RU2670864C2 - Способ изготовления полых усиливающих конструкций, пересекающих друг друга - Google Patents

Способ изготовления полых усиливающих конструкций, пересекающих друг друга Download PDF

Info

Publication number
RU2670864C2
RU2670864C2 RU2016118642A RU2016118642A RU2670864C2 RU 2670864 C2 RU2670864 C2 RU 2670864C2 RU 2016118642 A RU2016118642 A RU 2016118642A RU 2016118642 A RU2016118642 A RU 2016118642A RU 2670864 C2 RU2670864 C2 RU 2670864C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
structures
hollow
mandrel
panel
aircraft
Prior art date
Application number
RU2016118642A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2670864C9 (ru
RU2016118642A3 (ru
RU2016118642A (ru
Inventor
Лука БОТТЕРО
Массимо ГРЕГОРИ
Original Assignee
Алениа Аэрмакки С.п.А.
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 Алениа Аэрмакки С.п.А. filed Critical Алениа Аэрмакки С.п.А.
Publication of RU2016118642A publication Critical patent/RU2016118642A/ru
Publication of RU2016118642A3 publication Critical patent/RU2016118642A3/ru
Publication of RU2670864C2 publication Critical patent/RU2670864C2/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2670864C9 publication Critical patent/RU2670864C9/ru

Links

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
    • B29C33/52—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles soluble or fusible
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C35/00—Heating, cooling or curing, e.g. crosslinking or vulcanising; Apparatus therefor
    • B29C35/16—Cooling
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—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
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • 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
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/545—Perforating, cutting or machining during or after moulding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/001—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings
    • B29D99/0014—Producing wall or panel-like structures, e.g. for hulls, fuselages, or buildings provided with ridges or ribs, e.g. joined ribs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/061—Frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2105/00—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
    • B29K2105/06—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts
    • B29K2105/08—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts of continuous length, e.g. cords, rovings, mats, fabrics, strands or yarns
    • B29K2105/0872—Prepregs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2307/00—Use of elements other than metals as reinforcement
    • B29K2307/04—Carbon
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Civil Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Robotics (AREA)
  • Oral & Maxillofacial Surgery (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Superconductors And Manufacturing Methods Therefor (AREA)
  • Electrical Discharge Machining, Electrochemical Machining, And Combined Machining (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к способу изготовления множества полых усиливающих конструкций (3) для панелей (Р) или авиационных конструкций и к панели, изготовленной способом по изобретению. Способ включает следующие последовательные операции: (а) установку по меньшей мере одной оправки (2) на поверхности панели (Р) в соответствии с каждой изготавливаемой полой конструкцией (3); (б) нанесение по меньшей мере одного слоя (4) композиционного материала на верхнюю часть каждой оправки (2); (в) полимеризацию панели (Р), на которую нанесен по меньшей мере один слой (4) композиционного материала; и (г) удаление оправки (2) из полых конструкций (3). По меньшей мере две полые усиливающие конструкции (3) пересекают друг друга и для всех полых усиливающих конструкций (3) выполняют одну операцию (в) полимеризации. Одна или более оправок выполнены водорастворимыми. Технический результат, достигаемый при использовании группы изобретений, заключается в обеспечении изготовления полых усиливающих или придающих жесткость конструкций, не параллельных друг другу, например, пересекающих друг друга. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Изобретение относится к способу изготовления усиливающих конструкций, например, предназначенных для придания жесткости панели или конструкции предпочтительно в области авиастроения. Усиливающие конструкции согласно изобретению выполнены из композиционного материала и являются полыми. Они особенно подходят для панелей или авиационных конструкций, выполненных тоже из композиционных материалов. Способ согласно изобретению позволяет изготавливать пересекающиеся конструкции, чтобы получить требуемую жесткость панели или авиационной конструкции.
Панели или конструкции в авиастроении должны быть конструктивно эффективными. Необходимость уменьшения веса панелей или авиационных конструкций и при этом достижения их высоких механических характеристик привела к разработке и использованию материалов и конфигураций, которые все больше и больше оптимизируются.
Известны слоистые панели, содержащие два тонких наружных листа из композиционного материала, разделенных внутренним слоем из легкого материала, такого как сотовые структуры, вспененные материалы и т.д.
Авиационные конструкции в типичном случае могут представлять собой сборку из оболочек или слоистых структур, выполненных из композиционного материала. Использование композиционных материалов для изготовления панелей позволяет получить хорошие рабочие характеристики, в особенности способность выдерживать нагрузки, которым подвергаются панели.
Известны также панели или конструкции из композиционного материала, не имеющие промежуточного слоя из легкого материала. Необходимую жесткость для этих панелей или авиационных конструкций получают путем локальных и дискретных усилений. Эти усиления образованы композиционным материалом, состоящим из поверхностных слоев и элементов жесткости, полученных путем полимеризации, в частности, путем совместного отверждения или одновременной полимеризации, которым подвергают композиционный материал всех компонентов, являющихся частью панели или конструкции. При этом внимание конструкторов было обращено на то, что в имеющейся технологии изготовления этих усилений существуют некоторые жесткие ограничения. Усиления обычно выполнялись в одном направлении, а именно в продольном или поперечном направлении, например, относительно плоскости, определяемой панелью или авиационной конструкцией.
Известны усиления, образованные полыми конструкциями из композиционного материала.
Для изготовления этих полых конструкций используют оправки для наложения слоев. Оправки устанавливают на панели или конструкции так, чтобы покрыть их слоями, обычно выполненными из углерода, которые определяют жесткость панели или конструкции. После операции полимеризации, выполняемой для придания жесткости полой конструкции, оправку нужно удалить.
В способах изготовления полых усиливающих конструкций эти полые конструкции обычно изготавливают в направлениях, параллельных друг другу.
Усиливающие или придающие жесткость конструкции, пересекающие друг друга, могут быть изготовлены способом, в котором на первой операции изготавливают полые конструкции, расположенные в одном направлении, и затем их отверждают или полимеризируют. После первой операции изготавливают полые конструкции, расположенные в направлении, перпендикулярном к первому направлению, и выполняют вторую операцию полимеризации, во время которой они отверждаются, придавая жесткость новым полым конструкциям.
Указанный известный способ едва ли может быть автоматизирован вследствие невозможности одновременного изготовления полых усиливающих или придающих жесткость конструкций в направлениях, отличающихся одно от другого, в частности в сходящихся и/или пересекающихся направлениях.
Эти полые конструкции могут иметь разную форму поперечного сечения, зависящую от формы оправки.
Форма самой оправки может увеличивать или уменьшать возможность изготовления полых усиливающих или придающих жесткость конструкций, пересекающихся друг с другом. Хорошо известно, что изготовление пересекающихся полых усиливающих или придающих жесткость конструкций с трапецеидальным или «Ω»-образным поперечным сечением является очень сложным, поскольку оно требует дополнительных производственных трудозатрат, например, для нанесения слоев на места пересечения. Производственные трудозатраты увеличивают стоимость изготовления.
Еще одна техническая проблема, свойственная известным техническим решениям, касается удаления, например извлечения, оправки после изготовления полой конструкции, в частности после полимеризации. Наличие полых усиливающих или придающих жесткость конструкций, изготовленных после того, как изготовлены другие полые конструкции, например усиливающие или придающие жесткость конструкции, усложняет извлечение оправки после полимеризации.
Целью изобретения является решение указанных выше проблем путем создания нового способа изготовления полых усиливающих или придающих жесткость конструкций, непараллельных друг другу, например пересекающих друг друга.
Один аспект изобретения относится к способу изготовления полых усиливающих или придающих жесткость конструкций, признаки которого указаны в п. 1 формулы изобретения.
Дополнительные признаки изложены в зависимых пунктах формулы изобретения.
Другой аспект изобретения относится к панели по п. 8, на которой изготовлены полые усиливающие конструкции.
Особенности и преимущества способа изготовления полых усиливающих или придающих жесткость конструкций будут более понятны из приведенного ниже подробного описания, сопровождаемого чертежами, на которых:
Фиг. 1А и 1В изображают панель авиационной конструкции, на которой могут быть изготовлены полые усиливающие конструкции, причем фиг. 1А изображает вариант выполнения панели, не плоской, а изогнутой, без усиливающих конструкций, а фиг. 1В изображает ту же панель с усиливающими конструкциями, расположенными, в качестве примера, перпендикулярно друг к другу.
Фиг. 2 изображает место пересечения двух полых усиливающих конструкций согласно фиг. 1В, расположенных перпендикулярно друг к другу.
Фиг. 3А и 3B изображают поперечный разрез панели, содержащей полые усиливающие конструкции, причем фиг. 3А изображает полую усиливающую конструкцию, а фиг. 3B изображает место пересечения двух полых усиливающих конструкций.
Фиг. 4 изображает вариант выполнения оправки, используемой в способе согласно изобретению.
Фиг. 5А и 5В изображают вид сверху различных вариантов выполнения панелей, например плоских панелей, в которых усиливающие конструкции пересекают друг друга под разными углами.
Способ изготовления множества полых усиливающих конструкций 3 для панелей «Р» или авиационных конструкций включает следующие, предпочтительно последовательные, операции:
(а) установку по меньшей мере одной оправки 2 на поверхности панели «Р» в соответствии с каждой изготавливаемой полой конструкцией 3;
(б) нанесение по меньшей мере одного слоя 4 композиционного материала на верхнюю часть каждой оправки 2;
(в) полимеризацию панели «Р», на которую нанесен указанный по меньшей мере один слой 4 композиционного материала;
(г) удаление указанной по меньшей мере одной оправки 2 из полых конструкций 3.
Расположение и/или форма оправки 2 таковы, что по меньшей мере две из полых усиливающих конструкций 3 не параллельны друг другу, а, например, сходятся, предпочтительно пересекаются.
Под термином панель «Р» понимается конструкция или авиационная конструкция, например обшивка, расположенная под полыми конструкциями 3 согласно изобретению. Панель «Р» является элементом, на котором изготавливают полые конструкции 3 согласно изобретению. На фиг. 1А показан пример выполнения панели «Р».
Пересечение по меньшей мере двух полых усиливающих конструкций 3 определяет место 31 пересечения.
В иллюстративном и не ограничивающем объем изобретения варианте выполнения по меньшей мере две полые усиливающие конструкции 3 пересекаются перпендикулярно друг к другу, как показано в качестве примера на фиг. 1В.
Фиг. 5А и 5В показывают равноценные варианты выполнения усиливающих конструкций 3, где две конструкции 3 или большее число конструкций 3 пересекаются в месте 31 пересечения не под прямыми углами. При этом они имеют разные углы пересечения. Выбор углов пересечения двух или нескольких полых конструкций 3 зависит от того, какое усиление или какая жесткость требуется для конкретной панели «Р» или авиационной конструкции.
Панель «Р» или авиационная конструкция обычно имеет наружную поверхность, которая по существу видна, когда панель или авиационная конструкция находится, например, на летательном аппарате или на его части, и внутреннюю поверхность, которая не видна, когда панель или авиационная конструкция находится, например, на летательном аппарате или на его части. Панель «Р» может иметь множество полых усиливающих конструкций 3 согласно изобретению.
Панель «Р» или авиационная конструкция может быть плоской, как показано на фиг. 5А и 5В, или изогнутой, как показано на фиг. 1А и 1В.
Способ изготовления полых конструкций 3, пересекающих друг друга, на панели «Р», согласно изобретению, включает одну операцию (б) полимеризации этой панели «Р», в ходе которой происходит полимеризация всех полых усиливающих или придающих жесткость конструкций 3, предпочтительно всех полых конструкций 3, расположенных на каждой панели «Р» или авиационной конструкции.
Полые конструкции 3 на панели «Р» можно изготовить с помощью множества оправок 2, расположенных так, чтобы получить полые конструкции 3, пересекающие друг друга. В другом варианте выполнения полые конструкции 3 на панели «Р» можно изготовить с помощью одной оправки 2, форма которой позволяет получить по меньшей мере две полые конструкции 3, пересекающие друг друга. В последнем варианте выполнения оправка 2 имеет такую форму, что образуются по меньшей мере две полые конструкции 3, например, все полые конструкции 3, которые нужно изготовить на панели «Р» или на авиационной конструкции, например на одной панели «Р» или авиационной конструкции. На фиг. 1В показана панель, на которой изготовлены пересекающиеся полые усиливающие конструкции 3, а именно, три полые конструкции, расположенные горизонтально, и три полые конструкции, расположенные вертикально, перпендикулярно к трем горизонтальным полым конструкциям. Полые конструкции 3, показанные, например, на фиг. 1В, 5А и 5В, могут быть изготовлены с помощью множества оправок 2 или с помощью одной оправки 2.
Оправка 2 определяет форму поперечного сечения полой конструкции 3.
Поперечное сечение полых конструкций 3 определяет отверстие 30.
Поперечное сечение оправки 2 позволяет изготовить полую конструкцию 3 с отверстием 30 требуемой формы.
В одном варианте выполнения, не ограничивающем объем изобретения, поперечное сечение полой конструкции 3 определяет отверстие трапецеидальной формы. Для изготовления полых конструкций 3 с трапецеидальным отверстием 30 используют оправку 2, поперечное сечение которой тоже имеет по существу трапецеидальную форму.
В общем, форма сечения полой конструкции 3, определяющего отверстие 30, зависит от формы используемой оправки. Можно использовать оправки 2 с круглым или многоугольным сечением.
Если рассматривать операции способа изготовления полой конструкции 3 более подробно, то операция (а) установки по меньшей мере одной оправки 2 на поверхности панели «Р» точно заключается в установке одной оправки или большего числа оправок 2 на поверхности панели «Р».
Оправки 2 устанавливают предпочтительно на поверхности внутренней стороны панели «Р» или авиационной конструкции.
Количество используемых оправок 2 зависит от количества и формы полых конструкций 3, которые нужно изготовить. Например, в случае малоразмерных панелей «Р» или авиационных конструкций, если необходимо иметь малое количество мест 31 пересечений, то можно использовать одну единственную оправку 2.
Указанную по меньшей мере одну оправку 2 размещают на панели «Р» в месте, где нужно изготовить полые конструкции 3, имеющие отверстие 30. В частности, указанную по меньшей мере одну оправку 2 размещают в местах, где требуется конструктивное усиление панели «Р» или авиационной конструкции.
После размещения по меньшей мере одной оправки 2 в местах, в которых нужно изготовить полую конструкцию 3, можно перейти к следующей операции (б) нанесения по меньшей мере одного слоя 4 композиционного материала на верхнюю часть каждой оправки 2.
Слой композиционного материала накладывают на верхнюю часть оправки 2, также в контакте с панелью «Р», таким образом, чтобы получить по возможности линейную поверхность.
Нанесение композиционного материала продолжают до тех пор, пока не будет получена требуемая толщина и/или не будут покрыты все оправки 2, используемые для изготовления полых конструкций 3.
В данном описании под термином «линейная поверхность» понимается поверхность, которая не имеет нежелательных складок. Она может быть даже изогнутой.
В результате нанесения композиционного материала получают панель, содержащую регулируемые оправки, определяющие ее геометрическую форму.
После наложения по меньшей мере одного слоя 4 композиционного материала для покрывания указанной по меньшей мере одной оправки 2 и панели «Р» в местах, в которых требуется усиление панели, можно перейти к следующей операции (в) полимеризации панели «Р».
Полимеризация происходит в результате процесса отверждения, например при нагревании панели «Р», на которую нанесен по меньшей мере один слой 4 композиционного материала.
Более предпочтительно, если операцию (в) полимеризации выполняют путем совместного отверждения, предпочтительно в автоклаве.
Панель «Р» или авиационную конструкцию предпочтительно полимеризуют путем выполнения специального термобарического цикла матрицы используемого композиционного материала. Термобарический цикл предпочтительно выполняют с помощью автоклава так, что указанный по меньшей мере один слой 4 композиционного материала полностью прикрепляется к панели «Р» с приданием ей жесткости.
При необходимости во время указанной операции (в) до того, как при нагревании слой 4 композиционного материала затвердеет, оправку 2 можно расширить, чтобы увеличить отверстие 30 полой конструкции 3, но при сохранении размеров, указанных в технологической спецификации. Возможность расширения оправки 2 ограничивается затвердеванием слоев 4 композиционного материала, определяющим таким образом размеры отверстий 30 полых конструкций 3.
После операции (в) полимеризации целесообразно выполнить промежуточную операцию охлаждения, вызывающую сжатие оправки 2.
В конце операции (в) полимеризации можно перейти к операции (г) удаления указанной по меньшей мере одной оправки 2 из полых конструкций 3.
Как правило, в способе согласно изобретению используют растворимые в воде оправки 2. Эти водорастворимые оправки обладают свойством не претерпевать конструктивных изменений при полимеризации. Они выполнены, например, из инертного материала, предпочтительно из порошкового материала с водорастворимым связующим.
Независимо от указанных технических особенностей, использование по меньшей мере одной оправки 2 из водорастворимого материала облегчает осуществление способа изготовления полых конструкций, например, пересекающих друг друга, благодаря тому, что используется одна операция (в) полимеризации, предпочтительно для всех полых конструкций 3, пересекающих одна другую.
В предпочтительном варианте выполнения способа до операции (г) удаления оправки 2 предусмотрена дополнительная операция (г0) перфорирования полой усиливающей конструкции 3. На этой дополнительной операции (г0) можно выполнить отверстие, которое позволяет удалить или извлечь оправку 2 в случае отсутствия выпускного отверстия.
Благодаря использованию водорастворимых оправок 2 можно изготавливать отверстия с диаметром, который значительно меньше исходного диаметра оправки 2. Через эти отверстия в полой конструкции 3 можно удалить растворенную оправку, например, вылить ее и/или вытрясти в подходящие контейнеры для хранения.
После операции (г) удаления выполняют дополнительную операцию зачистки панели «Р» или авиационной конструкции. После зачистки панель снабжают прокладками, чтобы ее или авиационную конструкцию можно было установить, например, на летательном аппарате.
Предлагаемый способ изготовления полых усиливающих конструкций 3 является стабильным для выполнения и, кроме того, очень простым, так как он не требует использования дополнительных устройств, в отличие от способа, применяемого в уровне техники.
Предлагаемый способ изготовления полых усиливающих конструкций 3, пересекающих друг друга, может быть реализован для любого типа панели «Р» или авиационной конструкции с любой формой, как с плоской, так и с изогнутой формой, например, имеющей изгибы или седловины.
Кроме того, предлагаемый способ позволяет изготовителям снизить производственные затраты, так как все полые конструкции изготавливают за одну операцию, так что сокращает число операций нанесения композиционного материала и полимеризации и исключает очистку полой конструкции 3 и удаление оправки.
Более подробно, способ согласно изобретению позволяет изготавливать все полые усиливающие конструкции 3 панели «Р», выполняя одну единственную операцию (б) нанесения и одну единственную операцию (в) полимеризации.
Способ согласно изобретению может выполняться автоматически с помощью автоматических систем, например систем, используемых для установки по меньшей одной оправки 2 на панели «Р», и автоматических систем нанесения и наложения слоев 4 композиционных материалов.
Данный способ может быть автоматизирован в значительной степени благодаря возможности изготавливать полые конструкции 3, пересекающие друг друга, посредством одной технологической операции, в частности, посредством одной операции (в) полимеризации. Способ согласно изобретению обеспечивает возможность изготовления всех полых конструкций 3, которые нужно изготовить на панели «Р» или авиационной конструкции, за один технологический переход без повторения операций способа.
Способ автоматизируют, например, с помощью установки для автоматической выкладки волокна (AFP), используемой для размещения композиционных материалов на пресс-форме для послойного формования. На указанную пресс-форму устанавливают одну или несколько оправок 2, предпочтительно водорастворимых. Эти оправки 2 являются специализированными, так как их геометрическая форма и консистенция позволяют наносить на них слои 4 композиционного материала автоматизированно. Автоматизированное нанесение слоев 4 продолжают до достижения заданной толщины и/или до тех пор, пока не будут покрыты все оправки.
По окончании процесса нанесения слоев получают панель, содержащую регулируемые оправки, определяющие ее геометрическую форму, и готовую для обработки за один цикл в автоклаве.
После одновременной полимеризации всех полых конструкций 3, имеющихся на панели «Р» или авиационной конструкции, панель перфорируют механическим инструментом и удаляют оправки. Удаление оправок 2 предпочтительно выполняют путем их растворения.
Панель «Р» или авиационную конструкцию зачищают должным образом и снабжают прокладками, чтобы ее можно было установить, например, на летательном аппарате.
Использование водорастворимых оправок 2 для изготовления полых конструкций 3 позволяет изготавливать оправки 2 с требуемыми формами. Известные оправки, используемые для изготовления пересекающихся полых конструкций 3, трудно удалить из полых конструкций.
Способ согласно изобретению особенно подходит для изготовления полых усиливающих конструкций для панелей летательных аппаратов.
Эта встроенная усиливающая геометрия также может использоваться в панелях для гондол или панелях для летательного аппарата, требующих придания жесткости.
Способ согласно изобретению дает конструкторам возможность изготавливать усиленные панели особенно эффективным образом. Ожидается, что описанная в данном документе конфигурация сможет удовлетворить потребности авиастроения.
Перечень цифровых позиций
Ρ панель
2 оправка
3 полая конструкция
30 отверстие
31 место пересечения
4 слой композиционного материала

Claims (20)

1. Способ изготовления множества полых усиливающих конструкций (3) для авиационных конструкций, в которых по меньшей мере две из указанных полых усиливающих конструкций (3) пересекают друг друга, включающий следующие операции:
(а) установку одной или более оправок (2) на поверхности авиационной конструкции в соответствии с каждой изготавливаемой полой конструкцией (3);
(б) нанесение по меньшей мере одного слоя (4) композиционного материала на верхнюю часть каждой оправки (2);
(в) полимеризацию указанной авиационной конструкции, на которую наложен указанный по меньшей мере один слой (4) композиционного материала, причем выполняют одну операцию полимеризации для всех полых усиливающих конструкций (3);
(г) удаление указанной одной или более оправок (2) из полых конструкций (3),
отличающийся тем, что
указанную установку указанной одной или более оправок (2) выполняют так, что обеспечивают наличие единственной оправки (2), форма которой позволяет изготавливать полые конструкции (3), пересекающие друг друга,
указанное удаление указанной одной или более оправок (2) из полых конструкций (3) выполняют путем их растворения, при этом указанная одна или более оправок (2) являются водорастворимыми.
2. Способ по п. 1, в котором до операции (г) удаления оправки (2) выполняют операцию (г0) перфорирования полой усиливающей конструкции (3).
3. Способ по п. 1, в котором выполняют одну операцию (б) нанесения слоя.
4. Способ по п. 1, который выполняют автоматически с помощью автоматических систем.
5. Способ по п. 1, в котором операцию полимеризации выполняют посредством процесса совместного отверждения в автоклаве.
6. Способ по п. 1, в котором полые конструкции (3) имеют поперечное сечение, определяющее отверстие (30), форма которого зависит от формы используемой оправки (2).
7. Способ по п. 2, в котором после операции (в) полимеризации выполняют следующую промежуточную операцию охлаждения, вызывающую сжатие оправки (2).
8. Способ по п. 1, в котором указанная авиационная конструкция представляет собой панель (Р).
9. Способ по п. 2, в котором операцию (г0) выполняют с обеспечением изготовления отверстий, диаметр которых значительно меньше исходного диаметра оправки (2).
10. Авиационная конструкция, имеющая
наружную поверхность, которую видно, когда авиационная конструкция установлена, например, на летательном аппарате, и
внутреннюю поверхность, которую не видно, когда авиационная конструкция установлена, например, на летательном аппарате, причем авиационная конструкция связана с множеством полых усиливающих конструкций (3), изготовленных в соответствии со способом по пп. 1-9.
11. Авиационная конструкция по п. 10, представляющая собой панель (Р).
RU2016118642A 2013-10-29 2014-10-23 Способ изготовления полых усиливающих конструкций, пересекающих друг друга RU2670864C9 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ITTO2013A000871 2013-10-29
IT000871A ITTO20130871A1 (it) 2013-10-29 2013-10-29 Metodo per la realizzazione di strutture cave di rinforzo intersecanti fra loro.
PCT/IB2014/065563 WO2015063657A1 (en) 2013-10-29 2014-10-23 Method for manufacturing hollow reinforcement structures intersecting one another

Publications (4)

Publication Number Publication Date
RU2016118642A RU2016118642A (ru) 2017-12-01
RU2016118642A3 RU2016118642A3 (ru) 2018-04-25
RU2670864C2 true RU2670864C2 (ru) 2018-10-25
RU2670864C9 RU2670864C9 (ru) 2018-12-04

Family

ID=49780254

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016118642A RU2670864C9 (ru) 2013-10-29 2014-10-23 Способ изготовления полых усиливающих конструкций, пересекающих друг друга

Country Status (11)

Country Link
US (1) US20160257032A1 (ru)
EP (1) EP3062999B1 (ru)
KR (1) KR102199038B1 (ru)
CN (1) CN106103068B (ru)
BR (1) BR112016009660B1 (ru)
CA (1) CA2929111C (ru)
ES (1) ES2800600T3 (ru)
IL (1) IL245346B (ru)
IT (1) ITTO20130871A1 (ru)
RU (1) RU2670864C9 (ru)
WO (1) WO2015063657A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015094059A1 (en) * 2013-12-20 2015-06-25 Saab Ab Stiffening element and reinforced structure
ITUB20151973A1 (it) * 2015-07-03 2017-01-03 Alenia Aermacchi Spa Procedimenti per la fabbricazione di pannelli in materiale composito irrigiditi con correnti a sezione chiusa.
US10723085B2 (en) * 2015-12-17 2020-07-28 Rohr, Inc. Method of extracting mandrel for hollow-hat panel production
GB2564927B (en) * 2017-05-18 2020-06-17 Bae Systems Plc Stiffening structure for an aircraft door or panel

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040070108A1 (en) * 2002-07-30 2004-04-15 Simpson Craig B. Method of assembling a single piece co-cured structure
US20090246531A1 (en) * 2008-03-28 2009-10-01 Airbus France Process for the production of a stiffener that is scooped out in the shape of an omega and core for the production of a stiffener that is scooped out in the shape of an omega
US20110308711A1 (en) * 2010-06-16 2011-12-22 Spirit Aerosystems, Inc. Method and system for forming a complex monolithic thermoset part
RU2438920C2 (ru) * 2007-01-30 2012-01-10 Эйрбас Оперейшнз, С.Л. Конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и способ ее изготовления

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3995081A (en) * 1974-10-07 1976-11-30 General Dynamics Corporation Composite structural beams and method
GB1587536A (en) * 1977-07-05 1981-04-08 Ciba Geigy Ag Expoxide resin-impregnated composites
FR2760399B1 (fr) * 1997-03-06 1999-05-07 Hispano Suiza Sa Procede de fabrication de pieces creuses en materiau composite
US6828373B2 (en) * 2001-03-07 2004-12-07 Advanced Ceramics Research, Inc. Water soluble tooling materials for composite structures
ATE409565T1 (de) * 2004-02-13 2008-10-15 Saab Ab Verfahren zur herstellung eines gegenstands aus verbundwerkstoff
ES2340396T3 (es) * 2005-08-17 2010-06-02 Saab Ab Procedimiento de fabricacion de un articulo de material compuesto constando de un elemento de acoplamiento y un articulo obtenido de ese modo.
US9314941B2 (en) * 2007-07-13 2016-04-19 Advanced Ceramics Manufacturing, Llc Aggregate-based mandrels for composite part production and composite part production methods
DE102008013759B4 (de) * 2008-03-12 2012-12-13 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines integralen Faserverbundbauteils sowie Kernform zur Durchführung des Verfahrens
GB201120994D0 (en) * 2011-12-07 2012-01-18 Airbus Uk Ltd Integral stiffener

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040070108A1 (en) * 2002-07-30 2004-04-15 Simpson Craig B. Method of assembling a single piece co-cured structure
RU2438920C2 (ru) * 2007-01-30 2012-01-10 Эйрбас Оперейшнз, С.Л. Конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и способ ее изготовления
US20090246531A1 (en) * 2008-03-28 2009-10-01 Airbus France Process for the production of a stiffener that is scooped out in the shape of an omega and core for the production of a stiffener that is scooped out in the shape of an omega
US20110308711A1 (en) * 2010-06-16 2011-12-22 Spirit Aerosystems, Inc. Method and system for forming a complex monolithic thermoset part

Also Published As

Publication number Publication date
KR20160120270A (ko) 2016-10-17
EP3062999B1 (en) 2020-04-15
IL245346B (en) 2019-09-26
CA2929111C (en) 2021-05-04
CN106103068B (zh) 2018-07-13
WO2015063657A1 (en) 2015-05-07
US20160257032A1 (en) 2016-09-08
BR112016009660B1 (pt) 2021-10-05
RU2670864C9 (ru) 2018-12-04
RU2016118642A3 (ru) 2018-04-25
CN106103068A (zh) 2016-11-09
ES2800600T3 (es) 2021-01-04
ITTO20130871A1 (it) 2015-04-30
IL245346A0 (en) 2016-06-30
RU2016118642A (ru) 2017-12-01
BR112016009660A2 (pt) 2017-08-01
KR102199038B1 (ko) 2021-01-07
EP3062999A1 (en) 2016-09-07
CA2929111A1 (en) 2015-05-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2670864C2 (ru) Способ изготовления полых усиливающих конструкций, пересекающих друг друга
US5888608A (en) Composite grid/frame structures
JP6518448B2 (ja) 樹脂を含浸させた一体の複合トラス構造の製造
CN102282006B (zh) 在预浸渍复合材料中制造复杂几何形状面板的方法
EP3587089B1 (en) Method for forming a flat composite charge
EP2128019A2 (en) Modified blade stiffener and fabrication method therefor
JP2011516316A (ja) 両側にカバー層を備えたコア複合体を製造する方法
RU2716794C2 (ru) Профилированный заполнитель, содержащий матрицу из прерывистых волокон
US20160263845A1 (en) Method for repairing sandwich panels made of composite materials involving the creation of a core or of a mould using stereolithography
JP2010507530A (ja) 翼パネル構造
RU2463166C1 (ru) Способ изготовления тонкостенных многослойных силовых панелей
EP2987631B1 (en) Support mandrel, method and system for producing curved composite components
JP2018075827A (ja) コアを含む複合部品の製造方法
CN112849436B (zh) 一种碳纤维复合材料桁架肋及其制备方法
RU2623781C2 (ru) Способ изготовления ячеистого сотового заполнителя из композиционных материалов
CN114945726A (zh) 连接元件、用于制造连接元件的方法和相关安装套件
RU2770124C1 (ru) Способ изготовления сотового заполнителя из полимерных композиционных материалов
KR102544726B1 (ko) 일체형 조인트들을 가진 복합 패널 샌드위치 구조물들
RU2807265C1 (ru) Способ изготовления замкнутого профиля
JP5837061B2 (ja) 型ツール
RU2646007C1 (ru) Способ армирования слоистых полимерных композиционных материалов короткими частицами
JP2022157442A (ja) Ｆｒｐフープ筋による補強コンクリート構造
CN104827738A (zh) 一种复合材料层压板修补方法
PL229867B1 (pl) Sposób wytwarzania metodą infuzji struktury kompozytowej ze wzmocnieniami lokalnymi

Legal Events

Date Code Title Description
TH4A Reissue of patent specification