывают силу F и затем вытаскивают рукав 1 из стрингера 24. В силу этого желательно, чтобы рукав 1 стержня содержал высвобождающий слой, который не давал бы рукаву 1 прилипать к изготовленному компоненту 22 из волоконного композиционного материала. В качестве варианта для выталкивания рукава 1 стержня из стрингера 24 может быть использован плунжер.
На фиг.7 показано, что к закрытому концу 1а рукава 1 стержня приложено воздушное давление Р, которое действует вдоль стрингера 24 и выдавливает рукав 1 стержня из указанного стрингера в продольном направлении.
Рассмотренный способ может быть также успешно применен к изготовлению формовочных стержней 14, поперечное сечение которых непостоянно в продольном направлении L. Если, например, использовать тело 13 стержня из водорастворимого материала, то тогда после, по меньшей мере, частичного отверждения компонента 22 из волоконного композиционного материала можно производить вымывание тела 13 стержня, чтобы без проблем извлечь формовочный стержень 14 из полученного стрингера 24, который имеет переменное поперечное сечение. Материал 27 тела стержня может в дальнейшем быть снова использован для формовки нового тела 13 стержня.
Изобретение не ограничивается рамками конкретного способа, представленного на чертежах и предназначенного для изготовления компонента из волоконного композиционного материала для применения в авиации и космических летательных аппаратах.
Кроме того, индивидуальная очередность отдельных этапов способа изготовления компонента, соответствующего изобретению, может быть изменена различным образом. Форма действий, предпринимаемых на отдельных этапах, также может быть изменена. Например, извлечение рукава из готового стрингера вместо выдавливания давлением может быть осуществлено путем отсасывания.
Помимо этого геометрия формовочного стержня может быть изменена различным образом.
Кроме того, можно использовать несколько формовочных стержней для получения единого общего формовочного стержня, вокруг которого размещается полотно из волоконного материала. Цель такого построения состоит в создании более сложной геометрии посредством множества формовочных стержней. Как следствие, появляется возможность изготовления более сложных компонентов из волоконного композиционного материала.
Перечень позиционных обозначений
1 рукав стержня
1а закрытый конец рукава стержня
1b открытый конец рукава стержня
1с область края рукава стержня
1d наружная сторона рукава стержня
2 нижняя деталь механизма создания предварительного напряжения
3 механизм создания предварительного напряжения
3а торец стороны канала
3b торец открытой стороны
3с наружный периметр
3d внутренняя стенка
4 отверстие рукава стержня
5 верхняя деталь механизма создания предварительного напряжения
5а поперечное сечение верхней детали
5b поперечное сечение нижней детали
6 поперечное сечение трубы
7а, 7b прилитые участки
9 канал
10 обжимное кольцо
11 герметичная полость
13 тело стержня
13а выступающая часть
14 формовочный стержень
15 деталь основания
16 волоконный полуфабрикат
17 конструкция
18 клей-герметик
19 уплотняющая пленка
20 заполняющий элемент
21 матрица
22 компонент из волоконного композиционного материала
23 оболочка
24 стрингеры Ω-образного сечения
25 устройство промывки
26 шланг
27 материал тела стержня
29 шнур
30 точка крепления
D1 диаметр рукава стержня
D2 диаметр тела стержня
Р воздушное давление
L продольное направление

Claims (21)

1. Способ изготовления конструктивного компонента (22) из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного, в частности, для авиакосмической промышленности, в котором:
вкладывают эластичный рукав (1) стержня в механизм (3) создания предварительного напряжения;
осуществляют посредством приведения механизма (3) создания предварительного напряжения в активное состояние растяжение вложенного рукава (1) для создания в рукаве предварительного напряжения упругой деформации;
вводят стабильное по размерам тело (13) стержня через отверстие (4) растянутого рукава (1) стержня;
отпускают посредством приведения механизма (3) создания предварительного напряжения в неактивное состояние растянутый рукав (1) стержня для обеспечения плотной обтяжки тела (13) стержня рукавом (1), тем самым изготавливая формовочный стержень(14); и
накладывают, по меньшей мере, одну заготовку-полуфабрикат (16) из волоконного материала, по меньшей мере, частично на изготовленный формовочный стержень (14) для формовки подлежащего изготовлению компонента (22) из армированного волокнами композиционного материала.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в процессе приведения механизма (3) создания предварительного напряжения в активное состояние создают посредством указанного механизма (3) отрицательное давление на наружной поверхности (1d) рукава (1) стержня для растяжения рукава (1).
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в процессе приведения механизма (3) создания предварительного напряжения в неактивное состояние снимают посредством указанного механизма (3) отрицательное давление с наружной поверхности (1d) рукава (1) стержня.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что механизм (3) создания предварительного напряжения выполнен в виде части трубы с замкнутым поперечным сечением (6).
5. Способ по п.1, отличающийся тем, что механизм (3) создания предварительного напряжения образован нижней деталью (2) и верхней деталью (5) для открывания механизма (3) по его длине с целью закладки рукава (1) стержня внутрь механизма (3).
6. Способ по п.1, отличающийся тем, что механизм (3) создания предварительного напряжения снабжен отверстием (3b) для вставления тела (13) стержня.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что рукав (1) стержня крепят в области (1с) его отверстия (4) в отверстии (3b) механизма (3) создания предварительного напряжения для герметичного закрытия механизма (3).
8. Способ по п.1, отличающийся тем, что после приведения механизма (3) создания предварительного напряжения в неактивное состояние отверстие (4) рукава (1) стержня закрывают посредством сваривания и/или склеивания.
9. Способ по п.1, отличающийся тем, что рукав (1) стержня приводят в герметически плотный контакт с наружной поверхностью тела (13) стержня по его периметру посредством приведения механизма (3) создания предварительного напряжения в неактивное состояние, при этом область края (1с) рукава (1) образует отверстие (4).
10. Способ по п.1, отличающийся тем, что формовочный стержень (14) извлекают из механизма (3) создания предварительного напряжения после приведения последнего в неактивное состояние.
11. Способ по п.1, отличающийся тем, что формовочный стержень (14) размещают на элементе (15) основания, представляющем собой заготовку-полуфабрикат из волоконного материала, и в области рукава (1) стержня, по меньшей мере, частично охватывают заготовкой-полуфабрикатом (16) из волоконного материала с целью формовки, по меньшей мере, части компонента (22) из армированного волокнами композиционного материала.
12. Способ по п.1, отличающийся тем, что формовочный стержень (14) располагают так, чтобы он выступал из охватывающей его заготовки-полуфабриката (16) из волоконного материала с целью формовки компонента (22) из армированного волокнами композиционного материала.
13. Способ по п.12, отличающийся тем, что выступающую часть (13а) формовочного стержня (14) оснащают элементами (18) уплотнения для герметизации заготовки-полуфабриката (16) из волоконного материала, по меньшей мере, в процессе ввода матрицы (21).
14. Способ по п.1, отличающийся тем, что формовочный стержень (14) располагают так, чтобы он был полностью закрыт заготовкой-полуфабрикатом (16) из волоконного материала с целью формовки компонента (22) из армированного волокнами композиционного материала.
15. Способ по п.1, отличающийся тем, что вводят матрицу (21), по меньшей мере, в одну заготовку-полуфабрикат (16) из волоконного материала вместе с формовочным стержнем (14), а затем осуществляют, по меньшей мере, частичное отверждение при давлении и/или температуре с целью формовки компонента (22) из армированного волокнами композиционного материала.
16. Способ по п.15, отличающийся тем, что, по меньшей мере, частично отвержденный компонент (22) из армированного волокнами композиционного материала подвергают механической обработке с целью извлечения тела (13) стержня и/или рукава (1) стержня.
17. Способ по п.15, отличающийся тем, что после, по меньшей мере, частичного отверждения компонента (22) из армированного волокнами композиционного материала тело (13) стержня извлекают из указанного компонента.
18. Способ по п.17, отличающийся тем, что извлечение тела (13) стержня из компонента (22) осуществляют путем вымывания, отсасывания и/или путем механического вытягивания.
19. Способ по п.15, отличающийся тем, что извлечение рукава (1) стержня производят, по меньшей мере, из частично отвержденного компонента (22) из армированного волокнами композиционного материала.
20. Способ по п.19, отличающийся тем, что рукав (1) стержня извлекают посредством сжатого воздуха, отсасыванием, промыванием и/или механическим вытягиванием, при этом соединяют крепежный элемент (30) на рукаве (1) стержня со средствами (29) извлечения рукава.
21. Способ по п.1, отличающийся тем, что его осуществляют в виде ручного ламинирования, способа препрегов, литья под давлением и/или вакуумного нагнетания.
RU2009102869/05A 2006-07-06 2007-07-04 Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для воздушного или космического летательного апарата, и формовочный стержень для изготовления такого компонента RU2437767C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US81888106P 2006-07-06 2006-07-06
DE102006031336.4 2006-07-06
US60/818,881 2006-07-06
DE102006031336A DE102006031336B4 (de) 2006-07-06 2006-07-06 Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009102869A RU2009102869A (ru) 2010-08-20
RU2437767C2 true RU2437767C2 (ru) 2011-12-27

Family

ID=38626230

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009102869/05A RU2437767C2 (ru) 2006-07-06 2007-07-04 Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для воздушного или космического летательного апарата, и формовочный стержень для изготовления такого компонента

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9492974B2 (ru)
EP (1) EP2038107B1 (ru)
JP (1) JP4940299B2 (ru)
CN (1) CN101484301B (ru)
AT (1) ATE454260T1 (ru)
CA (1) CA2651495A1 (ru)
DE (2) DE102006031336B4 (ru)
RU (1) RU2437767C2 (ru)
WO (1) WO2008003715A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2656317C1 (ru) * 2017-03-27 2018-06-04 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Способ изготовления деталей из волокнистого полимерного композиционного материала
RU2702561C1 (ru) * 2015-10-13 2019-10-08 Оке Груп Гмбх Поточный способ изготовления пружинного планочного профиля для реечной решетки

Families Citing this family (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006031334A1 (de) 2006-07-06 2008-01-10 Airbus Deutschland 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
DE102006031335B4 (de) * 2006-07-06 2011-01-27 Airbus Operations 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
DE102006031326B4 (de) * 2006-07-06 2010-09-23 Airbus Deutschland Gmbh Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
FR2929166B1 (fr) * 2008-03-28 2017-03-24 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
DK2116359T3 (da) 2008-05-05 2011-09-05 Siemens Ag Fremgangsmåde til fremstilling af vindmøllevinger omfattende kompositmaterialer
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
DE102008032834B4 (de) * 2008-07-14 2013-08-08 Airbus Operations Gmbh Omega-Stringer zum Versteifen eines flächigen Bauteils und Verfahren zum Herstellen eines Faserverbundbauteils für Schalensegmente
EP2145751A1 (de) * 2008-07-18 2010-01-20 Euro-Composites S.A. Verfahren zur Herstellung eines Hohlkörpers aus Faserverbundkunststoff
FR2948600B1 (fr) * 2009-07-28 2011-10-07 Airbus Operations Sas Procede de fabrication d'une piece d'aeronef par infusion de resine
EP2327525B1 (en) * 2009-11-27 2014-05-14 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Mold core for fabricating a part out of composite material
CN103249542A (zh) 2010-07-13 2013-08-14 里尔喷射机公司 复合结构及其形成方法
US9333713B2 (en) 2012-10-04 2016-05-10 The Boeing Company Method for co-curing composite skins and stiffeners in an autoclave
US9623641B1 (en) * 2013-09-24 2017-04-18 The Boeing Company Method and apparatus for reinforcing a bladder
DE102013020872B4 (de) * 2013-12-11 2016-03-03 Audi Ag Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Kunststoffbauteils mit einer Hohlstruktur
DE102013226017B4 (de) * 2013-12-16 2015-06-25 Leichtbau-Zentrum Sachsen Gmbh Blaskern für Faserverbundbauteile komplexer Geometrie
JP6209095B2 (ja) * 2014-01-31 2017-10-04 三菱重工業株式会社 Ｆｒｐ成形治具及びｆｒｐ構造体の成形方法
CN106132673B (zh) 2014-03-04 2018-03-16 庞巴迪公司 使用透气聚乙烯真空膜形成复合叠层堆叠的方法和装置
DE102014206904A1 (de) * 2014-04-10 2015-10-15 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines faserverstärkten Formbauteils
DE102014208412A1 (de) * 2014-05-06 2015-11-12 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Stützkern und Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Hohlbauteils
DE102014215965A1 (de) * 2014-08-12 2016-02-18 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Kunststoffbauteils
US9962864B2 (en) * 2015-03-03 2018-05-08 Doskocil Manufacturing Company, Inc. Method of molding product having hollow interior region
JP6553903B2 (ja) * 2015-03-19 2019-07-31 住友理工株式会社 樹脂成形品の製造方法
US10315366B2 (en) * 2015-05-11 2019-06-11 Gulfstream Aerospace Corporation Apparatuses and methods for making reinforcement structures
US10843416B2 (en) 2015-05-11 2020-11-24 Gulfstream Aerospace Corporation Composite reinforcement structures and aircraft assemblies comprising composite reinforcement structures
US10723085B2 (en) 2015-12-17 2020-07-28 Rohr, Inc. Method of extracting mandrel for hollow-hat panel production
US20170232688A1 (en) * 2016-02-15 2017-08-17 General Electric Company Incorporation Of Jamming Technologies In Tooling For Composites Processing
CN105711109B (zh) * 2016-03-23 2018-01-09 江苏恒神股份有限公司 一种采用双真空袋整体成型复合材料帽型加筋壁板的成型工艺
CN105904742B (zh) * 2016-04-25 2018-09-04 大连理工大学 一种全复合材料壳体的缠绕成型方法
JP6774856B2 (ja) 2016-11-22 2020-10-28 三菱重工業株式会社 ブラダーバッグ及び複合材料の成形方法
CN110843236A (zh) * 2019-11-25 2020-02-28 北京航空航天大学 一种碳纤维复合材料中空叶片的制备方法
TWI712488B (zh) * 2019-12-06 2020-12-11 財團法人金屬工業研究發展中心 熱塑複材管之製造裝置及方法
US20210308967A1 (en) * 2020-04-07 2021-10-07 Rohr, Inc. Hybrid mandrel for use in tooling methods and the manufacture of thrust reverser cascades and structures susceptible to trapped tooling
EP3984715B1 (en) * 2020-10-13 2023-11-15 Technische Universität München Fiber-reinforced soluble core and method for its manufacture
CN113232329B (zh) * 2021-03-31 2022-09-20 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种带法兰盘整体化复合材料导管的制备方法
CN113119493B (zh) * 2021-04-25 2023-04-18 广东汇天航空航天科技有限公司 多腔结构的制作方法、多腔结构及其成型模具

Family Cites Families (107)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US103918A (en) * 1870-06-07 Improvement in cultivators
US56788A (en) * 1866-07-31 Improvement in wood-bending machines
US216805A (en) * 1879-06-24 Improvement in detergent compounds
US22269A (en) * 1858-12-07 Improvement in sewing-machines
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
DE1604528A1 (de) 1966-06-16 1970-11-12 Bayer Ag Formkern zur Herstellung von Hohlkoerpern aller Art
US3551237A (en) * 1967-04-18 1970-12-29 Aerojet General Co Method of preparing filament-wound open beam structures
NL141121B (nl) 1967-11-02 1974-02-15 Eigenmann Ludwig Werkwijze voor de continue vervaardiging van buisvormige textielhouders voor buiselektroden.
US3629030A (en) * 1968-06-12 1971-12-21 Alvin G Ash Method for forming a mandrel and fabricating a duct thereabout
SU433038A1 (ru) 1971-02-10 1974-06-25 р СПШОБ НЕПРЕРЫВНОГО МЗГО'ЮВЛЕШЯ РЕЗИНОВЫХ РУКАВОВ НА ВЫПЛАВЛЯЕМОМДОРНЕ
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
DE2248239C3 (de) 1972-10-02 1980-06-04 Tilly-Strumpffabrik Gmbh, 2300 Kiel Verfahren zum Stricken von Strümpfen
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
GB1522432A (en) 1976-10-21 1978-08-23 Ruggeri V Method of moulding hollow stiffeners or lightweight laminates or wholly box girdered laminates in fibre reinforced plastics
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
JPS5818240A (ja) 1981-07-28 1983-02-02 Dainichi Nippon Cables Ltd 狭口容器の製造方法
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
JPS59157807A (ja) 1983-02-28 1984-09-07 Nec Home Electronics Ltd ビデオテ−プレコ−ダ
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
JPS61188425A (ja) 1985-02-18 1986-08-22 Toyota Motor Corp 摩擦材の製造方法
EP0212140B1 (en) 1985-08-22 1990-05-02 The Budd Company Method of making a hollow fiber reinforced structure
US4675061A (en) 1985-09-24 1987-06-23 Grumman Aerospace Corporation Method for forming corrugated materials using memory metal cores
US4902458A (en) * 1987-05-12 1990-02-20 Trimble Brent J Method of molding composite bicycle frames
US4943334A (en) 1986-09-15 1990-07-24 Compositech Ltd. Method for making reinforced plastic laminates for use in the production of circuit boards
US5260121A (en) 1986-11-06 1993-11-09 Amoco Corporation Fiber-reinforced composite of cyanate ester, epoxy resin and thermoplast
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
DE8711336U1 (ru) 1987-08-20 1987-10-22 Ems-Inventa Ag, Zuerich, Ch
US4853172A (en) * 1987-12-01 1989-08-01 United Technologies Corporation Method of fabricating tubular composite structures
DD277234A1 (de) 1988-11-21 1990-03-28 Staaken Plastverarbeitung Vorrichtung zur herstellung von rohren aus glasfaserverstaerkten ungesaettigten kunstharzen
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
JPH03277532A (ja) 1990-03-28 1991-12-09 Nippon Steel Chem Co Ltd 繊維強化プラスチック曲管の製造方法
CA2056224A1 (en) 1990-12-19 1992-06-20 Terry Martin Boustead Conformal composite molding
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
JPH06106632A (ja) 1992-09-30 1994-04-19 Sakura Rubber Kk 複合材製品の成形方法
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
GB2284173A (en) * 1993-02-06 1995-05-31 Alan Harper Collapsible core tool for lost-core moulding
RU2143341C1 (ru) 1993-07-21 1999-12-27 Э.Хашогги Индастриз Изделие, изготовленное из неорганически наполненного материала, способ его изготовления и устройство для его осуществления (варианты)
EP0730519A1 (en) * 1993-11-26 1996-09-11 HARPER, Alan Roger Casting method and apparatus and products thereof
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
GB2292332B (en) 1994-04-22 1999-04-28 Alan Roger Harper Moulding process and apparatus therefor
US6146576A (en) * 1994-08-08 2000-11-14 Intralaminar Heat Cure, Inc. Method of forming advanced cured resin composite parts
JPH08142060A (ja) 1994-11-21 1996-06-04 Sumino Kogyo Kk 中子の製造方法とその中子及び成形金型
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
KR19980701706A (ko) 1995-01-27 1998-06-25 쉬니버거 스티븐 에이 허니콤 코어 복합물 제품 제조 방법
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
US5931830A (en) * 1995-12-07 1999-08-03 Sarcos L.C. Hollow coil guide wire apparatus for catheters
FR2745745B1 (fr) 1996-03-07 1998-04-10 Snecma Procede de fabrication d'une piece en materiau composite comportant une cavite revetue d'une protection de surface
US5989481A (en) * 1996-06-18 1999-11-23 You; Daniel H. Golf club shaft manufacturing process
JP3202600B2 (ja) * 1996-06-27 2001-08-27 日本電気株式会社 磁気ディスク装置
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
SE509503C2 (sv) * 1997-05-12 1999-02-01 Volvo Ab Arrangemang, förfarande och hålkropp vid formning av plastdetaljer
JPH1190979A (ja) 1997-09-19 1999-04-06 Tokai Rubber Ind Ltd 曲形ホースの製造方法
CA2253037C (en) 1997-11-12 2004-11-02 Sakura Rubber Co., Ltd. Method of manufacturing structure by using biodegradable mold
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
DE69906095T3 (de) 1998-07-03 2014-04-03 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum herstellen geschlossener strukturen aus verbundwerkstoff und formgerät zur benutzung in diesem verfahren
US6889937B2 (en) 1999-11-18 2005-05-10 Rocky Mountain Composites, Inc. Single piece co-cure composite wing
WO2001041993A2 (en) * 1999-12-07 2001-06-14 The Boeing Company Double bag vacuum infusion process and system for low cost, advanced composite fabrication
US6562436B2 (en) * 2000-02-25 2003-05-13 The Boeing Company Laminated composite radius filler
DE10013409C1 (de) 2000-03-17 2000-11-23 Daimler Chrysler Ag Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von faserverstärkten Bauteilen mittels eines Injektionsverfahrens
EP1190828A1 (en) 2000-09-26 2002-03-27 Recticel Method and mould for manufacturing polyurethane articles
DE50006004D1 (de) * 2000-10-04 2004-05-13 Alcan Tech & Man 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
JP4690613B2 (ja) 2001-09-28 2011-06-01 富士重工業株式会社 複合材製中空体の製造方法
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
RU2242369C1 (ru) 2003-05-19 2004-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" Опорный узел трехслойной панели
DE10342867B4 (de) * 2003-09-15 2008-05-29 Eurocopter Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines wasserlöslichen Formkerns
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
RU2285613C1 (ru) 2005-05-18 2006-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Способ изготовления многослойного изделия из полимерных композиционных материалов
ATE451209T1 (de) 2005-09-09 2009-12-15 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
FR2898539B1 (fr) 2006-03-20 2008-05-23 Eads Ccr Groupement D Interet Procede de realisation de panneaux raidis en materiau composite et panneaux ainsi realises
DE102006031325B4 (de) * 2006-07-06 2010-07-01 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE102006031326B4 (de) * 2006-07-06 2010-09-23 Airbus Deutschland Gmbh Formkern und 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
DE102006031335B4 (de) * 2006-07-06 2011-01-27 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
JP2009542493A (ja) 2006-07-06 2009-12-03 エアバス ドイチェランド ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 航空機または宇宙船に用いられる複合繊維部品を製造する方法及び成形コア材並びにこれらより得られる複合繊維部品
DE102009023835B4 (de) * 2009-06-04 2011-02-10 Schmitz-Werke Gmbh + Co Kg Befestigungs-Vorrichtung

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2702561C1 (ru) * 2015-10-13 2019-10-08 Оке Груп Гмбх Поточный способ изготовления пружинного планочного профиля для реечной решетки
RU2656317C1 (ru) * 2017-03-27 2018-06-04 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Способ изготовления деталей из волокнистого полимерного композиционного материала

Also Published As

Publication number Publication date
RU2009102869A (ru) 2010-08-20
CN101484301A (zh) 2009-07-15
ATE454260T1 (de) 2010-01-15
WO2008003715A1 (en) 2008-01-10
WO2008003715B1 (en) 2008-02-21
DE102006031336A1 (de) 2008-01-10
CN101484301B (zh) 2012-07-18
JP2009542459A (ja) 2009-12-03
EP2038107B1 (en) 2010-01-06
DE602007004219D1 (de) 2010-02-25
DE102006031336B4 (de) 2010-08-05
US20100044912A1 (en) 2010-02-25
EP2038107A1 (en) 2009-03-25
JP4940299B2 (ja) 2012-05-30
US9492974B2 (en) 2016-11-15
CA2651495A1 (en) 2008-01-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2437767C2 (ru) Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для воздушного или космического летательного апарата, и формовочный стержень для изготовления такого компонента
US8282874B2 (en) Method for manufacturing a composite and a wind turbine blade
AU2005313087B2 (en) A trussed structure
JP5008722B2 (ja) 航空宇宙のための繊維複合材部品の製造方法
US20090166921A1 (en) Method for Manufacturing a Composite Fiber Component for Aerospace
KR20030029832A (ko) 구조 지지부재를 형성하는 이종재료 연결 장치 및 방법
RU2576305C2 (ru) Опорный профиль, способ изготовления опорного профиля, а также его применение в способе изготовления усиленной детали корпуса транспортного средства
US20190315451A1 (en) Propeller blade spar
JPH07187085A (ja) 繊維強化複合パネル構造およびその製造方法
JP6591769B2 (ja) 折り畳み式コイルマンドレル
EP1800825A1 (en) A method of manufacturing an integral article comprising a fiber-reinforced composite material, and a tool assembly for making the same
CA2655709A1 (en) Method for producing a fibre composite component for aviation and spaceflight
CN113165284B (zh) 用于制造空心复合结构、特别是用于风力涡轮转子叶片的翼梁式梁的方法以及相关联的心轴
US20190283339A1 (en) Verfahren zum Herstellen eines Faserverbund-Hohlbauteils und Faserverbund-Hohlbauteil
JP7282890B2 (ja) 繊維強化ポリマー複合ビーム、とくには風力タービンロータブレード用の桁ビームを製造するための方法
KR102358500B1 (ko) 복합재 중공 구조체 성형 방법 및 장치, 그에 의해 제조된 복합재 중공 구조체
BR112021011126B1 (pt) Método para a produção de uma estrutura compósita oca
CN109011436A (zh) 一种网球拍及其制造方法

Legal Events

Date Code Title Description
TK4A Correction to the publication in the bulletin (patent)

Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL: 36-2011

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20120705