RU2425778C2 - Способ склеивания элементов для летательного аппарата без использования автоклава - Google Patents

Способ склеивания элементов для летательного аппарата без использования автоклава Download PDF

Info

Publication number
RU2425778C2
RU2425778C2 RU2008132424/11A RU2008132424A RU2425778C2 RU 2425778 C2 RU2425778 C2 RU 2425778C2 RU 2008132424/11 A RU2008132424/11 A RU 2008132424/11A RU 2008132424 A RU2008132424 A RU 2008132424A RU 2425778 C2 RU2425778 C2 RU 2425778C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
stringers
vacuum
elements
adhesive film
film
Prior art date
Application number
RU2008132424/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008132424A (ru
Inventor
Хайнер НОБИС (DE)
Хайнер НОБИС
Вилфрид РЁГЛИН (DE)
Вилфрид РЁГЛИН
Олаф БИШОФФ (DE)
Олаф БИШОФФ
Андреас ШРЁДЕР (DE)
Андреас ШРЁДЕР
Original Assignee
Эйрбас Оперэйшнз Гмбх
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 Эйрбас Оперэйшнз Гмбх filed Critical Эйрбас Оперэйшнз Гмбх
Publication of RU2008132424A publication Critical patent/RU2008132424A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2425778C2 publication Critical patent/RU2425778C2/ru

Links

Images

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
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/4805—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the type of adhesives
    • B29C65/483—Reactive adhesives, e.g. chemically curing adhesives
    • B29C65/4835—Heat curing adhesives
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/50—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like
    • B29C65/5057—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like positioned between the surfaces to be joined
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/11—Joint cross-sections comprising a single joint-segment, i.e. one of the parts to be joined comprising a single joint-segment in the joint cross-section
    • B29C66/112—Single lapped joints
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/13—Single flanged joints; Fin-type joints; Single hem joints; Edge joints; Interpenetrating fingered joints; Other specific particular designs of joint cross-sections not provided for in groups B29C66/11 - B29C66/12
    • B29C66/131—Single flanged joints, i.e. one of the parts to be joined being rigid and flanged in the joint area
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/40—General aspects of joining substantially flat articles, e.g. plates, sheets or web-like materials; Making flat seams in tubular or hollow articles; Joining single elements to substantially flat surfaces
    • B29C66/47—Joining single elements to sheets, plates or other substantially flat surfaces
    • B29C66/474—Joining single elements to sheets, plates or other substantially flat surfaces said single elements being substantially non-flat
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/80—General aspects of machine operations or constructions and parts thereof
    • B29C66/81—General aspects of the pressing elements, i.e. the elements applying pressure on the parts to be joined in the area to be joined, e.g. the welding jaws or clamps
    • B29C66/814—General aspects of the pressing elements, i.e. the elements applying pressure on the parts to be joined in the area to be joined, e.g. the welding jaws or clamps characterised by the design of the pressing elements, e.g. of the welding jaws or clamps
    • B29C66/8145—General aspects of the pressing elements, i.e. the elements applying pressure on the parts to be joined in the area to be joined, e.g. the welding jaws or clamps characterised by the design of the pressing elements, e.g. of the welding jaws or clamps characterised by the constructional aspects of the pressing elements, e.g. of the welding jaws or clamps
    • B29C66/81455—General aspects of the pressing elements, i.e. the elements applying pressure on the parts to be joined in the area to be joined, e.g. the welding jaws or clamps characterised by the design of the pressing elements, e.g. of the welding jaws or clamps characterised by the constructional aspects of the pressing elements, e.g. of the welding jaws or clamps being a fluid inflatable bag or bladder, a diaphragm or a vacuum bag for applying isostatic pressure
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/80—General aspects of machine operations or constructions and parts thereof
    • B29C66/82—Pressure application arrangements, e.g. transmission or actuating mechanisms for joining tools or clamps
    • B29C66/824—Actuating mechanisms
    • B29C66/8242—Pneumatic or hydraulic drives
    • B29C66/82423—Pneumatic or hydraulic drives using vacuum
    • 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
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/543—Fixing the position or configuration of fibrous reinforcements before or during moulding
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/02—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor by heating, with or without pressure
    • B29C65/10—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor by heating, with or without pressure using hot gases (e.g. combustion gases) or flames coming in contact with at least one of the parts to be joined
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/50—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like
    • B29C65/5007—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like characterised by the structure of said adhesive tape, threads or the like
    • B29C65/5021—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like characterised by the structure of said adhesive tape, threads or the like being multi-layered
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/50—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like
    • B29C65/5007—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like characterised by the structure of said adhesive tape, threads or the like
    • B29C65/5028—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding using adhesive tape, e.g. thermoplastic tape; using threads or the like characterised by the structure of said adhesive tape, threads or the like being textile in woven or non-woven form
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B29C66/7212—Fibre-reinforced materials characterised by the composition of the fibres
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/725—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined being hollow-walled or honeycombs
    • B29C66/7254—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined being hollow-walled or honeycombs honeycomb structures
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • General Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Adhesives Or Adhesive Processes (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Manufacturing Of Electrical Connectors (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к способу склеивания элементов для летательного аппарата. Способ заключается в том, что наносят клейкую пленку (16) в области мест (15) соединения стрингеров (13) и панели обшивки (14), причем клейкая пленка (16) выполнена в виде каркасной ткани, пропитанной эпоксидной смолой. Затем размещают и выравнивают стрингеры (13) и панели обшивки (14) друг относительно друга на опорной конструкции (7) и покрывают выровненные стрингеры (13) и выровненную панель обшивки (14) вакуумной пленкой (11, 18) с получением вакуумного мешка (12, 28). При этом вакуумную пленку (11, 18) наносят непосредственно на стрингеры (13) и панель обшивки (14), предназначенные для склеивания друг с другом. После чего производят создание частичного вакуума с давлением Рвнутреннее в вакуумном мешке (12, 28) для приложения достаточного контактного давления к стрингерам (13) и панели обшивки (14) при помощи давления окружающего воздуха Рокружающего воздуха и отверждение по меньшей мере одной клейкой пленки (16) для окончательного склеивания друг с другом стрингеров (13) и панели обшивки (14), причем отверждение по меньшей мере одной клейкой пленки (16) осуществляют при температуре выше комнатной. Технический результат заключается в упрощении процесса изготовления клеевых соединений. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к способу склеивания множества элементов без использования автоклава для изготовления, в частности, крупногабаритных конструктивных элементов для летательного аппарата.
В настоящее время в авиационной промышленности крупногабаритные конструктивные элементы часто изготавливаются путем склеивания металлических элементов, что может, по меньшей мере, снизить количество необходимых клепаных соединений. Например, в настоящее время оболочки фюзеляжа полностью изготавливаются путем склеивания стрингеров и/или арматуры (накладок) с вырезами для окон с пластинами из алюминиевого сплава. Таким образом, крупногабаритные оболочки крыла могут изготавливаться экономично в отношении времени и стоимости путем склеивания стрингеров и/или поперечных ребер. Не только монолитные конструкции, но также и слоистые конструкции «листовой металл - сотовый заполнитель - листовой металл» могут изготавливаться таким способом.
Для склеивания отдельных элементов используются клейкие пленки из материала основы (мат или ткань), пропитанного пластиковым материалом на основе эпоксидной смолы и т.п.
Для изготовления крупногабаритного конструктивного элемента элементы сначала размещаются и выравниваются друг относительно друга на соответствующей опорной конструкции в соответствии с известными способами. Клейкие пленки предварительно наносятся между элементами, предназначенными для склеивания друг с другом.
При использовании известных способов склеивания необходимо покрывать, в частности, острокромочные зоны или части всей сборки, например, клеящей лентой или чем-то подобным, перед покрытием всей сборки вакуумной пленкой и помещением в автоклав для отверждения клейких пленок. Это предотвращает прокалывание вакуумной пленки при приложении давления ко всему конструктивному элементу для окончательного отверждения в автоклаве. Кроме того, при применении известных способов склеивания в некоторых случаях необходимо использовать силиконовые прижимные элементы для увеличения локального поверхностного давления. Во избежание отрицательного воздействия силиконовых загрязнений на прочность клеевых соединений при использовании силиконовых прижимных элементов необходимо особенно тщательно покрывать сами эти элементы соответствующей снимаемой пленкой. Любые необходимые фиксирующие штыри, служащие для первоначального прикрепления элементов друг к другу, также должны тщательно покрываться соответствующими средствами во избежание прокалывания пленки. Только подготовленная таким образом конструкция может покрываться пленкой и затем окончательно отверждаться в автоклаве для получения готового конструктивного элемента. Отверждение в автоклаве требуется потому, что для изготовления клеевых соединений, которые могут выдерживать необходимую механическую нагрузку, необходимо создание высокого контактного давления между элементами.
В соответствии с известными способами изготовления подготовка элементов, размещенных и выравненных друг относительно друга для последующего отверждения всей конструкции в автоклаве, является чрезвычайно трудоемкой и, следовательно, дорогостоящей. Кроме того, из-за сил, действующих в автоклаве, для помещения конструкции в автоклав для отверждения требуются прочные и, следовательно, тяжелые опорные конструкции, которые должны изготавливаться, например, из стали.
Таким образом, задачей настоящего изобретения является предложение упрощенного способа изготовления клеевых соединений на крупногабаритном конструктивном элементе.
Эта задача решается посредством способа, включающего в себя следующие этапы:
- нанесение по меньшей мере одной клейкой пленки в области мест соединений элементов;
- размещение и выравнивание элементов друг относительно друга на опорной конструкции;
- покрытие выравненных элементов вакуумной пленкой для формирования вакуумного мешка;
- создание частичного вакуума в вакуумном мешке для приложения достаточного контактного давления к элементам при помощи давления оружающего воздуха Рдавления воздуха; и
- отверждение по меньшей мере одной клейкой пленки для окончательного склеивания элементов, причем отверждение по меньшей мере одной клейкой пленки осуществляется при температуре выше комнатной.
Поскольку отверждение способом в соответствии с настоящим изобретением осуществляется только внутри вакуумного мешка, образованного вакуумной пленкой, а не при избыточном давлении до 1000 кПа в автоклаве, перед нанесением вакуумной пленки не требуется во избежание ее разрушения и происходящих в результате этого утечек покрытие острокромочных зон отдельными соответствующими покрывающими средствами, например клеящими лентами и т.п. Отсутствие необходимости использования покрывающих средств обеспечивает значительную экономию времени и затрат.
Кроме того, отверждение в вакуумном мешке позволяет использовать более легкие опорные конструкции, и указанные конструкции могут изготавливаться, например, полностью из алюминиевых материалов.
Необходимая в ином случае защита фиксирующих штырей, обычно имеющихся для фиксации элементов в пространстве, также может быть исключена без замены.
Кроме того, защита накладок большой площади также может быть исключена.
Благодаря воздействию давления, которое является низким при отверждении в вакуумном мешке, уменьшается тенденция элементов к смещению друг относительно друга. Кроме того, происходят только относительно малые перемещения при уплотнении элементов. Таким образом, при определенных условиях можно уменьшить количество фиксирующих штырей, необходимых для закрепления элементов, при неизменных в остальном производственных допусках.
Кроме того, нет необходимости в размещении силиконовых прижимных элементов в зоне основания стрингера для локального увеличения контактного давления, при котором сами прижимные элементы должны покрываться снимаемой пленкой во избежание загрязнения поверхностей склеивания налетом силикона.
Вентилирующие ткани (например, «Aiweave» и т.д.), изготовленные из нейлона или полиэфира, которые ранее размещали на элементах по меньшей мере в некоторых зонах, для улучшения результата склеивания, также больше не требуются или требуются в значительно меньшей степени.
Соответственно после завершения процесса склеивания исключается также удаление указанных покрывающих средств.
Более низкие давления, действующие в процессе отверждения в вакуумном мешке, в то же время уменьшают появление клея в нежелательных зонах вакуумной пленки, в результате чего, в свою очередь, уменьшается необходимость в заключительной обработке в виде очистки и т.п. Снижение потребности в заключительной обработке также позволяет использовать меньше чистящих средств, таких как, например, химические растворители, агрессивные холодные очистители и т.п., которые приходилось использовать ранее, что существенно, в частности, в отношении защиты окружающей среды.
Отверждение в вакуумном мешке в камере для термофиксации по сравнению с отверждением в автоклаве также является менее энергоемким, что позволяет принимать меры по защите окружающей среды и минимизировать энергетические затраты.
Кроме того, способ в соответствии с настоящим изобретением может использоваться для полного ремонта повреждений в процессе эксплуатации летательного аппарата. В этом контексте отверждение в вакуумном мешке позволяет применять, например, переносные опорные конструкции и, при некоторых обстоятельствах, даже опорные конструкции, которые могут использоваться вне помещения, обеспечивая возможность ремонта в «полевых» условиях. В этом случае необходимая температура отверждения в опорной конструкции может обеспечиваться при помощи, например, портативного вентилятора горячего воздуха.
Модифицированные параметры отверждения, используемые при применении способа в соответствии с настоящим изобретением, позволяют также применять способ по принципу непрерывного производства, так что крупногабаритные конструктивные элементы могут изготавливаться непрерывно (печная линия).
Наконец, способ позволяет снизить производственные допуски, поскольку при отверждении в вакуумном мешке действуют контактные давления, которые могут быть в 10 раз ниже, чем давления, действующие при отверждении в автоклаве, так что нежелательное перемещение склеиваемых элементов друг относительно друга в основном исключается.
Следует понимать, что способ в соответствии с настоящим изобретением не ограничивается склеиванием элементов, изготовленных из алюминиевых сплавов, для изготовления крупногабаритных конструктивных элементов в авиационной промышленности. Способ в соответствии с настоящим изобретением может также использоваться для склеивания любых желаемых композиционных материалов с алюминиевыми элементами и/или для склеивания элементов из композиционных материалов непосредственно друг с другом.
Один из предпочтительных вариантов способа обеспечивает возможность отверждения по меньшей мере одной клейкой пленки при частичном вакууме от 70 кПа до 100 кПа и при температуре 115-125°С.
Поскольку склеивание элементов при помощи клейких пленок осуществляется при относительно низком частичном вакууме и при умеренных температурах, достигается значительно упрощенная последовательность операций для осуществления способа. Частичный вакуум от 70 кПа до 100 кПа обеспечивает достаточное контактное давление склеиваемых элементов, даже если отверждение осуществляется только в вакуумном мешке, а не в автоклаве при избыточном давлении до 1000 кПа.
Согласно одному из предпочтительных вариантов способа элементы размещают и выравнивают друг относительно друга на опорной конструкции, причем геометрия поверхности указанной конструкции, по существу, соответствует геометрии поверхности склеиваемого конструктивного элемента, состоящего из отдельных элементов.
Использование основы для размещения, выравнивания и последующего склеивания элементов друг с другом обеспечивает соответствие узким производственным допускам.
Согласно одному из предпочтительных вариантов способа вакуумная пленка размещается непосредственно на элементах, предназначенных для склеивания.
Таким образом, известная трудоемкая и дорогостоящая конструкция с покрывающими лентами, снимаемыми пленками, прижимными элементами и прижимными лентами для увеличения контактного давления для обеспечения целостности вакуумной пленки, которая в заключение наносится для формирования вакуумного мешка для склеивания элементов, становится ненужной.
Согласно одному из предпочтительных вариантов настоящего изобретения элементы изготавливаются из алюминиевого сплава и/или композиционного материала.
Таким образом, способ может также применяться с крупногабаритными конструктивными элементами, изготовленными по меньшей мере частично из композиционных материалов.
Согласно одному из предпочтительных вариантов настоящего изобретения по меньшей мере одна клейкая пленка изготавливается из каркасной ткани, пропитанной эпоксидной смолой.
Таким образом, обеспечивается высокая степень точности линейных размеров клеевых соединений, изготавливаемых между элементами. Кроме того, клейкие пленки легко использовать, т.е. наносить в зоне мест соединения.
Краткое описание чертежей
На фиг.1 схематически представлен разрез крупногабаритного конструктивного элемента.
На фиг.2 представлена сложная конструкция в соответствии с известным уровнем техники на примере склеивания стрингера с панелью обшивки в автоклаве.
На фиг.3 представлен разрез упрощенной конструкции для осуществления такого же склеивания способом в соответствии с настоящим изобретением.
Одинаковые конструктивные элементы обозначены одинаковыми номерами позиций.
На фиг.1 представлен разрез конструкции, содержащей несколько элементов, предназначенных для склеивания друг с другом способом в соответствии с настоящим изобретением для изготовления крупногабаритного конструктивного элемента 1.
Крупногабаритный конструктивный элемент 1 может являться, например, посадочным щитком, обшивкой крыла, узлом рулевого управления, узлом руля высоты, частью оболочки фюзеляжа, содержащей, например, несколько отверстий для окон, и т.п. Ниже со ссылками на фиг.1 будет описана последовательность осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением.
Для осуществления способа элементы 2, 3, 4, 5 и 6 помещаются, располагаются и выравниваются друг относительно друга на опорной конструкции 7. Элемент 2 в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения, представленным на фиг.1, является панелью обшивки, изготовленной из алюминиевого сплава, предназначенной для склеивания с размещенными элементами 3-6 для их армирования. Элементы 3-6, также называемые стрингерами, или армирующими профилями, имеют в основном Z-образную форму поперечного сечения, причем указанные стрингеры служат, помимо прочего, для улучшения механических характеристик панели обшивки. Как и панель обшивки, стрингеры изготовлены из алюминиевого сплава. Вместо используемого алюминиевого сплава элементы 2-6 могут быть изготовлены также из композиционных материалов, например из пластиков, армированных углеродным волокном или других подобных материалов. В качестве альтернативы элементы 2-6 могут также изготавливаться из металлопластикового композиционного материала с покрытием, такого как, например, «Glare».
Перед осуществлением фактического склеивания необходимые клейкие пленки для изготовления фактического соединения наносятся на необходимые зоны мест соединения между элементами 2-6.
Клейкие пленки в виде рулона изготавливаются из материала основы, например нейлоновой ткани, который предварительно пропитывают отверждаемым пластиковым материалом. Для предварительной пропитки материала основы в качестве отверждаемого пластикового материала можно использовать, например, неполностью отвержденные эпоксидные смолы, хранящиеся при низких температурах во избежание преждевременного отверждения. Для осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением могут использоваться, например, следующие клейкие пленки: клейкая пленка EA9696.03NW от компании Henkel, Bay Point, США и клейкая пленка FM94M.03 от компании Cytec Engineered Materials, Wrexham, Великобритания. Для большей ясности чертежа клейкие пленки между элементами 2-6 не показаны на фиг.1.
Перед нанесением склеивающих материалов области мест соединения между элементами 2-6 при необходимости подвергаются соответствующей предварительной обработке, например химической очистке, щелочному и кислотному травлению, анодному оксидированию и нанесению грунтовки и т.п. для усиления адгезионного эффекта и таким образом способности выдерживать механическую нагрузку, достигаемую при клеевом соединении.
Опорная конструкция 7 удерживается на двух опорах 8, 9, и опоры 8, 9 могут неподвижно или с возможностью перемещения соединяться с опорной конструкцией 7. В соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения, представленным на фиг.1, возможность горизонтального перемещения опоры 9 обеспечивает, помимо прочего, компенсацию механических напряжений, которые могут возникать при колебаниях температуры между элементами 2-6 или опорной конструкцией 7. В свою очередь, опоры 8, 9 неподвижно соединены с подложкой 10. Геометрия поверхности опорной конструкции 7 предпочтительно как можно более точно соответствует геометрии поверхности конструктивного элемента 1 для обеспечения высокой точности линейных размеров изготавливаемого крупногабаритного конструктивного элемента 1.
Поскольку отверждение клейких пленок, используемых для соединения элементов 2-6, способом в соответствии с настоящим изобретением, осуществляется при температуре 115-125°С и давлении 70-100 кПа, вся конструкция может в отличие от известных способов склеивания, осуществляемых в автоклаве при значительно более высоких давлениях и/или температурах отверждения, покрываться непрерывной вакуумной пленкой 11 без покрывающих средств (клеящих лент, Airweave и т.д.), и без средств увеличения локального контактного давления (силиконовых лент или силиконовых блоков и т.д.) в области склеивания элементов 2-6. Низкие параметры отверждения позволяют отверждать конструкцию, сформированную из элементов 2-6, без использования покрывающих средств и средств обеспечения контактного давления в вакуумном мешке, обеспечивая значительно более простую последовательность изготовления.
Вакуумная пленка 11 вместе с верхней стороной основания 7 образует газонепроницаемый вакуумный мешок 12, который после создания соответствующего частичного вакуума Рвнутреннее и при помощи давления окружающего воздуха Рокружающего воздуха, обеспечивающего достаточное контактное давление между склеиваемыми элементами 2-6, служит для изготовления клеевого соединения, которое может подвергаться высоким механическим нагрузкам. После нанесения вакуумной пленки 11 из созданного таким образом вакуумного мешка 12 частично откачивается воздух, т.е. в нем создается внутреннее давление Рвнутреннее от 70 кПа до 100 кПа, так что давление наружного воздуха Рокружающего воздуха создает контактное давление, необходимое для получения оптимального клеевого соединения между элементами 2-6.
Весь процесс отверждения клейкой пленки 16, в результате которого образуется клеевое соединение, продолжается от 60 до 90 минут при поддержании температуры от 115°С до 125°С.
Использование клейкой пленки 16, имеющей более низкие параметры отверждения, обеспечивает указанное отверждение конструкции или всей сборки в вакуумном мешке 12 при относительно низких давлениях от 70 до 100 кПа в указанном интервале температур.
Отверждение элементов 2-6 способом в соответствии с настоящим изобретением может также осуществляться в автоклаве. Для этого вся конструкция, сформированная из элементов 2-6, вакуумной пленки 11 и опорной конструкции 7, и вся сборка помещаются в автоклав, причем автоклав служит только для обеспечения температуры от 115°С до 125°С, необходимой для удовлетворительного осуществления процесса отверждения, и автоклав уже не подвергается энергоемкому избыточному давлению до 1000 кПа. Вместо этого автоклав для осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением не находится под давлением, т.е. работает при давлении окружающего воздуха. Таким образом, любые имеющиеся автоклавы можно продолжать использовать для осуществления способа без использования автоклава в соответствии с настоящим изобретением.
Однако согласно способу в соответствии с настоящим изобретением отверждение особенно предпочтительно проводить в прямоточной печи непрерывного действия, что обеспечивает непрерывное и, следовательно, более экономичное изготовление крупногабаритных конструктивных элементов для летательного аппарата.
По завершении процесса отверждения вакуумная пленка 11, которая не может использоваться повторно, может быть снята со склеенных элементов 2-6, и крупногабаритный конструктивный элемент 1 можно подвергать заключительной обработке. Однако затраты на заключительную обработку конструктивного элемента 1 значительно снижены, благодаря применению способа без использования автоклава в соответствии с настоящим изобретением, поскольку, как уже говорилось, отсутствует необходимость в дополнительных покрывающих средствах, таких как, например, покрывающие ленты и т.п., в частности в острокромочных зонах и на фиксирующих штырях, или средствах увеличения локального контактного давления, и, следовательно, необходимость их удаления.
Кроме того, при применении способа в соответствии с настоящим изобретением значительно снижается необходимость в дополнительной очистке склеенных элементов 2-6, поскольку благодаря вакуумному отверждению между склеиваемыми элементами 2-6, требуется уменьшенное контактное давление, что в основном исключает нежелательное появление клея (выдавливание) между склеиваемыми элементами 2-6. Трудоемкая заключительная обработка элементов 2-6, ранее обычно необходимая после отверждения клейкой пленки 16, например, очистка агрессивными холодными очистителями, химическими огрубляющими средствами, шлифовальными составами и/или полирующими присадками и т.д., может быть также в основном исключена без замены.
Поскольку склеиваемые элементы 2-6 отверждаются без использования автоклава, т.е. в основном только в вакуумном мешке 12 при относительно низких контактных давлениях, опорную конструкцию 7 более просто выполнить в статическом режиме. Нет необходимости использовать опорную конструкцию 7, изготовленную, например, из стали, которая является относительно прочной, дорогостоящей и сложной в изготовлении.
На фиг.2 представлена известная сложная конструкция, используемая для склеивания стрингера 13 с панелью обшивки 14 в автоклаве.
Клейкая пленка 16, формирующая фактическое механическое соединение между обшивкой 14 и стрингером 13, размещается между обшивкой 14 и стрингером 13 в области мест 15 соединения. Фиксирующий штырь 17 используется для первоначальной фиксации положения стрингера 13 относительно обшивки 14 до завершения процесса отверждения. По завершении процесса отверждения фиксирующий штырь 17 может быть удален. Во избежание прокалывания вакуумной пленки 18 из-за высоких избыточных давлений, действующих на изделие в автоклаве 19, фиксирующий штырь 17 покрывается клеящей пленкой 20. Первый силиконовый блок 22 устанавливается в качестве прижимного элемента в зоне нижней части 21 стрингера 13 для увеличения локального контактного давления в этой зоне. Второй силиконовый блок 23 располагается в качестве прижимного элемента между верхней частью 24 стрингера 13 и панелью обшивки 14 для предотвращения отклонения стрингера 13 при приложении давления. Во избежание загрязнения зоны места 15 соединения обшивки 14 налетом силикона от силиконовых блоков 22, 23 первый силиконовый блок 22 окружается снимаемой пленкой 25. Соответственно второй силиконовый блок 23 при необходимости также должен быть обернут такой снимаемой пленкой. Верхняя часть 24 стрингера 13 и центральная стенка 26 стрингера 13 покрываются клеящей лентой 27 для изготовления конструкции или всей сборки, помещаемой в автоклав. Покрытие острокромочных зон стрингера 13 и фиксирующего штифта 17 клеящими лентами 20, 27 предотвращает повреждение вакуумной пленки 18 от прокалывания или прорыва из-за высокого избыточного давления до 1000 кПа, преобладающего в автоклаве 19. Затем вся конструкция или вся сборка помещается в автоклав 19 и клейкая пленка 16 отверждается при температуре 125-130°С и при давлении до 1000 кПа в течение нескольких часов для окончательного соединения стрингера 13 с обшивкой 14.
На фиг.3 представлена упрощенная конструкция, содержащая все необходимое для осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением.
Стрингер 13 размещается на обшивке 14, как показано на фиг.2. Клейкая пленка 16 размещается между стрингером 13 и обшивкой 14 в области мест 15 соединения. Фиксирующий штифт 17 для первоначальной фиксации положения стрингера 13 на обшивке 14 уже не должен покрываться ранее необходимой клеящейся лентой 20. То же относится к первому и второму силиконовым блокам 22, 23, включая покрытие силиконовых блоков 22, 23 снимаемой пленкой 25. Кроме того, исключается клеящая лента 27 для покрытия верхних, острокромочных зон стрингера 13.
При использовании способа в соответствии с настоящим изобретением необходимо снабдить обшивку 14 и стрингер 13 в зоне места 15 соединения только вакуумной пленкой 18, так что издержки, связанные с изготовлением или подгонкой конструкции, состоящей из стрингера 13, панели обшивки 14, клейкой пленки 16 и вакуумной пленки 18, значительно снижаются.
В соответствии с изготовлением конструкции по фиг.3 из вакуумного мешка 28, образованного вакуумной пленкой 18, частично откачивается воздух, так что в вакуумном мешке 28 устанавливается внутреннее давление Рвнутреннее приблизительно 70-100 кПа для создания необходимого механического контактного давления между стрингером 24 и обшивкой 14 под действием давления окружающего воздуха Рокружающего воздуха.
Конструкция, сформированная таким образом, помещается затем для окончательного отверждения в автоклав для обеспечения необходимой температуры отверждения 115-125°С при давлении 70-100 кПа в течение периода отверждения 60-90 минут. Автоклав служит здесь только для поддержания необходимой температуры отверждения в диапазоне между 115°С и 125°С, и в соответствии с настоящим изобретением уже не требуется создания избыточного давления до 1000 кПа.
В качестве альтернативы, для обеспечения непрерывного и, следовательно, более экономичного процесса изготовления изображенную конструкцию можно подвергать отверждению, если способ в соответствии с настоящим изобретением преимущественно применяют в прямоточной печи без приложения давления.
Перечень позиций:
1 - конструктивный элемент
2 - элемент (обшивка)
3 - элемент (стрингер)
4 - элемент (стрингер)
5 - элемент (стрингер)
6 - элемент (стрингер)
7 - опорная конструкция
8 - опора
9 - опора
10 - подложка
11 - вакуумная пленка
12 - вакуумный мешок
13 - стрингер
14 - панель обшивки
15 - места соединения
16 - клейкая пленка
17 - фиксирующий штырь
18 - вакуумная пленка
19 - автоклав
20 - клеящая лента
21 - нижняя часть стрингера
22 - первый силиконовый блок
23 - второй силиконовый блок
24 - верхняя часть стрингера
25 - снимаемая пленка
26 - центральная стенка стрингера
27 - клеящая лента
28 - вакуумный мешок

Claims (4)

1. Способ склеивания стрингеров (13) из алюминиевого сплава или отвержденного композиционного материала с панелью обшивки (14) из алюминиевого сплава без использования автоклава с получением крупногабаритного конструктивного компонента (1) для летательного аппарата, включающий в себя следующие этапы: нанесение по меньшей мере одной клейкой пленки (16) в области мест (15) соединения стрингеров (13) и панели обшивки (14), причем клейкая пленка (16) выполнена в виде каркасной ткани, пропитанной эпоксидной смолой, размещение и выравнивание стрингеров (13) и панели обшивки (14) относительно друг друга на опорной конструкции (7), покрытие выровненных стрингеров (13) и выравненной панели обшивки (14) вакуумной пленкой (11, 18) с получением вакуумного мешка (12, 28), причем вакуумную пленку (11, 18) наносят непосредственно на стрингеры (13) и панель обшивки (14), предназначенные для склеивания друг с другом, создание частичного вакуума с давлением Рвнутреннее в вакуумном мешке (12, 28) для приложения достаточного контактного давления к стрингерам (13) и панели обшивки (14) при помощи давления окружающего воздуха Рокружающего воздуха и отверждение по меньшей мере одной клейкой пленки (16) для окончательного склеивания друг с другом стрингеров (13) и панели обшивки (14), причем отверждение по меньшей мере одной клейкой пленки (16) осуществляют при температуре выше комнатной.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что по меньшей мере одну клейкую пленку (16) отверждают при частичном вакууме от 70 до 100 кПа и при температуре от 115 до 125 °С.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что геометрия поверхности опорной конструкции (7) по существу соответствует геометрии поверхности склеиваемого конструктивного элемента (1), состоящего из стрингеров (13) и панели обшивки (14).
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что стрингеры (13) и панель обшивки (14) изготовлены из алюминиевого сплава и/или композиционного материала.
RU2008132424/11A 2006-02-17 2007-02-16 Способ склеивания элементов для летательного аппарата без использования автоклава RU2425778C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006007429.7 2006-02-17
DE102006007429A DE102006007429B4 (de) 2006-02-17 2006-02-17 Verfahren zum autoklavfreien Verkleben von Bauteilen für Luftfahrzeuge

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008132424A RU2008132424A (ru) 2010-03-27
RU2425778C2 true RU2425778C2 (ru) 2011-08-10

Family

ID=38016864

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008132424/11A RU2425778C2 (ru) 2006-02-17 2007-02-16 Способ склеивания элементов для летательного аппарата без использования автоклава

Country Status (10)

Country Link
US (1) US20100012268A1 (ru)
EP (1) EP1984241B1 (ru)
JP (1) JP2009526697A (ru)
CN (1) CN101384478A (ru)
AT (1) ATE469024T1 (ru)
BR (1) BRPI0707947A2 (ru)
CA (1) CA2640314A1 (ru)
DE (2) DE102006007429B4 (ru)
RU (1) RU2425778C2 (ru)
WO (1) WO2007093636A1 (ru)

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006013069B3 (de) * 2006-03-22 2007-12-06 Airbus Deutschland Gmbh Bolzenverbindung
DE102008029058A1 (de) * 2008-06-18 2009-12-24 GKN Aerospace Services Limited, East Cowes Verfahren und Formwerkzeug zur Herstellung von Bauteilen aus faserverstärktem Verbundwerkstoff mit Mikrowellen
CN101791761A (zh) * 2010-04-07 2010-08-04 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 一种飞行器结构的骨架与蒙皮配合面间隙的补偿方法
CN101913250A (zh) * 2010-08-17 2010-12-15 沈阳飞机工业（集团）有限公司 方向舵壁板成型工艺
US9028643B2 (en) 2010-08-30 2015-05-12 Corning Incorporated Methods of bonding and articles formed thereby
JP5698526B2 (ja) 2010-12-27 2015-04-08 川崎重工業株式会社 成形型
KR101594976B1 (ko) 2010-12-27 2016-02-17 카와사키 주코교 카부시키 카이샤 성형형, 성형 지그, 및 성형 방법
ES2735308T3 (es) * 2012-11-26 2019-12-17 Cytec Ind Inc Unión de materiales compuestos
US9555578B2 (en) 2012-11-30 2017-01-31 The Boeing Company Transfer system and method for applying a film material to an elongate member
US9676160B2 (en) 2012-11-30 2017-06-13 The Boeing Company Holding system for elongate members
US9067374B2 (en) 2012-11-30 2015-06-30 The Boeing Company Method and apparatus for applying film material to elongate members
CN103213285B (zh) * 2013-04-24 2015-08-05 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种变截面封闭腔复合材料件的成型方法
US10807320B1 (en) 2013-04-29 2020-10-20 Terry Kieffer Fabrication apparatuses and methods
US11052619B1 (en) 2013-04-29 2021-07-06 Plastics Unlimited, Inc. Fabrication apparatuses and methods
US11969931B1 (en) * 2013-04-29 2024-04-30 Plastics Unlimited, Inc. Fabrication apparatuses and methods
US9403350B2 (en) * 2013-12-16 2016-08-02 The Nordam Group, Inc. Flash control metal bonding
US9518907B2 (en) * 2014-01-16 2016-12-13 The Boeing Company Methods and apparatus to determine integrity of composite structures
CN105538745A (zh) * 2015-12-14 2016-05-04 中国商用飞机有限责任公司 一种铝合金纤维层板结构件的成形方法及其层板结构件
DE102016106830B3 (de) * 2016-04-13 2017-09-14 Airbus Operations Gmbh Auflage zum Abdecken einer aushärtbaren Faserverbundmaterialschicht, Systemanordnung mit einer derartigen Auflage sowie Verfahren unter Verwendung einer derartigen Auflage
NL2017062B1 (nl) * 2016-06-28 2018-01-05 Fokker Aerostructures Bv Werkwijze voor het vervaardigen van een paneel met verdikking
EP3287271B1 (de) * 2016-08-26 2020-11-18 Airbus Defence and Space GmbH Folie zum ausbilden einer luftströmungsfläche an einem körper, aussenhüllenteil für ein fahrzeug und verfahren zum ausbilden einer luftströmungsfläche an einem körper
GB201704890D0 (en) * 2017-03-28 2017-05-10 Composite Tech And Applications Ltd A tool for manufacturing a composite component
US10766212B2 (en) * 2017-12-13 2020-09-08 The Boeing Company Method and apparatus for forming radius filler kits
DE102018125979A1 (de) * 2018-10-19 2020-04-23 Airbus Operations Gmbh Verfahren und System zum Verbinden zweier Bauteile
CN109436374B (zh) * 2018-11-30 2022-04-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机疲劳试验中座舱盖安装方法
WO2020254476A1 (en) * 2019-06-19 2020-12-24 Safran Aircraft Engines An adhesive assembly method and an adhesive assembly obtained by the method
CN115234555A (zh) * 2022-06-23 2022-10-25 上海宇航系统工程研究所 一种大直径铆接舱体表面粘接软木的制备方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5242523A (en) * 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
SU1744893A1 (ru) * 1989-03-21 1996-04-10 Таганрогское авиационное производственное объединение Способ сборки крыла летательного аппарата
RU2137679C1 (ru) * 1997-09-01 1999-09-20 Государственно-акционерное общество "Ташкентское авиационное производственное объединение им.В.П.Чкалова" Способ сборки крыла летательного аппарата
WO2001096094A2 (en) * 2000-06-15 2001-12-20 Alliant Techsystems Inc. Conformable locating aperture system and method for alignment of members

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3678130A (en) * 1970-09-10 1972-07-18 Dexter Corp Adhesive compositions containing epoxy resin, carboxy containing copolymer and 1,5-dihydrozynaphthalene
US4560428A (en) * 1984-08-20 1985-12-24 Rockwell International Corporation System and method for producing cured composites
US4966802A (en) * 1985-05-10 1990-10-30 The Boeing Company Composites made of fiber reinforced resin elements joined by adhesive
US4983672A (en) * 1987-12-23 1991-01-08 Minnesota Mining And Manufacturing Company Epoxide resin compositions and method
US5618606A (en) * 1989-09-18 1997-04-08 Rockwell International Corporation Process for bonding staged composites with a cobonded staged adhesive and article
JPH0814082B2 (ja) * 1990-08-27 1996-02-14 財団法人鉄道総合技術研究所 クロッシング用ノーズレールの形成方法およびクロッシングの形成方法
US6849150B1 (en) * 2001-01-16 2005-02-01 Lockheed Martin Corporation System and method of forming structural assemblies with 3-D woven joint pre-forms
EP1401658A4 (en) * 2001-04-06 2008-01-23 Gen Dynamics Armament & Tech METHOD FOR PRODUCING A GRATED PANEL WITH A HOLLOW PROFILE
JP4856327B2 (ja) * 2001-07-03 2012-01-18 富士重工業株式会社 複合材パネルの製造方法
US20030019567A1 (en) * 2001-07-26 2003-01-30 Burpo Steven J. Vacuum assisted resin transfer method for co-bonding composite laminate structures
EP1336469A1 (en) * 2002-02-19 2003-08-20 Alenia Aeronautica S.P.A. Methods of manufacturing a stiffening element for an aircraft skin panel and a skin panel provided with the stiffening element
NO316296B1 (no) * 2002-04-05 2004-01-05 Hiform As Lettvekts ballistisk beskyttelse og metode for å fremstille sådan
DE10320791B4 (de) * 2002-11-06 2016-09-15 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Herstellen textiler Vorformlinge aus textilen Halbzeugen
JP2005022171A (ja) * 2003-06-30 2005-01-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複合材サンドイッチパネル用コア、複合材サンドイッチパネル、及びその製造方法
US20050126699A1 (en) * 2003-12-15 2005-06-16 Anna Yen Process for the manufacture of composite structures

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1744893A1 (ru) * 1989-03-21 1996-04-10 Таганрогское авиационное производственное объединение Способ сборки крыла летательного аппарата
US5242523A (en) * 1992-05-14 1993-09-07 The Boeing Company Caul and method for bonding and curing intricate composite structures
RU2137679C1 (ru) * 1997-09-01 1999-09-20 Государственно-акционерное общество "Ташкентское авиационное производственное объединение им.В.П.Чкалова" Способ сборки крыла летательного аппарата
WO2001096094A2 (en) * 2000-06-15 2001-12-20 Alliant Techsystems Inc. Conformable locating aperture system and method for alignment of members

Also Published As

Publication number Publication date
EP1984241B1 (en) 2010-05-26
US20100012268A1 (en) 2010-01-21
DE102006007429B4 (de) 2011-08-18
WO2007093636A1 (en) 2007-08-23
DE102006007429A1 (de) 2007-08-30
CA2640314A1 (en) 2007-08-23
EP1984241A1 (en) 2008-10-29
RU2008132424A (ru) 2010-03-27
ATE469024T1 (de) 2010-06-15
DE602007006764D1 (de) 2010-07-08
BRPI0707947A2 (pt) 2011-05-17
JP2009526697A (ja) 2009-07-23
CN101384478A (zh) 2009-03-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2425778C2 (ru) Способ склеивания элементов для летательного аппарата без использования автоклава
EP1268120B1 (en) Method of joining composite components
US11235494B2 (en) Method of manufacturing composite material structure
US11230034B2 (en) Method and apparatus for producing an aircraft structural component
US8636865B2 (en) Method of making a composite fibre component with thermoplastic stiffening elements
JP2003072691A (ja) 複合材翼の製造方法および複合材翼
US20080083494A1 (en) Method for joining precured or cured stringers to at least one structural component of an aircraft or spacecraft
US9649820B1 (en) Assembly using skeleton structure
US10974471B2 (en) Mold for manufacturing composite material structure
CA2883051C (en) An apparatus and method for stiffeners
US20140186574A1 (en) Method for producing and connecting fibre-reinforced components and aircraft or spacecraft
CN101203374B (zh) 用于生产大致壳状的部件的工艺
US8574391B2 (en) Method for joining a profiled first structural component to a second structural component
US20240400226A1 (en) Method For Joining A Window Frame To A Fuselage Skin Of An Aircraft Made Of A Fiber Composite Material
AU2001237133B2 (en) Production, forming, bonding, joining and repair systems for composite and metal components

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180217