RU2438866C2 - 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 - Google Patents
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 Download PDFInfo
- Publication number
- RU2438866C2 RU2438866C2 RU2009103204/05A RU2009103204A RU2438866C2 RU 2438866 C2 RU2438866 C2 RU 2438866C2 RU 2009103204/05 A RU2009103204/05 A RU 2009103204/05A RU 2009103204 A RU2009103204 A RU 2009103204A RU 2438866 C2 RU2438866 C2 RU 2438866C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rod
- molding
- fiber
- hollow elements
- composite material
- Prior art date
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
- 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
- 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
- B29C70/34—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 and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
-
- 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
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24628—Nonplanar uniform thickness material
- Y10T428/24661—Forming, or cooperating to form cells
Abstract
Изобретение относится к конструктивному компоненту из армированного волокнами композиционного материала, способу изготовления такого конструктивного компонента и к формовочному стержню для изготовления этого конструктивного компонента. Техническим результатом заявленного изобретения является облегчение извлечения материала стержня после формовки Ω-образных стрингеров и уменьшение массы конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала. Технический результат достигается в способе изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, включающем следующие этапы. Получение формовочного стержня, который содержит заданное количество полых элементов, определяющих внешнюю геометрию формовочного стержня. Причем полые элементы выполнены так, что проходят в продольном направлении формовочного стержня, обладают возможностью упругого расширения и скреплены друг с другом. При этом полученный формовочный стержень имеет эластичный внешний слой для сглаживания контура наружной поверхности указанного стержня и оболочку стержня, окружающую формовочный стержень с целью изоляции формовочного стержня от изготавливаемого конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала. Затем размещают заготовку из армированного волокнами материала на полученном формовочном стержне для задания формы формуемой секции изготавливаемого конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала. Далее подвергают нагреванию и/или воздействию давления формуемую секцию с целью изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала. 3 н. и 20 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к способу изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала (волоконного композиционного материала), в частности для авиакосмической отрасли, к формовочному стержню для изготовления такого конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала и к конструктивному компоненту из армированного волокнами композиционного материала, имеющему, по меньшей мере, один стрингер, полученному этим способом и/или из этого стержня.
Несмотря на то что данное изобретение может применяться для изготовления любых требуемых конструктивных компонентов из армированного волокнами композиционного материала, более подробное объяснение сути настоящего изобретения и лежащей в его основе проблемы произведено далее по отношению к плоским усиленным стрингерами конструктивным компонентам из армированного углеродными волокнами пластика (CFP, carbon fibre plastic), например к панелям обшивки воздушного судна.
Уровень техники
Общеизвестно, что панели обшивки из CFP могут быть усилены стрингерами из CFP, что позволяет панелям обшивки выдерживать большие нагрузки, возникающие в воздушном судне, и обеспечивает минимально возможное увеличение веса. В этой связи различают два типа стрингеров: Т-образные и Ω-образные стрингеры.
Поперечное сечение Т-образных стрингеров состоит из основания и стенки. Основание образует поверхность для присоединения к панели обшивки. Панели обшивки, усиленные Т-образными стрингерами, получили широкое распространение в самолетостроении.
Профиль Ω-образных стрингеров напоминает шляпу, и края этого профиля присоединяются к панели обшивки. Ω-образные стрингеры в отвержденном состоянии могут быть приклеены к тоже уже отвержденной панели или могут быть отверждены одновременно с панелью, с использованием процесса «мокрым по мокрому». Последний вариант предпочтителен, поскольку он более удобен с точки зрения технологии производства. Однако, для того, чтобы осуществить процесс изготовления «мокрым по мокрому» панелей обшивки, усиливаемых Ω-образными стрингерами, необходимы поддерживающие стержни или формовочные стержни, которые позволяют зафиксировать и удержать пространственно нестабильные заготовки из армированного волокнами материала, сохраняя требуемую Ω-образную форму в процессе изготовления. Преимущество панелей обшивки с Ω-образными стрингерами по сравнению с Т-образными стрингерами заключается в их лучшей инфильтрационной способности на этапе нагнетания, когда в заготовку из армированного волокнами материала вводится связующий материал (матрица), например эпоксидная смола. По сравнению с другими известными способами изготовления конструктивных компонентов из армированного волокнами композиционного материала, такими, например, как технология препрегов, способы нагнетания могут быть эффективными с точки зрения затрат, так как они позволяют использовать более дешевые заготовки из армированного волокнами материала.
Однако при изготовлении Ω-образных стрингеров возникает проблема, которая заключается в том, что материал, используемый в настоящее время для поддерживающего стержня или формовочного стержня, дорог и с трудом извлекается после формовки Ω-образных стрингеров, так что оставшийся в стрингерах материал увеличивает полный вес воздушного судна.
Раскрытие изобретения
В противоположность решениям из уровня техники задачей настоящего изобретения является обеспечение более экономичного с точки зрения затрат и более легкого конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, в частности для авиакосмической отрасли.
Согласно изобретению эта задача решается за счет использования способа, обладающего признаками пункта 1 формулы изобретения, формовочного стержня, обладающего признаками пункта 12 формулы изобретения, и/или конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, обладающего признаками пункта 23 формулы изобретения.
Соответственно, предлагается способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, в частности для авиакосмической отрасли, который состоит из следующих этапов: формируется формовочный стержень, содержащий заданное количество полых элементов, определяющих внешнюю геометрию формовочного стержня, при этом полые элементы выполнены так, что проходят в продольном направлении формовочного стержня и могут упруго расширяться по меньшей мере в поперечном направлении;
по меньшей мере одна заготовка из армированного волокнами материала размещается по меньшей мере частично на сформированном формовочном стержне для задания формы по меньшей мере одной формуемой секции изготавливаемого конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала; и по меньшей мере одна формуемая секция подвергается нагреванию и/или воздействию давления с целью изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала.
При надлежащем использовании формовочного стержня эти полые элементы находятся под действием прикладываемого к ним внутреннего давления, вследствие чего они расширяются в поперечном направлении и образуют формовочный стержень с определенной внешней геометрией. Для извлечения из формы внутреннее давление изменяется таким образом, что, например, поперечное сечение формовочного стержня снова уменьшается. Это выгодно позволяет без труда извлечь формовочный стержень. Дополнительное преимущество заключается в том, что формовочный стержень может быть использован многократно.
Далее, предлагается формовочный стержень для изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, в частности стрингера на базовой детали, при этом материал стержня представляет собой пластик, содержащий заданное количество полых элементов, которые проходят в продольном направлении формовочного стержня и обладают возможностью упругого расширения по меньшей мере в поперечном направлении.
Далее, предлагается конструктивный компонент из армированного волокнами композиционного материала, включающий по меньшей мере один стрингер, в частности для авиакосмической отрасли, изготовленный с применением формовочного стержня согласно изобретению и/или способа согласно изобретению.
Таким образом, преимущество настоящего изобретения по сравнению с упомянутыми в начале подходами заключается в том, что конструктивный компонент из армированного волокнами композиционного материала может быть изготовлен с помощью недорогого формовочного стержня. Вместо обычного дорогостоящего материала стержня, который остается в конструктивном компоненте, можно использовать пригодный для многократного использования формовочный стержень, форму которого легко изменять путем подачи внутреннего давления, благодаря чему стержень можно без труда извлечь из формы. Вследствие этого формовочный стержень больше не увеличивает вес конструктивного компонента.
Предпочтительные варианты осуществления и усовершенствования настоящего изобретения охарактеризованы в зависимых пунктах формулы изобретения и в описании совместно с чертежами.
В таком формовочном стержне предпочтительно, чтобы полые элементы были скреплены друг с другом, а полученный таким образом формовочный стержень был снабжен эластичным внешним слоем для сглаживания контура наружной поверхности формовочного стержня. Тем самым обеспечивается гладкая наружная поверхность сформованного стержня. Эластичность внешнего слоя означает, что полые элементы могут без труда расширяться и сжиматься в поперечном направлении.
Один из вариантов осуществления изобретения предусматривает нанесение внешнего слоя таким образом, что он полностью окружает полые элементы, и обеспечивает их скрепление друг с другом.
В одном предпочтительном варианте осуществления изобретения формовочный стержень полностью окружен оболочкой стержня, которая при извлечении из формы обеспечивает разделение между формуемой секцией и поверхностями формовочного стержня. Более того, оболочка стержня предотвращает попадание рабочей среды под давлением, например воздуха, в конструктивный компонент из армированного волокнами композиционного материала в случае какой-либо утечки из маленькой трубки. В то же время, это предотвращает повреждение и неблагоприятное воздействие на формовочный стержень, тем самым обеспечивая его многократное использование.
Согласно одному предпочтительному варианту осуществления изобретения по внешней геометрии полученного формовочного стержня располагаются средства усиления, которые расположены внутри или снаружи оболочки стержня в области переходов, которые должны быть выполнены с острыми кромками. Эти средства усиления, в частности угловые профили, обладают тем преимуществом, что они образуют острые кромки и углы, а формовочный стержень в этой области может быть снабжен скругленными участками, которые легко выполнить.
Разделительный слой, который предпочтительно наносят на оболочку стержня, уменьшает прилипаемость заготовки из армированного волокнами материала и/или связующего материала к оболочке стержня. Это облегчает извлечение оболочки стержня после по меньшей мере частичного отверждения секции конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, изготовленного с помощью формовочного стержня.
Заготовки из армированного волокнами материала включают накладки из холста, ткани и волокна. Для них предусматривается связующий материал, например эпоксидная смола, и их отверждение происходит далее, например, в автоклаве.
Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления изобретения формовочный стержень располагается на базовом компоненте, выполненном из заготовок из армированного волокнами композиционного материала, и/или по меньшей мере частично окружается заготовками из армированного волокнами материала, чтобы сформовать по меньшей мере одну формуемую секцию конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала. В результате базовые компоненты, например панели обшивки, гермоднища, и т.д., могут изготавливаться с Ω-образными стрингерами. В качестве альтернативы или в дополнение к этому можно также изготавливать отдельные конструктивные компоненты из армированного волокнами композиционного материала, форма которых полностью определяется формовочным стержнем.
При изготовлении, например, Ω-образного стрингера оболочку стержня извлекают из формы в направлении, совпадающем с продольной осью стрингера. Вследствие этого, стержень больше не увеличивает полный вес воздушного судна.
Краткое описание чертежей
Далее в тексте будет представлено подробное объяснение изобретения со ссылкой на примерный вариант осуществления, проиллюстрированный на чертежах.
Фиг.1 схематически показывает изображение в перспективе первого примерного варианта конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала в процессе изготовления способом, соответствующим изобретению.
Фиг.2 схематически показывает вид в разрезе формовочного стержня для изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1.
Фиг.3 схематически показывает вид в разрезе первого формовочного стержня согласно изобретению для конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1.
Фиг.4 схематически показывает вид в разрезе второго формовочного стержня согласно изобретению для конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1.
Фиг.5 показывает вид сбоку первого или второго формовочного стержня согласно изобретению, представленных на фиг.3 или 4.
Фиг.6 показывает схематическое изображение в перспективе конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1 после извлечения формовочных стержней.
Если не указано иначе, одни и те же номера позиций на всех фигурах обозначают одинаковые компоненты или компоненты, выполняющие одинаковые функции.
Осуществление изобретения
Фиг.1 схематически показывает перспективное изображение первого примерного варианта осуществления конструктивного компонента 1 из армированного волокнами композиционного материала при изготовлении посредством способа в соответствии с изобретением.
В этом примере использованы два формовочных стержня 4, хотя их количество не ограничивается этим числом. Два формовочных стержня 4, изготовление которых объясняется ниже, имеют приблизительно трапецеидальное поперечное сечение, при этом их основание 5 находится на базовом конструктивном компоненте 2.
На формовочные стержни 4 размещают заготовки 3 из армированного волокнами материала. Заготовки 3 из армированного волокнами материала в данном случае покоятся своей средней частью на наружной поверхности формовочных стержней 4, а своими краями - на базовом конструктивном компоненте 2, например на обшивке воздушного судна. Так получают две формуемые секции 14 конструктивного компонента 1 из армированного волокнами композиционного материала.
Для обработки армированного волокнами композиционного материала можно использовать различные способы изготовления. Для введения связующего материала, то есть, например, эпоксидной смолы в заготовки из армированного волокнами материала, предпочтительно выбирается так называемый процесс нагнетания. Однако в данном случае с равным успехом можно применять способ использования препрегов.
На дальнейшем этапе базовый конструктивный компонент 2 вместе с формовочными стержнями 4 и заготовками 3 из армированного волокнами материала под воздействием тепла и давления отверждается в печи или автоклаве с использованием цикла отверждения, который не рассматривается подробно. В результате образуется законченный конструктивный компонент 1 из армированного волокнами композиционного материала.
В первую очередь, описывается образование формовочных стержней 1 со ссылкой на фиг.2-4.
Фиг.2 схематически показывает поперечное сечение формовочного стержня 4 согласно изобретению для конструктивного компонента 1 из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1.
Формовочный стержень 4, конструкция которого подробно описана ниже, вводится в форму 8, и в этой форме поперечное сечение 6 принимает нужные очертания, в данном случае напоминающие трапецию. В этом примере формовочный стержень 4 окружен оболочкой 9 стержня, которая полностью закрывает формовочный стержень 4. С точки зрения температуры и давления эта оболочка пригодна для процесса изготовления стержня и для его дальнейшего отверждения и обработки. Оболочка 9 стержня изготавливается из пластического материала, в частности полиамида и/или политетрафторэтилена. Ее внутренняя сторона 11 соприкасается непосредственно с поверхностью формовочного стержня 4, а на ее наружную сторону 10 в данном примере наносится разделительный (облегчающий выемку из формы) слой (не показан), который также может содержать дополнительную оболочку. Разделительный слой используется для надлежащего отделения формовочного стержня 4 от формуемой секции 14 во время извлечения из формы.
Формовочный стержень 4 состоит из отдельных полых элементов 7, как показано на фиг.3. В данном примере полые элементы 7 представляют собой отдельные трубки малого диаметра, предпочтительно в виде тонких пленок, с поперечным сечением, близким к круглому. Эти трубки обладают эластичностью в поперечном направлении, то есть в радиальном направлении. Полые элементы 7 образуют поначалу довольно приблизительную структуру поперечного сечения 6 формовочного стержня 4. Их скрепляют друг с другом по линиям касания в продольном направлении, например, путем склеивания с помощью подходящего адгезионного материала. В данном случае между ними остается промежуточное пространство 15. Для получения нужного сечения количество тонких трубок, располагающихся рядом друг с другом, и одна над другой, а также их диаметр можно свободно выбирать в определенных пределах. В данном примере единственной особенностью является то, что величина угла составляет 60°.
После этого на наружную сторону формовочного стержня 4, состоящего из отдельных полых элементов 7, наносится внешний слой 16, который сглаживает контур стержня и образует гладкие поверхности для формовочного стержня 4, например, с использованием формы 8 (фиг.2). Этот внешний слой 16 заполняет внешние желобки между полыми элементами 7.
На фиг.3 в нижних углах изображены средства 13 усиления в виде профилей, например полосок, выполненных из металла или пластика. Таким образом, путем изготовления в отдельной форме средств 13 усиления, формовочный стержень 4 может быть снабжен геометрически правильными угловыми участками. Они могут быть расположены как внутри оболочки 9 стержня (не показана на фиг.3), так и вне ее.
Внешний слой 16 выполняется из достаточно эластичного материала, например из подходящего упругого пластического материала, который надежно выдерживает воздействие температуры технологического процесса.
На некоторых участках наносимый наружный слой может быть толще, так что фиксированный в иных отношениях угол 60° может меняться в определенных пределах.
Кроме того, внешний слой 16 может наноситься таким образом, что он полностью окружает полые элементы 7 и обеспечивает их скрепление друг с другом. Пример такого стержня, который в то же время имеет угол, отличный от 60°, показан на фиг.4.
Изготовленный таким образом формовочный стержень 4 извлекается из формы 8 и накладывается на базовый конструктивный компонент 2, как описано выше. Это состояние показано на фиг.3 и 4. До подачи давления поперечное сечение сформованного стержня будет немного меньше. После этого в полые элементы 7 подается давление, в результате чего внешняя геометрия формовочного стержня 4 принимает нужный вид. Более подробно это объясняется ниже. После этого формовочный стержень 4 покрывается заготовкой 3 из армированного волокнами материала для образования формуемой секции 14, как объяснялось выше.
Конструктивный компонент 1 из армированного волокнами композиционного материала, полученный после цикла отверждения, который не рассматривается здесь подробно, изображен на фиг.6 в соответствующем виде после извлечения формовочных стержней 4 из формы. Формуемые секции 14 имеют вид стрингеров 20.
На фиг.5 схематически показан вид сбоку формуемой секции 14. Формовочный стержень 4 располагается так, что оболочка 9 стержня с отверстиями 12 выступает с обеих сторон за пределы формуемой секции 14. Преимущество этого заключается в том, что в случае протечки полых элементов 7 выходящий воздух не может попасть в отверждаемую заготовку 3 из армированного волокнами материала, а выходит наружу через оболочку 9 стержня. Аналогичным образом, все концы полых элементов 7 с обеих сторон выступают за пределы формовочной секции 14.
В этом примере правые концы полых элементов 7 закрыты крышками 19, а каждый из противоположных концов полых элементов присоединен к соединительному устройству 17. Для выполнения этого соединения соединительные патрубки могут быть вставлены в концы полых элементов 7, или, как показано на фиг.5, надеты на них. В этом примере соединительное устройство 17 включает в себя магистраль 18, снабженную ответвлениями, которые ведут к каждому полому элементу 7 и соединяются с ними.
После этого оболочка 9 стержня, окружность которой немного больше окружности формовочного стержня 4, надевается на стержень.
Внутреннее давление подается в полые элементы 7 через соединительное устройство 17, вследствие чего полые элементы 7 расширяются в поперечном направлении, образуя требуемую внешнюю геометрию формовочного стержня 4. Это выполняется перед изготовлением формуемой секции 14, как объяснялось выше. В результате увеличения окружности оболочка плотно прилегает к формовочному стержню 4. Оболочка 9 стержня фиксируется под воздействием внутреннего давления, возникающего во время расширения формовочного стержня 4.
Выполнение этого способа контролируется путем правильной комбинации высокого внутреннего давления величиной, например, 10 бар, которое, тем не менее, обеспечивает упругое, обратимое поперечное расширение полых элементов 7 при температуре отверждения, например, 180°С, и достаточно малой толщине стенки полых элементов 7, например, 0,05 мм. Другим важным фактором в данном случае является материал, обеспечивающий приемлемый компромисс между модулем упругости, слабой тенденцией к ползучести при температуре отверждения, с хорошими свойствами сопротивляемости, сохраняемыми во времени, и достаточно хорошей пластичностью. Материалы, которые могут использоваться в этом случае, включают в себя, в частности, термопласты из группы ароматических полисульфидов и полисульфонов, такие как PSU, PPS или PES. Эти материалы обеспечивают хорошую долговременную термостойкость и слабую тенденцию к ползучести при таких температурах.
В данном примере использовано 35 полых элементов 7 диаметром 5 мм. С представленными выше в качестве примера параметрами можно получить обратимое расширение формовочного стержня по высоте и по ширине в интервале от 2 до 3%. Для каждого полого элемента 7 предусмотрен напорный соединитель и крышка. Напорные соединители (соединительное устройство 17) могут быть также предусмотрены с обеих сторон.
На фиг.6 схематически показано изображение в перспективе законченного конструктивного компонента 1 из армированного волокнами композиционного материала по фиг.1, где формуемые секции 14 выполнены в виде стрингеров 20, после извлечения формовочных стержней 4.
Во время извлечения из формы к полым элементам 7 с помощью соединительного устройства 17 приложено такое внутреннее давление, что полые элементы 7 возвращаются в свое исходное состояние, то есть сжимаются и отделяются от стенки и от разделительной эластичной трубки. Можно подавать также отрицательное давление, что приведет к дальнейшему сжатию стержня, при этом отдельные маленькие трубки сожмутся еще больше и, например, могут стать плоскими. Это позволяет очень сильно уменьшить поперечное сечение.
Формовочный стержень 4, который был сжат таким образом, можно извлечь из отвержденной формуемой секции 14 и затем использовать повторно. Аналогичным образом можно извлечь оболочку 9 стержня, и это можно сделать особенно легко при наличии разделительного слоя. Теперь конструктивный компонент 1 из армированного волокнами композиционного материала можно подвергнуть дальнейшей обработке. При наличии средств 13 усиления они извлекаются аналогичным образом или остаются в конструктивном компоненте 1 из армированного волокнами композиционного материала.
Таким образом, предусмотрен способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, соответствующий формовочный стержень и соответствующий конструктивный компонент из армированного волокнами композиционного материала, что обеспечивает значительное снижение материальных затрат по сравнению с известным уровнем техники, где материалы стержня остаются в конструктивном компоненте. Формовочный стержень может быть извлечен полностью, что позволяет снизить вес конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала по сравнению с известным уровнем техники.
Изобретение не ограничивается определенным способом изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала для авиакосмической отрасли, проиллюстрированным на фигурах.
Например, идея настоящего изобретения может также быть применена к конструктивным компонентам из армированного волокнами композиционного материала в области спортивного оборудования или в области мотоспорта.
Более того, геометрия формовочного стержня, в частности толщина стенки и диаметр маленьких трубочек, а также схема их расположения, может быть изменена множеством способов.
Кроме того, путем использования множества формовочных стержней можно создать формовочный стержень, который окружается тканью из армированного волокнами композиционного материала. В этом случае задача заключается в том, чтобы при помощи нескольких формовочных стержней обеспечить более сложную геометрию. Это позволяет изготавливать более сложные конструктивные компоненты из армированного волокнами композиционного материала.
Один альтернативный вариант осуществления изобретения предусматривает большую толщину накладываемого внешнего слоя на отдельных участках, что делает возможным изменение в определенных пределах угла у основания стержня, который в иных случаях составляет фиксированное значение в 60°.
Поперечное сечение полых элементов 7 не обязательно должно быть круглым в состоянии, когда в них не подается давление. Их диаметр также может быть различным для того, чтобы таким образом создать различные радиусы закругления вершин.
Для обеспечения повторяемости расширения в поперечном направлении необходимо регулировать внутреннее давление.
Толщина стенки полых элементов 7 также может отличаться.
Список обозначений
1 Конструктивный компонент из армированного волокнами композиционного материала
2 Базовый компонент
3 Заготовка из армированного волокнами материала
4 Формовочный стержень
5 Основание формовочного стержня
6 Поперечное сечение сформованного стержня
7 Полый элемент
8 Форма
9 Оболочка стержня
10 Наружная сторона оболочки стержня
11 Внутренняя сторона оболочки стержня
12 Отверстие оболочки стержня
13 Средства усиления
14 Формуемая секция
15 Промежуточное пространство
16 Внешний слой
17 Соединительное устройство
18 Магистраль
19 Крышка
20 Стрингер
Claims (23)
1. Способ изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности, для авиакосмической отрасли, включающий следующие этапы:
- получают формовочный стержень (4), который содержит заданное количество полых элементов (7), определяющих внешнюю геометрию формовочного стержня (4), причем полые элементы (7) выполнены так, что проходят в продольном направлении формовочного стержня (4), обладают возможностью упругого расширения по меньшей мере в поперечном направлении и скреплены друг с другом, при этом полученный формовочный стержень (4) имеет эластичный внешний слой (16) для сглаживания контура наружной поверхности указанного стержня и оболочку (9) стержня, окружающую формовочный стержень (4) с целью изоляции формовочного стержня (4) от изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала;
- размещают по меньшей мере одну заготовку (3) из армированного волокнами материала по меньшей мере в определенных местах на полученном формовочном стержне (4) для задания формы по меньшей мере одной формуемой секции (14) изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала; и
- подвергают нагреванию и/или воздействию давления по меньшей мере одну формуемую секцию (14) с целью изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала.
- получают формовочный стержень (4), который содержит заданное количество полых элементов (7), определяющих внешнюю геометрию формовочного стержня (4), причем полые элементы (7) выполнены так, что проходят в продольном направлении формовочного стержня (4), обладают возможностью упругого расширения по меньшей мере в поперечном направлении и скреплены друг с другом, при этом полученный формовочный стержень (4) имеет эластичный внешний слой (16) для сглаживания контура наружной поверхности указанного стержня и оболочку (9) стержня, окружающую формовочный стержень (4) с целью изоляции формовочного стержня (4) от изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала;
- размещают по меньшей мере одну заготовку (3) из армированного волокнами материала по меньшей мере в определенных местах на полученном формовочном стержне (4) для задания формы по меньшей мере одной формуемой секции (14) изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала; и
- подвергают нагреванию и/или воздействию давления по меньшей мере одну формуемую секцию (14) с целью изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что полые элементы (7) скреплены друг с другом по линиям касания.
3. Способ по п.2, отличающийся тем, что концы полых элементов (7) с одной стороны закрыты, а на другой стороне снабжены соединительным устройством (17) для подачи среды под давлением или снабжены соединительным устройством (17) с обеих сторон.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что оболочка (9) стержня представляет собой эластичную трубку.
5. Способ по п.1, отличающийся тем, что на оболочку (9) стержня в формовочном стержне (4) нанесен разделительный слой, который предотвращает прилипание заготовки (3) из армированного волокнами материала и/или связующего материала к оболочке.
6. Способ по п.1, отличающийся тем, что при размещении по меньшей мере одной заготовки (3) из армированного волокнами материала по меньшей мере в определенных местах формовочный стержень (4) располагают на базовом конструктивном компоненте (2), выполненном из заготовок из армированного волокнами композиционного материала, и/или по меньшей мере частично окружают заготовками (3) из армированного волокнами материала, чтобы сформовать по меньшей мере одну формуемую секцию (14) конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, причем в полые элементы (7) формовочного стержня (4) через их концы подают регулируемое внутреннее давление.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что при размещении по меньшей мере в определенных местах концы оболочки (9) стержня и концы полых элементов (7) формовочного стержня (4) находятся за пределами формуемой секции (14).
8. Способ по п.1, отличающийся тем, что связующий материал вводят по меньшей мере в одну заготовку (3) из армированного волокнами материала с формовочным стержнем (4) и затем по меньшей мере частично отверждают под воздействием давления и/или нагревания.
9. Способ по п.1, отличающийся тем, что после нагревания и/или воздействия давления внутреннее давление в полых элементах (7) изменяют через их концы таким образом, чтобы сжать формовочный стержень (4) для извлечения его из формуемой секции (14).
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что внутреннее давление в полых элементах (7) изменяют, прикладывая атмосферное давление или создавая вакуум.
11. Способ по п.1, отличающийся тем, что представляет собой ручное ламинирование, способ использования препрегов, литье под давлением и/или вакуумное нагнетание.
12. Формовочный стержень (4) для изготовления конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала, в частности стрингера (20), на базовом конструктивном компоненте (2), предназначенного для авиакосмической отрасли, содержащий заданное количество полых элементов (7), причем полые элементы (7) проходят в продольном направлении формовочного стержня (4) и обладают возможностью упругого расширения по меньшей мере в поперечном направлении, при этом полые элементы (7) скреплены друг с другом, а также содержащий эластичный внешний слой (16) для сглаживания контура наружной поверхности указанного стержня и оболочку (9) стержня, окружающую формовочный стержень (4) с целью изоляции формовочного стержня (4) от изготавливаемого конструктивного компонента (1) из армированного волокнами композиционного материала.
13. Формовочный стержень по п.12, отличающийся тем, что полые элементы (7) скреплены друг с другом по линиям касания.
14. Формовочный стержень по п.12 или 13, отличающийся тем, что внешний слой (16) распространяется внутрь, сглаживая контур наружной поверхности формовочного стержня (4), и заполняет промежуточное пространство (15) с обеспечением скрепления полых элементов (7).
15. Формовочный стержень по п.12, отличающийся тем, что все полые элементы (7) имеют поперечное сечение, близкое к круглому.
16. Формовочный стержень по п.12, отличающийся тем, что каждый из полых элементов (7) выполнен из термопластичного материала, выбранного из группы ароматических полисульфидов и/или полисульфонов.
17. Формовочный стержень по п.12, отличающийся тем, что оболочка (9) стержня представляет собой эластичную трубку.
18. Формовочный стержень по п.12, отличающийся тем, что оболочка (9) стержня имеет разделительный слой, который образует наружную поверхность формовочного стержня (4).
19. Формовочный стержень по п.17 или 18, отличающийся тем, что формовочный стержень (4) выполнен из пластика, в частности полиамида и/или политетрафторэтилена.
20. Формовочный стержень по п.12, отличающийся тем, что в формовочном стержне (4) в области переходов, которые должны быть выполнены с острыми кромками, по внешней геометрии указанного стержня расположены средства (13) усиления.
21. Формовочный стержень по п.20, отличающийся тем, что средства (13) усиления представляют собой угловые профили, выполненные из металла и/или пластика.
22. Формовочный стержень по п.12, отличающийся тем, что имеет Ω-образную, трапецеидальную, треугольную, кольцевую и/или волнистую форму.
23. Конструктивный компонент (1) из армированного волокнами композиционного материала, включающий по меньшей мере один стрингер (20), в частности, для авиакосмической отрасли, изготовленный с применением формовочного стержня (4), охарактеризованного по п.12, и/или посредством способа, охарактеризованного по п.1.
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US81893206P | 2006-07-06 | 2006-07-06 | |
| US60/818,932 | 2006-07-06 | ||
| DE102006031334A DE102006031334A1 (de) | 2006-07-06 | 2006-07-06 | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
| DE102006031334.8 | 2006-07-06 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009103204A RU2009103204A (ru) | 2010-08-20 |
| RU2438866C2 true RU2438866C2 (ru) | 2012-01-10 |
Family
ID=38806034
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009103204/05A RU2438866C2 (ru) | 2006-07-06 | 2007-07-05 | 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 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8906489B2 (ru) |
| CN (1) | CN101484290B (ru) |
| AT (1) | ATE482808T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0714226A2 (ru) |
| DE (2) | DE102006031334A1 (ru) |
| RU (1) | RU2438866C2 (ru) |
Families Citing this family (38)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| 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 |
| US7879276B2 (en) * | 2007-11-08 | 2011-02-01 | The Boeing Company | Foam stiffened hollow composite stringer |
| GB0813146D0 (en) * | 2008-07-18 | 2008-08-27 | Airbus Uk Ltd | Ramped stiffener and apparatus and method for forming the same |
| GB0813161D0 (en) * | 2008-07-18 | 2008-08-27 | Airbus Uk Ltd | Ramped stiffener and apparatus and method for forming the same |
| US8540921B2 (en) | 2008-11-25 | 2013-09-24 | The Boeing Company | Method of forming a reinforced foam-filled composite stringer |
| DE102009002697B4 (de) * | 2009-04-28 | 2014-02-27 | Airbus Operations Gmbh | Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
| US8500066B2 (en) | 2009-06-12 | 2013-08-06 | The Boeing Company | Method and apparatus for wireless aircraft communications and power system using fuselage stringers |
| DE102009027049B4 (de) | 2009-06-19 | 2011-09-15 | Cotesa Gmbh | Verfahren zur Integration hohlraumbildender Strukturen in Faserverbundschalen |
| US8570152B2 (en) | 2009-07-23 | 2013-10-29 | The Boeing Company | Method and apparatus for wireless sensing with power harvesting of a wireless signal |
| US8617687B2 (en) | 2009-08-03 | 2013-12-31 | The Boeing Company | Multi-functional aircraft structures |
| DE102009029575B4 (de) | 2009-09-18 | 2011-06-22 | Airbus Operations GmbH, 21129 | Verfahren zur Versteifung eines Faserverbundbauteils und Anordnung zur Herstellung eines versteiften Faserverbundteils |
| GB2475523B (en) * | 2009-11-20 | 2012-09-05 | Gkn Aerospace Services Ltd | Dual-skin structures |
| DE102010024120B4 (de) | 2010-06-17 | 2014-10-23 | Premium Aerotec Gmbh | Stützprofil |
| 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 |
| CN101890807B (zh) * | 2010-07-19 | 2012-10-10 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种利用硅橡胶热膨胀加压成型复合材料零件的方法 |
| FR2963273B1 (fr) * | 2010-07-29 | 2014-01-03 | Airbus Operations Sas | Procede de fabrication d'un panneau raidi en materiau composite |
| ES2397727B1 (es) * | 2010-10-28 | 2014-01-17 | Airbus Operations, S.L. | Retenedores reutilizables para coencolado de larguerillos no curados. |
| JP5773679B2 (ja) * | 2011-02-16 | 2015-09-02 | 三菱重工業株式会社 | 炭素繊維強化プラスチック構造体及びその製造方法 |
| FR2989310B1 (fr) * | 2012-04-11 | 2014-04-04 | Aircelle Sa | Procede de fabrication d'un panneau sandwich composite a ame alveolaire |
| DE102012207950A1 (de) | 2012-05-11 | 2013-11-14 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils, Stützkern sowie Faserverbundbauteil |
| US9308704B2 (en) | 2013-02-18 | 2016-04-12 | The Boeing Company | Elastomeric bladder system |
| US10023321B1 (en) * | 2013-06-25 | 2018-07-17 | The Boeing Company | Method and apparatus for forming barriers within cavities |
| DE102013020871A1 (de) * | 2013-12-11 | 2015-06-11 | Audi Ag | Strukturbauteil für ein Kraftfahrzeug |
| WO2015132700A1 (en) | 2014-03-04 | 2015-09-11 | Bombardier Inc. | Method and apparatus for forming a composite laminate stack using a breathable polyethylene vacuum film |
| WO2015158865A1 (en) * | 2014-04-16 | 2015-10-22 | Hexcel Reinforcements Sas | Method of manufacturing a composite part |
| DE102014208412A1 (de) * | 2014-05-06 | 2015-11-12 | Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft | Stützkern und Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Hohlbauteils |
| US9724848B2 (en) * | 2014-07-03 | 2017-08-08 | The Boeing Company | Collapsible, coiled mandrel |
| US9701070B2 (en) | 2014-11-06 | 2017-07-11 | Lockheed Martin Corporation | Mandrel forming for discrete wing skin stiffeners |
| US20160129985A1 (en) * | 2014-11-08 | 2016-05-12 | Airbus Group India Private Limited | Aircraft structure having cables located in stringers |
| GB2533306A (en) * | 2014-12-15 | 2016-06-22 | Airbus Operations Ltd | Sandwich Panel |
| DE102015209918A1 (de) * | 2015-05-29 | 2016-12-01 | Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft | Verfahren zur Herstellung eines faserverstärkten Hohlbauteils |
| EP3305496B1 (en) * | 2015-06-02 | 2020-07-08 | Mitsubishi Chemical Corporation | Method for manufacturing fiber-reinforced plastic molded body |
| DE102015117857A1 (de) * | 2015-10-20 | 2017-04-20 | Siempelkamp Maschinen- Und Anlagenbau Gmbh | Verfahren zum Herstellen eines Bauteils aus einem Faserverbundwerkstoff |
| US20170232688A1 (en) * | 2016-02-15 | 2017-08-17 | General Electric Company | Incorporation Of Jamming Technologies In Tooling For Composites Processing |
| CN107009855A (zh) * | 2017-04-05 | 2017-08-04 | 北京汽车研究总院有限公司 | 一种车门防撞梁及车辆 |
Family Cites Families (93)
| 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 |
| US3279739A (en) * | 1965-07-19 | 1966-10-18 | Long Construction Co | Expandable core-former |
| US3279741A (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 |
| GB1204002A (en) | 1967-11-02 | 1970-09-03 | Ludwig Eigenmann | Process for the continuous production of tubular articles made of textile material in particular for use in lead-acid storage batteries |
| 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 |
| 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 |
| 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 |
| 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 |
| DE8711336U1 (ru) | 1987-08-20 | 1987-10-22 | Ems-Inventa Ag, Zuerich, Ch | |
| DD277234A1 (de) | 1988-11-21 | 1990-03-28 | Staaken Plastverarbeitung | Vorrichtung zur herstellung von rohren aus glasfaserverstaerkten ungesaettigten kunstharzen |
| JPH0722977B2 (ja) | 1989-03-22 | 1995-03-15 | 三ツ星ベルト株式会社 | ローエッジベルトの製造方法および成形型 |
| 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) |
| WO1995014563A1 (en) | 1993-11-26 | 1995-06-01 | Alan Roger Harper | 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 |
| 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 |
| 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 |
| 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 |
| 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 |
| ATE234713T1 (de) | 1998-07-03 | 2003-04-15 | Bonus Energy As | 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 |
| EP1235672B2 (en) * | 1999-12-07 | 2008-03-19 | The Boeing Company | Double bag vacuum infusion process for manufacturing a composite and composite obtained thereby |
| CN2400258Y (zh) * | 2000-01-12 | 2000-10-11 | 洪进山 | 复合材料成型模具 |
| AU2001262912A1 (en) * | 2000-02-25 | 2001-09-03 | 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 |
| 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 |
| DE102006031336B4 (de) | 2006-07-06 | 2010-08-05 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils in der Luft- und Raumfahrt |
| DE102006031323B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-07-15 | 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 |
| DE102006031326B4 (de) * | 2006-07-06 | 2010-09-23 | Airbus Deutschland Gmbh | Formkern und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt |
| CA2655709A1 (en) | 2006-07-06 | 2008-01-10 | Airbus Deutschland Gmbh | Method for producing a fibre composite component for aviation and spaceflight |
| DE102009023835B4 (de) * | 2009-06-04 | 2011-02-10 | Schmitz-Werke Gmbh + Co Kg | Befestigungs-Vorrichtung |
-
2006
- 2006-07-06 DE DE102006031334A patent/DE102006031334A1/de not_active Ceased
-
2007
- 2007-07-05 RU RU2009103204/05A patent/RU2438866C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-07-05 BR BRPI0714226-9A2A patent/BRPI0714226A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-07-05 DE DE602007009529T patent/DE602007009529D1/de active Active
- 2007-07-05 AT AT07787084T patent/ATE482808T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-07-05 US US12/308,792 patent/US8906489B2/en active Active
- 2007-07-05 CN CN2007800256355A patent/CN101484290B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE602007009529D1 (de) | 2010-11-11 |
| US8906489B2 (en) | 2014-12-09 |
| BRPI0714226A2 (pt) | 2013-10-29 |
| CN101484290A (zh) | 2009-07-15 |
| ATE482808T1 (de) | 2010-10-15 |
| CN101484290B (zh) | 2012-06-27 |
| US20110076461A1 (en) | 2011-03-31 |
| RU2009103204A (ru) | 2010-08-20 |
| DE102006031334A1 (de) | 2008-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| 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 | |
| US7530530B2 (en) | Assembly for securing a stringer to a substrate | |
| US8236124B1 (en) | Method for fabricating grid-stiffened composite structures | |
| RU2449889C2 (ru) | Способ изготовления конструктивного компонента из армированного волокнами композиционного материала, предназначенного для авиационно-космического летательного аппарата | |
| EP2038100B1 (en) | Method and moulding core for producing a fibre composite component for aviation and spaceflight | |
| EP2886311B1 (en) | Three-dimensional reuseable curing caul for use in curing integrated composite components and method of making the same | |
| US20100009124A1 (en) | Mandrel for Autoclave Curing Applications | |
| US5876546A (en) | Method for forming inner mold line tooling without a part model | |
| US8758664B2 (en) | Method for forming composite components and tool for use therein | |
| US20100038030A1 (en) | Advanced composite aerostructure article having a braided co-cured fly away hollow mandrel and method for fabrication | |
| JP2009542460A (ja) | 折り畳み可能な成形コアを用いた複合ファイバ構成要素を作製する方法および上記成形コア | |
| JPS6228742B2 (ru) | ||
| JP2010540294A (ja) | 被成形材の成形方法 | |
| US7374715B2 (en) | Co-cured resin transfer molding manufacturing method | |
| US7638084B2 (en) | Methods for forming fiber reinforced composite parts having one or more selectively positioned core, structural insert, or veneer pieces integrally associated therewith | |
| CN111391368A (zh) | 用于复合零件的内部模具 | |
| CN106864769B (zh) | 使用铰接式芯轴的复合飞机制造工具和方法 | |
| US20140360665A1 (en) | Reflector manufactured using multiple use precision extractable tooling | |
| US10661511B2 (en) | Anisotropic reinforcement of composite structures | |
| JP2014188953A (ja) | 予備成形体およびその製造方法、ならびにそれらを用いた繊維強化樹脂成形品およびその製造方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150706 |