RU2453435C2 - Способ и устройство для изготовления деталей из композитного материала, в частности участков фюзеляжа самолета - Google Patents

Способ и устройство для изготовления деталей из композитного материала, в частности участков фюзеляжа самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2453435C2
RU2453435C2 RU2009135029/05A RU2009135029A RU2453435C2 RU 2453435 C2 RU2453435 C2 RU 2453435C2 RU 2009135029/05 A RU2009135029/05 A RU 2009135029/05A RU 2009135029 A RU2009135029 A RU 2009135029A RU 2453435 C2 RU2453435 C2 RU 2453435C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
composite material
skin
mold
manipulator
enclosing
Prior art date
Application number
RU2009135029/05A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2009135029A (ru
Inventor
Александр АМЛИН (FR)
Александр АМЛИН
Original Assignee
Кориоли Композит
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 Кориоли Композит filed Critical Кориоли Композит
Publication of RU2009135029A publication Critical patent/RU2009135029A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2453435C2 publication Critical patent/RU2453435C2/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
    • B29C70/30—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
    • B29C70/38—Automated lay-up, e.g. using robots, laying filaments according to predetermined patterns
    • B29C70/382—Automated fiber placement [AFP]
    • 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
    • B29C70/38—Automated lay-up, e.g. using robots, laying filaments according to predetermined patterns
    • 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
    • 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
    • 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
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Robotics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Fuses (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к способу изготовления полых деталей из композитного материала, содержащих обшивку и, в случае необходимости, элементы усиления и используемых при изготовлении фюзеляжа самолета, и устройству для его осуществления. Способ включает этап введения внутрь удлиненной охватывающей формы многошарнирного манипулятора, оборудованного волокноукладочной головкой. При этом охватывающая форма выполнена открытой через продольную щель, предназначенную для приема опорных средств многошарнирного манипулятора. Способ также включает этап наложения волокон на внутреннюю формовочную поверхность охватывающей формы при помощи волокноукладочной головки для формирования обшивки из композитного материала. При этом этап наложения осуществляют путем перемещения головки наложения при помощи многошарнирного манипулятора и путем относительного поступательного перемещения упомянутых опорных средств многошарнирного манипулятора вдоль упомянутой продольной щели охватывающей формы. При изготовлении фюзеляжа самолета осуществляют присоединение к данным полым деталям одной или нескольких дополнительных деталей из композитного материала для формирования замкнутых участков на 360° для образования верхней части фюзеляжа. Достигаемый при этом технический результат заключается в упрощении заявленного способа. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Настоящее изобретение касается способа и устройства для изготовления полых деталей из композитного материала, содержащих обшивку и, в случае необходимости, элементы усиления, и, в частности, изготовления полых деталей типа участков фюзеляжа самолета.
Классически изготовление фюзеляжа самолета осуществляют путем соединения участков фюзеляжа общей цилиндрической формы, при этом каждый участок содержит оболочку или обшивку, и элементы усиления, такие как стрингеры, шпангоуты и специальные локальные усиления для дальнейшего соединения, например, крыльев, кабины и шасси.
Чтобы ограничить их вес при сохранении механических свойств, были предложены участки из композитных материалов, образованных длинными волокнами, погруженными в матрицу из смолы, в частности углеродными волокнами, погруженными в матрицу из термоотверждаемой смолы. Обычно обшивку из композитного материала получают путем укладки волокон, пропитываемых не затвердевшей или сырой смолой, на наружную поверхность оснастки, представляющей собой вращающуюся охватываемую оправку. Волокна укладывают в виде ленты при помощи волокноукладочной головки, соединенной с устройством перемещения в системе декартовых координат, установленной вокруг оправки. Затем эта сырая обшивка с волокнами, пропитанными не затвердевшей смолой, полимеризуется или затвердевает в автоклавной печи. Элементы усиления из композитного материала выполняют отдельно из пропитанных смолой волокон, затем помещают в выемки оправки перед изготовлением обшивки путем укладки волокон. Обшивка и элементы усиления в сыром виде одновременно подвергают затем отверждению в автоклаве. Таким образом, получают участки фюзеляжа замкнутого типа с обшивкой, имеющей в поперечном сечении замкнутый контур на 360°.
Такой способ изготовления при помощи вращающейся оснастки является исключительно сложным в осуществлении. Он требует наличия тяжелых, объемных и сложных средств, при этом приводимая во вращение оправка должна быть достаточно жесткой, чтобы избежать ее прогиба или ограничить этот прогиб.
Кроме того, для обеспечения состояния чистой наружной поверхности необходимо накладывать контрформы или конформаторы на наружную поверхность сырой обшивки для ее отверждения в автоклаве. Эти конформаторы со своей системой удержания имеют большую длину, являются сложными в установке и повышают вес и объем всего комплекса, который должен проходить через автоклав.
Чтобы избежать использования конформаторов, в патентном документе US 7 048 024 было предложено выполнять обшивку участков фюзеляжа путем наложения волокон на внутреннюю поверхность полой вращающейся оправки. Описанный способ позволяет изготовлять только обшивку участка без элементов усиления и тоже основан на применении вращающейся оснастки.
Настоящее изобретение призвано устранить вышеуказанные недостатки и предложить способ изготовления полых деталей, в частности участков фюзеляжа самолета, который является простым в осуществлении.
В этой связи объектом настоящего изобретения является способ изготовления полых деталей из композитного материала, содержащих обшивку и, в случае необходимости, элементы усиления, при этом упомянутый способ отличается тем, что содержит
а) этап, состоящий в том, что внутрь удлиненной охватывающей формы вводят многошарнирный манипулятор, оборудованный волокноукладочной головкой, при этом упомянутая охватывающая форма выполнена открытой через продольную щель, предназначенную для приема опорных средств упомянутого многошарнирного манипулятора,
б) этап наложения волокон, предпочтительно волокон, пропитанных смолой, на внутреннюю формовочную поверхность охватывающей формы при помощи волокноукладочной головки для формирования упомянутой обшивки из композитного материала, при этом упомянутый этап наложения осуществляют путем перемещения головки наложения при помощи многошарнирного манипулятора и путем относительного поступательного перемещения упомянутых опорных средств многошарнирного манипулятора вдоль упомянутой продольной щели охватывающей формы.
Согласно изобретению полые детали из композитного материала изготавливают при помощи удлиненной охватывающей формы, содержащей продольную щель для обеспечения перемещения многошарнирного манипулятора с волокноукладочной головкой во время выполнения обшивки из композитного материала. Способ в соответствии с настоящим изобретением позволяет изготавливать полые детали больших размеров без вращающейся оснастки.
Охватывающая форма имеет поперечное сечение кольцевого типа, продольная щель представляет собой узкое отверстие, имеющее небольшой размер в поперечном сечении по отношению к контуру внутренней формовочной поверхности в поперечном сечении. Охватывающая форма может содержать вогнутую внутреннюю поверхность любого типа, с постоянным или не постоянным поперечным сечением, с продольной плоскостью симметрии или без нее. В частности, внутренняя поверхность в основном является цилиндрической и/или имеет вид усеченного конуса, хотя можно также использовать вогнутые внутренние поверхности, содержащие углы между двумя смежными плоскими частями.
Способ в соответствии с настоящим изобретением позволяет изготавливать открытые полые детали, содержащие узкое продольное отверстие, соответствующее продольной щели охватывающей формы. Полую деталь замкнутого поперечного сечения можно легко выполнить путем присоединения к полученной открытой полой детали дополнительной детали, имеющей форму, соответствующую форме продольного отверстия. Предпочтительно этап наложения содержит наложение волокон, пропитанных смолой. В варианте способ содержит этап наложения сухих волокон, после которого следует этап впрыска или нагнетания смолы в сухие волокна, находящиеся на охватывающей форме.
Согласно варианту выполнения опорные средства содержат, по меньшей мере, одну линейную направляющую для опоры и перемещения многошарнирного манипулятора, и этап б) наложения осуществляют на неподвижной охватывающей форме путем перемещения многошарнирного манипулятора вдоль линейной направляющей, заходящей в продольную щель охватывающей формы, при этом предпочтительно упомянутая линейная направляющая опирается на пол, а охватывающую форму располагают над упомянутой направляющей, и она опирается на пол с одной и другой стороны от продольной щели.
Согласно варианту выполнения охватывающая форма содержит, по меньшей мере, один открытый конец, на который выходит упомянутая продольная щель, при этом введение многошарнирного манипулятора на этапе а) производят через этот открытый конец путем относительного поступательного продольного перемещения опорных средств относительно охватывающей формы.
Предпочтительно способ в соответствии с настоящим изобретением можно применять для выполнения полых деталей, таких как участки фюзеляжа самолета, содержащие обшивку в основном цилиндрического и/или усеченного конусного сечения, по меньшей мере, с одной продольной плоскостью симметрии. Открытые полые детали, получаемые в результате описанного выше способа, образуют открытые участки фюзеляжа, которые будут впоследствии закрыты путем присоединения одной или нескольких дополнительных деталей из композитного материала, имеющих форму, соответствующую форме продольных отверстий открытых участков, для образования замкнутых участков. В случае участка фюзеляжа самолета предпочтительно упомянутые дополнительные детали образуют верхнюю часть фюзеляжа самолета, называемую крышей. Действительно, эта крыша меньше всего подвергается воздействию напряжений и поэтому не требует большого числа элементов усиления, или она может иметь другую структуру, например структуру в виде сэндвича.
Открытые полые детали типа участков фюзеляжа можно также использовать для выполнения корпусов надводных судов, подводных лодок, космических ракет-носителей или, например, баков.
Согласно варианту выполнения полых деталей типа участков фюзеляжа самолетов после этапа б) наложения волокон для формирования обшивки из композитного материала выполняют следующие этапы:
в) этап установки элементов усиления из композитного материала в сыром состоянии внутри охватывающей формы на обшивку, таких как стрингеры, шпангоуты и локальные усиления,
г) этап одновременного отверждения обшивки и элементов усиления, например, путем пропускания через автоклавную печь, и
д) этап извлечения из формы полой детали из композитного материала.
Для получения обшивки, имеющей также состояние чистой внутренней поверхности, предпочтительно после этапа в) способ содержит установку охватываемой контрформы внутри охватывающей формы на обшивку из композитного материала и элементы усиления, причем эту охватываемую контрформу сохраняют по время этапа г) отверждения.
Согласно варианту выполнения охватывающая форма является жесткой, а контрформа является гибкой и, например, выполнена из листа, состоящего, по меньшей мере, из двух частей, постепенно перекрывающих друг друга, что позволяет вводить его в охватывающую форму в свернутом положении и затем прижимать к обшивке в развернутом положении.
В варианте охватывающую форму в соответствии с настоящим изобретением выполняют в виде гибкой охватывающей контрформы, которой придают жесткость в свернутом состоянии при помощи элементов жесткости для этапа наложения волокон. После наложения волокон элементы жесткости удаляют, чтобы произвести ее посадку на жесткую охватываемую форму.
Согласно отличительному признаку способ содержит этап присоединения к обшивке дополнительной детали из композитного материала из одной или нескольких частей, имеющую форму, соответствующую форме продольного отверстия обшивки, для получения полой детали замкнутого поперечного сечения.
В варианте выполнения упомянутую дополнительную деталь соединяют с затвердевшей обшивкой после этапа г) отверждения и, в случае необходимости, после этапа д) извлечения из формы.
В варианте выполнения после этапа в) способ содержит этап позиционирования дополнительной детали в сыром состоянии на уровне продольной щели охватывающей формы, при этом упомянутую дополнительную деталь подвергают отверждению и соединяют с обшивкой во время этапа г) отверждения, чтобы получить замкнутую полую деталь.
Объектом настоящего изобретения является также способ изготовления фюзеляжа самолета, отличающийся тем, что содержит изготовление, по меньшей мере, двух открытых участков фюзеляжа самолета, так как описано выше, и присоединение одной или нескольких дополнительных деталей из композитного материала для формирования замкнутых участков на 360°, при этом упомянутые дополнительные детали образуют верхнюю часть фюзеляжа, при этом упомянутое присоединение дополнительных деталей предпочтительно осуществляют после соединения открытых участков их открытыми концами. Это соединение открытых участков позволяет легко подправлять возможные зазоры между участками и поэтому является более легким в выполнении, чем соединение замкнутых участков.
Объектом настоящего изобретения является также устройство для осуществления описанных выше способов, отличающееся тем, что содержит многошарнирный манипулятор, оборудованный волокноукладочной головкой и предпочтительно смонтированный подвижно, по меньшей мере, на одной линейной направляющей, установленной на полу, охватывающую форму, содержащую, по меньшей мере, один открытый конец и продольную щель, выходящую на упомянутый открытый конец, и средства удержания, выполненные с возможностью удерживать упомянутую охватывающую форму неподвижным образом над упомянутой направляющей с опорой на пол по существу по всей ее длине с одной и другой стороны от упомянутой направляющей таким образом, чтобы упомянутый многошарнирный манипулятор мог перемещаться внутри формы, заходя через ее открытый конец, при этом упомянутые средства удержания образованы, например, двумя подошвами упомянутой формы, установленными на направляющие, закрепленные на полу.
Настоящее изобретение, его другие задачи, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания предпочтительного частного варианта выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - схематичный вид в перспективе устройства для изготовления полых деталей из композитного материала в соответствии с настоящим изобретением, показывающий систему укладки волокон, охватывающую форму, систему наложения контрформы и автоклав.
Фиг.2 - вид сбоку охватывающей формы и системы укладки, показанных на фиг.1, перед введением робота в охватывающую форму.
Фиг.3 - вид спереди охватывающей формы и системы укладки во время наложения волокон на внутреннюю поверхность неподвижной охватывающей формы.
Фиг.4 - вид в перспективе охватывающей формы во время ее позиционирования на системе наложения контрформы.
Фиг.5 - вид сзади системы наложения контрформы, позиционированной внутри охватывающей формы.
Фиг.6 - вид в частичном поперечном разрезе охватывающей формы с обшивкой и усилениями, вставленными между контрформой и охватывающей формой.
На фигурах показаны способ и устройство в соответствии с настоящим изобретением для изготовления участка фюзеляжа из композитного материала, содержащего обшивку и элементы усиления. Разумеется, изобретение можно применять для изготовления любой полой детали из композитного материала, так как описано выше.
Как показано на фиг.1-3, устройство в соответствии с настоящим изобретением содержит систему 1 укладки волокон и охватывающую форму 2, а также автоклавную печь 3 и систему 5 укладки контрформы 4. Охватывающая форма 2 содержит внутреннюю формовочную поверхность 21а, форма которой соответствует форме обшивки изготавливаемого участка. Внутренняя поверхность образована внутренней поверхностью по существу сплошной стенки 21, состоящей из одного или нескольких листов из металла или композитного материала, причем эту стенку снаружи оборудуют продольными 22 и поперечными 23 усилениями для придания жесткости охватывающей форме. В этом примере выполнения охватывающая форма предназначена для изготовления переднего участка фюзеляжа самолета, включая часть, образующую кабину экипажа. Внутренняя формовочная поверхность 21а содержит часть 210а, называемую задней, которая имеет по существу постоянное поперечное сечение в основном цилиндрической формы, причем эта задняя часть начинается от открытого и в основном круглого заднего конца формы и продолжена второй частью 210b, называемой передней, которая имеет непостоянное поперечное сечение, уменьшающееся в направлении переднего конца 25 формы. В этом примере передняя часть 210b имеет форму усеченного конуса с открытым передним концом в основном круглой формы с радиусом, меньшим радиуса открытого заднего конца 24. Например, радиус заднего конца 24 примерно равен 2 м.
Охватывающая форма содержит продольную щель 26, выполненную по всей длине формы от заднего конца 24 до переднего конца 25 для обеспечения позиционирования охватывающей формы над описанной ниже системой 1 укладки волокон.
Система 1 укладки волокон содержит многошарнирный манипулятор 11 типа известного робота с шестью осями, смонтированного подвижно на линейной оси 12, концевой захват 11а которого оборудован волокноукладочной головкой 13. Многошарнирный манипулятор обеспечивает перемещение волокноукладочной головки во всех направлениях. Как известно, волокноукладочная головка содержит ролик 131 наложения, выполненный с возможностью вхождения в контакт с формой для наложения ленты, образованной множеством волокон, пропитанных смолой. Многошарнирный манипулятор закреплен своим основанием 11b на каретке 14, смонтированной с возможностью перемещения на линейной оси 12, при этом упомянутая ось состоит из двух параллельных направляющих 121, 122, закрепленных на полу. Каретка оборудована приводными средствами, например, типа механизированных роликов, управляемых блоком управления, для перемещения волокноукладочной головки вдоль этих направляющих. Предпочтительно волокна хранятся в бобине на шпулярнике (не показан) и доставляются индивидуально до головки наложения по транспортным гибким трубкам, как описано в патентном документе WO2006/092514. Кроме того, для уменьшения натяжения волокон на уровне укладочного ролика между шпулярником и укладочной головкой можно предусмотреть одну или несколько систем ограничения натяжения, описанных в этом документе. Шпулярник установлен на сопровождающей каретке 15, установленной на направляющих 121, 122 и, например, механически соединенной с кареткой 14, на которой находится робот.
Продольная щель 26 формы выполнена на достаточном угловом секторе, чтобы обеспечить позиционирование направляющих между двумя противоположными продольными краями 261, 262 упомянутой продольной щели. Продольная щель выполнена в поперечном направлении на небольшом угловом секторе по сравнению с угловым сектором, на котором расположена внутренняя формовочная поверхность. Таким образом, внутренняя формовочная поверхность расположена в поперечном направлении на угловом секторе более 180°, предпочтительно более 270°, например, порядка 300°, как показано на фигурах.
Охватывающая форма содержит две продольные подошвы 27, расположенные с двух сторон продольной щели, которыми форма опирается на пол с каждой стороны направляющих. Как показано на фигурах, предпочтительно подошвы опираются на направляющие рельсы 28, расположенные с одной и другой стороны от линейной оси 12. В варианте охватывающая форма оборудована своей собственной системой перемещения, при этом каждую подошву монтируют, например, на автономную механизированную каретку, управляемую радиофицированной, лазерной или телевизионной системой направления и позиционирования. Форма опирается на пол по всей своей длине, что обеспечивает устойчивость и жесткость формы во время операций наложения волокон.
Для выполнения обшивки 91 участка фюзеляжа охватывающую форму подводят над направляющими 121, 122 системы укладки волокон путем перемещения охватывающей формы по направляющим рельсам. Затем охватывающую форму закрепляют для операций наложения волокон. Обшивку выполняют путем перемещения волокноукладочной головки при помощи многошарнирного манипулятора 11 и перемещения многошарнирного манипулятора по направляющим 121, 122 вдоль продольной щели охватывающей формы, при этом введение робота в форму производят через открытый задний конец охватывающей формы. После выполнения сырой обшивки охватывающую форму можно переместить в автоклавную печь 3 (фиг.1) для отверждения полимеризацией и/или поперечным сшиванием обшивки под давлением. После этого охватывающую форму извлекают из автоклавной печи и затвердевшую обшивку извлекают из формы. Для этого охватывающую форму выполняют в виде двух симметричных полуформ 20а, 20b, соединенных друг с другом в верхней части при помощи болтов 29. Предпочтительно на поверхности раздела двух полуформ устанавливают прокладку, в частности, для обеспечения герметичности во время описанной ниже операции создания вакуума.
Предпочтительно элементы усиления из композитного материала располагают на внутренней поверхности обшивки для их отверждения в автоклавной печи вместе с обшивкой. В этом примере выполнения на внутреннюю поверхность обшивки по существу по всей ее длине укладывают продольные профили, обычно называемые стрингерами. Как показано на фиг.6, стрингеры 92 имеют поперечное сечение в виде буквы «омега» и установлены на обшивке 91 вместе с сердечником 93, например, из силикона, который затем удаляют после операции отверждения. Разумеется, можно предусмотреть другие не показанные элементы усиления, в частности, например, локальные усиления для переднего шасси, кабины экипажа и боковых иллюминаторов.
Как показано на фиг.4-6, предпочтительно устройство содержит систему 5 наложения контрформы 4 для расположениия контр-формы 4 на стрингеры 92 и внутреннюю поверхность обшивки 91, чтобы обеспечить удержание стрингеров на обшивке во время их соединения путем одновременного отверждения и, прежде всего, чтобы обеспечить состояние чистой внутренней поверхности для конечного участка фюзеляжа.
Контрформу 4 выполняют в виде листа, имеющего форму, соответствующую охватывающей форме с задней частью 4а цилиндрической формы и передней частью 4b в основном в виде усеченного конуса. На своей наружной поверхности контрформа содержит продольные углубления 41, имеющие форму, соответствующую форме стрингеров. Передняя часть 4b контрформы содержит также углубления для захождения стрингеров, не показанные на фигуре из соображений упрощения чертежа. Как показано на фиг.6, контрформа выполнена из листа, состоящего из нескольких частей 40а, 40b с постепенным перекрыванием между двумя смежными частями.
Контрформу располагают на системе 5 наложения, которая содержит набор домкратов 51, смонтированных вдоль продольной опоры 52, закрепленной на полу, для обеспечения развертывания контрформы из свернутого положения в развернутое положение. На своей внутренней поверхности контрформа содержит продольные нервюры 42, которыми контрформа опирается на штоки домкратов.
После выполнения обшивки и установки стрингеров в охватывающей форме охватывающую форму поступательным движением перемещают на контрформу, которая находится в свернутом положении на системе 5 наложения, при этом во время этой посадки продольная щель формы обеспечивает прохождение продольной опоры 52 системы наложения. Затем приводят в действие домкраты для прижатия контрформы к обшивке и стрингерам, затем контрформу соединяют с охватывающей формой при помощи соответствующих средств соединения, расположенных, в частности, на уровне переднего 25 и заднего 24 отверстий охватывающей формы. После этого домкраты ослабляют и охватывающую форму вместе с контрформой снимают с системы 5 наложения путем обратного перемещения поступательным движением.
Перед введением в автоклавную печь 3 предпочтительно внутри охватывающей формы на контрформу накладывают известный вакуумный мешок 61 (см. фиг.6), вставляя между ними дренажный войлок 62 для облегчения создания вакуума.
Фюзеляж самолета выполняют, по меньшей мере, из двух участков. Для выполнения других участков фюзеляжа предусматривают охватывающие формы специальной конфигурации. Для выполнения заднего участка фюзеляжа предусматривают, по меньшей мере, одну специальную охватывающую форму не постоянного сечения, а для выполнения промежуточных участков предусматривают одну или несколько в основном цилиндрических форм постоянного поперечного сечения. После этого открытые участки, полученные при помощи охватывающих форм в соответствии с настоящим изобретением, соединяют друг с другом известным способом, и с этими открытыми участками соединяют дополнительные детали, называемые деталями крыши.
В варианте выполнения каретка 14 или основание 11b многошарнирного манипулятора имеет поперечное I-образное сечение, при этом продольная щель охватывающей формы предназначена для захождения в нее центральной части I, при этом нижняя полка I проходит под охватывающей формой, а верхняя полка проходит внутри охватывающей формы. Ширина щели по существу может быть уменьшена по сравнению с представленным вариантом выполнения. В этом случае линейную ось 12 жестко закрепляют в полу и/или охватывающую форму приподнимают относительно уровня пола.
Настоящее изобретение было описано в связи с частным вариантом выполнения, но, разумеется, оно ни в коем случае им не ограничивается и охватывает все технические эквиваленты описанных средств, а также их комбинации, если они не выходят за рамки изобретения.

Claims (10)

1. Способ изготовления полых деталей из композитного материала, содержащих обшивку и, в случае необходимости, элементы усиления, при этом упомянутый способ отличается тем, что содержит
а) этап, состоящий в том, что внутрь удлиненной охватывающей формы (2) вводят многошарнирный манипулятор (11), оборудованный волокноукладочной головкой (13), при этом упомянутая охватывающая форма выполнена открытой через продольную щель (26), предназначенную для приема опорных средств (12, 14) упомянутого многошарнирного манипулятора,
б) этап наложения волокон на внутреннюю формовочную поверхность (21а) охватывающей формы при помощи волокноукладочной головки для формирования упомянутой обшивки (91) из композитного материала, при этом упомянутый этап наложения осуществляют путем перемещения головки наложения при помощи многошарнирного манипулятора и путем относительного поступательного перемещения упомянутых опорных средств многошарнирного манипулятора вдоль упомянутой продольной щели охватывающей формы.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что опорные средства содержат, по меньшей мере, одну линейную направляющую (121, 122) для опоры и перемещения многошарнирного манипулятора (11), и тем, что этап б) наложения осуществляют на неподвижной охватывающей форме (2) путем перемещения многошарнирного манипулятора вдоль линейной направляющей, заходящей в продольную щель (26) охватывающей формы.
3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что охватывающая форма (2) содержит, по меньшей мере, один открытый конец (24), на который выходит упомянутая продольная щель (26), при этом введение многошарнирного манипулятора (11) на этапе а) производят через упомянутый открытый конец путем относительного поступательного продольного перемещения опорных средств (12, 14) относительно охватывающей формы.
4. Способ по п.3, в частности, для выполнения полых деталей типа участков фюзеляжа самолета, отличающийся тем, что после этапа б) наложения волокон для формирования обшивки из композитного материала выполняют следующие этапы:
в) этап установки элементов (92) усиления из композитного материала в сыром состоянии внутри охватывающей формы (2) на обшивку (91),
г) этап одновременного отверждения обшивки и элементов усиления и
д) этап извлечения из формы полой детали из композитного материала.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что после этапа в) он содержит установку охватываемой контрформы (4) внутри охватывающей формы (2) на обшивку из композитного материала и элементы (92) усиления, причем эту охватываемую контрформу сохраняют во время этапа г) отверждения.
6. Способ по п.4 или 5, отличающийся тем, что содержит этап присоединения к обшивке (91) дополнительной детали из композитного материала из одной или нескольких частей, имеющей форму, соответствующую форме продольного отверстия обшивки, для формирования полой детали замкнутого поперечного сечения.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что упомянутую дополнительную деталь соединяют с затвердевшей обшивкой (91) после этапа г) отверждения.
8. Способ по п.6, отличающийся тем, что после этапа в) он содержит этап позиционирования дополнительной детали в сыром состоянии на уровне продольной щели (26) охватывающей формы, при этом упомянутую дополнительную деталь подвергают отверждению и соединяют с обшивкой (91) во время этапа г) отверждения, чтобы получить замкнутую полую деталь.
9. Способ изготовления фюзеляжа самолета, отличающийся тем, что содержит
- изготовление, по меньшей мере, двух открытых участков фюзеляжа самолета по одному из пп.4-8
- и присоединение одной или нескольких дополнительных деталей из композитного материала для формирования замкнутых участков на 360°, при этом упомянутые дополнительные детали образуют верхнюю часть фюзеляжа.
10. Устройство для осуществления способа по одному из пп.1-9, отличающееся тем, что содержит
- многошарнирный манипулятор (11), оборудованный волокноукладочной головкой (13) и смонтированный подвижно, по меньшей мере, на одной линейной направляющей (121, 122), установленной на полу,
- охватывающую форму (2), содержащую, по меньшей мере, один открытый конец (24) и продольную щель (26), выходящую на упомянутый открытый конец, и
- средства (27, 28) удержания, выполненные с возможностью удерживать упомянутую охватывающую форму неподвижным образом над упомянутой направляющей с опорой на пол, по существу, по всей ее длине с одной и другой сторон от упомянутой направляющей таким образом, чтобы упомянутый многошарнирный манипулятор мог перемещаться внутри формы, заходя через ее открытый конец.
RU2009135029/05A 2007-02-21 2008-02-19 Способ и устройство для изготовления деталей из композитного материала, в частности участков фюзеляжа самолета RU2453435C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0701241 2007-02-21
FR0701241A FR2912680B1 (fr) 2007-02-21 2007-02-21 Procede et dispositif de fabrication de pieces en materiau composite, en particulier de troncons de fuselage d'avion

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009135029A RU2009135029A (ru) 2011-03-27
RU2453435C2 true RU2453435C2 (ru) 2012-06-20

Family

ID=38462467

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009135029/05A RU2453435C2 (ru) 2007-02-21 2008-02-19 Способ и устройство для изготовления деталей из композитного материала, в частности участков фюзеляжа самолета

Country Status (14)

Country Link
US (1) US8057618B2 (ru)
EP (1) EP2125345B1 (ru)
JP (1) JP2010519120A (ru)
KR (1) KR20090128421A (ru)
CN (1) CN101657317B (ru)
AT (1) ATE497441T1 (ru)
BR (1) BRPI0807954A2 (ru)
CA (1) CA2676812A1 (ru)
DE (1) DE602008004823D1 (ru)
ES (1) ES2360158T3 (ru)
FR (1) FR2912680B1 (ru)
PT (1) PT2125345E (ru)
RU (1) RU2453435C2 (ru)
WO (1) WO2008129156A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2574269C1 (ru) * 2014-11-14 2016-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") Способ изготовления деталей из полимерных композиционных материалов

Families Citing this family (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2882681B1 (fr) 2005-03-03 2009-11-20 Coriolis Composites Tete d'application de fibres et machine correspondante
US8240607B2 (en) * 2006-06-28 2012-08-14 Airbus Operations Gmbh Aircraft-fuselage assembly concept
FR2912953B1 (fr) * 2007-02-28 2009-04-17 Coriolis Composites Sa Machine d'application de fibres avec tubes flexibles d'acheminement de fibres
FR2913365B1 (fr) * 2007-03-06 2013-07-26 Coriolis Composites Attn Olivier Bouroullec Tete d'application de fibres avec systemes de coupe de fibres particuliers
FR2913366B1 (fr) * 2007-03-06 2009-05-01 Coriolis Composites Sa Tete d'application de fibres avec systemes de coupe et de blocage de fibres particuliers
US8454870B2 (en) * 2008-12-19 2013-06-04 The Boeing Company Manufacturing one-piece composite sections using outer mold line tooling
US9346221B2 (en) 2008-12-19 2016-05-24 The Boeing Company Composite stiffener positioning and vacuum bag installation
DE102010010686A1 (de) * 2009-03-19 2011-01-05 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Verfahren und Vorrichtung zum klebtechnischen Fügen großflächiger Komponenten im Fahrzeugbau
DE102010010685A1 (de) 2009-03-19 2011-02-03 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur toleranzangepassten Klebstoffapplikation im Fahrzeugbau
FR2943943A1 (fr) * 2009-04-02 2010-10-08 Coriolis Composites Procede et machine pour l'application d'une bande de fibres sur des surfaces convexes et/ou avec aretes
FR2946024B1 (fr) * 2009-05-27 2011-07-22 Airbus France Installation de realisation d'un troncon de fuselage d'aeronef.
DE102009033444A1 (de) * 2009-07-16 2011-01-27 Airbus Operations Gmbh Schalensegment zur Herstellung einer Rumpfzellensektion für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs
FR2948059B1 (fr) * 2009-07-17 2011-08-05 Coriolis Composites Machine d'application de fibres avec rouleau de compactage transparent au rayonnement du systeme de chauffage
FR2948058B1 (fr) * 2009-07-17 2011-07-22 Coriolis Composites Machine d'application de fibres comprenant un rouleau de compactage souple avec systeme de regulation thermique
US8529818B2 (en) * 2009-09-30 2013-09-10 General Electric Company Automated fiber placement in female mold
FR2952579B1 (fr) * 2009-11-17 2013-05-17 Airbus Operations Sas Machine pour le drapage de pieces composites cylindriques
FR2955787B1 (fr) * 2010-02-04 2012-04-20 Duqueine Rhone Alpes Autoclave torique
FR2964592B1 (fr) 2010-09-14 2012-10-05 Airbus Operations Sas Dispositif de depose de fibres sur une surface avec des sections circulaires concaves
US20120073738A1 (en) * 2010-09-29 2012-03-29 The Boeing Company Method and apparatus for laying up barrel-shaped composite structures
GB2484350B (en) * 2010-10-08 2013-06-05 Gkn Aerospace Services Ltd Advanced fibre placement lay-up
DE102011010539A1 (de) * 2011-02-07 2012-08-09 Airbus Operations Gmbh Aufrüstvorrichtung und Verfahren zur Herstellung einer aus einem Faserverbundwerkstoff bestehenden Rumpftonne für ein Luftfahrzeug
FR2972672B1 (fr) 2011-03-18 2013-03-15 Coriolis Composites Attn Olivier Bouroullec Machine d'application de fibres avec systeme de securite
FR2975334B1 (fr) 2011-05-20 2016-04-15 Coriolis Composites Attn Olivier Bouroullec Tete d'application de fibres avec rouleau de compactage segmente
US20140096902A1 (en) * 2012-10-05 2014-04-10 The Boeing Company Method and Apparatus for Fabricating an Ultra-High Molecular Weight Polymer Structure
PL2727693T3 (pl) * 2012-11-05 2015-05-29 Toho Tenax Europe Gmbh Sposób wytwarzania tabletek z włókien
US11565484B2 (en) * 2013-02-08 2023-01-31 Lm Wp Patent Holding A/S System and method for the manufacture of an article
US20140232035A1 (en) 2013-02-19 2014-08-21 Hemant Bheda Reinforced fused-deposition modeling
US8997818B2 (en) 2013-02-27 2015-04-07 Fives Machining Systems, Inc. Device for fabricating a composite structure
FR3034338B1 (fr) 2015-04-01 2017-04-21 Coriolis Composites Tete d'application de fibres avec rouleau d'application particulier
CN106275493A (zh) * 2015-06-05 2017-01-04 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种用于飞机对接部位定位装置
FR3043010B1 (fr) 2015-10-28 2017-10-27 Coriolis Composites Machine d'application de fibres avec systemes de coupe particuliers
FR3048373B1 (fr) 2016-03-07 2018-05-18 Coriolis Group Procede de realisation de preformes avec application d'un liant sur fibre seche et machine correspondante
FR3056438B1 (fr) 2016-09-27 2019-11-01 Coriolis Group Procede de realisation de pieces en materiau composite par impregnation d'une preforme particuliere.
EP3727812B1 (en) * 2017-12-22 2023-09-13 Mubea Carbo Tech GmbH A fiber tape laying system
IT201800020524A1 (it) * 2018-12-20 2020-06-20 Leonardo Spa Dispositivo di saldatura ad induzione elettromagnetica per giuntare materiali compositi e relativo metodo di giunzione
FR3100232B1 (fr) 2019-08-30 2022-01-14 Airbus Ensemble comportant une tour support et au moins deux systemes de support pour des panneaux d’un troncon de fuselage d’un aeronef
EP4000852B1 (en) 2020-11-18 2024-06-05 The Boeing Company Demolding of large composite parts for aircraft
US11724421B2 (en) 2020-11-18 2023-08-15 The Boeing Company Demolding of large composite parts for aircraft
NL2027398B1 (en) * 2021-01-26 2022-08-17 Boeing Co Demolding of large composite parts for aircraft

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4574029A (en) * 1984-04-27 1986-03-04 Ltv Aerospace And Defense Company Apparatus for forming concave tape wrapped composite structures
RU2309209C2 (ru) * 2002-05-23 2007-10-27 Мессье-Бугатти Способ и установка для изготовления кольцевых волокнистых каркасов

Family Cites Families (101)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US494910A (en) 1893-04-04 Brake for baby-carriages
US1100829A (en) 1911-04-07 1914-06-23 Goodrich Co B F Hose construction.
US1164303A (en) 1913-03-21 1915-12-14 Edward S Nicewarner Laminated tube.
US1301354A (en) 1917-07-11 1919-04-22 Cassius M Clay Baird Hose construction.
US3206429A (en) 1961-05-17 1965-09-14 Eastman Kodak Co Antistatic polyethylene compositions containing n,n-diethanol oleamide
US3238084A (en) 1962-07-06 1966-03-01 Union Carbide Corp Device for manufacturing reinforced plastic material
US3300355A (en) 1963-06-20 1967-01-24 William E Adams Method of making irregularly shaped hollow plastic bodies
US3265795A (en) 1964-05-25 1966-08-09 Koppers Co Inc Method of skin molding
DE1922327U (de) 1965-05-05 1965-08-26 Kalle Ag Querschneider fuer papier und folien.
FR1590718A (ru) 1968-10-10 1970-04-20
US3563122A (en) 1969-05-22 1971-02-16 Minnesota Mining & Mfg Tape dispensing apparatus
DE2032283A1 (de) 1969-07-04 1971-03-25 Hawker Siddeley Aviation Ltd , King ston upon Thames, Surrey (Großbritannien) Groß Tragwerk, insbesondere Haupt bauteil eines Flugzeugs
US3662821A (en) 1971-02-01 1972-05-16 Daniel I Saxon Heat transfer roll with separate temperature zones for processing materials
US3713572A (en) 1971-02-03 1973-01-30 Goldsworthy Eng Inc Material feeding system
US3856052A (en) 1972-07-31 1974-12-24 Goodyear Tire & Rubber Hose structure
FR2254428A1 (en) 1973-12-13 1975-07-11 Fiber Science Inc Rotor or aircraft wing structure - has wound wire tubular longitudinal components encloseesed in cladding surface
US4118814A (en) 1975-11-17 1978-10-10 Gerald Herbert Holtom Manufacture of boat hulls and other hollow articles
US4242160A (en) 1979-02-02 1980-12-30 United Technologies Corporation Method of winding a wind turbine blade using a filament reinforced mandrel
US4351688A (en) 1979-12-10 1982-09-28 General Dynamics Corporation Composite tape laying machine
US4735672A (en) 1982-05-27 1988-04-05 Lockheed Corporation Automated fiber lay-up machine
GB2124130B (en) * 1982-07-24 1985-11-27 Rolls Royce Vacuum moulding fibre reinforced resin
US4488466A (en) 1982-09-07 1984-12-18 Seal Tech Corp. Apparatus for cutting sheet material
US4976012A (en) 1982-11-29 1990-12-11 E. I Du Pont De Nemours And Company Method of forming a web
US4461669A (en) 1983-09-30 1984-07-24 The Boeing Company Pivotal mount for laminating head
DE3341564A1 (de) * 1983-11-17 1985-05-30 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Gekruemmtes flaechenbauteil, insbesondere fuer luftfahrzeuge und vorrichtung zu deren herstellung
US4569716A (en) 1984-03-05 1986-02-11 Cincinnati Milacron Inc. Strand laying head
FR2587318B1 (fr) 1985-09-18 1987-10-30 Commissariat Energie Atomique Procede et machine pour la fabrication de pieces creuses de revolution formees de fils s'etendant selon trois directions differentes.
DE3605256C1 (de) * 1986-02-19 1991-03-28 Dornier Gmbh Verfahren zur Herstellung von ebenen oder schalenfoermig gekruemmten Bauteilen aus faserverstaerkten Kunststoffen
US4699031A (en) 1986-02-20 1987-10-13 Ametek, Inc. Method and apparatus for automatically cutting a web of foam material into sheets and for dispensing the cut sheets
EP0241251B1 (en) 1986-04-07 1990-12-05 Hercules Incorporated Filament winding system
DE3614365A1 (de) 1986-04-28 1987-10-29 Messerschmitt Boelkow Blohm Vorrichtung zum ablegen eines vorimpraegnierten faserbandes
JPS63173625A (ja) 1987-01-13 1988-07-18 Nitto Boseki Co Ltd 繊維強化樹脂筒の製造方法
DE3743485A1 (de) 1987-12-22 1989-07-13 Mtu Muenchen Gmbh Verfahren zur herstellung eines raeumlich verwundenen rotorschaufelblattes
JPH01281247A (ja) 1988-05-07 1989-11-13 Shin Nippon Koki Kk テープの自動貼付装置におけるテープの張力制御装置
US4992133A (en) 1988-09-30 1991-02-12 Pda Engineering Apparatus for processing composite materials
US4990213A (en) 1988-11-29 1991-02-05 Northrop Corporation Automated tape laminator head for thermoplastic matrix composite material
US5110395A (en) 1989-12-04 1992-05-05 Cincinnati Milacron Inc. Fiber placement head
US5087187A (en) * 1990-03-09 1992-02-11 United Technologies Corporation Apparatus for molding hollow composite articles having internal reinforcement structures
US5078592A (en) 1990-04-09 1992-01-07 Grimshaw Michael N Heating system for composite tape
CA2057222C (en) 1990-12-19 1998-05-19 Keith G. Shupe Fiber placement delivery system
FR2686080B1 (fr) 1992-01-14 1994-11-10 Aerospatiale Procede de depose au contact a chaud de materiau composite fibre a matrice vitreuse et dispositif pour la mise en óoeuvre du procede.
FR2687389B1 (fr) 1992-02-17 1994-05-06 Aerospatiale Ste Nationale Indle Dispositif et procede pour realiser une piece de structure complexe par depose au contact de fil ou ruban.
GB2268704B (en) 1992-07-16 1996-01-10 British Aerospace Layup preparation for fibre reinforced composites
GB2270672B (en) 1992-09-02 1995-10-25 Ferodo Caernarfon Ltd Fabrication of friction elements
JPH0679797A (ja) * 1992-09-02 1994-03-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複合材製胴体成形方法
FR2705655B1 (fr) 1993-05-26 1995-08-25 Aerospatiale Machine pour le bobinage-déposé au contact simultané d'une pluralité de fils individuels.
US5469686A (en) 1993-09-27 1995-11-28 Rockwell International Corp. Composite structural truss element
WO1995020104A1 (en) 1994-01-20 1995-07-27 Torres Martinez, Manuel Fabrication of aerodynamic profiles
DE4422002C2 (de) 1994-06-23 1999-04-15 Dornier Gmbh Vorrichtung zur maschninellen Ablage von nassimprägnierten endlosen Fasersträngen auf beliebig gekrümmten Flächen oder Flächenabschnitten
US5447586A (en) 1994-07-12 1995-09-05 E. I. Du Pont De Nemours And Company Control of thermoplastic tow placement
GB2292365B (en) 1994-08-15 1996-11-27 Nitta Corp Automatic tool changer
IT1280200B1 (it) 1995-07-14 1998-01-05 Pilosio Spa Procedimento di produzione in continuo di tavole sandwich e relativo impianto
US5700347A (en) 1996-01-11 1997-12-23 The Boeing Company Thermoplastic multi-tape application head
US6073670A (en) 1997-10-31 2000-06-13 Isogrid Composites, Inc. Multiple fiber placement head arrangement for placing fibers into channels of a mold
FR2774325B1 (fr) 1998-02-05 2000-03-17 Alexandre Hamlyn Procede de fabrication de corps flottants et embarcations nautiques mandrins et appareils pour cette fabrication
US6026883A (en) 1998-04-30 2000-02-22 Alliant Techsystems, Inc. Self-contained apparatus for fiber element placement
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
FR2784930B1 (fr) 1998-10-23 2007-09-28 Vetrotex France Sa Corps de revolution creux en materiau composite et son procede de fabrication
FR2785623B1 (fr) 1998-11-10 2001-01-26 Aerospatiale Procede et dispositif de depose au contact de fils de fibres pre-impregnees notamment pour la realisation de structures complexes en materiau composite polymerise par ionisation
US6256889B1 (en) 1998-12-23 2001-07-10 Michigan Tool Design Auto glass replacement tool
US6251185B1 (en) 1999-04-02 2001-06-26 Molded Fiber Glass Companies System for delivering chopped fiberglass strands to a preform screen
US6889937B2 (en) 1999-11-18 2005-05-10 Rocky Mountain Composites, Inc. Single piece co-cure composite wing
US6451152B1 (en) 2000-05-24 2002-09-17 The Boeing Company Method for heating and controlling temperature of composite material during automated placement
DE10037773C1 (de) 2000-08-03 2002-08-22 Hennecke Gmbh Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen von mit Langfasern verstärkten Kunststoff-Formteilen
EP1199161A1 (en) 2000-10-20 2002-04-24 SOLVAY POLYOLEFINS EUROPE - BELGIUM (Société Anonyme) Polyethylene pipe
US6527533B2 (en) 2000-12-29 2003-03-04 Ford Global Technologies, Inc. Processing systems for automated manufacture of preforms
WO2002070232A1 (en) 2001-03-02 2002-09-12 Toyota Motor Sales, Usa, Inc. Filament winding apparatus and methods of winding filament
US6772663B2 (en) 2001-04-20 2004-08-10 Tamarack Products, Inc. Apparatus and method for rotary pressure cutting
FR2831479B1 (fr) 2001-10-26 2004-01-02 Coriolis Composites Procede de fabrication de profils presentant un etat de surface specifique en resines synthetiques renforcees par des fibres et machine pour mettre en oeuvre le procede
US6755103B2 (en) 2002-02-08 2004-06-29 Wilson Tool International, Inc. Ball-lock insert assemblies
ES2212878B1 (es) 2002-03-05 2005-07-16 Manuel Torres Martinez Cabezal multiaplicador de tiras de fibra.
US6729576B2 (en) * 2002-08-13 2004-05-04 Sikorsky Aircraft Corporation Composite tail cone assembly
US8336596B2 (en) 2002-11-22 2012-12-25 The Boeing Company Composite lamination using array of parallel material dispensing heads
US7093638B2 (en) 2003-04-21 2006-08-22 Lignum Vitae Limited Apparatus and method for manufacture and use of composite fiber components
JP2005007252A (ja) 2003-06-17 2005-01-13 Tatsumi Nakazawa 塗布装置
US7080441B2 (en) * 2003-07-28 2006-07-25 The Boeing Company Composite fuselage machine and method of automated composite lay up
US7048024B2 (en) * 2003-08-22 2006-05-23 The Boeing Company Unidirectional, multi-head fiber placement
US7083698B2 (en) * 2003-08-22 2006-08-01 The Boeing Company Automated composite lay-up to an internal fuselage mandrel
US7293590B2 (en) 2003-09-22 2007-11-13 Adc Acquisition Company Multiple tape laying apparatus and method
FR2865156B1 (fr) 2004-01-19 2006-11-10 Dcmp Dispositif de depose de nappe ou de fils dans un moule pour la fabrication de pieces en materiaux composites
US8003034B2 (en) 2004-04-21 2011-08-23 Ingersoll Machine Tools, Inc. Forming a composite structure by filament placement on a tool surface of a tablet
JP2005329593A (ja) 2004-05-19 2005-12-02 Fuji Heavy Ind Ltd 自動積層装置
US20060118244A1 (en) 2004-12-02 2006-06-08 The Boeing Company Device for laying tape materials for aerospace applications
US7472736B2 (en) * 2005-02-14 2009-01-06 The Boeing Company Modular head lamination device and method
FR2882681B1 (fr) 2005-03-03 2009-11-20 Coriolis Composites Tete d'application de fibres et machine correspondante
US7410352B2 (en) * 2005-04-13 2008-08-12 The Boeing Company Multi-ring system for fuselage barrel formation
ATE453503T1 (de) * 2005-08-25 2010-01-15 Ingersoll Machine Tools Inc Kompakte faserauflegevorrichtung
US7810539B2 (en) 2005-08-25 2010-10-12 Ingersoll Machine Tools, Inc. Compaction roller for a fiber placement machine
US20070044896A1 (en) 2005-08-25 2007-03-01 Ingersoll Machine Tools, Inc. Auto-splice apparatus and method for a fiber placement machine
US20080093026A1 (en) 2006-10-24 2008-04-24 Niko Naumann Device for pressing a tape
US7735779B2 (en) * 2006-11-02 2010-06-15 The Boeing Company Optimized fuselage structure
US7993124B2 (en) 2006-12-28 2011-08-09 The Boeing Company Heating apparatus for a composite laminator and method
DE102007009124B4 (de) 2007-02-24 2011-11-03 Evonik Degussa Gmbh Induktionsgestützte Fertigungsverfahren
FR2912953B1 (fr) 2007-02-28 2009-04-17 Coriolis Composites Sa Machine d'application de fibres avec tubes flexibles d'acheminement de fibres
FR2913366B1 (fr) 2007-03-06 2009-05-01 Coriolis Composites Sa Tete d'application de fibres avec systemes de coupe et de blocage de fibres particuliers
FR2913365B1 (fr) 2007-03-06 2013-07-26 Coriolis Composites Attn Olivier Bouroullec Tete d'application de fibres avec systemes de coupe de fibres particuliers
FR2915925B1 (fr) 2007-05-10 2013-02-22 Coriolis Composites Attn Olivier Bouroullec Machine d'application de fibres avec systeme de changement d'outils
FR2937582B1 (fr) 2008-10-28 2010-12-17 Coriolis Composites Machine d'application de fibres avec tubes flexibles d'acheminement de fibres places dans une gaine froide
FR2943943A1 (fr) 2009-04-02 2010-10-08 Coriolis Composites Procede et machine pour l'application d'une bande de fibres sur des surfaces convexes et/ou avec aretes
FR2948059B1 (fr) 2009-07-17 2011-08-05 Coriolis Composites Machine d'application de fibres avec rouleau de compactage transparent au rayonnement du systeme de chauffage
FR2948058B1 (fr) 2009-07-17 2011-07-22 Coriolis Composites Machine d'application de fibres comprenant un rouleau de compactage souple avec systeme de regulation thermique

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4574029A (en) * 1984-04-27 1986-03-04 Ltv Aerospace And Defense Company Apparatus for forming concave tape wrapped composite structures
RU2309209C2 (ru) * 2002-05-23 2007-10-27 Мессье-Бугатти Способ и установка для изготовления кольцевых волокнистых каркасов

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2574269C1 (ru) * 2014-11-14 2016-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") Способ изготовления деталей из полимерных композиционных материалов

Also Published As

Publication number Publication date
FR2912680A1 (fr) 2008-08-22
WO2008129156A1 (fr) 2008-10-30
EP2125345B1 (fr) 2011-02-02
JP2010519120A (ja) 2010-06-03
ATE497441T1 (de) 2011-02-15
US20080196825A1 (en) 2008-08-21
US8057618B2 (en) 2011-11-15
CN101657317A (zh) 2010-02-24
PT2125345E (pt) 2011-05-09
EP2125345A1 (fr) 2009-12-02
KR20090128421A (ko) 2009-12-15
CA2676812A1 (fr) 2008-10-30
ES2360158T3 (es) 2011-06-01
DE602008004823D1 (de) 2011-03-17
BRPI0807954A2 (pt) 2014-06-10
FR2912680B1 (fr) 2009-04-24
CN101657317B (zh) 2012-10-10
RU2009135029A (ru) 2011-03-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2453435C2 (ru) Способ и устройство для изготовления деталей из композитного материала, в частности участков фюзеляжа самолета
US8168023B2 (en) Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
US8173055B2 (en) Multi-ring system for fuselage barrel formation
US20160129647A1 (en) Method and device for the production of tubular structural components
US9975299B2 (en) Tool and method for the manufacture of composite structures
US4633632A (en) Structural component having a curved wall and apparatus for making such structural component
JP6120086B2 (ja) マルチボックス翼スパーおよび外板
US8287790B2 (en) Method for manufacturing beams of fiber-reinforced composite material
US10668671B2 (en) Apparatus and method for draping knitted fiber fabrics for curved profiled structural parts of fiber composite material
US10549492B2 (en) Method for manufacturing carbon fiber panels stiffened with omega stringers
EP2886311A1 (en) Three-dimensional reuseable curing caul for use in curing integrated composite components and methods of making the same
US10549490B2 (en) Method for manufacturing a stiffened panel made from composite material
EP3165448B1 (en) Method for manufacturing an aperture surrounding frame for an aircraft fuselage, and frame
KR102150731B1 (ko) 동체 맨드릴 인서트와 이를 이용한 복합재 구조물의 제조방법
CN106142594B (zh) 用于生产增强结构的设备和方法
US11724422B2 (en) Operator-assisted system and method for preparing a bladder for use in composite stringer manufacturing
EP2556946B1 (de) Vorrichtung zur urformtechnischen Herstellung eines integralen Strukturbauteils aus einem mit Stringern verstärkten Faserverbundwerkstoff
RU2412053C1 (ru) Способ изготовления балки пола планера самолета сетчатой структуры из полимерных композиционных материалов

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160220