WO2008145771A1 - Procedimiento y utillaje para la fabricación de estructuras de material compuesto - Google Patents
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Definitions
- the present invention relates to a process for the manufacture of composite structures for aeronautical fuselages as well as the tools used in such a manufacturing process.
- Composite structures for aeronautical fuselages are formed by panels that, in turn, comprise a series of stiffeners.
- the application of the above aspects to aeronautical fuselages leads to the integration of the panels that make up said fuselages together with their stiffeners in the least number of operations, while optimizing said stiffeners.
- the use of closed section stiffeners is increasingly common, as these stiffeners allow for more rigid structures by adding a lower weight per stiffener.
- this type of stiffeners complicates the manufacturing process of composite structures, since interior tools are necessary to the stiffeners that allow the curb of the piece and the material curing operation compound, while it is necessary to be able to extract these tools from inside the stiffeners if they are intended to be hollow.
- the present invention proposes a process for the manufacture of stiffened structures in composite materials formed by an outer liner and a plurality of stiffeners whose cross section has a broken contour with at least one wing attached to the liner, delimiting said contour a inner vain, characterized in that it comprises the following steps:
- - provide a forming tool with an outer surface similar to that of the structure on the side of the stiffeners, including recesses to house the stiffeners;
- auxiliary male tools consisting of elements of a material capable of maintaining its section by applying an overpressure inside the cylindrical cavities existing therein and capable of reducing its section by applying a depression in these cavities; these auxiliary males are manufactured with an exterior geometry similar to the internal opening of the stiffeners and covered by membranes suitable for curing composite materials;
- stiffeners in a fresh or cured state; - arrange the stiffeners in the tool recesses, coupling them to their geometry and dispose in their inner openings the auxiliary male tools coupled to their geometry; helping in this step the tools male auxiliary to the curing membrane to be coupled to the internal geometry of each stiffener;
- the present invention provides auxiliary male tools used in the previous process, made of elastomeric and / or flexible materials.
- These males have cylindrical cavities of circular or slightly elliptical or oval section along their length, these cavities being reinforced internally with materials (fiberglass, nylon, etc.) that prevent the perimeter increase of the section of The cavity when applying an internal overpressure, while being sufficiently flexible so that, when applying a depression, they allow the collapse of these cavities, thus reducing the section of the male, and thus allowing its subsequent extraction from the interior of the stiffeners . If the interior cavities had an elongated section, when applying an internal overpressure, they would deform trying to acquire a more circular section, also deforming the outer section of the male.
- An advantage of the present invention is that it facilitates the manufacture of structures in which the section and the area of the stiffeners vary longitudinally, even these stiffeners may present, at one or both ends, dimensions smaller than in an intermediate section, since that Auxiliary male tools can be shaped so as to adapt to it.
- Another advantage of the present invention is that the use of machines with pressure taping head is facilitated, since the auxiliary male tools provide a substrate inside the stiffeners to react against the force of the head.
- Figures 1a, 1b and 1c show schematic views of composite structures for aeronautical fuselages formed by a coating and a plurality of stiffeners in the form of, respectively, omega, trapezoid and irregular Z.
- Figure 2 schematically shows the steps of the process according to the invention for the manufacture of a composite structure for aeronautical fuselages formed by a coating and a plurality of omega-shaped stiffeners.
- Figure 3 schematically shows the step of the process according to the invention for the manufacture of a composite structure for aeronautical fuselages formed by a coating and a plurality of omega-shaped stiffeners by means of which the coating process of the coating is carried out .
- Figure 4 schematically shows the section of the tools used in the process according to the invention for the manufacture of a composite structure for aeronautical fuselages.
- Figure 5 schematically shows the step of the process according to the invention for the manufacture of a composite structure for aeronautical fuselages formed by a coating and a plurality of omega-shaped stiffeners through which the curing process is carried out.
- Figure 6 schematically shows the steps of the process according to the invention for the manufacture of a composite structure for aeronautical fuselages formed by a coating and a plurality of stiffeners in the form of omega by which the structure of the tooling used for its manufacture is separated .
- the process object of the present invention is also applicable to the manufacture of a stiffened structure 11 formed by a liner 12 and a plurality of stiffeners 13 in the form of a trapeze with wings 14 attached to the liner 12, and souls 15 and head 17 separated from it , as well as the stiffened structure 21 formed by a lining 22 and a plurality of irregular Z-shaped stiffeners 23 with a wing 24 attached to the lining 22, and souls 25 and head 27 separated from it.
- the stiffeners 3, 13, 23 have in common that their cross section has a broken contour with at least one wing 4, 14, 24 attached to the lining 2, 12, 22 delimiting said contour an inner opening 6, 16, 26.
- Structures 1, 11, 21 may have an open shape or shape of revolution parts, as is the case with parts of an airplane's fuselage.
- the auxiliary male tools 36 are made of an elastomeric and / or flexible material, for example silicone, rubber, etc., with cylindrical cavities of circular or slightly elliptical or oval section along their length reinforced with a material, fabric or filaments that prevent, to a greater or lesser extent, the increase of the perimeter of the cavity when applying an internal overpressure, but that allows the collapse of these cavities when applying a depression, so that the section of the male is reduced, thus allowing its extraction of the stiffeners 3.
- These auxiliary males are made with an external geometry similar to the inner span 6 of the stiffener using an appropriate manufacturing technique. When each auxiliary male 36 is inserted in the opening 6 of the stiffener 3, the curing membrane 37 is helped to engage the internal geometry of each stiffener 3.
- the stiffeners 3 and the male tools 36 can be arranged in the forming tool 34, having previously coupled them.
- the coating 2 is laminated by the head 38 of a wrapping machine on the surface formed by the forming tool 34, the stiffeners 3 and the membrane 37 covering the auxiliary male tools 36
- the forming tool 34 and the auxiliary male tools 36 react the force of the wrapping head 38.
- Figure 4 shows the section of the auxiliary male tools 36 made of an elastomeric material 31, which react against the force of the curb head 38 thanks to the overpressure that is applied inside the interior cavities 32 thereof .
- the reinforcement 33 With the application of pressure in these quasi-inextensible cavities thanks to the reinforcement 33 they contain, we are thus achieving an effect similar to that which would achieve by introducing, by said cavities, rigid bars (of steel, aluminum, etc.) of the same section as the cavities.
- a variant of the procedure is the manual realization of the coating of the coating 2.
- a curing membrane 39 is placed on the whole of the structure and, optionally, a treadmill 40. After this, it is cured Ia structure in high temperature conditions and pressure in autoclave.
- the membrane 37 covering the auxiliary male tools 36 communicates the interior of the stiffeners 3 with the atmosphere inside the autoclave, thus keeping the composite material that surrounds it pressed, that is stiffening 3 and the of laminate 2, causing curing.
- the auxiliary male tools 36 are removed thanks to the reduction in section 41 that occurs when a depression is applied in the inner cylindrical cavities, thus facilitating the separation of the structure 1 from the forming tool 34 and Ia Removal of the auxiliary male tools 36 inside the stiffeners 3, as illustrated in Figure 6 when representing them with a smaller size than the initial one.
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Abstract
Procedimiento para la fabricación de estructuras rigidizadas (1) en materiales compuestos formadas por un revestimiento exterior (2) y una pluralidad de rigidizadores (3) cuya sección transversal tiene una forma cerrada delimitando un vano interior (6), que comprende los siguientes pasos: a) proporcionar un útil (34) de conformado; b) proporcionar unos útiles macho auxiliares (36) con unas cavidades interiores (32) reforzadas (33) a lo largo de su longitud, recubiertos por membranas (37) aptas para el curado; c) proporcionar los rigidizadores (3); d) disponer los rigidizadores (3) en el útil (34) y en sus vanos interiores (6) los útiles macho auxiliares (36); e) laminar el revestimiento exterior (2); f) curar la estructura rigidizada (1) con alta temperatura y presión; g) extraer los útiles macho auxiliares (36) tras disminuir su sección (41); h) separar la estructura rigidizada (1) curada del útil (34). La invención también se refiere a los útiles macho auxiliares (36), incluyendo el diseño de las cavidades interiores (32), su refuerzo (33) y la capacidad de mantener o reducir su sección por la aplicación de sobrepresión o depresión, respectivamente.
Description
PROCEDIMIENTO Y UTILLAJE PARA LA FABRICACIÓN DE ESTRUCTURAS DE MATERIAL COMPUESTO
CAMPO DE LA INVENCIÓN
La presente invención se refiere a un procedimiento para Ia fabricación de estructuras de material compuesto para fuselajes aeronáuticos así como al utillaje empleado en un procedimiento de fabricación tal.
ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN
En Ia industria aeronáutica el peso es un aspecto primordial, motivo por el cual las estructuras optimizadas fabricadas con materiales compuestos, principalmente de fibra de carbono, prevalecen sobre las estructuras metálicas. Las máquinas de encintado automático de fibra de carbono representan un gran avance respecto a Ia operación manual. Estas máquinas disponen de un cabezal que presiona sobre Ia superficie a encintar, por Io que esta superficie debe ser capaz de reaccionar frente a dicha fuerza.
Las estructuras de material compuesto para fuselajes aeronáuticos están formadas por paneles que, a su vez, comprenden una serie de rigidizadores. Así, Ia aplicación de los aspectos anteriores a los fuselajes aeronáuticos lleva a integrar los paneles que conforman dichos fuselajes junto con sus rigidizadores en el menor número de operaciones, al tiempo que se optimizan dichos rigidizadores. Es cada vez más frecuente el uso de rigidizadores de sección cerrada, ya que estos rigidizadores permiten lograr estructuras más rígidas añadiendo un menor peso por rigidizador. Sin embargo, Ia incorporación de este tipo de rigidizadores complica el proceso de fabricación de las estructuras de material compuesto, ya que son necesarios utillajes interiores a los citados rigidizadores que permitan el encintado de Ia pieza y Ia operación de curado del material
compuesto, al tiempo que es necesario poder extraer estos utillajes del interior de los rigidizadores si se pretende que estos sean huecos.
Se conocen procesos para Ia fabricación de estas estructuras en los que se introduce un elemento rígido en el interior de Ia sección del rigidizador para reaccionar a Ia presión de encintado y a Ia presión de curado del material compuesto. Sin embargo, estos procesos son costosos, por Io que sería deseable contar con procesos más eficientes, objetivo que se consigue con Ia presente invención.
SUMARIO DE LA INVENCIÓN
En un primer aspecto, Ia presente invención propone un procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas en materiales compuestos formadas por un revestimiento exterior y una pluralidad de rigidizadores cuya sección transversal tiene un contorno quebrado con al menos un ala unida al revestimiento, delimitando dicho contorno un vano interior, caracterizado porque comprende los siguientes pasos:
- proporcionar un útil de conformado con una superficie exterior de forma similar a Ia de Ia estructura por el lado de los rigidizadores, incluyendo cajeados para albergar los rigidizadores;
- proporcionar unos útiles macho auxiliares consistentes en unos elementos de un material susceptible de mantener su sección al aplicar una sobrepresión en el interior de las cavidades cilindricas existentes en los mismos y susceptible de reducir su sección al aplicar una depresión en estas cavidades; estos machos auxiliares se fabrican con una geometría exterior similar al vano interior de los rigidizadores y recubiertos por membranas aptas para el curado de materiales compuestos;
- proporcionar los rigidizadores en estado fresco ó curado; - disponer los rigidizadores en los cajeados del útil, acoplándolos a Ia geometría de éstos y disponer en sus vanos interiores los útiles macho auxiliares acoplados a su geometría; ayudando en este paso los útiles
macho auxiliares a Ia membrana de curado a acoplarse a Ia geometría interior de cada rigidizador;
- laminar el revestimiento exterior sobre Ia superficie formada por el útil, los rigidizadores y los útiles macho auxiliares; reaccionando el útil de conformado y los útiles macho auxiliares, gracias a Ia sobrepresión aplicada en el interior de las cavidades cilindricas interiores, frente a Ia fuerza del laminado;
- curar Ia estructura rigidizada en condiciones de alta temperatura y presión; - extraer los útiles macho auxiliares, al reducirse tras el curado Ia sección de los mismos gracias a Ia depresión aplicada en el interior de las cavidades cilindricas interiores; y - separar Ia estructura rigidizada curada del útil.
En un segundo aspecto, Ia presente invención proporciona unos útiles macho auxiliares utilizados en el procedimientos anterior, realizados en materiales elastoméricos y/o flexibles. Estos machos poseen unas cavidades cilindricas de sección circular o ligeramente elíptica u ovalada a Io largo de su longitud, encontrándose a su vez reforzadas estas cavidades interiormente con materiales (fibra de vidrio, nylon, etc) que impiden el aumento del perímetro de Ia sección de Ia cavidad al aplicar una sobrepresión interior, al tiempo que son suficientemente flexibles como para que, al aplicar una depresión, permiten el colapso de estas cavidades, reduciendo así Ia sección del macho, y permitiendo de este modo su posterior extracción del interior de los rigidizadores. Si las cavidades interiores tuvieran sección alargada, al aplicar una sobrepresión interior, se deformarían tratando de adquirir una sección más circular, deformando también Ia sección exterior del macho.
Una ventaja de Ia presente invención es que facilita Ia fabricación de estructuras en las que Ia sección y el área de los rigidizadores varía longitudinalmente, pudiendo incluso presentar estos rigidizadores, en uno o en los dos extremos, dimensiones menores que en una sección intermedia, ya que
los útiles macho auxiliares pueden conformarse de manera que se adapten a ello.
Otra ventaja de Ia presente invención es que se facilita el empleo de máquinas con cabezal de encintado de presión, ya que los útiles macho auxiliares proporcionan un sustrato en el interior de los rigidizadores para reaccionar frente a Ia fuerza del cabezal.
Otras características y ventajas de Ia presente invención se desprenderán de Ia descripción detallada que sigue de una realización ilustrativa de su objeto en relación con las figuras que se acompañan.
DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
Las Figuras 1a, 1 b y 1c muestran vistas esquemáticas de estructuras de material compuesto para fuselajes aeronáuticos formadas por un revestimiento y una pluralidad de rigidizadores en forma de, respectivamente, omega, trapecio y Z irregular.
La Figura 2 muestra esquemáticamente los pasos del procedimiento según Ia invención para Ia fabricación de una estructura de material compuesto para fuselajes aeronáuticos formada por un revestimiento y una pluralidad de rigidizadores en forma de omega.
La Figura 3 muestra esquemáticamente el paso del procedimiento según Ia invención para Ia fabricación de una estructura de material compuesto para fuselajes aeronáuticos formada por un revestimiento y una pluralidad de rigidizadores en forma de omega mediante el cual se lleva a cabo el proceso de encintado del revestimiento.
La Figura 4 muestra esquemáticamente Ia sección del utillaje empleado en el procedimiento según Ia invención para Ia fabricación de una estructura de material compuesto para fuselajes aeronáuticos.
La Figura 5 muestra esquemáticamente el paso del procedimiento según Ia invención para Ia fabricación de una estructura de material compuesto para fuselajes aeronáuticos formada por un revestimiento y una pluralidad de
rigidizadores en forma de omega mediante el cual se lleva a cabo el proceso de curado.
La Figura 6 muestra esquemáticamente los pasos del procedimiento según Ia invención para Ia fabricación de una estructura de material compuesto para fuselajes aeronáuticos formada por un revestimiento y una pluralidad de rigidizadores en forma de omega mediante Ia cual se separa Ia estructura del utillaje empleado para su fabricación.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
Se describe a continuación una realización del procedimiento según Ia invención para fabricar estructuras rigidizadas 1 en materiales compuestos formadas por un revestimiento 2 y una pluralidad de rigidizadores 3 en forma de omega (Ω) con alas 4 unidas al revestimiento 2, y almas 5 y cabeza 7 separadas de él.
El procedimiento objeto de Ia presente invención también resulta aplicable a Ia fabricación de una estructura rigidizada 11 formada por un revestimiento 12 y una pluralidad de rigidizadores 13 en forma de trapecio con alas 14 unidas al revestimiento 12, y almas 15 y cabeza 17 separadas de él, así como a Ia estructura rigidizada 21 formada por un revestimiento 22 y una pluralidad de rigidizadores 23 en forma de Z irregular con un ala 24 unida al revestimiento 22, y almas 25 y cabeza 27 separadas de él.
Los rigidizadores 3, 13, 23 tienen en común que su sección transversal tiene un contorno quebrado con al menos un ala 4, 14, 24 unida al revestimiento 2, 12, 22 delimitando dicho contorno un vano interior 6, 16, 26.
Las estructuras 1 , 11 , 21 pueden tener forma abierta o forma de piezas de revolución como sucede en el caso de piezas del fuselaje de un avión.
En el procedimiento según Ia invención para Ia fabricación de una estructura de material compuesto para fuselajes aeronáuticos formada por un revestimiento y una pluralidad de rigidizadores, según se muestra en Ia Figura
2, se sitúan sobre el útil de conformado 34 que tiene unos cajeados 35 los
rigidizadores en forma de omega 3 y sobre ellos los útiles macho auxiliares 36 recubiertos por una membrana 37 apta para el curado de materiales compuestos.
Pueden utilizarse rigidizadores 3 curados o sin curar. Los útiles macho auxiliares 36 se fabrican en un material elastomérico y/o flexible, por ejemplo silicona, caucho, etc., con unas cavidades cilindricas de sección circular o ligeramente elípticas u ovaladas a Io largo de su longitud reforzadas con un material, tejido o filamentos que impidan, en mayor o menor medida, el aumento del perímetro de Ia cavidad al aplicar una sobrepresión interior, pero que permita el colapso de estas cavidades al aplicar una depresión, de forma que se reduzca Ia sección del macho, permitiendo así su extracción de los rigidizadores 3. Estos machos auxiliares se realizan con una geometría exterior similar al vano interior 6 del rigidizador utilizando una técnica de fabricación apropiada. Al introducirse cada macho auxiliar 36 en el vano 6 del rigidizador 3 se ayuda a Ia membrana de curado 37 a acoplarse a Ia geometría interior de cada rigidizador 3.
Los rigidizadores 3 y los útiles macho 36 pueden disponerse en el útil de conformado 34, habiéndolos acoplado previamente. En Ia Figura 3 se observa que en un paso subsiguiente se lamina el revestimiento 2 mediante el cabezal 38 de una máquina de encintado sobre Ia superficie formada por el útil de conformado 34, los rigidizadores 3 y Ia membrana 37 que cubre los útiles macho auxiliares 36. En este paso, el útil de conformado 34 y los útiles macho auxiliares 36 reaccionan Ia fuerza del cabezal 38 de encintado.
En Ia Figura 4 se observa Ia sección de los útiles macho auxiliares 36 fabricados con un material elastomérico 31 , que reaccionan frente a Ia fuerza del cabezal de encintado 38 gracias a Ia sobrepresión que se aplica en el interior de las cavidades interiores 32 de los mismos. Con Ia aplicación de presión en estas cavidades cuasi-inextensibles gracias al refuerzo 33 que contienen, estamos consiguiéndose de este modo un efecto similar al que se
conseguiría introduciendo, por dichas cavidades, barras rígidas (de acero, aluminio, etc) de Ia misma sección que las cavidades.
Una variante del procedimiento es Ia realización manual del encintado del revestimiento 2. En Ia Figura 5, se observa que en un paso subsiguiente se sitúa una membrana 39 de curado sobre el conjunto de Ia estructura y, opcionalmente un pisador 40. Tras ello se cura Ia estructura en condiciones de alta temperatura y presión en autoclave. Durante el proceso de curación, Ia membrana 37 que recubre los útiles macho auxiliares 36 comunica el interior de los rigidizadores 3 con Ia atmósfera del interior del autoclave, consiguiendo así mantener presionado el material compuesto que Ia rodea, es decir el del rigidizador 3 y el del laminado 2, ocasionando el curado.
Una vez curada Ia estructura 1 y enfriada se retiran los útiles macho auxiliares 36 gracias a Ia reducción de sección 41 que se produce al aplicar una depresión en las cavidades cilindricas interiores, facilitando así Ia separación de Ia estructura 1 del útil de conformado 34 y Ia extracción de los útiles macho auxiliares 36 del interior de los rigidizadores 3, como se ilustra en Ia Figura 6 al representarlos con un tamaño menor al inicial.
En Ia realización preferente que acabamos de describir pueden introducirse aquellas modificaciones comprendidas dentro del alcance definido por las siguientes reivindicaciones
Claims
1. Procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas (1 ) en materiales compuestos, comprendiendo dichas estructuras (1 ) un revestimiento exterior (2) y una pluralidad de rigidizadores (3) cuya sección transversal tiene un contorno que está delimitado por un vano interior (6), caracterizado porque comprende el citado procedimiento comprende los siguientes pasos: a) proporcionar un útil (34) con una superficie exterior de forma similar a Ia de Ia estructura (1 ) por el lado de los rigidizadores (3), incluyendo cajeados (35) para albergar los rigidizadores (3); b) proporcionar unos útiles macho auxiliares (36) que comprenden unas cavidades interiores (32), siendo estos útiles (36) capaces de mantener su sección durante el laminado del revestimiento (2) al aplicarse una sobrepresión en el interior de las cavidades (32), al tiempo que Ia estructura de cavidades interiores (32) debe permitir el colapso de las mismas al aplicar una depresión en su interior, de forma que se reduzca Ia sección (41 ) de los útiles macho (36), permitiéndose así su extracción de los rigidizadores (3), estando conformados estos útiles macho (36) con una geometría similar al vano interior (6) de los rigidizadores (3) y estando recubiertos por membranas aptas para el curado de materiales compuestos; c) proporcionar los rigidizadores (3) en estado fresco ó curado; d) disponer los rigidizadores (3) en los cajeados (35) del útil (34), acoplándolos a Ia geometría de los mismos, y disponer en los vanos interiores (6) de los rigidizadores (3) los útiles macho auxiliares (36) acoplados a su geometría; e) laminar el revestimiento exterior (2) sobre Ia superficie formada por el útil (34), los rigidizadores (3) y los útiles macho auxiliares (36), aplicando en este momento Ia sobrepresión necesaria para mantener su sección; f) curar Ia estructura rigidizada (1 ) en condiciones de alta temperatura y presión; g) extraer los útiles macho auxiliares (36), aplicando previamente Ia depresión necesaria para reducir su sección (41 ); h) separar Ia estructura rigidizada (1 ) curada del útil (34).
2. Procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas (1 ) en materiales compuestos según Ia reivindicación 1 , caracterizado porque los útiles macho auxiliares (36) comprenden unos elementos de un material elastomérico (31 ).
3. Procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas (1 ) en materiales compuestos según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque las cavidades (32) de los útiles macho auxiliares (36) están reforzadas a Io largo de su longitud con un material, tejido o filamento (33) que impide el aumento del perímetro de las cavidades (32) al aplicar una sobrepresión interior, con el fin de soportar Ia presión del cabezal de encintado.
4. Procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas (1 ) en materiales compuestos según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque las cavidades (32) de los útiles macho auxiliares (36) son cilindricas, de sección circular, elíptica u ovaladas.
5. Procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas (1 ) en materiales compuestos según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque Ia estructura rigidizada (1 ) es una pieza de revolución.
6. Procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas (1 ) en materiales compuestos según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque los rigidizadores (3) tienen forma de omega.
7. Procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas (1 ) en materiales compuestos según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque en Ia etapa d) los rigidizadores (3) se disponen en los cajeados (35) del útil (34) habiendo acoplado previamente en sus vanos interiores (6) los útiles macho auxiliares (36).
8. Procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas (1 ) en materiales compuestos según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque Ia etapa e) se lleva a cabo mediante un cabezal (38) de una máquina de encintado.
9. Procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas (1 ) en materiales compuestos según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque previamente a Ia etapa f) se sitúa un pisador (40) sobre el revestimiento (2).
10. Útil macho auxiliar (36) utilizado en un procedimiento para Ia fabricación de estructuras rigidizadas (1 ) según cualquiera de las reivindicaciones 1 -9, caracterizado porque está realizado con un compuesto elastomérico.
1 1 . Útil macho auxiliar (36) según Ia reivindicación 10, caracterizado porque el compuesto elastomérico es flexible.
12. Útil macho auxiliar (36) según cualquiera de las reivindicaciones 10-
1 1 , caracterizado porque está realizado con un compuesto de base silicona.
13. Útil macho auxiliar (36) según cualquiera de las reivindicaciones 10-
12, caracterizado porque comprende una pluralidad de cavidades (32) a Io largo de su longitud.
14. Útil macho auxiliar (36) según cualquiera de las reivindicaciones 10- 13, caracterizado porque las cavidades (32) son cilindricas (32) de sección circular, elíptica u ovalada.
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