BRPI0613477A2 - processo para produzir um componente substancialmente em formato de casco - Google Patents
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Abstract
PROCESSO PARA PRODUZIR UM COMPONENTE SUBSTANCIALMENTE EM FORMATO DE CASCO. A presente invenção refere-se a um processo para reproduzir um componente substancialmente em formato de casco, substancialmente a partir de material sintético reforçado com fibra de carbono, tendo pelo menos uma zona de reforço local 3 e pelo menos um elemento de enrijecimento, em particular um casco de fuselagem, um casco de asa, um casco estabilizador vertical ou horizontal de uma aeronave ou similar. O processo de acordo com a invenção compreende as seguintes etapas de: dispor pelo menos um duplicador 1, que já foi curado, em um revestimento de casco no máximo parciainiente curado 2 para formar uma zona de reforço local 3, aplicar pelo menos um elemento de enrijecimento que há foi curado, e colocar pelo menos uma cantoneira de ângulo de conexão no máximo parcialmente curada 6 contra o pelo menos um elemento de enrijecimento pelo menos na região do pelo menos um duplicador 1, e curar o revestimento de casco 2 e a cantoneira de ângulo de conexão 6. A invenção também inclui um componente substancialmente em formato de casco tendo pelo menos uma zona de reforço local 3 e tendo pelo menos um elemento de enrijecimento produzido elo processo de acordo com a invenção.
Description
Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "PROCESSOPARA PRODUZIR UM COMPONENTE SUBSTANCIALMENTE EM FORMATO DE CASCO"
A presente invenção refere-se a um processo para reproduzirum componente substancialmente em formato de casco, substancialmente apartir de material sintético reforçado com fibra de carbono, tendo pelo menosuma zona de reforço local e pelo menos um elemento de enrijecimento. Emparticular, a invenção refere-se a um processo para produzir um casco defuselagem, um casco de asa, um casco estabilizador vertical ou horizontalde uma aeronave ou similar.
No entanto, a invenção pode em princípio ser usada para produ-zir componentes de qualquer formato desejado em uma estrutura de com-posto de fibra, que em pelo menos um elemento de reforço e exigem pelomenos uma zona de reforço local para regiões de introdução de carga locais.
É conhecido que componentes em formato de casco que foramreforçados por elementos de enrijecimento para serem parcialmente forneci-dos com partes mais espessas locais (referidas abaixo como duplicadores),a fim de absorver altas concentrações de carga em partes individuais da es-trutura de componente e distribuir estas cargas por toda a estrutura. Nestecontexto, uma distinção é feita entre duplicadores internos e externos.
Duplicadores internos são aplicados no lado interno, por exem-plo de um componente fornecido com elementos de enrijecimento, e portan-to não têm influência no contorno externo do componente. Neste caso, oselementos de enrijecimento têm que passar sobre o duplicador, isto é o du-plicador e os componentes de enrijecimento são dispostos um acima do outro.
No entanto, em termos de implementação técnica, é somentepossível passar sobre um duplicador com gasto considerável. Embora oselementos de enrijecimento possam em geral ser produzidos com desviomoderado, a integração representa uma causa freqüente de complicaçõesdurante a fabricação.
Como uma alternativa a duplicadores internos no lado interno épossível que o duplicador seja colocado no lado externo do componente.
Este tem a vantagem de que a estrutura interna complexa do lado interno(elementos de reforço, vigas, nervuras, etc.) não é afetada adversamente.
No entanto, o lado externo não tem mais o contorno desejado, o que tem umefeito adverso na aerodinâmica, por exemplo no caso de estruturas de aeronave.
Além do mais, o uso de duplicadores externos envolve um nú-mero de inconvenientes de fabricação. Se o duplicador deve ser integradono meio de fabricação, qualquer mudança no duplicador acarreta num ajustecorrespondente no meio de fabricação.
É um objetivo da invenção fornecer um processo que simplifica aprodução de um componente substancialmente em formato de casco tendopelo menos uma zona de reforço local que é composta para dentro (na dire-ção do lado de viga) e pelo menos um elemento de enrijecimento, e em queos inconvenientes conhecidos na técnica anterior não ocorrem.
Este objetivo é alcançado por um processo para produzir umcomponente substancialmente em formato de casco a partir substancialmen-te de material sintético reforçado com fibra de carbono tendo pelo menosuma zona de reforço local e pelo menos um elemento de enrijecimento deacordo com a reivindicação 1de patente, que compreende as etapas seguintes:
dispor pelo menos um duplicador, que já foi curado, em um re-vestimento de casco no máximo parcialmente curado para formar uma zonade reforço local,
aplicar pelo menos um elemento de enrijecimento que já foi curado, e
colocar pelo menos uma cantoneira de ângulo de conexão nomáximo parcialmente curada contra o pelo menos um elemento de enrijeci-mento pelo menos na região do pelo menos um duplicador, e
curar o revestimento de casco e a cantoneira de ângulo de conexão.
Os duplicadores curados que já foram acabados, são posiciona-dos no revestimento de casco não curado ou no laminado de revestimentonas localizações em que um duplicador é exigido para reforço. O duplicadorpode neste caso ser produzido em um processo e material de fabricação quediferir do laminado de revestimento e então ser aplicado no revestimento decasco. Isto é seguido por elementos de enrijecimento ou vigas curadas ecantoneiras de ângulo de conexão não curados, que são maleáveis e elásti-cos neste estado. A etapa final é a cura a fim de completar um componentesubstancialmente em formato de casco, que é fornecido com um elementode enrijecimento e uma zona de reforço.
O processo, de acordo com a invenção, tem numerosas vantagens:
- Fabricação de um componente em formato de casco de tama-nho grande, complexo, em um ciclo de cura.
- Boas propriedades mecânicas do componente em formato de casco.
- Alta flexibilidade com relação à geometria do duplicador, quais-quer mudanças de carga (influencia o tamanho de duplicador sem afetar ageometria de ferramenta para o casco e vigas) e ângulo de inclinação, etc.
- O duplicador é fabricado separadamente, com o resultado queo processo de estender o revestimento de casco não se torna mais lento porpartes espessas pequenas.
- O duplicador curado pode ser fabricado e/ou usinado dentro detolerâncias muito estreitas, reduzindo a tolerância de espessura à tolerânciade espessura do revestimento de casco ou o laminado de revestimento.
- O duplicador fabricado separadamente pode ser pré-fabricadousando virtualmente quaisquer combinações desejadas de materiais e estru-turas laminadas e pode ser usinado separadamente e testado antes da ins-talação. Isto permite que o risco de fabricação envolvido no componente emformato de casco total seja reduzido em particular no caso de espessuras deparede grandes.
É de preferência estabelecido que pelo menos um elemento deenrijecimento, na região do pelo menos um duplicador, é combinada com ocontorno do pelo menos um duplicador antes de ser aplicado no revestimen-to de casco. Para este propósito, o elemento de enrijecimento pode, por e-xemplo, ser fornecido com um recesso que serve para receber o duplicador.
A combinação do contorno pode ser efetuada usinando, tal como por exem-pio aplainando, esmerilhando, cortando a laser ou similar.
Os elementos de enrijecimento podem, em princípio, ser dequalquer formato adequado. Em uma modalidade preferida, no entanto, oselementos de enrijecimento são formados usando seções perfiladas de re-forço , em particular seções com perfil em T, seções de perfil em T duplo,seções de perfil em L, seções de perfil em Z, seções de perfil retangular ousimilar, de modo que a estabilidade é particularmente alta e os elementos dereforço podem ser fabricados a baixo custo por extrusão, etc como materialfeito pelo medidor, com os extrusados sendo cortados no comprimento comoexigido.
De acordo com uma modalidade adicional, o revestimento decasco, o pelo menos um elemento de enrijecimento, o pelo menos um dupli-cador e/ou a pelo menos uma braçadeira de ângulo de conexão são forma-dos usando um material sintético reforçado por fibra, em particular usandoum material que tem um reforço de fibra de carbono pré-impregnado comuma resina de epóxi curável. O uso deste assim chamado material "pre-preg", que é uma estrutura do tipo folha reforçada com fibra de carbono im-pregnada com uma resina de epóxi curável, simplifica a produção e reduz otempo exigido.
Em princípio, a cura do revestimento de casco da pelo menosuma cantoneira de ângulo de conexão pode ocorrer em temperatura ambien-te e sob pressão atmosférica. No entanto, para aperfeiçoar e acelerar a cura,é preferível que a cura do revestimento de casco e da pelo menos uma can-toneira de ângulo de conexão para produzir o componente em formato decasco acabado ocorre sob pressão e a ação de temperatura, em particularem uma autoclave ou similar. Isto ocorre, por exemplo, a uma temperaturaentre 120°C e 220°C e a uma pressão de até 1 Mpa (10 bar).
A invenção também abrange um componente substancialmenteem formato de casco tendo pelo menos uma zona de reforço local e tendopelo menos um elemento de enrijecimento produzido pelo processo de acor-do com a invenção.
A invenção será agora explicada com referência a um desenho,em que:
a figura 1 mostra uma primeira etapa do processo de produção,
a figura 2 mostra uma segunda etapa do processo de produção,
e
a figura 3 mostra uma terceira etapa do processo de produção.
É feita referência às figuras 1 a 3.
As figuras ilustram a produção de um componente em formatode casco que é fornecido com um elemento de enrijecimento formado comouma viga 4, em que um espessamento configurado como um duplicador 1 éformado em uma zona de reforço 3 para aperfeiçoar a introdução de carga.
Neste caso, produtos semi-acabados, conhecidos como material prepreg,são usados. O material prepreg é uma estrutura do tipo folha reforçada comfibra de carbono impregnada com uma resina de epóxi curável. Alternativa-mente, é também possível usar sistemas de poliéster curável ou de resinaBMI para materiais prepreg.
Primeiro de tudo, o revestimento de casco 2 é estendido em umestado não curado, por exemplo, usando o processo "ATL" ("de estender fitaautomático"). O processo ATL é um processo para produção automática delaminados, em que tecidos de fibra estendida unidirecional, por exemplocompreendendo fibras de carbono ou similar, são estendidos.
O duplicador curado e usinado acabado 1 é posicionado no re-vestimento de casco não curado 3, nas localizações em que as zonas dereforço 3 devem ser formadas. Neste caso, o duplicador 1 pode ser usadocom outros materiais, estruturas laminadas e processos de fabricação.
Na etapa seguinte, a viga curada 4 é posicionada no revestimen-to de casco 3. A viga 4 como elemento de enrijecimento é fornecido com umrecesso 5, que foi produzido por usinagem, por exemplo aplainando, esmeri-Ihando e cortando a laser ou similar. O recesso 5 está disposto e formado detal maneira que se encontra na localização em que a viga 4 se desloca cobreo duplicador 2 e recebe o último. Em vez da seção elevada que segue o re-cesso 5 e não é fornecida com um numerai de referência, a viga 4 podetambém ter uma espessura de material maior na região do duplicador 1, afim de obter a resistência mecânica exigida nesta região.
Portanto, a viga 4 pode ser adaptada sem problemas virtualmen-te a qualquer contorno do duplicador 1 e pode também ser estendida em umcasco.
Então, na etapa seguinte, um laminado não curado, que pode játer sido pré-compactado como uma seção de perfil em L e serve substanci-almente como uma cantoneira de ângulo de conexão 6 ou cantoneira de ân-gulo de ligação, é estendido sobre uma seção de base da viga 4 e sobre oduplicador 1. Esta seção de perfil em ÇL é suportada por uma alma da viga4 que já foi curada.
Portanto, nenhuma ferramenta de suporte adicional é exigidapara a etapa de curam, desse modo simplificando consideravelmente a fa-bricação. A estrutura que foi descrita é embalada em um saco de vácuo con-vencional e curada. Isto ocorre em uma autoclave a uma temperatura entre120C- e 180CQ a uma pressão de até 1 Mpa (10 bar).
LISTAGEM DE REFERÊNCIA
1 duplicador
2 revestimento de casco
3 zona de reforço
4 viga
5 recesso
6 cantoneira de ângulo de conexão
Claims (5)
1. Processo para reproduzir um componente substancialmenteem formato de casco, substancialmente a partir de material sintético reforça-do com fibra de carbono, tendo pelo menos uma zona de reforço local e pelomenos um elemento de enrijecimento, compreendendo as etapas de:dispor pelo menos um duplicador (1), que já foi curado, em umrevestimento de casco no máximo parcialmente curado (2) para formar umazona de reforço local (3),aplicar pelo menos um elemento de enrijecimento que há foi curado, ecolocar pelo menos uma cantoneira de ângulo de conexão nomáximo parcialmente curada (6) contra o pelo menos um elemento de enri-jecimento pelo menos na região do pelo menos um duplicador (1),introduzir a estrutura constituída pelo revestimento de casco (2),o pelo menos um duplicador (1), o pelo menos um elemento de enrijecimen-to e o pelo menos uma cantoneira de ângulo de conexão (6) dentro de umabolsa de vácuo, que é movida dentro de uma autoclave para cura, e curar orevestimento de casco (2) e a cantoneira de ângulo de conexão (6) a umatemperatura entre 120°C e 180°C e uma pressão de até 1 Mpa (10 bar) emuma autoclave pra produzir um componente em formato de casco acabado.
2. Processo, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pe-lo fato de que o pelo menos um elemento de enrijecimento, na região do pe-lo menos um duplicador (1), é combinado com o contorno do pelo menos umduplicador (1) antes de ser aplicado no revestimento de casco (2).
3. Processo, de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracteriza-do pelo fato de que os elementos de enrijecimento são formados usandoseções perfiladas de reforço , em particular seções com perfil em T.
4. Processo, de acordo com uma das reivindicações 1 a 3, ca-racterizado pelo fato de que o revestimento de casco (2), o pelo menos umelemento de enrijecimento, o pelo menos um duplicador (1) e/ou a pelo me-nos uma braçadeira de ângulo de conexão (6) são formados usando um ma-terial sintético reforçado por fibra, em particular usando um material que temum reforço de fibra de carbono pré-impregnado com uma resina de epóxicurável
5. Componente em formato de casco tendo pelo menos uma zo-na de reforço local e pelo menos um elemento de enrijecimento, em particu-lar um casco de fuselagem, um casco de asa, um casco de estabilizador ver-tical ou horizontal de uma aeronave, produzido como definido em uma dasreivindicações 1 a 4.
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Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101391488B (zh) * | 2008-08-22 | 2010-06-09 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 非平板复合材料制件的固化成型方法与成型模 |
| CN101870172B (zh) * | 2010-06-09 | 2012-10-10 | 哈尔滨工业大学 | 飞机及航空器的碳纤维复合材料壳体的制备模具及其成形方法 |
| CN101913250A (zh) * | 2010-08-17 | 2010-12-15 | 沈阳飞机工业(集团)有限公司 | 方向舵壁板成型工艺 |
| CA2911447C (en) * | 2013-08-09 | 2020-03-10 | The Boeing Company | Stiffened composite panels and method of their manufacture |
| EP3088152B1 (en) * | 2015-04-30 | 2020-04-15 | Airbus Operations, S.L. | Method for manufacturing composite parts and form |
| CN108995264B (zh) * | 2018-05-28 | 2021-02-09 | 广西玉林华飞网络科技有限公司 | 一种epo无人机外壳加固方法及加固结构 |
| CN108749028B (zh) * | 2018-05-29 | 2019-10-08 | 沈阳飞机工业(集团)有限公司 | 一种常温固化耐高温辅助工装材料体系及其制造方法 |
| US11446884B2 (en) * | 2018-10-29 | 2022-09-20 | Airbus Operations Gmbh | Process for producing a component which is two-dimensional in regions from a fibre composite material |
| CN110524915A (zh) * | 2019-09-05 | 2019-12-03 | 航天特种材料及工艺技术研究所 | 一种套接成型工装和套接成型方法 |
| GB2615755A (en) * | 2022-02-15 | 2023-08-23 | Airbus Operations Ltd | Fuel tank stringer with flow passage |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1997718A (en) * | 1934-08-03 | 1935-04-16 | Claff Clarence Lloyd | Folding box and method of making the same |
| GB884920A (en) * | 1957-08-01 | 1961-12-20 | Robert Frank Geiger | Apparatus and method for metal adhesive bonding |
| US4331723A (en) * | 1980-11-05 | 1982-05-25 | The Boeing Company | Advanced composite |
| US4813202A (en) * | 1987-05-22 | 1989-03-21 | Grumman Aerospace Corporation | Structural members connected by interdigitating portions |
| CN1042692A (zh) * | 1988-11-14 | 1990-06-06 | 通用电气公司 | 反转的飞机螺旋桨叶 |
| JPH0310798A (ja) | 1989-06-05 | 1991-01-18 | Nec Corp | 切断かしめ機構 |
| JPH058316A (ja) | 1991-07-05 | 1993-01-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 複合材製構造体の製造方法 |
| US5242523A (en) * | 1992-05-14 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Caul and method for bonding and curing intricate composite structures |
| FR2699499B1 (fr) * | 1992-12-23 | 1995-03-10 | Eurocopter France | Pale en composite thermoplastique, notamment pour rotor arrière caréné d'hélicoptère, et son procédé de fabrication avec étape d'injection. |
| AU2001262912A1 (en) * | 2000-02-25 | 2001-09-03 | The Boeing Company | Laminated composite radius filler |
| JP4318381B2 (ja) | 2000-04-27 | 2009-08-19 | 本田技研工業株式会社 | 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体 |
| US6374570B1 (en) * | 2000-08-25 | 2002-04-23 | Lockheed Martin Corporation | Apparatus and method for joining dissimilar materials to form a structural support member |
| RU2230406C2 (ru) * | 2001-08-27 | 2004-06-10 | Симонов Владимир Федорович | Размеростабильное интегральное изделие из композиционных материалов, способ его изготовления и форма для осуществления способа |
| US6964723B2 (en) | 2002-10-04 | 2005-11-15 | The Boeing Company | Method for applying pressure to composite laminate areas masked by secondary features |
| JP2006528515A (ja) * | 2003-07-24 | 2006-12-21 | テコメット・インコーポレーテッド | 海綿状の構造体 |
| US7052573B2 (en) | 2003-11-21 | 2006-05-30 | The Boeing Company | Method to eliminate undulations in a composite panel |
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