DE3516420A1 - Verfahren zum herstellen eines verbundteiles mit einer komplizierten form - Google Patents

Verfahren zum herstellen eines verbundteiles mit einer komplizierten form

Info

Publication number
DE3516420A1
DE3516420A1 DE19853516420 DE3516420A DE3516420A1 DE 3516420 A1 DE3516420 A1 DE 3516420A1 DE 19853516420 DE19853516420 DE 19853516420 DE 3516420 A DE3516420 A DE 3516420A DE 3516420 A1 DE3516420 A1 DE 3516420A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
mandrel
die
support
cooled
pad
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
DE19853516420
Other languages
English (en)
Other versions
DE3516420C2 (de
Inventor
Evan A. Fairfield Conn. Fradenburgh
Edmond F. Stratford Conn. Kiely
Gordon G. Shelton Conn. Miller
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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 United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of DE3516420A1 publication Critical patent/DE3516420A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE3516420C2 publication Critical patent/DE3516420C2/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • B29D99/0003—Producing profiled members, e.g. beams
    • B29D99/0007—Producing profiled members, e.g. beams having a variable cross-section
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/44—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles
    • B29C33/48—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with means for, or specially constructed to facilitate, the removal of articles, e.g. of undercut articles with means for collapsing or disassembling
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/34—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
    • B29C70/347—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation combined with compressing after the winding of lay-ups having a non-circular cross-section, e.g. flat spiral windings
    • 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
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Description

Verfahren zum Herstellen eines Verbundteiles mit einer
komplizierten Form
Die Erfindung betrifft das Gebiet der faserverstärkten Verbundteile und insbesondere das Formen oder Bilden von solchen Verbundteilen mit komplizierten Formen.
Eine Reihe von Verfahren zum Herstellen von faserverstärkten Verbundteilen ist bekannt. Typischerweise wird bei diesen Verfahren das harzgetränkte Faserverstärkungsmaterial um eine Form oder einen Formkern gewickelt, so daß eine Auflage aus unausgehärtetem Harz und Fasern gebildet wird. Die Auflage und der Formkern werden dann in eine Anpaßmatrize gesetzt und unter Druck der gewünschten Form der Matrize angepaßt. Dann wird Wärme zugeführt, wobei das Grundmaterial ausgehärtet und das Verbundteil gebildet wird.
Bei diesen Verfahren kann ein aufblasbarer Formkern verwendet werden, der druckbeaufschlagt wird, um die Form des Verbundteiles während seiner Bildung beizubehalten, und der dann durch Luftablassen und Herausziehen aus dem ausgehärteten Teil entfernt wird. Eine alternative Vorgehensweise besteht in der Verwendung eines massiven oder steifen Formkerns, um den die mit dem Grundmaterial getränkten Fasern gewickelt werden, wobei wieder eine Auflage gebildet wird. Die Auflage und der Formkern werden dann in eine Matrize gesetzt und unter Druck und Wärme ausgehärtet, um das Verbundteil zu bilden. Der Formkern kann dann in dem Verbundteil zurückgelassen werden, so daß er ihm eine feste Stütze gibt, oder er kann durch Halbieren des Verbundteiles entfernt werden.
Die oben beschriebenen Verfahren eignen sich jedoch nicht vollständig für die Herstellung von Verbundteilen, die komplizierte Formen haben, wie I-Träger oder andere Profile, bei denen ein Teil der Anordnung eng zusammengepreßt ist und andere Teile ein wesentlich breiteres Profil haben.
8AD ORIGINAL
Außerdem, wenn der verwendete Formkern aus Metall wäre, würde er das Gewicht des Teiles erhöhen sowie einen hohen
Druck zum Formen des Teiles erfordern. Wenn ein aufblasbarer Formkern verwendet und in dem Verbundteil zurückgelassen wird, kann dies zu einem im Aufbau minderwertigen Erzeugnis führen.
Es wird daher ein Verfahren zum Herstellen solcher komplizierter Formen aus faserverstärkten Verbundmaterialien benötigt, das die Schwierigkeiten des Standes der Technik überwindet.
Erfindungsgemäß wird ein Verfahren zum Herstellen von faserverstärkten Verbundteilen mit einer komplizierten Form angegeben, bei dem eine Auflage aus einem Faserverstärkungs-
!5 material und einem unausgehärteten Grundmaterial um einen Formkern herum gebildet wird. Der Formkern wird dann aus der Auflage entfernt, wodurch sich ein hohles, im wesentlichen selbsttragendes Gebilde ergibt, das dann in eine Anpaßmatrize gesetzt und in die gewünschte Form gepreßt wird. Das Verbundteil wird dann ausgehärtet, während es in der Matrize ist, um den gewünschten elastischen Verbundträger herzustellen.
Auch ein alternatives Verfahren ist angegeben, bei dem die Auflage, die um den Formkern herum gebildet worden ist, auf eine Temperatur abgekühlt wird, die ein leichtes Entfernen des Formkerns aus der Auflage gestattet.
Das erfindungsgemäße Verfahren kann auch dazu verwendet werden, einen faserverstärkten elastischen Verbundträger herzustellen, der innerlich verstärkte Abschnitte und verstärkte zusammengepreßte Abschnitte hat.
Diese und weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung werden im Lichte der folgenden Beschreibung und der beiliegenden Zeichnung deutlicher. Es zeigt:
Fig. 1 einen geteilten rechtwinkligen Formkern, der zum
SAD
—o~
Ausführen der Erfindung verwendet werden kann,
Fig. 2 eine Auflage um den Formkern herum,
Fig. 3 die Auflage, wobei der Formkern entfernt ist und Verstärkungsteile eingeführt werden,
Fig. 4 eine tpyische Anpaßmatrize und das sich ergebende
Verbundteil und
10
Fig. 5 einen Querschnitt durch den sich ergebenden elastischen Verbundträger.
Irgendein im wesentlichen gerader Formkern, der sich für die Herstellung von faserverstärkten Verbundteilen eignet, kann verwendet werden. Typischerweise können diese Formkerne aus Stahl sein, aber jedes andere Material, das seine Form während des Wickelvorgangs beibehält und ausreichend glatte Oberflächen hat, um ein leichtes Zurückziehen aus der sich ergebenden Auflage zu gestatten, kann verwendet werden. Diese Formkerne können irgendeine Querschnittsform haben, d.h. quadratisch, oval, rund, rechtwinklig u.s.w. Wenn es auch nicht notwendig ist, so ist es doch wünschenswert, daß der Formkern an einer schrägen Fläche oder Linie in Längsrichtung geteilt ist, um das Herausziehen aus der Auflage zu erleichtern. Ein typischer Formkern 10 dieser Art ist in Fig. 1 gezeigt.
Das Faserverstärkungsmaterial, das zur Ausführung der Erfindung verwendet werden kann, kann irgendein herkömmliches Fasermaterial sein, das zur Herstellung von faserverstärkten Verbundteilen verwendet wird. Typischerweise bestehen diese aus Glasfasern, Graphit, Kohle u.s.w. Das spezielle Faserverstärkungsmaterial, das ausgewählt wird, hängt von den. physikalischen Eigenschaften ab, die das sich ergebende Verbundteil aufweisen soll, d.h. einige der Fasern sind steifer als andere, während andere schlechtere thermische Eigenschaften haben können. Außerdem sollten
die Fasern chemisch, thermisch u.s.w. zu dem Grundmaterial passen.
Das Faserverstärkungsmaterial kann in Form eines Kabels (kleines Bündel von Fasern), eines feinen Wollstoffes oder eines vorgetränkten,gleichgerichteten Bandes eines Breitgewebes mit einer Breite von mehr als 30 cm sein. Die Form wird in den meisten Fällen durch die Art und Weise bestimmt, % auf die das Teil um den Formkern herum zu bilden ist. Wenn * beispielsweise eine Wickelmaschine zum Umwickeln des Form- * kerns verwendet wird, werden Kabeln oder der Einzelfaden bevorzugt, wogegen, wenn eine Handauflage bevorzugt wird, das Breitgewebe zweckmäßiger ist.
Außerdem kann das Grundmaterial auf das Faserverstärkungsmaterial aufgebracht werden, so daß ein vorgetränktes Teil (Prepreg) vor dem Umwickeln des Formkerns gebildet wird, oder es kann auf die Fasern aufgetragen werden, nachdem sie gewickelt worden sind. Das Grundmaterial macht typischerweise ungefähr 30% bis 70% des Volumens des fertigen Teiles aus. Das Grundmaterial kann durch herkömmliche Vortränkungsverfahren vor dem Wickeln oder Tränkungsverfahren nach dem Wickeln aufgetragen werden.
Das Grundmaterial kann irgendein herkömmliches zum Herstellen von Verbundteilen geeignetes Material sein, d.h. Epoxy, Polyamid, Polyimid u.s.w. Das spezielle Grundmaterial, das ausgewählt wird, hängt von den physikalischen Eigenschaften ab, die das Enderzeugnis haben soll, d.h. Hitzebeständigkeit, Biegsamkeit, Bruchfestigkeit u.s.w. ^ Das Grundmaterial sollte auch zu dem Faserverstärkungsmaterial passen, d.h. der Aushärtvorgang des Grundmaterials sollte die Hitzebeständigkeit des Faserverstärkungsmaterials nicht überfordern u.s.w.
Das Faserverstärkungsmaterial wird dann fest um den Formkern herum bis zu der gewünschten Dicke und unter dem gewünschten Winkel unter Verwendung irgendeines herkömmlichen
— ö —
Verfahrens gewickelt, d.h. Handwickeln, Fadenwickelmaschine u.s.w. Die Dicke der Wicklung ist von der Dicke und Steifigkeit des endgültigen Verbundteiles und der Möglichkeit, es in der Matrize zusammenzupressen,abhängig. Typischerweise hängt der Winkel, unter dem die Fasern gewickelt werden, (_+ 15, +_ 30 u.s.w. zu der Längsachse oder eine Kombination von Winkeln) wieder von den speziellen Eigenschaften ab, die das endgültige Teil haben soll, d.h. Biegsamkeit u.s.w. Die Fasern brauchen jedoch nicht auf einer geodätischen Bahn mit einer Fadenwickelmaschine gewickelt werden. Sie können auf andere Fasern unter irgendeinem gewünschten Winkel aufgelegt werden und brauchen nicht unbedingt gleich und entgegengesetzt (_+) zueinander sein.
Wenn die Auflage fertig ist, wird der umwickelte Formkern entfernt, wodurch ein hohles, im wesentlichen selbsttragendes Gebilde entsteht. Ein bevorzugtes Verfahren zum Entfernen des Formkerns besteht darin, die Auflage und den Formkern auf eine Temperatur abzukühlen, die genügend
2Q niedrig ist, daß sie nicht klebrig ist und das durch die Entfernung des Formkerns sich ergebende hohle Gebilde nicht in sich zusammenfällt. Diese Temperatur ändert sich in Abhängigkeit von dem speziellen Grundmaterial, das verwendet wird, der Größe des Faserverstärkungsmaterials und seines Moduls sowie der Dicke der Auflage. Typischerweise sollte die Temperatur geringer als -17,80C sein. Die Auflage kann durch irgendeinen herkömmlichen Gefrierschrank Eisschrank, Flüssigkeit, Gas (d.h. 0~f N„ u.s.w.) oder ein anderes Verfahren abgekühlt werden.
Nachdem die Auflage und der Formkern auf die gewünschte Temperatur abgekühlt wurden, kann der Formkern entfernt werden. Dies kann dadurch gemacht werden, daß die gekühlte Auflage ergriffen und der Formkern herausgeklopft wird.
Bei dem bevorzugten Formkern wird durch die längsgerichtete schräge Teilung die Entfernung des Formkerns wegen der Verjüngung der Formkernteile ziemlich einfach.
BAD ORIGINAL
Nachdem der Formkern entfernt wurde, kann die hohle Auflage in eine Anpaßmatrize gesetzt werden, um in die endgültige Form des Verbundteiles gebracht zu werden. Die Matrize kann irgendeine Art einer Anpaßmatrize sein, die so ausgebildet ist, daß die hohle Auflage in die gewünschte Form gepreßt wird. Die Matrize kann aus Stahl oder irgendeinem anderen steifen Material sein, das sich beim Zusammenpressen der Auflage oder beim anschließenden Aushärten des Verbundgrundmaterial nicht verformt. Diese Anpaßmatrizen oder Anpaßformen sind herkömmlich und bilden keinen Teil der Erfindung. Wenn die Auflage gekühlt wurde und besonders wenn kleine Teile hergestellt werden, kann es hilfreich sein, die hohle Auflage sich ein bißchen aufwärmen und biegsamer werden zu lassen/wodurch der Zusammenbau der Anpaßmatrize oder Anpaßform leichter wird.
Nachdem die Matrize oder Form zusanraengepaßt und das Teil zusammengepreßt wurde, wird die Matrize in eine herkömmliche Aushärteinrichtung gesetzt und das Verbundteil ausgehärtet. Die spezielle Aushärteinrichtung, d.h. Hitze, Hitze und Vakuum u.s.w,hängt von dem speziellen Grundmaterial ab, das verwendet wird, genauso wie der Aushärtvorgang, d.h. Temperatur, Zeiten u.s.w. davon abhängt.
Nachdem das Teil ausgehärtet wurde, wird die Matrize zerlegt und das fertige Verbundteil, das beinahe seine Nettoform hat, wird entfernt.
Dieses Verfahren kann dazu verwendet werden, um Verbundteile herzustellen, die Abschnitte haben, die zusammengegepreßt werden, und andere Abschnitte aufweisen, die mit Versteifungsteilen innerlich verstärkt werden. Diese Versteifungsteile werden in das Verbundteil eingebaut, indem ein vorgeformtes Versteifungsteil in die hohle Auflage eingeführt wird, vorzugsweise solange es noch gekühlt ist und vor der Zusammenpressung. Das oder die Versteifungsteile kann aus einem faserverstärkten Verbundteil bestehen, d.h. graphitfaserverstärktes Epoxy u.s.w., Metall, Holz u.s.w.
BAD ORIGINAL
-ιοί Solche Versteifungsteile können unter Verwendung herkömmlicher Verfahren hergestellt und auf eine vorbestimmte Größe geformt werden. Das oder die Versteifungsteile werden dann in die hohle Auflage an die richtige Stelle eingeführt. Diese Versteifungsteile können vor ihrer Einführung in die hohle Auflage geformt und ausgehärtet werden,oder sie können geformt und in die Auflage eingebracht und dann zusammen mit der hohlen Auflage während des Press- und Aushärtvorgangs ausgehärtet werden. (Diese Versteifungsteile können durch einen Klebstoff in ihrer Lage festgeklebt werden, der auf die Oberfläche oder Oberflächen des Versteifungsteiles vor der Einführung in die hohle Auflage aufgebracht werden kann.) Die hohle Auflage wird dann zusammen mit dem Versteifungsteil in die Anpaßmatrize oder Anpaßform eingeführt und wie zuvor zusammengepreßt.
Wie in dem Beispiel beschrieben,eignet sich dieses Verfahren besonders gut zur Herstellung von Verbundteilen mit einer I-Träger- oder abgewandelten I-Trägerform, die integrierte Verstärkungsabschnitte haben. Diese Teile können tragende Bauteile sein, die dafür bestimmt sind, Steifigkeit aufzuweisen, oder sie können bei Drehflügelflugzeugen als elastische Träger verwendet werden, die verstärkte steife.Bereiche und nicht verstärkte elastische Bereiche haben..
Beispiel
Ein torsionselastischer Träger wurde unter Verwendung des angegebenen Verfahrens wie folgt hergestellt:
Ein rechtwinkliger Formkern 10 (Fig. 1), der entlang seiner Längsachse diagonal bei 20 geteilt war, wurde verwendet. Der Formkern war quadratisch mit einer Seitenlänge von ungefähr 10 mm und hatte eine Länge von ungefähr 380 mm und war aus Stahl. Vier Lagen aus vorgetränkten Glasfasern 30 (Fig. 2) wurden fest um den Formkern 10 herum gewickelt. Das Gewebe 30 wurde so gewickelt, daß die Faserrichtung
+_ 15° zur Längsachse des Formkerns betrug. Das Gewebe 30 wurde von der 3-M Corporation gekauft und bestand aus Ε-Glas und SP 114 Harz. ■
Die Lagen wurden so gewickelt, daß das Ende jeder Lage auf einer anderen Seite des Formkerns 10 war. Jede Lage War 0,17 mm dick, .und die endgültige Verbundauflage war 0,7 mm dick.
Die sich ergebende Auflage und der Formkern wurden dann in eine Plastiktüte gegeben und in einen Gefrierschrank gestellt, um sie auf -17,8°C abzukühlen. Die Plastiktüte wurde verwendet, um die Feuchtigkeitsaufnahme der Auflage von dem Gefrierschrank zu vermindern.
Nachdem die Auflage sich auf die Temperatur abgekühlt hatte, wurde sie aus dem Gefrierschrank entnommen und aus der Plastiktüte herausgetan. Während sie noch kalt war, wurde der Formkern 10 aus der abgekühlten Auflage durch Herausklopfen mit einem Hammer entfernt und aus der Auflage herausgezogen, wobei eine steife, kalte, hohle Auflage 50 (Fig. 3) zurückblieb.
Dann wurden Verstärkungsverdoppler 60, die zuvor hergestellt wurden, in jedes Ende der hohlen, gekühlten Auflage 50 eingeführt. Die Verdoppler 60 bestanden aus graphitverstärkten Epoxyharzverbundteilen70, die unter Verwendung herkömmlicher Verfahren aufgelegt und ausgehärtet wurden. Diese Verdoppler wurden durch Aufeinanderstapeln von zehn Lagen Graphitfaser-Breitgewebe, das mit RAC 6 350 Epoxy vorgetränkt wurde, gemacht, wobei jede Lage um 0/+ 90 zu der vorausgehenden Lage wechselweise angeordnet wurde. Der sich ergebende Stapel wurde dann ausgehärtet und geformt, um in die hohle Auflage 50 genau zu passen. Diese Verdoppler 60 wurden so gemacht, daß sie eine Gabel 80 an einem Ende hatten, in welche ein vorgeformtes Schaumteil 90 einzuführen war. Das Schaumteil 90 wurde mit einer Rampe 100 an einer Oberfläche ausgebildet, um dem endgültigen Ver-
bundteil nach der Zusammenpressung eine Rampenform zu geben. Ein Verdoppler 60 war 100 mm lang, während der andere 38 mm lang war. Die Schaumeinsätze waren jeweils 63 mm lang und 25,4 mm lang. Die Schaumeinsätze 90 wurden an den Verdopplern 60 mit einem Klebstoff (EA 9309,3NA von der Hysol Corporation) angebracht.
Die Verdoppler 60 zusammen mit den Schaumeinsätzen 90 wurden mit einem AF 126-2 Klebstoff (erhältlich von der 3-M Corporation) beschichtet und dann in die gekühlte, hohle Auflage 50 eingebracht, wobei die Schaumrampenoberflächen von jedem Doppler um 180° voneinander wegschauen. Die sich ergebende verstärkte Auflage wurde dann in die Matrize oder Form 110 gelegt und die Matrize oder Form wurde zusammengebaut, wobei die hohle Auflage in die gewünschte Form 120 gebracht wurde. Die Matrize oder Form wurde mit Schrauben zusammengeklemmt, die mit Scherstiften befestigt wurden, und für zwei Stunden bei einer Temperatur von 121,1°C erhitzt, um das Harzgrundmaterial auszuhärten.
Es wurde festgestellt, daß beim Herstellen von Verbundteilen, die längsgerichtete Rampenabschnitte haben, der Rampenabschnitt lang genug und unter einem genügend leichten Winkel (weniger als ungefähr 10°) sein muß, um zu vermeiden, daß die Fasern während der Zusammenpressung knittern oder sich falten. Fig. 5 zeigt einen Schnitt des Rampenabschnittes 130 des fertigen Verbundteiles.
Die Matrize oder Form wurde dann gekühlt und zerlegt, und der fertige elastische Träger 100 wurde entfernt.
Das sich ergebende Verbundteil hatte beinahe seine Nettoform und enthielt fortlaufende Fasern über den ganzen Abschnitt des Teiles, der aus der hohlen Auflage gebildet wurde. Diese ununterbrochene Anordnung von Fasern ergibt ein baulich besseres Verbundteil im Vergleich zu denen, die unterbrochene Fasern haben.
Das Verfahren eignet sich in idealer Weise zur Herstellung von I-Träqern, C-Trägern und anderen Teilen, die zusammengepreßte Bereiche haben. Außerdem können durch die richtige Anordnung von Versteifungsteilen und dergleichen auch Verbundteile, die torsionsweiche, elastische Abschnitte und torsionssteife Abschnitte haben, leicht hergestellt werden. Solche Teile finden als elastische Träger bei Drehflügelflugzeugen zum Befestigen der Rotorblätter an den Rotornaben Anwendung.
10
Wenn auch die Erfindung in bezug auf spezielle Ausführungsformen gezeigt und beschrieben wurde, sollte es für die Fachleute klar sein, daß verschiedene Änderungen und Weglassungen in der Form und im Detail gemacht werden können, ohne vom Grundgedanken und Umfang der Erfindung abzuweichen.
- Leerseite -

Claims (10)

υ. _·ι. Uiem. Dr. Stevrors AMDci Dipl.-Phys. Diäter r-!-AGH ΓφΙ.-ing. Dietmar HAL)G Dipl.-Chem. Dr. Richard KNEISSL PATENTANWÄLTE Stelnstr. 44, D-8000 München 80 l. #· MAl Wöü Anm.: United Technologies Corporation Hartford, Ct. 06101, V.St.A. Az.: 345 DH/RÄ Verfahren zum Herstellen eines Verbundteiles mit einer komplizierten Form Patentansprüche
1. Verfahren zum Herstellen eines Verbundteiles mit einer komplizierten Form, dadurch gekennzeichnet, daß
a. eine Auflage aus einem Faserverstärkungsmaterial und einem unausgeharteten Grundmaterial um einen Formkern herum gebildet wird,
b. der Formkern entfernt wird,
c. die hohle Auflage in eine Anpaßmatrize gesetzt und unter Druck geformt wird, um sie an die Matrize anzupassen, und
d. Aushärten des Grundmaterials, um das Verbundteil zu bilden.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Auflage und der Formkern auf eine Temperatur abgekühlt werden, bei der das Harz nicht mehr klebrig ist und der Formkern leicht aus der Auflage entfernt worden kann.
3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß Verstärkungsverdoppler in mindestens ein Ende der gekühlten, hohlen Auflage eingeführt werden, bevor sie in die Anpaßmatrize gesetzt wird.
4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Formkern aus zwei Teilen besteht, die entlang der Längsachse geteilt sind.
5. Verfahren zum Herstellen eines elastischen Verbundträgers mit einer komplizierten Form, der ein inneres Ende und ein äußeres Ende hat, dadurch gekennzeichnet, daß
a. eine Auflage aus Faserverstärkungsmaterial um einen rechtwinkligen Formkern herum gebildet wird,
b. die Auflage auf eine Temperatur abgekühlt wird, bei der die Auflage ihre Form im wesentlichen beibehalten wird, wenn der Formkern entfernt wird,
c. der Formkern entfernt wird, so daß eine gekühlte, hohle Auflage gebildet wird,
d. Verstärkungsverdoppler in das innere und das äußere
Ende eingeführt werden, während sie immer noch gekühlt ist,
e. die gekühlte, verstärkte Auflage in eine Anpaßmatrize gesetzt und unter Druck geformt wird, um sie an die Matrize anzupassen, und
f. ausreichend Wärme der Auflage zugeführt wird, um das Grundmaterial auszuhärten und das kompliziert geformte Verbundteil zu bilden.
6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet,
daß das Faserverstärkungsmaterial aus Glasfasern, das Harz
aus Epoxy und die Verstärkungsverdoppler aus Gräphitfasern
BAD ORIGINAL
und Epoxyharz bestehen.
7. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die gekühlte, hohle Auflage in eine Lage Stoff zur Lage-
5- regulierung eingehüllt wird, bevor sie in die Matrize eingebracht wird.
8. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Hohlraum der Anpaßmatrize ein Teil ergibt, das einen ersten und einen zweiten im wesentlichen steifen Endabschnitt und einen torsionselastischon Mtttelabschnitt hat.
9. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der elastische Mittelabschnitt im wesentlichen I-förmig im Querschnitt ist.
10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der im Querschnitt im wesentlichen I-förmige Mittelabschnitt einen mittleren Steg mit einer in entgegengesetzte Längsrichtungen zunehmenden Dicke aufweist.
DE3516420A 1984-05-15 1985-05-07 Verfahren zum Herstellen eines Verbundteiles mit einer komplizierten Gestalt und hiermit hergestelltes Verbundteil Expired - Fee Related DE3516420C2 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/610,371 US4591400A (en) 1984-05-15 1984-05-15 Method of forming a fiber reinforced composite article of a complex configuration

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE3516420A1 true DE3516420A1 (de) 1985-11-21
DE3516420C2 DE3516420C2 (de) 1995-09-14

Family

ID=24444761

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE3516420A Expired - Fee Related DE3516420C2 (de) 1984-05-15 1985-05-07 Verfahren zum Herstellen eines Verbundteiles mit einer komplizierten Gestalt und hiermit hergestelltes Verbundteil

Country Status (8)

Country Link
US (1) US4591400A (de)
AU (1) AU569683B2 (de)
BE (1) BE902418A (de)
BR (1) BR8502260A (de)
CA (1) CA1247318A (de)
DE (1) DE3516420C2 (de)
ES (1) ES8608997A1 (de)
IT (1) IT1184789B (de)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1996007524A1 (en) * 1994-09-02 1996-03-14 The Boeing Company Composite stringer disassembly machine
EP2186627B1 (de) * 2008-11-12 2017-02-08 Jamco Corporation Verfahren zur kontinuierlichen Formung eines Formelements aus Verbundmaterial mit variierter Querschnittsform
DE102015221182A1 (de) * 2015-10-29 2017-05-04 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Kernsystem, Verwendung des Kernsystems bei der Herstellung eines Faserverbundbauteils sowie Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils
EP2162350A4 (de) * 2007-06-21 2017-06-07 Sikorsky Aircraft Corporation Verfahren zum bilden von platten unter verwendung eines verfahrens zur in-situ-platzierung von bändern und daraus hergestellte platten

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5152860A (en) * 1984-10-09 1992-10-06 Anadite, Inc. Modular composite structure and method
IL87589A0 (en) * 1987-10-15 1989-01-31 Lockheed Corp Integrally stiffened composite structure
US4978558A (en) * 1988-06-10 1990-12-18 United Technologies Corporation Method for applying diffusion coating masks
US5026447A (en) * 1989-02-10 1991-06-25 Phillips Petroleum Company Method for making variable cross section pultruded thermoplastic composite articles
US5091029A (en) * 1991-01-15 1992-02-25 United Technologies Corporation Method of manufacturing a unitary, multi-legged helicopter rotor flexbeam made solely of composite materials
US5192384A (en) * 1991-05-30 1993-03-09 Kaiser Aerospace And Electronics Corporation Methods for forming composite tubing having tapered ends
US5580512A (en) * 1995-04-07 1996-12-03 Northrop Grumman Corporation Method for making low cost oriented composite molding compound
US5681513A (en) * 1995-08-04 1997-10-28 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method for fabricating composite structures using continuous press forming
JPH10693A (ja) * 1996-06-13 1998-01-06 Fuji Heavy Ind Ltd 繊維強化樹脂複合材製円筒部品およびその製造方法
CA2282387C (en) * 1997-02-27 2007-10-02 Advanced Composites Group Limited Improvements in or relating to moulding methods and moulded articles
FR2792246B1 (fr) * 1999-04-16 2001-06-22 Aerospatiale Outillage de mise en forme pour la polymerisation de pieces profilees en materiau composite
ITTO20010782A1 (it) * 2001-08-03 2003-02-03 Campagnolo Srl Procedimento per la produzione di una pedivella per bicicletta.
DE10210517B3 (de) * 2002-03-09 2004-01-29 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Bauteiles in Faserverbundbauweise
FR2939766B1 (fr) * 2008-12-15 2011-01-14 St Aero Pylone central d'aeronef.
WO2014068572A2 (en) 2012-11-01 2014-05-08 Israel Aerospace Industries Ltd. Manufacture of integrated structures formed of composite materials
US8983171B2 (en) 2012-12-26 2015-03-17 Israel Aerospace Industries Ltd. System and method for inspecting structures formed of composite materials during the fabrication thereof
US10723437B2 (en) * 2017-05-30 2020-07-28 The Boeing Company System for structurally integrated thermal management for thin wing aircraft control surface actuators
US10730557B2 (en) * 2017-12-11 2020-08-04 Ford Global Technologies, Llc Cross car beam assembly with composite beam structure and reinforcement
US11400624B2 (en) * 2018-09-24 2022-08-02 Raytheon Technologies Corporation Constant cross section mandrel for CMC components
CN111113943A (zh) * 2018-10-31 2020-05-08 中国商用飞机有限责任公司 一种c型梁的成型方法及c型梁
CN120245468B (zh) * 2025-06-06 2025-08-19 江苏新扬新材料股份有限公司 一种类六面体碳纤维梁的模压成型方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3113791A1 (de) * 1981-04-04 1982-12-02 Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen "rohrfoermiger hohlkoerper, verfahren zu seiner herstellung sowie vorrichtung zur durchfuehrung des verfahrens"

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2209509A (en) * 1938-06-10 1940-07-30 Carr Mfg Corp Process of making rubber thread
US3044922A (en) * 1959-10-12 1962-07-17 Richardson Co Method of making molded bearings
US3476625A (en) * 1966-05-03 1969-11-04 Parsons Corp Method of forming a composite spar about a metal tube
US3943020A (en) * 1974-12-05 1976-03-09 Fiber Science, Inc. Filament wound blade and method for manufacturing same
US4251309A (en) * 1978-10-05 1981-02-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Method of making rotor blade root end attachment
US4329306A (en) * 1979-08-16 1982-05-11 General Electric Company Heat curable processable epoxy compositions
US4426193A (en) * 1981-01-22 1984-01-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Impact composite blade
US4512836A (en) * 1983-08-22 1985-04-23 Mcdonnell Douglas Corporation Method of producing composite structural members

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3113791A1 (de) * 1981-04-04 1982-12-02 Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen "rohrfoermiger hohlkoerper, verfahren zu seiner herstellung sowie vorrichtung zur durchfuehrung des verfahrens"

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1996007524A1 (en) * 1994-09-02 1996-03-14 The Boeing Company Composite stringer disassembly machine
US5615469A (en) * 1994-09-02 1997-04-01 The Boeing Company Composite stringer disassembly machine
EP2162350A4 (de) * 2007-06-21 2017-06-07 Sikorsky Aircraft Corporation Verfahren zum bilden von platten unter verwendung eines verfahrens zur in-situ-platzierung von bändern und daraus hergestellte platten
EP2186627B1 (de) * 2008-11-12 2017-02-08 Jamco Corporation Verfahren zur kontinuierlichen Formung eines Formelements aus Verbundmaterial mit variierter Querschnittsform
DE102015221182A1 (de) * 2015-10-29 2017-05-04 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Kernsystem, Verwendung des Kernsystems bei der Herstellung eines Faserverbundbauteils sowie Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils
US11097450B2 (en) 2015-10-29 2021-08-24 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Core system, use of the core system in the production of a fiber composite component and method for producing a fiber composite component
EP3368261B1 (de) * 2015-10-29 2022-09-28 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Kernsystem, verwendung des kernsystems bei der herstellung eines faserverbundbauteils sowie verfahren zur herstellung eines faserverbundbauteils

Also Published As

Publication number Publication date
ES543114A0 (es) 1986-09-16
AU569683B2 (en) 1988-02-11
BE902418A (fr) 1985-09-02
AU4228485A (en) 1985-11-21
BR8502260A (pt) 1986-01-14
CA1247318A (en) 1988-12-28
IT8520722A0 (it) 1985-05-15
US4591400A (en) 1986-05-27
IT1184789B (it) 1987-10-28
DE3516420C2 (de) 1995-09-14
ES8608997A1 (es) 1986-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE3516420A1 (de) Verfahren zum herstellen eines verbundteiles mit einer komplizierten form
DE69100380T2 (de) Struktur und Verfahren zur Herstellung eines Flugzeugrumpfs.
DE60209403T2 (de) Fahrradkurbel und ihre Fertigungsmethode
DE60209962T2 (de) Fahrrad-Kurbel und ihre Fertigungsmethode
DE69422776T2 (de) Verfahren zum Herstellen einer unitären faserverstärkten Verbundplattenanordnung
DE69218920T2 (de) Langfaseriger verstärkte thermoplastischer rahmen, insbesondere für einen tennisschläger
DE69218214T2 (de) Hockeyschläger
EP2279074B1 (de) Verfahren zur herstellung ein integrales hohlbauteil aus faserverbundwerkstoff
DE3113791C2 (de)
DE2248358A1 (de) Flugzeugradardom mit kanneliertem kern und herstellungsverfahren
DE3715409A1 (de) Verfahren zum herstellen von faserverstaerktem verbundmaterial mit befestigungsloechern
DE102006031334A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils für die Luft- und Raumfahrt
DE1431141A1 (de) Drehfluegel fuer Hubschrauber
DE2505454A1 (de) Verbundbauteil mit hohem festigkeits- und gewichtsverhaeltnis und verfahren zu dessen herstellung
DE69815734T2 (de) Verfahren zur Herstellung von hohlen Präzisionskörpern aus Verbundwerkstoff
DE102006035939B4 (de) Verfahren zur Herstellung von Faserverbundbauteilen und Faserverbundbauteil
DE102016123456A1 (de) Verbundwerkzeuge zum bearbeiten von luftfahrzeugen und verfahren verwendend gelenkdorne
DE2021347A1 (de) Verfahren zur Herstellung faserverstaerkter Verbundkoerper
DE2736124C3 (de) Verfahren und Wickelwerkzeug zum Herstellen eines an den Enden offenen schlaufenförmigen Kraftübertragungselements aus Faserverbundwerkstoff
DE1045810B (de) Aus faserverstaerkten Kunststoffschalen oder -platten bestehender Koerper, insbesondere Trag- oder Antriebsfluegel, und Verfahren und Werkzeug zu seiner Herstellung
EP0012167A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Formkörpers aus Verbundmaterial und nach diesem Verfahren hergestellter Formkörper
DE102016221978A1 (de) Hybridbauteil umfassend ein Faserverbundbauteil
EP0933756B1 (de) Verfahren zum Herstellen einer hohlen Streichinstrument-Bogenstange
DE102017119797A1 (de) Verfahren und Formwerkzeug zur Herstellung eines Faserverbund-Hohlkörpers
DE2230324A1 (de) Rohrfoermiger schichtstoff und verfahren zu seiner herstellung

Legal Events

Date Code Title Description
8110 Request for examination paragraph 44
8125 Change of the main classification

Ipc: B29C 67/12

8125 Change of the main classification

Ipc: B29C 70/42

D2 Grant after examination
8364 No opposition during term of opposition
8339 Ceased/non-payment of the annual fee