DE69529396T2 - Transfer-Giessverfahren in Kombination mit wabenförmigen Kern - Google Patents

Transfer-Giessverfahren in Kombination mit wabenförmigen Kern

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Description

    HINTERGRUND DER ERFINDUNG 1) Gebiet der Erfindung
  • Diese Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren der Harztransferformung (RTM), das in Kombination mit einem Waben- bzw. Zellenkernmaterial benutzt wird, und sie bezieht sich außerdem auf die festen Produkte leichten Gewichts, die dadurch hergestellt worden sind. Mehr im Besonderen dient das Verfahren zum Herstellen von Produkten durch die Benutzung der Harztransferformung (RTM), worin das endgültige Produkt eine Einheit aus Waben- bzw. Zellenkernmaterial enthält, das leere Zellen hat (d. h., das Harz ist von den Zellen des Waben- bzw. Zellenkerns ausgeschlossen worden). Die festen Produkte leichten Gewichts, die mittels dieses Verfahrens hergestellt werden, sind in vielen Anwendungen brauchbar, z. B. als Flugzeugteile.
    • 2) Beschreibung der Hintergrundtechnik
  • Ein Verfahren zum Herstellen von strukturellen Platten bzw. Feldern leichten Gewichts ist in US 2 839 442 beschrieben.
  • Die Harztransferformung (RTM) erlaubt die wirtschaftliche Herstellung von Kompositen bzw. Verbundwerkstoffen hoher Qualität. Trockene Fasern, welche die Form von aus einer Matte von kontinuierlichen Strängen bestehenden, in einer Richtung wirkenden bzw. unidirektionellen, gewebten oder gewirkten Vorformlingen haben können, werden in einer geschlossenen Form platziert, und dann wird Harz unter äußerem Druck oder Vakuum in die Form eingeleitet. Das Harz härtet unter der Wirkung seiner eigenen exothermen Eigenschaft oder es kann Wärme auf die Form angewandt werden, um den Härtungsprozess zu vervollständigen. Frühe Anwendungen der Harztransferformungstechnik haben ungesättigte Polyesterharze verwendet. Polyester- und Vinylesterharze werden in Verbraucherprodukten, Rohren, Druckbehältern und Kraftfahrzeuganwendungen verwendet, die harztransfergeformt sind. Es sind auch Epoxyharze für die Harztransferformung von Komposit- bzw. Verbundwerkstoffkomponenten hoher Qualität sowie hohen Faservolumenanteils in elektronischen Anwendungen und Luft- und Raumfahrtanwendungen entwickelt worden.
  • Die Harztransferformung ist ein Verfahren, in dem das Harzsystem bei niedrigen Viskositäten und niedrigen Drücken in ein geschlossenes Formwerkzeug übertragen wird, das einen Vorformling aus trockenen Fasern enthält. Der RTM-Prozess kann dazu benutzt werden, Komposit- bzw. Verbundwerkstoffteile niedriger Kosten herzustellen, deren Gestalt kompliziert ist. Diese Teile erfordern typischerweise eine Verstärkung durch kontinuierliche Fasern zusammen mit kontrollierten bzw. gesteuerten innenseitigen Formlinien- und außenseitigen Formlinienoberflächen. Es ist die Platzierung von Verstärkungen aus kontinuierlichen Fasern in großen Strukturen, die RTM von Flüssigformungsverfahren unterscheidet.
  • Während fünf Dekaden ist die Harztransferformung in Anwendungen benutzt worden, welche für die Märkte der Verbraucherprodukte geeignet sind. Jedoch ist RTM in der letzten Dekade durch die Entwicklung von Harzsystemen hoher Festigkeit und weiter fortgeschrittener Pumpsysteme zu neuen Niveaus fortgeschritten. Diese kürzlichen Entwicklungen haben diese Technologie als eine praktische Herstellungsoption für Komposit- bzw. Verbundwerkstoffausbildungen hoher Festigkeit, im Besonderen in der Luft- und Raumfahrtindustrie, gefördert.
  • Die folgenden sind einige der fundamentalen Vorteile des Harztransferformungsprozesses: (1) komplizierte Formen bzw. Gestalten (Detailintegration); (2) niedrige Teilvariabilität (Produkt aus der Form); (3) gutes Oberflächenfinish; (4) 55 bis 70 Gew.-% Faser/Harz-Verhältnissteuerung; (5) eliminiert den Autoklavenzyklus; (6) niedrige Materialkosten; (7) minimale Schulungskosten; (8) niedrige Kapitalinvestmentkosten; (9) geringes Ausgesetztsein der Arbeiter; und (10) Buchsen und Einsätze können eingeformt werden.
  • In der Luft- und Raumfahrtindustrie liegt der am meisten sichtbare Vorteil von diesem Formungsverfahren in seiner Fähigkeit, komplizierte Formen bzw. Gestalten herzustellen, d. h., mehrere, detaillierte Komponenten zu einer Konfiguration zu kombinieren. Zum Beispiel bestehen viele konventionelle Ausbildungen aus vielen individuellen Einzelheiten, die als ein Unteraufbau kombiniert werden. Diese Unteraufbauten erfordern gewöhnlich arbeitsintensives Trimmen bzw. Ausgleichen durch Beilagen, Binden bzw. Verbinden, mechanisches Befestigen und Abdichten. Infolgedessen zeigen diese Unteraufbauten aufgrund der Toleranzzunahme eine hohe Teil-zu-Teil- Variabilität.
  • Individuelle Komponenten werden mit Harztransferformung in einen Gegenstand integriert. Daher ist die Teil-zu-Teil-Variation niedrig, weil die Teile ein Produkt der Form sind.
  • Eine aerodynamische, dekorative Oberflächenbeschaffenheit und kontrollierte bzw. gesteuerte passende Oberflächen sind typische Teilcharakteristika in der Luft- und Raumfahrtindustrie. Diese Charakteristika eines Oberflächenfinish hoher Qualität sind ideal für RTM. Daher macht die Tatsache, dass es ein Produkt der Form ist, die Oberflächenqualität des Teils vergleichbar mit jener der Werkzeugoberfläche.
  • Ein anderer Vorteil von RTM ist die Steuerung des Verstärkungs/Harz-Verhältnisses, was typischerweise 55 bis 70 Gew.-% Fasern ist. Dieses erzeugt Teile, die von leichtem Gewicht und hoch in der Festigkeit sind.
  • Da das Verfahren der Wärmeübertragung in das Formwerkzeug integriert ist, wird die Notwendigkeit eines Autoklaven eliminiert. Daher nimmt man keine Autoklavenkosten auf sich, keine Größenbeschränkungen sind inhärent, und es treten keine Bereitstellungs- bzw. Auffangraumauflagen bzw. Zwischenstationsauflagen auf.
  • Hinsichtlich der Rohmaterialkosten bietet RTM Kosteneinsparungen durch die Verwendung von Massenmaterialien, wie allgemeinen Waren. Weil trockene Waren weniger teurer als vorimprägnierte Materialien sind, können Einsparungen mit den Kosten des Abfallmaterials während des Lagenwirk- bzw. -strickvorgangs verbunden sein. Außerdem benötigen Massenmaterialien keine speziellen Behandlungserfordernisse, wie z. B. Gefrierkammeraufbewahrung.
  • Der grundsätzliche Einspritzvorgang von RTM ist unkompliziert und leicht zu lernen. Demgemäß ist eine minimale Ausbildung erforderlich, um Bedienungspersonen in Form zu bringen. Andererseits ist beim Herstellen von Vorformlingen das Niveau der Erfahrung und der Ausbildung der Bedienungsperson abhängig von dem Verfahren der Vorformung, das benutzt wird.
  • Die Anfangskapitalinvestmentkosten von RTM sind niedrig, wenn man sie mit den vielen anderen Formungsverfahren vergleicht. Die elementarste Art und Weise für RTM kann unter Verwendung eines Druckspritztopfs bzw. -füllraums, eines Ofens und einer Vakuumquelle bewerkstelligt werden. Es kann eine Vielfalt von kommerziell erhältlicher Ausrüstung dazu benutzt werden, das Verfahren in vielen Bereichen voranzubringen.
  • In den meisten Fällen können RTM-Materialien mit minimaler chemischer Exposition an Arbeiter und ihre Umgebung verwendet werden. Viele Harzsysteme hoher Leistungsfähigkeit sind stabil und setzen wenig flüchtige Substanzen frei. Da RTM innerhalb eines geschlossenen Systems verarbeitet wird, werden Arbeiter dem Harz nur ausgesetzt, wenn sie die Ausgabeausrüstung beladen.
  • Buchsen und Einsätze können in den Vorformling inkorporiert und an Ort und Stelle eingespritzt werden, um einigen Aufbau höheren Niveaus zu eliminieren. Spezielle Betrachtungen müssen jedoch hinsichtlich der Ausbildung und der Herstellung des Formwerkzeugs ausgeführt werden (d. h. hinzugefügter Wert gegen Werkzeugkosten).
  • Einige der Beschränkungen von RTM umfassen: (1) höhere Werkzeugkosten; (2) Gestaltungs- bzw. Ausbildungsänderungen können teuer sein (Werkzeugbestückungs- bzw. -einrichtearbeitskosten); (3) die Kosten von fortgeschrittener Vorformungsarchitektur; (4) die Kosten von Kundenharzsystemen; und (S) Werkzeughandhabungsprobleme bzw. -aufgaben (Größe und Gewicht der Werkzeuge).
  • Aufgrund der hohen Qualität der Form und der inhärenten Kompliziertheit ist die Werkzeugbestückung bzw. -einrichtearbeit teuer. Teile mit komplizierten Konfigurationen haben eine teure, vielstückige Werkzeugbestückung für Betriebsstörungen.
  • Die Ausbildungs- bzw. Gestaltungsänderungen können teuer sein, wenn komplizierte mehrstückige Formen modifiziert werden. Selbst eine einfache Gestaltungs- bzw. Ausbildungsände rung kann zu umfangreicher Nachbearbeitung oder Werkzeugneuerschaffung führen.
  • Die Kosten von fortgeschrittener Vorformungsarchitektur können aufgrund von langsamen arbeitsintensiven Verfahren hoch sein.
  • Die Harzsysteme müssen Ausbildunge- und Verfahrensparameter erfüllen, die schwierig zu kombinieren sein mögen. Zum Beispiel müssen Gestaltungs- bzw. Ausbildungskriterien, wie beispielsweise mechanische Testwerte oder Entflammbarkeitswerte, mit den Verfahrenskriterien übereinstimmen, wie z. B. der Spritztopf- bzw. Füllraumlebensdauer, der Viskosität, dem Ausgesetztsein der Arbeiter und der Härtungszeit. Substanzen, welches das Harz zäh machen, können im Allgemeinen nicht hinzugefügt werden, weil der Vorformling als ein Grundierungs- bzw. Füllfilter wirkt, welches diese Materialien an der Stelle der Induktion bzw. der Stelle des Beginns einfängt.
  • Einer der Vorteile von RTM ist die Fähigkeit, große Teile herzustellen. Jedoch kann es auch eine größere Beschränkung bzw. Hauptbeschränkung sein, weil die Werkzeuge groß und schwer sind. Große und massive Formen haben spezielle Bedürfnisse der Handhabung, die Krane, Drehzapfen und Gabelstapler umfassen können.
  • Das spezielle Problem, welches die Verwendung der Harztransferformung, um Produkte herzustellen, die eine Einheit aus Waben- bzw. Zellenkernmaterial enthalten, mit sich bringt, ist der Ausschluss des Harzes von den Zellen des Waben- bzw. Zellenkernmaterials. Wenn die Zellen des Waben- bzw. Zellenkerns nicht von dem Harz isoliert werden, das in die Form eingespritzt wird, werden sich die Zellen des Waben- bzw. Zellenkerns mit Harz füllen, und das Ergebnis wird ein sehr schweres Produkt sein. Die vergangenen Versuche haben exakt jenes getan, d. h. die Zellen des Waben- bzw. Zellenmaterials mit Harz gefüllt.
    • ABRISS DER ERFINDUNG
  • Die vorliegende Erfindung löst das vorstehende Problem und stellt ein Mittel des Herstellens von festen und leichtgewichtigen Produkten zur Verfügung, die Einheiten aus Waben- bzw. Zellenkernmaterial enthalten, das leere Zellen hat (d. h. das Harz ist von den Zellen des Waben- bzw. Zellenkerns ausgeschlossen worden). Das Waben- bzw. Zellenkernmaterial ist auf beiden Seiten isoliert. Dieses stellt eine Barriere zwischen dem Vorformling (den trockenen Fasern) und dem Waben- bzw. Zellenkernmaterial vor der Injektion des Harzsystems zur Verfügung, so dass das Harzsystem von den Zellen des Waben- bzw. Zellenkernmaterials ausgeschlossen wird.
  • In einem Aspekt ist die vorliegende Erfindung ein geschichtetes Produkt, das in einer Form hergestellt ist und einen Waben- bzw. Zellenkern besitzt, der leere Zellen hat, gemäß dem Anspruch 1.
  • In einem anderen Aspekt ist die vorliegende Erfindung ein Verfahren zum Herstellen eines geschichteten Produkts, das einen Waben- bzw. Zellenkern besitzt, der leere Zellen hat, gemäß dem Anspruch 5.
  • Bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung sind in den Ansprüchen 2-4 und 6 offenbart.
    • KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
  • Für ein besseres Verständnis der Erfindung und um zu zeigen, wie dieselbe ausgeführt werden kann, wird nun mittels Beispiels auf die beigefügten Zeichnungen Bezug genommen. In den unterschiedlichen Figuren haben Elemente, die durch die gleichen bzw. ähnlichen Bezugszeichen bezeichnet sind, entsprechende Funktionen.
  • Fig. 1 ist eine schematische perspektivische Ansicht, teilweise im Schnitt, von dem endgültigen gehärteten Produkt der Erfindung, welche die Schichten über und unter dem zentralen Waben- bzw. Zellenkernmaterial zeigt und die leeren Zellen des Waben- bzw. Zellenkernmaterials veranschaulicht.
  • Fig. 2 ist eine schematische vertikale Schnittansicht des endgültigen gehärteten Produkts der Erfindung, ausgeführt längs der Linie 2-2 der Fig. 1, welche die Schichten über und unter dem zentralen Waben- bzw. Zellenkernmaterial zeigt und die leeren Zellen des Waben- bzw. Zellenkernmaterials veranschaulicht.
  • Fig. 3 ist eine schematische vertikale Schnittansicht von dem Formwerkzeug, das in der Harztransferformung dazu benutzt wird, das endgültige gehärtete Produkt der Erfindung herzustellen, das in den Fig. 1 und 2 gezeigt ist.
    • BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN
  • Um Teile unter Verwendung des RTM-Verfahrens auszubilden bzw. zu gestalten und herzustellen, muss man die Teileerfordernisse basierend auf dem folgenden beurteilen: (1) das Teil erfordert hohe Festigkeit, Verstärkung durch kontinuierliche Fasern mit 55 bis 75 Gew.-% Fasern; (2) das Teil ist kompliziert in der Art mit darin ausgebildeten Flanschen, Versteifern oder Einsätzen; (3) die Erfordernisse der Teiletoleranz liegen typischerweise im Bereich von 0,10 bis 0,30; (4) die Teiledicke liegt im Bereich von 0,12 cm (0,040 Zoll) bis zu 12,70 cm (5,0 Zoll); und (5) das Oberflächenfinish des Teils muss 125 RMS bzw. Effektivwert oder besser sein (gut innerhalb typischer Bearbeitungsparameter).
  • Einige der üblichsten Materialien, die zum Herstellen von Trockenfaservorformlingen benutzt werden, sind Glasfasern, Graphit, Aramid und Keramika. Diese Fasermaterialien können separat verwendet werden oder zu einer Vielfalt von Hybriden kombiniert werden, um spezifische Leistungsfähigkeitsbedürfnisse zu erfüllen. Da diese Materialien während vieler Jahre in der Komposit- bzw. Verbundwerkstoffherstellung benutzt worden sind, bieten sie vergrößerte Gestaltungsflexibilität. Es gibt mehrere Arten und Weisen, um die Verstärkungen zu einer gewünschten Gestalt zu formen. Unterschiedliche Ausführungen des Vorformlings umfassen Flechtung bzw. Beflechtung bzw. Umspinnen, Stricken bzw. Wirken, Weben, Filamentwickeln und Heften bzw. Nähen. Jede dieser Gestaltungen ist inhärent einzigartig und muss individuelle für spezifische Ausbildungs- bzw. Gestaltungscharakteristika beurteilt werden. Gewebte und filamentgewickelte Vorformlinge erfordern typischerweise ein Bindemittel, um die Verdichtung bzw. Verfestigung bzw. Verstärkung bzw. Konsolidierung und die Konfiguration aufrechtzuerhalten. Bindemittel arbeiten am besten, wenn sie ein Abkömmling des reinen Harzsystems sind. In einigen Situationen ist es notwendig, ein Bindemittel zu benutzen, das unähnlich bzw. verschieden bzw. ungleichartig ist. Wenn dieses der Fall ist, kann das Bindemittel migrieren, so dass es sich während des Einspritzens in einer unkontrollierten Art und Weise verdichtet bzw. verfestigt bzw. verstärkt bzw. konsolidiert und die Festigkeit des Basisharzsystems vermindert.
  • Alle Trockenfaservorformlinge sollten vor dem Beladen der Form verdichtet bzw. verfestigt bzw. verstärkt bzw. konsolidiert werden. Verdichtete bzw. verfestigte bzw. verstärkte bzw. konsolidierte Vorformlinge stellen eine angemessene Fa serausrichtung und ein angemessens Volumen sicher. Die Faserausrichtung und die Verzerrung in dem RTM-Verfahren muss von zwei Aspekten her verstanden werden. Der erste befasst sich mit der Positionierung, der Formung bzw. Ausbildung und der Verdichtung bzw. Verfestigung bzw. Verstärkung bzw. Konsolidierung der trockenen Fasern. Anders als vorimprägnierte Verstärkungen sind trockene Fasern instabil und werden leicht verzerrt. Bindemittel tragen dazu bei, die Fasern während ihrer Handhabung und Positionierung zu stabilisieren. Während des Ausbildungs- bzw. Formungs- und Verdichtungs- bzw. Verfestigungs- bzw. Konsolidierungs- bzw. Verstärkungsprozesses wird der Vorformling stabil. Sobald der Vorformling verdichtet bzw. verfestigt bzw. verstärkt bzw. konsolidiert ist, kann er gehandhabt, zusammengebaut und in der Form mit beschränkter Verzerrung lokalisiert werden. Der zweite Aspekt befasst sich mit der Fähigkeit, die korrekte Faserausrichtung während der Harzeinspritzung zu halten und zu arretieren. Wenn der Vorformling in der Form eingeschlossen wird, wird er weiter durch den Schließdruck verdichtet bzw. verfestigt bzw. verstärkt bzw. konsolidiert. Der hohe Fasergehalt des Vorformlings arretiert die Fasern festsitzend bzw. dicht gedrängt bzw. zusammengepresst an Ort und Stelle, so dass eine Faserbewegung verhindert wird.
  • Die Qualität der Form ist am kritischsten für das RTM-Verfahren. Das Oberflächenfinish und die dimensionelle Steuerung sind bzw. geschehen in den Produkten der Form. Mit anderen Worten, die Zeit und das Geld, die aufgewendet werden, um Formen hoher Qualität herzustellen, werden Teile hoher Qualität hervorbringen.
  • Wenn man ein RTM-Harzsystem für die Gestaltung auswählt, besteht der erste Schritt darin, klar die Durchführungs- bzw. Ausführungs- bzw. Wirtschaftlichkeits- bzw. Leistungsfähigkeits- bzw. Qualitätsbedingungen zu definieren. Einige der Durchführungs- bzw. Ausführungs- bzw. Wirtschaftlichkeits- bzw. Leistungsfähigkeits- bzw. Qualitätskriterien umfassen den Bereich der Betriebstemperaturen, thermische Zyklen und mechanische Eigenschaften. Um die angemessene Harzauswahl sicher zu stellen, müssen die Harzeigenschaften basierend auf den Durchführungs- bzw. Wirtschaftlichkeits- bzw. Leistungsfähigkeits- bzw. Ausführungs- bzw. Qualitätsbedingungen beurteilt werden. Es ist eine breite Vielfalt an RTM-Harzsystemen für die Verwendung in der vorliegenden Erfindung verfügbar, zusammen mit vielen anderen, die im Entwicklungsstadium sind. Einige der allgemeinen RTM-Harzsysteme, die verwendet werden können, umfassen: Epoxyharzsysteme; Cyanatesterharzsysteme; Vinylesterharzsysteme, Phenolharzsysteme, Polyesterharzsysteme und Bismaleimidharzsysteme.
  • Die Liste der Harzcharakteristika dient als die Basis zum Definieren der Harztransferverfahrensparameter. Harze, die für das RTM-Verfahren förderlich sind, zeigen niedrige Viskosität (idealerweise 500 cps oder weniger), verlängerte Spritztopf- bzw. Füllraumlebensdauer, niedrigen Gehalt an flüchtigen Substanzen und niedrige exotherme Temperaturen mit einer semischnellen Gel- bzw. Gelbildungszeit.
  • RTM-Harzsysteme sind in unterschiedlichen Formulierungen, wie z. B. als Ein-Teil- oder Zwei-Teil-Systeme verfügbar. Säuberungsoperationen von nicht quervernetzten Formulierungen erfordern Lösungsmittel. Daher sollte eine Lösungsmittelsäuberung in Betracht gezogen werden, wenn man ein RTM-Harzsystem auswählt, obwohl eine angemessene Pumpausrüstung viele dieser Harzsysteme direkt von ihren Verpackungsbehältern her speichern, laden und pumpen kann und minimale Lösungsmittelreinigung erfordert. Lösungsmittel werden missbilligt, weil sie sowohl das Ausgesetztsein der Arbeiter als auch die Entsorgung von gefährlichem Abfall erhöhen.
  • Es gibt mehrere Arten von RTM-Harzabgabesystemen, die auf dem kommerziellen Markt verfügbar sind, welche in der vorliegenden Erfindung verwendet werden können. Der Pumpmechanismus kann mit einem oder einer Kombination von pneumatischen, hydraulischen oder Zahnradantriebssystemen mit Energie versorgt werden. Die Operation des Harzeinspritzens ist der Schlüssel zu einem erfolgreichen Ausführen des Verfahrens. Bessere Ergebnisse sind unter Verwendung von positiven Verdrängungspumpen erfahren worden. Die positive Verdrängungspumpe wird bevorzugt, wenn die Konfiguration des Teils groß oder kompliziert ist. Diese Art von Pumpe stellt einen konstanten Druck und eine kontinuierliche Harzströmung zur Verfügung. Zur gleichen Zeit sehen diese Systeme die Mittel vor, um den Einspritzzyklus zu steuern bzw. zu regeln und zu optimieren.
  • Das elementarste Pumpsystem ist ein pneumatischer Druckspritztopf bzw. -füllraum. Diese Art von System hat viele erfolgreiche Teile mit RTM hergestellt. Jedoch ist es durch den Grad der Kontrolle bzw. Steuerung bzw. Regelung über die Rate und die Drücke der Harzströmungsfront beschränkt. Andererseits sehen fortgeschrittene Harzabgabesysteme positive Verdrängung kombiniert mit Computersteuer- bzw. -regelmerkmalen vor, welche kritische Variable der Harzeinspritzoperation, die andernfalls bedienungspersonempfindlich sind, kontrollieren bzw. steuern bzw. regeln.
  • Die Art des Harzes, das verwendet wird, ist wichtig, wenn man ein Harzabgabesystem auswählt. Viele der Abgabesysteme bieten eine Gruppierung von Optionen, die der Benutzer beurteilen muss. Zum Beispiel können die allgemeinen Unterschiede zwischen einem zweiteiligen Harzsystem und einem einteiligen Harzsystem dieses erläutern. Ein zweiteiliges Harz beeinhaltet eine Pumpe mit Merkmalen, welche das Bemessen, Mischen und Abgeben bieten. Ein einteiliges System erfordert kein Mischen, so dass die Pumpe nur für die Abgabe benutzt wird.
  • Viele Harzabgabesysteme bieten verbesserte Merkmale, die das Verfahren verbessern, an, derart, wie eine Fähigkeit, sowohl einen vorbestimmten hydrostatischen Harzdruck aufrecht zu erhalten und die Temperatur für die Viskositätssteuerung bzw. -regelung einzustellen und anzuzeigen, als auch für die Harzströmungsrate und die Volumensteuerung bzw. -regelung. Diese Systeme sind generell einfach zu errichten und zu betreiben und sind leicht zu reinigen und zu warten.
  • Weil es viele Variable gibt, die das RTM-Verfahren beeinflussen, sind die folgenden einige bevorzugte Leitlinien für das RTM-Verfahren: (1) Faserbeladung für strukturelle Anwendungen mit 55-65 Gew.-%; (2) harte Unterdruck- bzw. Vakuumunterstützung stellt einen besseren Harzfluss für vollständiges Benetzen der Lage zur Verfügung; (3) eine Harzviskosität von weniger als 500 cps ermöglicht einen niedrigeren Einspritzdruck; (4) ein vorverdichteter bzw. -verfestigter bzw. -verstärkter bzw. -konsolidierter Vorformling ist vollständig, bereit für das Beladen der Form; (5) die Form wird integral geheizt, um die Zykluszeit und die Handhabung der Form zu reduzieren; (6) das Harz wird vorher entgast, um die Porosität und den Leerraumgehalt zu minimieren; (7) der hydrostatische Druck wird nach der Harzeinspritzung gehalten, um den Porositätsgehalt zu senken; und (8) der Einspritzdruck ist weniger als 689475,7 Pa (100 psi), um ein langsames Bewegen der Strömungsfront bei minimaler Faserverzerrung zu ermöglichen.
  • Das Problem, welches mit dem Verwenden der Harztraneferformung zum Herstellen von Produkten, die eine Einheit aus Waben- bzw. Zellenkernmaterial enthalten, verbunden ist, besteht in dem Ausschluss des Harzes von den Zellen des Waben- bzw. Zellenkernmaterials. Die vorliegende Erfindung löst die ses Problem und stellt ein Verfahren zur Herstellung von festen Produkten leichten Gewichts zur Verfügung, die Einheiten aus Waben- bzw. Zellenkernmaterial enthalten, welches leere Zellen hat (d. h., das Harz ist von den Zellen des Waben- bzw. Zellenkerns ausgeschlossen worden). Das Waben- bzw. Zellenkernmaterial wird auf beiden Seiten isoliert. Dieses sieht eine Barriere zwischen dem Vorformling (den trockenen Fasern) und dem Waben- bzw. Zellenkernmaterial vor dem Einspritzen des Harzsystems vor, so dass das Harzsystem von den Zellen des Waben- bzw. Zellenkernmaterials ausgeschlossen wird.
    • Das Produkt der Erfindung
  • Es sei auf die Zeichnungen Bezug genommen, in denen die Fig. 1 und 2 schematisch den geschichteten Aufbau des endgültigen Produkts 10 der Erfindung zeigen. Das endgültige Produkt 10 ist aus einem zentralen Waben- bzw. Zellenkernmaterial 12, das leere Zellen hat (frei von RTM-Harz), Schichten eines gehärteten Klebefilms 14a, 14b, welche innerhalb der Form 22 (Fig. 3) gehärtet worden sind, Schichten eines gehärteten Prepregmaterials bzw. kunststoffimprägnierten Flächenstoffmaterials 16a, 16b, welche innerhalb der Form 22 (Fig. 3) gehärtet worden sind, und gehärteten Schichten 18a, 18b (schematisch gezeigt), die sich zusammensetzen bzw. bestehen aus den Vorformlingsfasern, welche mit dem RTM-Harzsystem imprägniert und innerhalb der Form 22 (Fig. 3) gehärtet worden sind, aufgebaut.
  • Die Fig. 3 zeigt schematisch ein typisches geheiztes RTM- Formwerkzeug 22, das einen oberen und unteren Einlasskanal 20a und 20b hat, wo das RTM-Harzsystem in die geschlossene Form eingespritzt wird. Die Ladung innerhalb der Form 22 ist aufgebaut aus dem zentralen Waben- bzw. Zellenkernmaterial 12, das leere Zellen hat (sowohl vor als auch nach dem Einspritzen des RTM-Harzes); Schichten aus einem ungehärteten Klebefilm 14a, 14b; Schichten aus einem ungehärteten Prepregmaterial 16a, 16b; und Schichten aus einem Vorformling 24a, 24b von trockenen Fasern (bevor das RTM-Harzsystem in die Form eingespritzt wird).
  • Das Waben- bzw. Zellenkernmaterial kann irgendeines der Waben- bzw. Zellenkernmaterialien sein, wie z. B.: Aluminium, Aluminiumlegierung, Faserglas, NOMEX und Kohlenstoffkomposit bzw. -verbundwerkstoff. Die trockenen Fasern des Vorformlings können irgendwelche von den Fasern sein, die oben beschrieben sind, wie z. B.: Faserglas, Kohlenstoff (Graphit), Aramid und Keramiken. Das Prepregmaterial kann irgendeines von den Prepregmaterialien sein. Das primäre Erfordernis besteht darin, dass die Härtungstemperatur des Prepregmaterials die gleiche sein sollte wie die Härtungstemperatur des anhaftenden Films bzw. Klebemittelfilms. Das RTM-Harzsystem kann irgendeines von den konventionellen RTM-Harzsystemen sein, die oben beschrieben sind, wie z. B.: Epoxyharzsysteme; Cyanatesterharzsysteme; Vinylesterharzsysteme, Phenolharzsysteme, Polyesterharzsysteme und Bismaleimidharzsysteme.
  • Die bevorzugten Klebemittel- bzw. Haftfilmmaterialien, die als die ungehärteten Schichten des anhaftenden Films bzw. Klebemittelfilms 14a, 14b (Fig. 3) verwendet werden können, sind als Klebemittel für Komposit- bzw. Verbundwerkstoffbindung bekannt. Bevorzugte Beispiele von solchen Klebemitteln für Komposit- bzw. Verbundwerkstoffbindung (die eine Härtungstemperatur von 176,6ºC (350ºF) haben) sind die folgenden Klebemittelfilmprodukte (ungehärtet), welche qualifizierte Produkte unter der Boeing Material Specification BM8 8-245K qualifiziert sind und die einen minimalen mittleren Testwert der Zugfestigkeit von 413.685.420 Pa (600 psi) bei 23,8ºC (75ºF) in der gebundenen (gehärteten) Probe haben, flächenweiser bzw. flachweiser bzw. mit der flachen oder breiten Seite nach vorn oder oben, platt der Länge nach Waben- bzw. Zellenkernzugfestigkeitstest (keine Exposition), der in der Boeing Material Specification BMS 8-245K spezifiziert ist:
  • Lieferant: Cytec Industries, Cytec Engineered Materials; Anaheim, Kalifornien
    • Produktbezeichnungen
  • (1) METLBOND 1515-3M; 03 PSF Adhesive Film; nominsiles Filmgewicht: 1,676 Pa (0,035 lb/ft²); nominelle Filmdicke: 1,0127 cm (0,005 Zoll).
  • (2) METLBOND 1515-3M; 05 PSF Adhesive Film; nominelles Filmgewicht: 2,394 Pa (0,050 lb/ft²); nominelle Filmdicke: 0,020 cm (0,008 Zoll).
  • (3) METLBOND 1515-3M; 08 PSF Adhesive Film; nominelles Filmgewicht: 3,830 Pa (0,080 lb/ft²); nominelle Filmdicke: 0,031 cm (0,012 Zoll).
  • (4) METLBOND 1515-3M-HT; 03 PSF Adhesive Film; nominelles Filmgewicht: 1,676 Pa (0,035 lb/ft²); nominelle Filmdicke: 1,0127 cm (0,005 Zoll).
  • (5) METLBOND 1515-3M-HT; 05 PSF Adhesive Film; nominelles Filmgewicht: 2,324 Pa (0,050 lb/ft²); nominelle Filmdicke: 0,020 cm (0,008 Zoll).
  • (6) METLBOND 1515-1M; 05 PSF Adhesive Film; nominelles Filmgewicht: 2,394 Pa (0,050 lb/ft²); nominelle Filmdicke: 0,020 cm (0,008 Zoll).
  • Lieferant: BF Goodrich, Adhesive Systems Division; Akron, Ohio
    • Produktbezeichnungen
  • (1) PL 795; 03 PSF Adhesive Film; nominelles Filmgewicht: 1,676 Pa (0,035 lb/ft²); nominelle Filmdicke: 0,0127 cm (0,005 Zoll).
  • (2) PL 795; 05 PSF Adhesive Film; nominelles Filmgewicht: 2,394 Pa (0,050 lb/ft²); nominelle Filmdicke: 0,020 cm (0,008 Zoll).
  • (3) PL 795; 08 PSF Adhesive Film; nominelles Filmgewicht: 3,830 Pa (0,080 lb/ft²); nominelle Filmdicke: 0,031 cm (0,012 Zoll).
  • Der am meisten bevorzugte von den obigen Klebemittelfilmen ist Cytec Industries, METLBOND 1515-3M, 05 PSF Adhesive Film.
    • Das Verfahren der Erfindung
  • Das Verfahren der Erfindung ist wie folgt. Die ersten drei Schritte des Aufbauens der Ladung (oder des Sandwichs bzw. der Schichtung) können innerhalb der Form 22 (Fig. 3) bewerkstelligt werden, bevor sie geschlossen wird, oder die Schritte können außerhalb der Form bewerkstelligt werden.
  • Der erste Schritt besteht darin, die Schichten aus dem ungehärteten Klebemittel- bzw. Haftfilm 14a, 14b auf der oberen Seite und der unteren Seite des Waben- bzw. Zellenkernmaterials 12 zu platzieren.
  • Der zweite Schritt besteht darin, die Schichten aus dem Prepregmaterial 16a, 16b über jeder Schicht des Klebemittel- bzw. Haftfilms 14a, 14b zu platzieren.
  • Der dritte Schritt besteht darin, die Schichten aus dem Trockenfaservorformling 24a, 24b über jeder Schicht aus dem Prepregmaterial 16a, 16b zu platzieren. Dieses vollendet die Ladung.
  • Der vierte Schritt besteht darin, die Ladung innerhalb der Form 22 zu platzieren und die Form zu schließen.
  • Der fünfte Schritt besteht darin, die Form auf die Härtungstemperatur des Klebemittel- bzw. Haftfilms 14a, 14b und des Prepregmaterials 16a, 16b zu erhitzen und die Form auf dieser Temperatur während einer für das Härten des Klebemittel- bzw. Haftfilms und des Prepregs genügenden Zeit zu halten. Diese Temperatur kann im Bereich von 121,1ºC (250ºF) bis zu 176,6ºC (350ºF) in Abhängigkeit von dem speziellen Klebemittel- bzw. Haftfilm und dem Prepreg, die verwendet werden, liegen. Die Härtungszeit kann im Bereich von 60 bis 90 Minuten in Abhängigkeit von dem speziellen Klebemittel- bzw. Haftfilm und Prepreg, die verwendet werden, liegen. An dieser Stelle in dem Verfahren wird kein Druck im Inneren der Form jenseits des mechanischen Drucks der geschlossenen Form, der bzw. die gegen die Ladung drückt und die Ladung verdichtet bzw. verfestigt bzw. verstärkt bzw. konsolidiert, hinzugefügt.
  • Der sechste Schritt besteht darin, die Temperatur der Form 22 auf die Temperatur des Einspritzens des RTM-Harzsystems zu reduzieren und das RTM-Harzsystem durch die Einlasskanäle 20a, 20b einzuspritzen. Die Temperatur des Einspritzens des RTM-Harzsystems kann im Bereich von 121,1ºC (250ºF) bis zu 176,6ºC (350ºF) in Abhängigkeit von dem speziellen PTM-Harzsystem, das verwendet wird, liegen. Ein Beispiel vor einem einteiligen Epoxy-RTM-Harzsystem ist das Produkt PR 500, das von der 3M Company, Aerospace Materials Department, St. Paul, Minnesota, hergestellt wird, das einen eingebauten Härtungskatalysator hat, der bei der Härtungstemperatur von etwa 160ºC (320ºF) aktiviert wird. An dieser Stelle in den Verfahren kann, nachdem die Form voll mit Harz ist, ein hydrostatischer Druck angewandt werden, um irgendwelche Leerräume zu füllen, die durch das Harz nicht gefüllt worden sind. Der Druck wird durch das Pumpsystem angewandt. Zum Beispiel kann der Druck, welcher durch das Pumpsystem angewandt wird, in dem Bereich von 137895 Pa - 413685 Pa (20-60 psi) sein.
  • Der siebente Schritt besteht darin, die Temperatur der Form auf die Härtungstemperatur für das RTM-Harzsystem zu erhöhen (wenn notwendig) und die Form auf dieser Temperatur Nährend einer genügenden Zeit zum Härten des RTM-Harzsystems zu halten. Wiederum kann die Einspritztemperatur des RTM-Harzsystems im Bereich von 121,1ºC (250ºF) bis zu 176,6ºC (350ºF) in Abhängigkeit von dem spezifischen RTM-Harzsystem, das verwendet wird, liegen. Nachdem das Härten vollendet ist, wird das Teil aus der Form entfernt.
  • Wie es für jene, die auf dem Fachgebiet erfahren sind, an welche die Erfindung gerichtet ist, erkennbar sein wird, kann die vorliegende Erfindung in anderen Formen als jenen, die oben speziell offenbart sind, ausgeführt werden, ohne den Geist oder die wesentlichen Charakteristika der Erfindung zu verlassen. Die speziellen Ausführungsformen der Erfindung, die oben beschrieben sind, und die speziellen Einzelheiten des beschriebenen Verfahrens sind daher in jeder Hinsicht als erläuternd und nicht als beschränkend zu betrachten. Der Bereich der vorliegenden Erfindung wird in den beigefügten Ansprüchen angegeben, anstatt dass er auf die Beispiele beschränkt ist, die in der vorstehenden Beschreibung angegeben sind. Es ist beabsichtigt, dass irgendwelche und alle Äquivalente von den Ansprüchen umfasst werden.

Claims (6)

1. Geschichtetes Produkt, das in einer Form hergestellt ist und einen Waben- bzw. Zellenkern besitzt, der leere Zellen hat, wobei sich das Produkt zusammensetzt aus:
(a) einem zentralen Waben- bzw. Zellenkern, der leere Zellen hat;
(b) einer ersten Schicht aus einem gehärteten anhaftenden Film bzw. Klebefilm über dem zentralen Waben- bzw. Zellenkern, und einer zweiten Schicht aus einem gehärteten anhaftenden Film bzw. Klebefilm unter dem zentralen Waben- bzw. Zellenkern, wobei die erste und zweite Schicht aus gehärtetem anhaftendem Film bzw. Klebefilm innerhalb der Form gehärtet worden sind;
(c) einer ersten Schicht aus einem gehärteten Prepregmaterial über der ersten Schicht aus gehärtetem anhaftendem Film bzw. Klebefilm und der zweiten Schicht aus gehärtetem anhaftendem Film bzw. Klebefilm, wobei die erste und zweite Schicht aus Prepregmaterial innerhalb der Form gehärtet worden sind;
dadurch gekennzeichnet, dass das geschichtete Produkt außerdem folgendes umfasst,
(d) eine erste Schicht aus einem gehärteten Vorformling, die bzw. der mit einem Harztransfer formungs (RTM)-Harzsystem imprägniert ist, über der ersten Schicht aus gehärtetem Prepregmaterial, und eine zweite Schicht aus einem gehärteten Vorformling, die bzw. der mit einem Harztransferformungs (RTM)-Harzsystem imprägniert ist, unter der zweiten Schicht aus gehärtetem Prepregmaterial, wobei die erste und zweite Schicht aus dem Vorformling, die bzw. der mit einem Harztransferformungs (RTM)-Harzsystem imprägniert ist, innerhalb der Form gehärtet worden sind.
2. Geschichtetes Produkt, das in einer Form hergestellt ist und einen Waben- bzw. Zellenkern besitzt, der leere Zellen hat, gemäß Anspruch 1, wobei das geschichtete Produkt ein Flugzeugteil ist.
3. Geschichtetes Produkt gemäß Anspruch 1 oder 2, worin der Vorformling verdichtet bzw. verfestigt bzw. verstärkt bzw. konsolidiert ist.
4. Geschichtetes Produkt gemäß irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, worin das Prepregmaterial und der anhaftende Film bzw. Klebefilm die gleichen Härtungstemperaturen haben.
5. Verfahren zum Herstellen eines geschichteten Produkts, das einen Waben- bzw. Zellenkern besitzt, der leere Zellen hat, wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfasst:
(a) Platzieren einer ersten Schicht aus einem ungehärteten anhaftenden Film bzw. Klebefilm auf der oberen Seite eines zentralen Waben- bzw. Zellenkerns, der leere Zellen hat, und Platzieren einer zweiten Schicht aus einem ungehärteten anhaftenden Film bzw. Klebefilm auf der unteren Seite des zentralen Waben- bzw. Zellenkerns;
(b) Platzieren einer ersten Schicht aus einem ungehärteten Prepregmaterial über der ersten Schicht aus ungehärtetem anhaftendem Film bzw. Klebefilm, und Platzieren einer zweiten Schicht aus einem ungehärteten Prepregmaterial unter der zweiten Schicht aus ungehärtetem anhaftendem Film bzw. Klebefilm;
(c) Platzieren einer ersten Schicht aus einem Trockenfaservorformling über der ersten Schicht aus ungehärtetem Prepregmaterial, und Platzieren einer zweiten Schicht aus einem Trockenfaservorformling unter der zweiten Schicht aus ungehärtetem Prepregmaterial;
(d) Platzieren der Ladung, die mittels der Schritte (a)-(c) hergestellt worden ist, innerhalb einer Form, und Schließen der Form;
(e) Erhitzen der Form auf die Härtungstemperatur des anhaftenden Films bzw. Klebefilms und des Prepregmaterials, und Halten der Form auf dieser Temperatur während genügender Zeit für das Härten des anhaftenden Films bzw. Klebefilms und des Prepregmaterials;
(f) Reduzieren der Temperatur der Form auf die Einspritztemperatur eines ausgewählten Harztransferformungs (RTM)-Harzsystems, und Einspritzen des ausgewählten Harztransferformungs (RTM)-Harzsystems in die Form;
(g) Halten der Temperatur der Form auf der Härtungstemperatur des Harztransferformungs (RTM)-Harzsystems während genügender Zeit für das Härten des genannten Harzsystems; und
(h) Entfernen des Produkts aus der Form, nachdem das Härten vollendet ist.
6. Verfahren zum Herstellen eines geschichteten Produkts, das einen Waben- bzw. Zellenkern besitzt, der leere Zellen hat, gemäß Anspruch 5, worin das geschichtete Produkt ein Flugzeugteil ist.
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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10358295A1 (de) * 2003-10-17 2005-05-19 Euro-Composites S.A. Leichtbau-Verbundmaterial sowie Verfahren zu dessen Herstellung
DE10354106A1 (de) * 2003-11-19 2005-06-02 Bayerische Motoren Werke Ag Verfahren zum Herstellen einer Faserverbundstruktur
DE102005008252A1 (de) * 2005-02-21 2006-09-07 Airbus Deutschland Gmbh Faserverbund-Bauelement und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbund-Bauelements
DE102006044842A1 (de) * 2006-02-07 2007-08-16 Grob, Margret Flugzeugbauteil sowie Verfahren zur Herstellung eines Flugzeugbauteiles
US8551381B2 (en) 2005-02-21 2013-10-08 Airbus Deutschland Gmbh Fiber composite component and method for the production of a fiber composite component
EP3205531A1 (de) * 2016-02-12 2017-08-16 Aguti Produktentwicklung & Design Gmbh Dreheinheit für eine drehvorrichtung für einen fahrzeugsitz
DE102016117103A1 (de) 2016-09-12 2018-03-15 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils

Families Citing this family (79)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5698266A (en) * 1993-04-05 1997-12-16 Commissariat A L'energie Atomique Process for the production of thin coatings having optical and abrasion resistance properties
FR2740383B1 (fr) * 1995-10-27 1998-01-16 Aerospatiale Procede de fabrication d'un panneau en materiau composite avec moulage par transfert de resine
CA2195050A1 (en) * 1996-01-29 1997-07-30 Mark David Thiede-Smet Low-weight and water-resistant honeycomb sandwich panels made by resin transfer molding process
US5848767A (en) * 1996-08-05 1998-12-15 The Boeing Company One piece spacecraft frame
WO1998012260A1 (en) * 1996-09-20 1998-03-26 Ciba Specialty Chemicals Holding Inc. Resin transfer molding process using stable epoxy resin compositions
FR2764525B1 (fr) 1997-06-13 1999-07-23 Commissariat Energie Atomique Fixation ou separation d'ions, notamment de pb, par des derives de per (3,6 anhydro) cyclodextrines
JP4342620B2 (ja) * 1998-12-02 2009-10-14 富士重工業株式会社 ハニカムサンドイッチ構造複合材パネルの成形方法
DE19915083C1 (de) * 1999-04-01 2000-04-13 Daimler Chrysler Ag Verfahren zur Herstellung faserverstärkter Kunststoffbauteile mit nicht-vollständig abwickelbarer Geometrie
US6227606B1 (en) 1999-09-09 2001-05-08 Daimlerchrysler Corporation Engine hood assembly
US6834159B1 (en) * 1999-09-10 2004-12-21 Goodrich Corporation Aircraft heated floor panel
FR2798618B1 (fr) 1999-09-21 2002-05-03 Aerospatiale Matra Airbus Procede de fabrication d'un panneau sandwich en materiau composite, et panneau ainsi obtenu
US6367406B1 (en) 1999-09-24 2002-04-09 Larson/Glastron Boats, Inc. Boat and method for manufacturing using resin transfer molding
DE10007373C1 (de) * 2000-02-18 2000-11-23 Daimler Chrysler Aerospace Verfahren zur Herstellung von Sandwichbauteilen
US6949282B2 (en) 2000-07-07 2005-09-27 Delphi Technologies, Inc. Contoured crushable composite structural members and methods for making the same
US6586110B1 (en) 2000-07-07 2003-07-01 Delphi Technologies, Inc. Contoured metal structural members and methods for making the same
US6893733B2 (en) 2000-07-07 2005-05-17 Delphi Technologies, Inc. Modified contoured crushable structural members and methods for making the same
US6557702B1 (en) * 2001-10-31 2003-05-06 Skb Corporation Golf club travel bag
US7226559B2 (en) * 2000-12-08 2007-06-05 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. Method for molding structures
US6638466B1 (en) 2000-12-28 2003-10-28 Raytheon Aircraft Company Methods of manufacturing separable structures
US7138028B2 (en) * 2001-07-26 2006-11-21 The Boeing Company Vacuum assisted resin transfer method for co-bonding composite laminate structures
US20030019567A1 (en) * 2001-07-26 2003-01-30 Burpo Steven J. Vacuum assisted resin transfer method for co-bonding composite laminate structures
JP4663174B2 (ja) * 2001-08-03 2011-03-30 富士重工業株式会社 ハニカムサンドイッチ構造複合材の成形方法
DE60220620T2 (de) * 2001-10-30 2008-02-14 The Boeing Co., Chicago Holzzellenkern-Verbundwerkstoffgegenstände und Verfahren zu deren Herstellung
US6890401B2 (en) 2001-10-30 2005-05-10 The Boeing Company Liquid molded hollow cell core composite articles
US6780488B2 (en) 2001-10-30 2004-08-24 The Boeing Company Liquid molded hollow cell core composite articles
DK176335B1 (da) * 2001-11-13 2007-08-20 Siemens Wind Power As Fremgangsmåde til fremstilling af vindmöllevinger
US6884055B2 (en) * 2002-05-29 2005-04-26 The Boeing Company Potting compound injection apparatus and method of injecting potting compound into panel cells
US20050042961A1 (en) * 2003-08-18 2005-02-24 Henkel Loctite Corporation Curable compositions for advanced processes, and products made therefrom
US7294220B2 (en) * 2003-10-16 2007-11-13 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. Methods of stabilizing and/or sealing core material and stabilized and/or sealed core material
US20050123717A1 (en) * 2003-12-08 2005-06-09 Shen Shyan B. Sealing of honeycomb core and the honeycomb core assembly made with the same
FR2863933B1 (fr) * 2003-12-17 2007-05-11 Saint Gobain Vetrotex Procede de fabrication d'une piece composite par moulage
US20050133956A1 (en) * 2003-12-23 2005-06-23 Beauchamp Walter A. Resin formulation
US7284726B2 (en) * 2004-02-17 2007-10-23 Sikorsky Aircraft Corporation Self extinguishing composite primary structure
US8029889B1 (en) 2004-12-03 2011-10-04 Henkel Corporation Prepregs, towpregs and preforms
US7649060B2 (en) * 2005-12-02 2010-01-19 Henkel Corporation Curable compositions
US20060134408A1 (en) * 2004-12-20 2006-06-22 Mitsubishi Rayon Co., Ltd. Process for producing sandwich structure and adhesive film therefor
US20060138279A1 (en) * 2004-12-23 2006-06-29 Nathan Pisarski Aircraft floor panel
US7837147B2 (en) * 2005-03-18 2010-11-23 The Boeing Company Systems and methods for reducing noise in aircraft fuselages and other structures
DE102005048156B9 (de) * 2005-10-06 2010-08-12 Dorma Gmbh + Co. Kg Mobile Trennwand
US8371526B2 (en) * 2006-01-12 2013-02-12 Goodrich Corporation Aircraft heater floor panel
ES2298034B1 (es) * 2006-05-12 2009-02-01 Jesus Fco. Barberan Latorre Sistema de fabricacion de paneles con nido de abeja.
BRPI0719134A2 (pt) * 2006-11-21 2014-02-04 Henkel Corp Composição de matéria, processos de moldagem por transferência de resina, e de moldagem por transferência de resina assistida por vácuo, pré-forma de moldagem por transferência de resina assistida por vácuo, e, processo de infusão de película de resina
US7537827B1 (en) 2006-12-13 2009-05-26 Henkel Corporation Prepreg laminates
WO2008089334A2 (en) 2007-01-19 2008-07-24 Vec Industries, L.L.C. Method and apparatus for molding composite articles
US9511571B2 (en) * 2007-01-23 2016-12-06 The Boeing Company Composite laminate having a damping interlayer and method of making the same
US20100065686A1 (en) * 2008-04-28 2010-03-18 Tauscher Kurt M Aircraft heated floor panel
ES2498718T3 (es) 2008-11-21 2014-09-25 Henkel US IP LLC Polvos metálicos recubiertos de polímero térmicamente descomponible
US8425710B2 (en) 2009-03-13 2013-04-23 The Boeing Company Automated placement of vibration damping materials
US8167245B1 (en) * 2009-11-03 2012-05-01 The Boeing Company Fuel barrier
CN105108929B (zh) 2010-04-13 2021-06-22 汉高知识产权控股有限责任公司 可固化的组合物、利用该组合物制备复合材料的方法以及制备表面光洁度优异且纤维固结高的复合材料的方法
US8940213B2 (en) 2010-06-25 2015-01-27 The Boeing Company Resin infusion of composite parts using a perforated caul sheet
US8636252B2 (en) 2010-06-25 2014-01-28 The Boeing Company Composite structures having integrated stiffeners with smooth runouts and method of making the same
US9682514B2 (en) 2010-06-25 2017-06-20 The Boeing Company Method of manufacturing resin infused composite parts using a perforated caul sheet
US8628717B2 (en) 2010-06-25 2014-01-14 The Boeing Company Composite structures having integrated stiffeners and method of making the same
DK2588296T3 (en) * 2010-07-02 2018-08-06 Hexcel Holding Gmbh FIBER REINFORCED COMPOSITION CASTING
US9682447B2 (en) 2010-08-20 2017-06-20 Henkel IP & Holding GmbH Organic acid- or latent organic acid-functionalized polymer-coated metal powders for solder pastes
CN102173113B (zh) * 2010-12-13 2014-05-14 中国航空工业集团公司北京航空材料研究院 一种适用于液态成型工艺改善泡沫与织物粘接质量的方法
WO2013030103A1 (de) * 2011-08-26 2013-03-07 Basf Se Verfahren zur herstellung von formteilen
EP2753442B1 (de) 2011-09-06 2019-10-30 Henkel IP & Holding GmbH Mit di- oder poly-funktionalen olefinen mit elektronenmangel überzogenes metallpulver für lötpasten
WO2013046452A1 (ja) * 2011-09-30 2013-04-04 富士重工業株式会社 繊維強化樹脂複合材及びその製造方法
EP2763842A1 (de) 2011-10-05 2014-08-13 Basf Se Verfahren zur herstellung von faserverstärkten verbundwerkstoffen
EP2909394B1 (de) 2012-08-21 2019-03-27 Milwaukee Composites, Inc. Fussbodenanordnung mit wärmeabstrahlungsschicht
CA2919440C (en) 2013-07-26 2023-04-25 Learjet Inc. Composite material incorporating water ingress barrier
CN103862764B (zh) * 2013-12-23 2017-01-25 中航复合材料有限责任公司 一种用液态成型工艺制备蜂窝夹层结构复合材料的方法
DE102014221037A1 (de) * 2014-10-16 2016-04-21 Robert Bosch Gmbh MEMS-Mikrofonbauelement
CN105128360B (zh) * 2015-07-30 2017-12-12 苏州格拉菲英新能源科技有限公司 一种柔性无机纤维纸及其制备方法
US9845596B2 (en) * 2015-09-29 2017-12-19 Awi Licensing Llc Ceiling system
CN105235233B (zh) * 2015-10-12 2018-01-23 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种蜂窝夹层结构透气通道设计制作方法
US10800129B2 (en) 2017-01-24 2020-10-13 Bell Textron Inc. Honeycomb core sandwich panels
US10392097B2 (en) * 2017-02-16 2019-08-27 The Boeing Company Efficient sub-structures
CN108045002A (zh) * 2018-01-02 2018-05-18 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种蜂窝夹层结构及其制备方法
US20190283361A1 (en) 2018-03-15 2019-09-19 E.I Du Pont De Nemours And Company Composite laminate having a honeycomb core, and method for the manufacture thereof
CN110281603B (zh) * 2018-03-15 2021-10-08 杜邦安全与建筑公司 具有蜂窝芯的复合层合板及其制造方法
FR3083735B1 (fr) * 2018-07-10 2020-09-11 Safran Nacelles Procede de fabrication d’un panneau composite
JP6840277B1 (ja) * 2020-02-25 2021-03-10 株式会社すぎはら 積層板の製造方法
CN113635612B (zh) * 2021-07-30 2023-05-23 中国航空工业集团公司济南特种结构研究所 一种大尺寸耐高温蜂窝的制备方法
US20230076283A1 (en) * 2021-09-03 2023-03-09 Charles Tobias Mueller Film-bonded infusion
EP4406241A1 (de) * 2021-09-21 2024-07-31 Warwick Acoustics Limited Mehrschichtiger elektrostatischer wandler
CN121447900A (zh) * 2026-01-05 2026-02-03 成都形水科技有限公司 一种飞机用轻型主起复合舱门的制造方法

Family Cites Families (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2227212A (en) * 1938-07-23 1940-12-31 Catalin Corp Laminated material and method of manufacture
GB785595A (en) * 1952-10-11 1957-10-30 Eugen Johann Ritter Process for the manufacture of composite sheets or shaped members having covering layers impregnated with synthetic resin
US2839442A (en) * 1955-02-23 1958-06-17 Smith Corp A O Process of making a lightweight structural panel
US3655818A (en) * 1968-10-18 1972-04-11 Minnesota Mining & Mfg Particulate adhesive containing polyepoxides carboxylated butadiene-acrylonitrile copolymer and a urea derivative as a curing agent
GB1273771A (en) * 1969-02-28 1972-05-10 Ciba Geigy Uk Ltd Improvements in or relating to cellular core structures
US3622430A (en) * 1969-11-24 1971-11-23 Peter L Jurisich Dimpled sheet structural laminate
US3857217A (en) * 1972-11-15 1974-12-31 W Reps Lightweight, rigid structural panel for walls, ceilings and the like
US4162341A (en) * 1974-08-26 1979-07-24 Suntech, Inc. Honeycomb insulation structure
US4089328A (en) * 1976-11-02 1978-05-16 Futurumverken Ab Kitchen ventilator
JPS55173691U (de) * 1979-05-31 1980-12-12
US4353947A (en) * 1981-10-05 1982-10-12 International Harvester Co. Laminated composite structure and method of manufacture
US4622091A (en) * 1984-11-29 1986-11-11 The Boeing Company Resin film infusion process and apparatus
US4765942A (en) * 1986-09-30 1988-08-23 The Boeing Company Method of consolidating thermoplastic poly(amide-imide) components
DE3720371A1 (de) * 1987-06-19 1989-01-05 Messerschmitt Boelkow Blohm Leichtbauverbundplatte und verfahren zu deren herstellung
JPS6471935A (en) * 1987-09-08 1989-03-16 Inax Corp Self-purifying toilet stool
JPH01171935A (ja) * 1987-12-28 1989-07-06 Toyota Motor Corp ハニカムサンドイッチ構造体の製造方法
US5061418A (en) * 1988-01-22 1991-10-29 Tertm, Inc. Thermal expansion resin transfer molding
US5089328A (en) * 1988-02-26 1992-02-18 Van Dresser Corporation Panel and method of making the same
JP2573670B2 (ja) * 1988-08-24 1997-01-22 日東電工株式会社 スパイラル型膜分離装置
US4879152A (en) * 1989-02-15 1989-11-07 Green Patrick H Composite panel structure
NL8900398A (nl) * 1989-02-17 1990-09-17 Schreiner Luchtvaart Werkwijze voor het aanbrengen van een plaatselijke versterking in een sandwichconstructie.
DE4004599A1 (de) * 1990-02-15 1991-08-22 Basf Ag Laminate mit stabilen befestigungsstellen
JPH0832817B2 (ja) * 1990-08-17 1996-03-29 東邦レーヨン株式会社 低発煙性フェノール樹脂系プリプレグ及びその製造法
JPH07121567B2 (ja) * 1990-12-26 1995-12-25 日本特殊塗料株式会社 深絞り可能な軽量防音材
US5234757A (en) * 1991-04-30 1993-08-10 The Dexter Corporation Expandable films and molded products therefrom
DE4200572C2 (de) * 1992-01-11 1994-05-26 Dornier Luftfahrt Verfahren zur Herstellung von regenerosionsgeschützten Radomen
US5338594A (en) * 1992-02-07 1994-08-16 Hexcel Corporation Foam filled honeycomb and methods for their production
US5445861A (en) * 1992-09-04 1995-08-29 The Boeing Company Lightweight honeycomb panel structure

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10358295A1 (de) * 2003-10-17 2005-05-19 Euro-Composites S.A. Leichtbau-Verbundmaterial sowie Verfahren zu dessen Herstellung
DE10358295B4 (de) * 2003-10-17 2009-11-26 Euro-Composites S.A. Leichtbau-Verbundmaterial sowie Verfahren zu dessen Herstellung
DE10354106A1 (de) * 2003-11-19 2005-06-02 Bayerische Motoren Werke Ag Verfahren zum Herstellen einer Faserverbundstruktur
DE10354106B4 (de) * 2003-11-19 2013-09-26 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen einer Faserverbundstruktur
DE102005008252A1 (de) * 2005-02-21 2006-09-07 Airbus Deutschland Gmbh Faserverbund-Bauelement und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbund-Bauelements
US8551381B2 (en) 2005-02-21 2013-10-08 Airbus Deutschland Gmbh Fiber composite component and method for the production of a fiber composite component
DE102005008252B4 (de) * 2005-02-21 2014-03-20 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbund-Bauelements
DE102006044842A1 (de) * 2006-02-07 2007-08-16 Grob, Margret Flugzeugbauteil sowie Verfahren zur Herstellung eines Flugzeugbauteiles
EP3205531A1 (de) * 2016-02-12 2017-08-16 Aguti Produktentwicklung & Design Gmbh Dreheinheit für eine drehvorrichtung für einen fahrzeugsitz
DE102016102451A1 (de) * 2016-02-12 2017-08-17 Aguti Produktentwicklung & Design Gmbh Dreheinheit für eine Drehvorrichtung für einen Fahrzeugsitz
DE102016117103A1 (de) 2016-09-12 2018-03-15 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundbauteils

Also Published As

Publication number Publication date
EP0722825A3 (de) 1997-01-15
EP0722825B1 (de) 2003-01-15
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EP0722825A2 (de) 1996-07-24
DE69529396D1 (de) 2003-02-20
US5567499A (en) 1996-10-22

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