ES2289653T3 - Metodo para fabricar vigas estructurales de material compuesto para aviones. - Google Patents
Metodo para fabricar vigas estructurales de material compuesto para aviones. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2289653T3 ES2289653T3 ES05102276T ES05102276T ES2289653T3 ES 2289653 T3 ES2289653 T3 ES 2289653T3 ES 05102276 T ES05102276 T ES 05102276T ES 05102276 T ES05102276 T ES 05102276T ES 2289653 T3 ES2289653 T3 ES 2289653T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- laminate
- cut
- stratified
- tool
- plane
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 22
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 11
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title abstract description 7
- 239000011347 resin Substances 0.000 claims abstract description 11
- 229920005989 resin Polymers 0.000 claims abstract description 11
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims abstract description 9
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 claims abstract description 9
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 9
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 4
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 claims abstract description 4
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 claims description 15
- 238000013517 stratification Methods 0.000 claims description 4
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 2
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract description 5
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 5
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 5
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 description 4
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 3
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 3
- 238000006116 polymerization reaction Methods 0.000 description 3
- 239000000042 carbacrylic resin Substances 0.000 description 2
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 2
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 2
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 2
- 239000011247 coating layer Substances 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000009966 trimming Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- 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
- B29C70/345—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 using matched moulds
-
- 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
- B29C70/342—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 using isostatic pressure
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
Abstract
Un método para fabricar una viga de material compuesto basado en fibra de carbono para la construcción de aviones, comprendiendo la viga capas de esterillado de fibra de carbono preimpregnadas con resina, comprendiendo el método los pasos de: a) superponer en un plano (B) de soporte una pluralidad de esterillas (20) de fibra de carbono preimpregnadas con resina como para obtener al menos un primer estratificado plano (13); b) cortar al menos un borde (13a, 14a) del estratificado plano en un ángulo predeterminado de corte diferente de 90º con respecto al plano (B) de soporte de la esterilla (20); c) colocar el estratificado plano en una herramienta (F1) de conformado; d) conformar en caliente el estratificado como para copiar la forma de la herramienta de dar forma, doblando al menos una parte del estratificado delimitada por dicho borde cortado (13a, 14a) de tal manera que dicho borde cortado (13a, 14a), al final del paso de doblado, define una superficie orientada de manera substancialmente perpendicular con respecto a dicha parte doblada (13b, 14b); e) aplicar temperatura y presión de tal manera que se polimeriza la resina contenida en las capas (20) de esterillado; en el que el paso c) incluye el paso de: - colocar una esterilla (P) de fibra de vidrio, que reviste también dicho borde cortado (13a, 14a), entre la herramienta (F1) de conformado y el estratificado que hay que polimerizar de tal manera que se cubren las superficies del estratificado destinadas a constituir las superficies exteriores de la viga acabada.
Description
Método para fabricar vigas estructurales de
material compuesto para aviones.
La presente invención se refiere a un método
para fabricar vigas de material compuesto basado en fibra de
carbono para la construcción de aviones de acuerdo con la
reivindicación 1.
En el campo de la construcción de aviones, hasta
ahora, el método usado para la fabricación de elementos
estructurales de dicho tipo ha comprendido la estratificación o
depósito de esterillado de fibra de carbono preimpregnado con
resina en un molde. Las esterillas son demasiado grandes con
respecto a las dimensiones finales de la viga que se va a formar.
Después de una fase de polimerización en un autoclave, se obtiene
una viga cuyos bordes deben ser recortados subsiguientemente por
medio de una cortadora. Después, los bordes cortados deben volver a
ser cubiertos asegurando una tela o revestimiento de fibra de vidrio
con un adhesivo para evitar que los bordes cortados puedan iniciar
el fenómeno de la corrosión, particularmente por la humedad en
presencia de bajas temperaturas.
En muchas aplicaciones en el campo de la
aeronáutica, se requiere, por razones estructurales, que el alma de
la viga tenga algunas regiones de refuerzo engrosadas localmente.
Para conseguir estos refuerzos, los duplicadores se fabrican por
separado por medio de estratificación de fibras de carbono
preimpregnadas con resina. Estos refuerzos se polimerizan por
separado y después se cortan hasta su forma con una fresadora,
obteniendo así una serie de duplicadores (por ejemplo de forma
tronco-piramidal aplanada) que se aseguran
finalmente por medio de un adhesivo sobre uno o ambos lados del
alma de la viga.
El documento
US-A-5954898 divulga un método para
fabricar una viga de material compuesto basada en fibra de carbono
para la construcción de aviones, comprendiendo el método los pasos
de:
superponer en un plano de soporte una pluralidad
de capas compuestas preimpregnadas para obtener un primer
estratificado plano;
cortar al menos un borde del estratificado plano
en un ángulo predeterminado de corte diferente de 90º con respecto
al plano de soporte del estratificado;
colocar el estratificado plano en una
herramienta de conformado;
conformar en caliente el estratificado para
copiar la forma de la herramienta de dar forma, doblando al menos
una parte del estratificado delimitada por dicho borde cortado de
tal manera que dicho borde cortado, al final del paso de doblado,
define una superficie orientada de manera substancialmente
perpendicular con respecto a dicha parte doblada;
aplicar temperatura y presión de tal manera que
se polimeriza la resina contenida en los estratificados.
La presente invención busca conseguir el objeto
de proporcionar un método para fabricar elementos estructurales
alargados del tipo especificado antes, principalmente abordando el
problema de reducir el tiempo, el coste y el número de etapas en el
proceso de fabricación. En particular, se desea reducir el número de
polimerizaciones en autoclaves, eliminar las operaciones
tradicionales de recortar o cortar los bordes y la subsiguiente fase
final de aplicación de revestimiento de fibra de vidrio sobre los
bordes cortados.
Otro objeto de la invención es reducir la
cantidad de cimiento necesario para el corte tradicional de los
bordes, así como el coste de la mano de obra para la aplicación
final del revestimiento de fibra de vidrio.
Un objeto adicional de la invención es producir
elementos estructurales monolíticos que tienen una resistencia
estructural mayor que los obtenidos por medio del proceso de
fabricación tradicional del que se ha hablado antes.
Estos y otros objetos y ventajas que se
entenderán mejor en lo sucesivo se consiguen de acuerdo con la
presente invención mediante un método como se define en las
reivindicaciones adjuntas.
Una realización preferida, pero no limitativa,
de la invención será descrita ahora haciendo referencia a los
dibujos adjuntos, en los que:
la figura 1 es una vista en corte transversal
que ilustra esquemáticamente los componentes principales de una viga
formada de acuerdo con la invención;
la figura 2 es una vista en perspectiva que
muestra esquemáticamente una etapa de corte del método de la
invención;
las figuras 3, 4 y 5 ilustran esquemáticamente
las etapas de conformado y de ensamblaje de las piezas iniciales de
las que la viga de la figura 1 va a estar compuesta;
la figura 3A es una vista a escala ampliada de
un detalle de la figura 3;
\newpage
la figura 6 ilustra una etapa subsiguiente de
curado en un autoclave con una bolsa de vacío aplicada en una serie
de herramientas de conformado del tipo ilustrado en las figuras 4 y
5; y
la figura 7 es una vista en corte transversal de
la viga acabada.
En el ejemplo ilustrado y descrito aquí se
refiere a la fabricación de una viga como se ilustra
esquemáticamente en el corte de la figura 1, que tiene una sección
substancialmente de I o H o "doble T" con engrosamientos o
refuerzos locales en una o ambas caras del alma, destinada a
soportar la llamado "cubierta superior" de un avión.
Claramente, la referencia a este posible campo de aplicación no debe
ser interpretada en modo alguno como limitación del alcance de la
patente.
Con referencia a la figura 1, el número de
referencia 10 indica generalmente una viga de doble T con refuerzos
locales 11 en una de las caras del alma 12. Estos refuerzos (solo
uno de los cuales es visible en corte en la figura 1) están
espaciados longitudinalmente a lo largo del alma como es conocido
para los expertos en la técnica. La viga 10 se obtiene de la unión
de diversos elementos de pieza inicial que después se curan en una
sola fase de curado en un autoclave como se describió antes. Estos
elementos de pieza inicial comprenden: dos elementos 13, 14 con
forma de C contrapuestos uno con respecto al otro que juntos
constituyen la parte principal del alma y parte de las alas, dos
elementos planos 15, 16 que completan las partes superior e inferior
de las alas, y una serie de refuerzos 11 (llamados
"duplicadores") o engrosamientos locales en una de las dos
caras del alma.
Con referencia a la figura 2, cada uno de los
elementos 11-16 trabajados parcialmente se prepara
haciendo un estratificado plano de esterillas 20 de fibra de
carbono unidireccional preimpregnadas con resina epoxi (también
llamado "esterillado de carbo-resina"). Las
esterillas 20 de carbo-resina están superpuestas en
una superficie B de soporte obteniendo así productos parcialmente
trabajados definidos aquí como "estratificados planos",
constituidos cada uno por una sucesión estratificada de esterillas
20. Después, los estratificados planos se cortan por sus bordes
mediante una máquina de corte, preferiblemente una máquina
controlada numéricamente, que controla los movimientos de una
herramienta CT de corte que es adecuadamente inclinable para cortar
los bordes de los estratificados planos a lo largo de un ángulo
predeterminado de corte con respecto al plano en el que se
encuentran las esterillas 20.
Una característica importante del método de la
invención es que algunos de los bordes de los estratificados planos
son cortados en un ángulo de corte diferente de 90º con respecto al
plano en el que se encuentran las esterillas 20. En particular, los
bordes oblicuos 11a del refuerzo 11 y algunos bordes 13a, 14a de los
estratificados planos destinados a constituir los elementos 13, 14
con forma de "C" son cortados oblicuamente. Gracias a esta
disposición, al final de la fase subsiguiente de conformado en
caliente (figura 3), en la que las partes terminales 13b, 14b de
estos elementos son dobladas en un ángulo recto, los bordes de estos
estratos 20 definen juntos una superficie plana 13a, 14a orientada
perpendicularmente al plano de las partes dobladas 13b, 14b. Estas
superficies 13a, 14a de borde no necesitan operaciones adicionales
de recorte o de corte.
Como se ilustra en la figura 3, los refuerzos 11
y la pieza inicial plana 13 están colocados en sucesión en una
herramienta F1 de conformado cuya forma copiarán durante las
subsiguientes etapas de conformado en caliente y de curado. Los
refuerzos 11 están recibidos en un rebaje R de la herramienta F1.
Por medio de una operación de conformado en caliente (conocida de
por sí y por lo tanto no descrita en detalle aquí), la pieza inicial
plana 13 se pliega como se indica mediante las flechas A y se
aprieta para copiar el perfil de la herramienta F1.
Con referencia a la figura 4, se realizan pasos
similares a los descritos antes (estratificación plana, corte de
bordes inclinados y conformado en caliente en una segunda
herramienta F2) en una segunda pieza inicial 14 que constituye el
segundo elemento de sección de "C" destinado a estar colocado
cara a cara con y unido a la primera pieza inicial 13. Después los
dos elementos planos 15, 16 de pieza inicial son aplicados para la
terminación de las alas, insertando dos tiras 17 de resina en las
zonas de conectador.
La herramienta de conformado se cierra después
mediante contraplacas laterales S1, S2, se coloca en una bolsa V de
vacío (figura 6) y se somete a un ciclo de curado en un autoclave
aplicando temperatura y presión de un modo conocido de por sí.
Hay que señalar que entre las herramientas F1,
F2, S1, S2 de conformado y las piezas iniciales que hay que curar
hay interpuesta preliminarmente una lámina de fibra P de vidrio
(figura 3a) que, al final de la fase de polimerización (figura 7),
constituye una capa exterior de revestimiento que satisface los
requisitos llamados FST
(inflamabilidad-humo-toxicidad)
prescritos en el entorno aeronáutico.
El resultado final del proceso, como se ilustra
esquemáticamente en la figura 7, es una viga 10 de material
compuesto de fibra de carbono con una capa externa de revestimiento
de esterillado P de fibra de vidrio que continuamente reviste todas
las superficies externas de la viga, incluidos sus bordes.
Como se apreciará, el método de acuerdo con la
invención prevé un único ciclo de curado (mejor que dos) y produce
una estructura monolítica con un enlace más íntimo y más fuerte de
los refuerzos formados integralmente con el alma. Las fases
tradicionales de aplicación de adhesivo para unir los refuerzos al
alma se eliminan como las operaciones de recortar los bordes y las
herramientas asociadas, y ya no se requieren las operaciones
finales para aplicar el revestimiento de fibra de vidrio a los
bordes cortados. Se apreciará, lo que es más, que la capa exterior
P de revestimiento de fibra de vidrio es una capa continua e
íntimamente enlazada a las superficies de la viga con una
consecuente reducción del riesgo de que se desencadene la
corrosión.
Se pretende que la invención no este limitada a
la realización descrita e ilustrada aquí, que ha de ser considerada
como un ejemplo de materialización del proceso; la invención es, por
otro lado, susceptible de modificaciones asociadas en forma,
dimensiones y detalles de construcción de las vigas. Por ejemplo, la
invención puede igualmente ser usada para producir elementos
estructurales con secciones de las más variadas formas ("C",
"L", "T", "J", etc.) con o sin refuerzos laterales
en el alma.
Claims (5)
1. Un método para fabricar una viga de material
compuesto basado en fibra de carbono para la construcción de
aviones, comprendiendo la viga capas de esterillado de fibra de
carbono preimpregnadas con resina, comprendiendo el método los
pasos de:
a) superponer en un plano (B) de soporte una
pluralidad de esterillas (20) de fibra de carbono preimpregnadas
con resina como para obtener al menos un primer estratificado plano
(13);
b) cortar al menos un borde (13a, 14a) del
estratificado plano en un ángulo predeterminado de corte diferente
de 90º con respecto al plano (B) de soporte de la esterilla
(20);
c) colocar el estratificado plano en una
herramienta (F1) de conformado;
d) conformar en caliente el estratificado como
para copiar la forma de la herramienta de dar forma, doblando al
menos una parte del estratificado delimitada por dicho borde cortado
(13a, 14a) de tal manera que dicho borde cortado (13a, 14a), al
final del paso de doblado, define una superficie orientada de manera
substancialmente perpendicular con respecto a dicha parte doblada
(13b, 14b);
e) aplicar temperatura y presión de tal manera
que se polimeriza la resina contenida en las capas (20) de
esterillado;
en el que el paso c) incluye el paso de:
- colocar una esterilla (P) de fibra de vidrio,
que reviste también dicho borde cortado (13a, 14a), entre la
herramienta (F1) de conformado y el estratificado que hay que
polimerizar de tal manera que se cubren las superficies del
estratificado destinadas a constituir las superficies exteriores de
la viga acabada.
2. Un método de acuerdo con la reivindicación 1,
que incluye adicionalmente los pasos de:
- predisponer al menos un segundo estratificado
(11, 14, 15, 16) de acuerdo con el paso a) y opcionalmente de
acuerdo con los pasos b) y c) y d);
- colocar el segundo estratificado (11, 14, 15,
16) en contacto con el primer estratificado (13) en una herramienta
de conformado antes de dicho paso e);
- realizar el paso e) para polimerizar
simultáneamente la resina contenida en las capas de la esterilla
(20) de los estratificados primero (13) y segundo (11, 14, 15,
16).
3. Un método de acuerdo con la reivindicación 2,
en el que el primer estratificado (13) es un elemento alargado
longitudinalmente capaz de constituir al menos una parte de un alma
(12) de una viga (10), y el segundo estratificado (11) es un
refuerzo aplicado en una cara del primer estratificado (13) para
engrosar localmente dicho alma (12).
4. Un método de acuerdo con la reivindicación 3,
que incluye los pasos de:
c1) colocar el segundo estratificado (11) en un
rebaje (R) de la herramienta (F1) de conformado antes de colocar el
primer estratificado (13a) en la misma herramienta (F1) de
conformado en dicho paso c).
5. Un método de acuerdo con la reivindicación 4,
en el que dicho paso c1) está precedido por los pasos de:
b1) cortar al menos un borde (11a) del segundo
estratificado plano (11) de refuerzo en un ángulo predeterminado de
corte diferente de 90º con respecto al plano (B) de soporte del
esterillado (20) del segundo estratificado (11).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| IT000410A ITTO20040410A1 (it) | 2004-06-21 | 2004-06-21 | Procedimento per la fabbricazione di travi strutturali in composito per aeromobili. |
| ITTO04A0410 | 2004-06-21 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2289653T3 true ES2289653T3 (es) | 2008-02-01 |
Family
ID=34939033
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES05102276T Expired - Lifetime ES2289653T3 (es) | 2004-06-21 | 2005-03-22 | Metodo para fabricar vigas estructurales de material compuesto para aviones. |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20060011289A1 (es) |
| EP (1) | EP1609584B1 (es) |
| DE (1) | DE602005002300T2 (es) |
| ES (1) | ES2289653T3 (es) |
| IT (1) | ITTO20040410A1 (es) |
Families Citing this family (30)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7237506B2 (en) * | 2005-05-04 | 2007-07-03 | Dietz Dan L | Multiple function animal bed |
| US20060249087A1 (en) * | 2005-05-04 | 2006-11-09 | Dietz Dan L | Multiple function animal training system with extendable ramp |
| US7234415B2 (en) * | 2005-05-04 | 2007-06-26 | Dietz Dan L | Multiple function animal furniture system |
| US10449736B2 (en) | 2006-02-02 | 2019-10-22 | The Boeing Company | Apparatus for fabricating thermoplastic composite parts |
| US9102103B2 (en) * | 2006-02-02 | 2015-08-11 | The Boeing Company | Thermoplastic composite parts having integrated metal fittings and method of making the same |
| US8491745B2 (en) * | 2007-02-03 | 2013-07-23 | The Boeing Company | Method and material efficient tooling for continuous compression molding |
| US8333858B2 (en) | 2006-02-02 | 2012-12-18 | The Boeing Company | Method for fabricating curved thermoplastic composite parts |
| US7807005B2 (en) * | 2006-02-02 | 2010-10-05 | The Boeing Company | Fabrication process for thermoplastic composite parts |
| US8691137B2 (en) | 2009-03-04 | 2014-04-08 | The Boeing Company | Method of molding partus using a tool sleeve for mold die |
| US10232532B1 (en) | 2006-02-02 | 2019-03-19 | The Boeing Company | Method for fabricating tapered thermoplastic composite parts |
| DE102007015518A1 (de) * | 2007-03-30 | 2008-10-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung von Profilteilen |
| EP2153979B1 (en) * | 2007-04-30 | 2016-10-19 | Airbus Operations S.L. | Multispar torsion box made from composite material |
| ITTO20070434A1 (it) * | 2007-06-18 | 2008-12-19 | Alenia Aeronautica Spa | Procedimento e attrezzo per la formatura e l'assemblaggio di longheroni non polimerizzati per gli stabilizzatori orizzontali di aeromobili |
| US7968169B2 (en) * | 2007-08-07 | 2011-06-28 | The Boeing Company | Compound contoured composite beams and fabrication methods |
| ES2443917T3 (es) | 2007-10-09 | 2014-02-21 | Saab Ab | Procedimiento y dispositivo para conformar un material compuesto |
| DE102007058727A1 (de) | 2007-12-06 | 2009-06-10 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines FVW-Vorformlings aus einem Laminat mit zumindest zwei Prepreg-Lagen sowie Herstellungsvorrichtung für ein derartiges Verfahren |
| DE102008046991A1 (de) † | 2008-09-12 | 2010-03-25 | Mt Aerospace Ag | Lasttragendes dickwandiges Faserverbundstrukturbauteil und Verfahren zu dessen Herstellung |
| DE102008042574B4 (de) | 2008-10-02 | 2010-06-10 | Airbus Deutschland Gmbh | Vorrichtung zum Ablegen und Drapieren von Abschnitten einer Verstärkungsfaserstruktur zur Herstellung eines Profilvorformlings sowie Verfahren |
| DE102008057708B4 (de) * | 2008-11-17 | 2012-09-13 | Airbus Operations Gmbh | Faserverbundvorformling, Faserverbundwerkstück und Verfahren zur Herstellung eines Faserverbundwerkstücks |
| DE102009060706B4 (de) * | 2009-12-29 | 2014-12-04 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren sowie Vorrichtung zur Herstellung einer Versteifungsstruktur für ein Flugzeugrumpfsegment sowie eine Versteifungsstruktur |
| US10821653B2 (en) * | 2010-02-24 | 2020-11-03 | Alexander M. Rubin | Continuous molding of thermoplastic laminates |
| EP2415573B1 (en) * | 2010-08-05 | 2012-10-31 | Eurocopter Deutschland GmbH | Method to produce a tapered composite preform |
| ES2432090B2 (es) | 2012-03-26 | 2015-04-27 | Airbus Operations, S.L. | Procedimiento de fabricación de piezas realizadas en material compuesto y dispositivo empleado. |
| CN103320770A (zh) * | 2013-06-21 | 2013-09-25 | 光垒光电科技（上海）有限公司 | 气体喷淋头以及气相沉积反应腔 |
| CA2966239C (en) * | 2014-10-30 | 2022-08-16 | Lm Wp Patent Holding A/S | A shear web mould system comprising variable moulding plates |
| DE102015201349A1 (de) * | 2015-01-27 | 2016-07-28 | Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft | Formgebungswerkzeug und Verfahren zum Bearbeiten eines Vorformlings eines Faserverbundbauteils |
| JP6694441B2 (ja) * | 2015-04-10 | 2020-05-13 | レオナルド ソシエタ ペル アチオニ | 共硬化による複合材料の補剛パネルの製造方法 |
| EP3375588B1 (en) * | 2015-08-04 | 2020-11-25 | Mitsubishi Chemical Corporation | Fiber-reinforced plastic and method for producing same |
| FR3081369B1 (fr) | 2018-05-28 | 2020-05-08 | Stelia Aerospace | Dispositif et procede de mise en forme d'une piece d'ebauche pour la formation d'une piece thermoplastique structurelle |
| ES2958761T3 (es) * | 2019-11-13 | 2024-02-14 | Airbus Operations Slu | Dispositivo y método de formación de un laminado compuesto para obtener un perfil en forma de Z |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2268704B (en) * | 1992-07-16 | 1996-01-10 | British Aerospace | Layup preparation for fibre reinforced composites |
| US5954898A (en) * | 1994-05-13 | 1999-09-21 | Lockheed Fort Worth Company | Method and system for fabricating parts from composite materials |
| US5538589A (en) * | 1994-08-31 | 1996-07-23 | The Boeing Company | Composite stringer assembly machine |
| US6217000B1 (en) * | 1996-10-25 | 2001-04-17 | The Boeing Company | Composite fabrication method and tooling to improve part consolidation |
| JP4363741B2 (ja) * | 2000-04-14 | 2009-11-11 | 本田技研工業株式会社 | 繊維強化複合材からなる中間成形物品の製造方法 |
-
2004
- 2004-06-21 IT IT000410A patent/ITTO20040410A1/it unknown
-
2005
- 2005-03-22 ES ES05102276T patent/ES2289653T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2005-03-22 EP EP05102276A patent/EP1609584B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2005-03-22 DE DE602005002300T patent/DE602005002300T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2005-06-16 US US11/154,461 patent/US20060011289A1/en not_active Abandoned
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1609584A1 (en) | 2005-12-28 |
| DE602005002300T2 (de) | 2008-05-29 |
| DE602005002300D1 (de) | 2007-10-18 |
| US20060011289A1 (en) | 2006-01-19 |
| ITTO20040410A1 (it) | 2004-09-21 |
| EP1609584B1 (en) | 2007-09-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1609584B1 (en) | A method of manufacturing composite structural beams for aircraft | |
| ES2724557T3 (es) | Estructura de núcleo de panal de abejas | |
| ES2443718T3 (es) | Procedimiento de formación de una estructura compuesta en forma de T que comprende un relleno de radio y relleno de radio | |
| US9278748B2 (en) | Processes to fabricate composite tubular-reinforced panels integrating skin and stringers and the panels thereby fabricated | |
| ES2208535T3 (es) | Procedimiento para la fabricacion de un panel de material compuesto con bandas de rigidizacion. | |
| JP6073249B2 (ja) | プリフォーム及び織られた繊維ノードの補強方法 | |
| ES2619478T3 (es) | Larguerillo | |
| ES2611033T3 (es) | Cajón de torsión multilargero integrado de material compuesto | |
| JP2000167950A (ja) | ハニカムサンドイッチ構造複合材パネルの成形方法 | |
| JP2011512267A (ja) | 湾曲した外形を有する複合部品 | |
| US20040140049A1 (en) | Method of manufacturing a hollow section, grid stiffened panel | |
| CN210257480U (zh) | 一种轻质网格蒙皮蜂窝结构 | |
| CN106470830B (zh) | 由层压件制成的面板及其制造方法 | |
| CN1665676A (zh) | 三维针织间隔织物夹层复合材料 | |
| ES2955386T3 (es) | Método de fabricación de una estructura de material compuesto utilizando un proceso de cocurado | |
| ES2341114T3 (es) | Procedimiento de fabricacion de un elemento estructural alargado con figurado para la rigidizacion de una estructura de panel y un procedimiento de fabricacion de una estructura de panel rigida integrada con al menos un elemento de rigidizacion alargado de rigidizacion alargado. | |
| US20140138873A1 (en) | Method for Manufacturing a Reinforced Panel of Composite Material | |
| US3658612A (en) | Method of fabricating cellular foam core structure assembly | |
| ES2334129T3 (es) | Material compuesto para construcciones ligeras y metodo para su fabricion. | |
| CN110641042B (zh) | 一种复合材料x型支架成型方法 | |
| JP7294925B2 (ja) | 熱可塑性多重格子オーバーモールド／共固化航空機胴体構造 | |
| EP3383642B1 (en) | Method of making a multilayer panel made of composite material | |
| ES2199590T3 (es) | Un metodo de construir un revestimiento para un miembro de un cuerpo, tal como una aeronave. | |
| US20110147045A1 (en) | Composite Material, A Structural Element Comprised of the Composite Material, An Airplane Wing Spar and Their Methods of Production | |
| DE102020102375A1 (de) | Verbundglasscheibe, insbesondere zum Einsatz in Kraftfahrzeugen |