BRPI0721605A2 - geometrias complexas feitas de material compàsito e processo de modelagem para as mesmas - Google Patents
geometrias complexas feitas de material compàsito e processo de modelagem para as mesmas Download PDFInfo
- Publication number
- BRPI0721605A2 BRPI0721605A2 BRPI0721605-0A BRPI0721605A BRPI0721605A2 BR PI0721605 A2 BRPI0721605 A2 BR PI0721605A2 BR PI0721605 A BRPI0721605 A BR PI0721605A BR PI0721605 A2 BRPI0721605 A2 BR PI0721605A2
- Authority
- BR
- Brazil
- Prior art keywords
- composite material
- modeling
- laminates
- material according
- laminates made
- Prior art date
Links
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
-
- 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
- B29C70/06—Fibrous reinforcements only
- B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
- B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
- B32B27/04—Layered products comprising a layer of synthetic resin as impregnant, bonding, or embedding substance
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B27/00—Layered products comprising a layer of synthetic resin
- B32B27/12—Layered products comprising a layer of synthetic resin next to a fibrous or filamentary layer
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
- Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
- Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina
- Y10T156/1028—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina by bending, drawing or stretch forming sheet to assume shape of configured lamina while in contact therewith
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24628—Nonplanar uniform thickness material
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Textile Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
GEOMETRIAS COMPLEXAS FEITAS DE MATERIAL COMPàSITO E PROCESSO DE MODELAGEM PARA AS MESMAS. A presente invenção refere-se a um processo de modelagem para modelar geometricamente laminados complexos feitos de material compósito que permitem obter geometrias dobradas muito complexas, reduzir a área de influência das áreas modeladas e fazer seu efeito local, manusear a geometria do laminado próximo à área a ser modelada, substituir as geometrias modeladas com geometrias dobradas, dessa maneira forçar a área de influência da modelagem para ser local, de modo que o comprimento das fibras de reforço afetadas pela dita modelagem seja minimo. A presente invenção também se refere a geometrias complexas de laminados feitos de material compôsito, obtidos por meio dos processos de modelagem prévios.
Description
Relatório Descritivo da Patente de Invenção para "GEOMETRI- AS COMPLEXAS FEITAS DE MATERIAL COMPÓSITO E PROCESSO DE MODELAGEM PARA AS MESMAS".
Campo da Invenção
A presente invenção refere-se a geometrias complexas de lami-
nados feitos de material compósito para aeroplano e o processo de modela- gem para moldar tais geometrias. Antecedentes da Invenção
A introdução intensiva de materiais compósitos avançados em estruturas primárias tem se tornado um processo fundamental de otimização estrutural (com base em economias de peso e o aperfeiçoamento de propri- edades mecânicas), um dos objetivos chefes no projeto e fabricação de uma nova geração de aeronave. Essa introdução intensiva foi possível graças ao aperfeiçoamento das técnicas e aparelho para colocar fitas e corte automáti- co de laminados obtidos de fitas que consistem em fibras de reforço contí- nuo pré-impregnadas com resinas poliméricas, e a introdução de técnicas de modelagem semiautomática, que tem permitido a obtenção crescentemente maior e mais complexa de elementos estruturais em períodos de tempo crescentemente mais curtos. No entanto, a fabricação por meio de técnicas de empilhamento
de laminado pré-impregnado, e subsequente corte e modelagem de lamina- dos, tem uma importante limitação: a capacidade de modelagem dos lami- nados obtidos depois das operações de empilhamento e corte é limitada. Um laminado, formado por fibras de reforço muito longas embutidas em uma matriz de resina, será moldável se e somente se ele permitir o deslizamento de fibras de reforço contínuas nas áreas diretamente afetadas pela modela- gem e na área de influência da modelagem, se estendendo para toda a su- perfície do laminado que contém fibras de reforço afetadas pela modelagem em qualquer ponto ao longo de todo seu comprimento. No entanto, esse deslizamento é limitado pela fricção causada pela viscosidade e adesão da resina, em combinação com o longo comprimento das fibras (aproximada- mente o comprimento da parte), significando que uma pequena modelagem tem uma área de influência muito grande, aproximadamente as dimensões do laminado a ser formado.
Existem dois processos conhecidos para facilitar a modelagem de laminados com base na modificação das variáveis que afetam a formabi- lidade: a viscosidade da resina e o comprimento das fibras de reforço.
Uma das técnicas de modelagem conhecidas é baseada em uma combinação de calor (para diminuir a viscosidade da resina) e pressão (usada, por um lado, para formar o laminado nas áreas desejadas, e por ou- tro lado, para pressionar nas áreas do laminado indiretamente afetadas pela modelagem, para o propósito de guiar as fibras de reforço no seu desliza- mento e evitar a formação de pregas e distorções). Essa técnica é complexa e cara para as partes grandes, porque é necessário pressionar e aplicar ca- lor em toda a superfície afetada.
A segunda técnica conhecida consiste na redução do compri- mento das fibras de reforço ou na fonte de material bruto ou fazendo cortes tendo uma largura moderada na fita pré-impregnada durante o processo au- tomático de colocar fitas. Essa técnica trabalha com as fibras orientadas sendo longas o bastante para obter os laminados desejados, por conseguin- te, a área de influência da modelagem é grande, enquanto ao mesmo tempo o comprimento das fibras de reforço afetadas pela dita modelagem é tam- bém muito grande.
A presente invenção objetiva solucionar esses obstáculos. Sumário da Invenção
Em vista do já mencionado, a presente invenção propõe um pro- cesso para formar geometrias complexas de laminados feitos de material compósito que permite a obtenção de geometrias dobradas muito comple- xas, reduzir a área de influência das áreas formadas, e fazer o deslizamento das fibras de reforço para a dita modelagem ser local. A presente invenção também se refere às geometrias complexas de laminados feitos de material compósito obtido por meio do processo anterior.
A presente invenção descreve um processo de manuseio de modelagem que substituiria as geometrias formadas com geometrias dobra- das (isto é, geometrias com as quais as superfícies desenvolvíveis ou quase desenvolvíveis são obtidas por meio de dobras de geração, áreas de transi- ção e mudanças de raios), por conseguinte, forçando a área de influência da modelagem para ser local, de modo que o comprimento das fibras de reforço afetadas pela dita modelagem é mínima.
A invenção, desse modo, descreve um processo para manusear a geometria de laminados feitos de reforços de fibras contínuas ou descontí- nuas muito longas pré-impregnadas com resina termocurada ou termoplásti- ca, usada para a fabricação de partes estruturais feitas de material compósi- to, substituir as geometrias formadas com geometrias dobradas desenvolví- veis ou quase desenvolvíveis, por conseguinte, forçar a área de influência da modelagem para ser local, de modo que o comprimento das fibras de reforço afetadas pela dita modelagem seja mínimo.
Desse modo, já que em um processo de desenho e de fabrica- ção convencional de uma estrutura a modelagem de uma parte é realizada somente até sua geometria final solicitar sua funcionalidade final; no proces- so de desenho e de fabricação de acordo com a invenção, a geometria da parte é adaptada para facilitar o processo de modo que a modelagem final é realizada por meio de operações de dobragem que geram uma parte desen- volvível ou quase desenvolvível final, e em que o deslizamento de fibras de reforço irá afetar somente a parte localmente.
Outras características e vantagens da presente invenção serão compreendidas a partir da seguinte descrição detalhada de uma modalidade ilustrativa do seu objetivo em relação aos desenhos em anexo. Descrição dos Desenhos
As Figuras 1a, 1b, 1ce 1d mostram o processo de modelagem para formar um laminado de acordo com a técnica previamente conhecida.
A Figura 2 mostra detalhes 4 da Figura 1b do efeito de desliza- mento entre as pregas de laminado de acordo com o processo de modela- gem da técnica previamente conhecida.
A Figura 3 mostra esquematicamente vistas em elevação e de perfil de uma pele de material compósito com um elemento de reforço e uma pele superior com uma mudança de espessura de acordo com a técnica pre- viamente conhecida.
A Figura 4 esquematicamente mostra o efeito causado em um laminado quando ele deve ser formado para obter a geometria da Figura 3 de acordo com a técnica previamente conhecida.
A Figura 5 mostra um detalhe da Figura 3, mostrando uma vista ampliada da área de transição em que o deslizamento ocorre de acordo com a técnica previamente conhecida.
A Figura 6 mostra um esboço em corte da Figura 3, mostrando a mudança da seção local e o deslizamento local forçados por ele de acordo com a técnica previamente conhecida.
A Figura 7 mostra esquematicamente o perfil de uma pele feita de material compósito de acordo com a configuração proposta na presente invenção.
A Figura 8 mostra um detalhe da Figura 6, mostrando uma vista
ampliada da área de transição na mudança de seção, de acordo com a pre- sente invenção.
A Figura 9 mostra esquematicamente um esboço em corte da Figura 7, mostrando a mudança da seção local mantendo seu perímetro, de acordo com a presente invenção.
A Figura 10 mostra o modelo tridimensional de uma aresta da asa de uma aeronave, em que uma das bases de suporte da pele requer uma mudança de plano.
A Figura 11 mostra a solução tradicional para a mudança de plano da pele da Figura 10.
A Figura 12 mostra uma solução com base na presente invenção para a mudança de plano da pele da Figura 10. Descrição Detalhada da Invenção
Desse modo, como previamente descrito o objetivo da presente invenção é um processo de modelagem para formar laminados feitos de ma- terial compósito, obtidos através de, manualmente ou automaticamente, em- pilhar fitas que consistem em fibras de reforço com orientação definida pré- impregnadas com resinas poliméricas que permitem obter geometrias do- bradas muito complexas, reduzir a área de influência das áreas formadas por meio de adaptação da geometria da parte para uma geometria desen- volvível ou quase desenvolvível, fazendo o deslizamento das fibras de refor- ço associadas com o local de modelagem. A aplicação de um processo de consolidação por meio de pressão e temperatura permite compactar o mate- rial, remover a resina em excesso e as substâncias voláteis, enquanto ao mesmo tempo a consolidação (através de ligação transversal da resina se a resina é resina termocurada, ou através de soldagem se ela for uma resina termoplástica) fornece um painel com alta performance mecânica.
As Figuras 1a, 1b, 1c e 1d esquematicamente mostram o pro- cesso de modelagem para modelar um laminado formado por uma pluralida- de de lâminas pré-impregnadas de acordo com uma técnica conhecida. Exis- tem muitos processos para alcançar o mesmo resultado: modelar com uma prensa de cilindro quente, com um gabarito fêmea elastomérico, com um diafragma elastomérico, com um diafragma duplo, com uma bolsa de vácuo, etc., e todos eles são compatíveis com a configuração geométrica proposta e método de moldagem.
A Figura 1a mostra o laminado 1 antes do processo de modela- gem a quente, imediatamente antes dele ser colocado no gabarito de mol- dagem 2, nesse caso particular, um molde com uma seção constante para obter uma geometria conformada em ômega. A Figura 1b mostra o mesmo laminado 1 durante o processo de modelagem, em que ocorre uma adapta- ção progressiva 3 do laminado para o gabarito 2. A Figura 1c mostra o Iami- nado 1 completamente formado no gabarito 2, e a Figura 1d mostra a extra- ção do agora formado laminado 1 do gabarito 2. A geometria final é desen- volvível, e a modelagem é uma dobragem em que todas as lâminas pré- impregnadas têm desenvolvimento relativo uniforme e idêntico em qualquer seção perpendicular à direção da dobragem. Independentemente da técnica de modelagem escolhida, o pro-
cesso de modelagem para modelar laminados pré-impregnados é executado graças a um fenômeno de escorregamento: calor, para diminuir a viscosida- de da resina, e, desse modo, reduzir a fricção entre as fibras de reforço, e a pressão aplicada lentamente e em um modo guiado (para alcançar o desli- zamento das fibras no seu plano, sem causar pregas). A Figura 2 mostra o deslizamento entre as pregas ao longo da espessura do laminado 1 do deta- lhe 4 na Figura 1b, derivado das condições de contorno da modelagem: um plano originalmente perpendicular à espessura do laminado 1 não mais é perpendicular a ela como uma conseqüência do dito deslizamento.
A modelagem de laminado para fornecer geometrias desenvolví- veis é relativamente simples e é conhecida no estado da técnica de tecnolo- gia da fabricação de estrutura de material compósito: elementos retos ou elementos com pequenas curvas, tais como C-, L, ômega-, etc., Iongarinas conformadas, membros longitudinais e reforços são, por conseguinte, fabri- cados. A Figura 3 esquematicamente mostra vistas em elevação e de perfil, e vista em perspectiva, de uma pele feita do material compósito 10 com um reforço conformado em ômega 11 similar a um da Figura 1, e uma pele su- perior 12 com uma mudança de espessura 13 forçando uma mudança de seção local 14 no reforço conformado em ômega 11.
A Figura 4 esquematicamente mostra o efeito causado em um laminado quando ele deve ser formado para obter a geometria da Figura 3. O deslocamento dos laminados pré-impregnados não mais é uniforme e i- dêntico para cada seção, sendo uma área de transação 15 em que existe deslizamento entre as seções contíguas que, em combinação com a exis- tência de lâminas com diferentes orientações das fibras de reforço, força a modelagem de pregas e distorções das fibras de reforço. A área de influência da mudança de seção então se estende pa-
ra toda a largura da seção do laminado 17, áreas marcadas como 15 e 16, causando uma elevação da borda do laminado 17 em toda a área de influ- ência da modelagem (vide o detalhe na Figura 5).
A mudança da seção local 18 e o deslocamento local forçado por ela são esquematicamente mostrados no esboço da Figura 6.
A Figura 7 mostra a configuração proposta na presente inven- ção, em que a mudança de seção é executada através de dobrar o laminado e, por conseguinte, criar uma área de transição 18 que permite manter o pe- rímetro da seção deformada ao longo de todo o comprimento deformado (detalhes na Figura 8), alcançar uma conformação desenvolvível ou quase desenvolvível. Todos os laminados pré-impregnados, desse modo, têm des- Iocamento relativo quase uniforme e virtualmente idêntico em qualquer se- ção perpendicular à direção da dobragem. Então não existe deslizamento entre as seções contíguas, e a área de influência da mudança de seção não se estende para o resto do laminado, sendo limitada para a área formada.
A mudança de seção mantendo seu perímetro e eliminando a área de distorção do laminado é mostrada na Figura 9.
A invenção pode ser estendida para qualquer elemento e confi- guração que exige modelagem, como é mostrado na Figura 10, em que uma aresta da asa de uma aeronave é mostrada, com uma rede 19, cujas bases são usadas como interface com as peles aerodinâmicas 20, e uma base 21 exigindo uma mudança de plano para absorver uma mudança de espessura da pele, similar à mudança de seção 14 do reforço da Figura 3.
A Figura 11 mostra a solução tradicional, mantendo a rede da aresta em um plano e forçando a distorção local do laminado 22 na área de mudança do plano da base de suporte. A Figura 12 mostra a solução baseada na solução proposta na
presente invenção, forçando a mudança de plano da rede da aresta (23) e a mudança de raio (24) de maneira que a mudança de plano da base de su- porte é obtida por meio de dobragem, sem distorção.
Estas modificações compreendidas dentro do escopo definido pelas seguintes reivindicações podem ser introduzidas nas modalidades descritas acima.
Claims (15)
1. Processo de modelagem para modelar laminados feitos de ma- terial compósito, obtidos por meio de empilhamento de fitas, compreendendo fibras de reforço com uma orientação predefinida pré-impregnadas com resinas poliméricas para obter geometrias de partes estruturais feitas de material com- pósito para aeronave, o processo de modelagem mencionado para modelar os laminados feitos de material compósito sendo executados por meio de aplicar pressão e temperatura, caracterizado pelo fato de que a modelagem de lami- nados feitos de material compósito é executada por meio de dobragem dos Ia- minados, sem esses laminados se tornando distorcidos, criar dobras, áreas de transição (18) e mudanças de raio (24) que permitem manter o perímetro da seção deformada ao longo de todo o comprimento deformado, de modo que todos os laminados pré-impregnados têm deslocamento relativo substancial- mente uniforme e idêntico em qualquer seção perpendicular à direção da dobra.
2. Processo de modelagem para modelar laminados feitos de material compósito de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o processo de modelagem mencionado é executado pela aplicação de pressão lentamente e em uma maneira guiada para alcançar o desliza- mento das fibras no seu plano sem causar pregas.
3. Processo de modelagem para modelar laminados feitos de material compósito de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que as fibras de reforço dos laminados feitos de material compósito são fibras contínuas.
4. Processo de modelagem para modelar laminados feitos de material compósito de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que as fibras de reforço dos laminados feitos de material compósito são fibras descontínuas muito longas.
5. Processo de modelagem para modelar laminados feitos de material compósito de acordo com qualquer das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que as fibras de reforço dos laminados feitos de material compósito são fibras pré-impregnadas com resinas poliméricas ter- mocuradas.
6. Processo de modelagem para modelar laminados feitos de material compósito de acordo com qualquer das reivindicações de 1 a 4, ca- racterizado pelo fato de que as fibras de reforço dos laminados de material compósito são pré-impregnadas com resina polimérica termoplástica.
7. Processo de modelagem para modelar laminados feitos de material compósito de acordo com qualquer das reivindicações anteriores, caracterizado pelo fato de que o empilhamento de fitas para modelagem dos laminados feitos de material compósito é executado manualmente.
8. Processo de modelagem para modelar laminados feitos de material compósito de acordo com qualquer das reivindicações de 1 a 6, ca- racterizado pelo fato de que o empilhamento de fitas para modelagem dos laminados feitos de material compósito é executado automaticamente.
9. Geometria de partes estruturais feitas de material compósito para aeronave compreendendo laminados com pilhas de fitas, por sua vez compreendendo fibras de reforço com uma orientação definida, pré- impregnadas com resinas poliméricas, caracterizada pelo fato de que a ge- ometria mencionada é obtida por meio de dobragem e é adaptada a uma conformação substancialmente desenvolvível, compreendendo dobras, á- reas de transição (18) e mudanças de raio (24) que permitem a manutenção do perímetro da seção deformada ao longo de todo o comprimento deforma- do, de modo que todos os laminados pré-impregnados têm deslocamento relativo substancialmente uniforme e idêntico em qualquer seção perpendi- cular à direção da dobra.
10. Geometria de partes estruturais feitas de material compósito para aeronave de acordo com a reivindicação 9, caracterizada pelo fato de que as fibras de reforço dos laminados feitos de material compósito são fi- bras contínuas.
11. Geometria de partes estruturais feitas de material compósito para aeronave de acordo com a reivindicação 9, caracterizada pelo fato de que as fibras de reforço dos laminados feitos de material compósito são fi- bras descontínuas muito longas.
12. Geometria de partes estruturais feitas de material compósito para aeronave de acordo com qualquer das reivindicações de 9 a 11, carac- terizada pelo fato de que as fibras de reforço dos laminados feitos de materi- al compósito são pré-impregnadas com resinas poliméricas termocuradas.
13. Geometria de partes estruturais feitas de material compósito para aeronave de acordo com qualquer das reivindicações de 9 a 11, carac- terizada pelo fato de que as fibras de reforço dos laminados feitos de materi- al compósito são pré-impregnadas com resinas poliméricas termocuradas.
14. Geometria de partes estruturais feitas de material compósito para aeronave de acordo com qualquer das reivindicações de 9 a 13, carac- terizada pelo fato de que o empilhamento de fitas para modelar os laminados feitos de material compósito é executado manualmente.
15. Geometria de partes estruturais feitas de material compósito para aeronave de acordo com qualquer das reivindicações de 9 a 13, carac- terizada pelo fato de que o empilhamento de fitas para modelar os laminados feitos de material compósito é executado automaticamente.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
PCT/ES2007/070087 WO2008132252A1 (es) | 2007-04-30 | 2007-04-30 | Geometrías complejas en material compuesto y procedimiento de conformado de las mismas |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
BRPI0721605A2 true BRPI0721605A2 (pt) | 2013-01-22 |
Family
ID=39887337
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
BRPI0721605-0A BRPI0721605A2 (pt) | 2007-04-30 | 2007-04-30 | geometrias complexas feitas de material compàsito e processo de modelagem para as mesmas |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US20080268208A1 (pt) |
EP (1) | EP2156943A4 (pt) |
CN (1) | CN101795851B (pt) |
BR (1) | BRPI0721605A2 (pt) |
CA (1) | CA2685481A1 (pt) |
WO (1) | WO2008132252A1 (pt) |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8074694B2 (en) * | 2009-05-28 | 2011-12-13 | The Boeing Company | Stringer transition method |
US8714485B2 (en) | 2009-12-15 | 2014-05-06 | The Boeing Company | Method of fabricating a hat stringer |
CN102756483B (zh) * | 2012-07-02 | 2014-09-17 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种多路径预浸带铺放方法 |
JP5959558B2 (ja) * | 2014-03-13 | 2016-08-02 | アイシン高丘株式会社 | 複合構造体及びその製造方法 |
US9862122B2 (en) * | 2014-08-14 | 2018-01-09 | The Boeing Company | Reinforced bladder |
KR101616634B1 (ko) * | 2014-09-24 | 2016-04-29 | (주)엘지하우시스 | 시트백 프레임, 이의 제조방법 및 차량용 시트백 |
US9809297B2 (en) * | 2015-08-26 | 2017-11-07 | The Boeing Company | Structures containing stiffeners having transition portions |
US10960620B2 (en) | 2018-03-29 | 2021-03-30 | Rohr, Inc. | Double vacuum bag method and adjustable support structure |
US11518121B2 (en) * | 2019-10-14 | 2022-12-06 | The Boeing Company | Constrained creep forming of contoured composite stiffeners |
JP7555991B2 (ja) | 2022-04-15 | 2024-09-25 | 三菱重工業株式会社 | 積層体及び賦形方法 |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3600269A (en) * | 1968-07-29 | 1971-08-17 | Monsanto Co | Novel fiber reinforced matrix composites |
WO1984000351A1 (en) * | 1982-07-19 | 1984-02-02 | Boeing Co | Method and apparatus for fiber lamination |
US4475976A (en) * | 1983-12-23 | 1984-10-09 | The Boeing Company | Method and apparatus for forming composite material articles |
JPS6143540A (ja) * | 1984-08-06 | 1986-03-03 | Mazda Motor Corp | Frp部品の製造方法 |
US4709948A (en) * | 1985-08-19 | 1987-12-01 | Raychem Limited | Fibre reinforced polymeric article |
US5292475A (en) * | 1992-03-06 | 1994-03-08 | Northrop Corporation | Tooling and process for variability reduction of composite structures |
JP4425424B2 (ja) * | 2000-05-01 | 2010-03-03 | 本田技研工業株式会社 | 繊維強化複合材からなるジョグル付き半硬化物品の製造方法、及びそれを用いた予備成形構造体の製造方法 |
US6814916B2 (en) * | 2002-08-30 | 2004-11-09 | The Boeing Company | Forming method for composites |
JP3782072B2 (ja) * | 2003-05-30 | 2006-06-07 | 川崎重工業株式会社 | 複合材型材の成形方法及び装置 |
US7338703B2 (en) * | 2004-11-24 | 2008-03-04 | Touchstone Research Laboratory, Ltd. | Metallic-polymeric composite materials |
DE602004025482D1 (de) * | 2004-12-06 | 2010-03-25 | Saab Ab | Verfahren zur Herstellung eines gekrümmten Trägers aus Verbundwerkstoff |
DE602005009231D1 (de) * | 2005-12-20 | 2008-10-02 | Saab Ab | Versteifungselement und Verfahren zu dessen Herstellung |
US8333858B2 (en) * | 2006-02-02 | 2012-12-18 | The Boeing Company | Method for fabricating curved thermoplastic composite parts |
-
2007
- 2007-04-30 WO PCT/ES2007/070087 patent/WO2008132252A1/es active Application Filing
- 2007-04-30 EP EP07730525.8A patent/EP2156943A4/en not_active Withdrawn
- 2007-04-30 CA CA002685481A patent/CA2685481A1/en not_active Abandoned
- 2007-04-30 BR BRPI0721605-0A patent/BRPI0721605A2/pt not_active Application Discontinuation
- 2007-04-30 CN CN2007800527982A patent/CN101795851B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-07-02 US US11/825,122 patent/US20080268208A1/en not_active Abandoned
-
2011
- 2011-04-04 US US13/079,164 patent/US20110186209A1/en not_active Abandoned
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2685481A1 (en) | 2008-11-06 |
EP2156943A4 (en) | 2013-11-27 |
CN101795851B (zh) | 2013-12-11 |
WO2008132252A1 (es) | 2008-11-06 |
US20080268208A1 (en) | 2008-10-30 |
CN101795851A (zh) | 2010-08-04 |
US20110186209A1 (en) | 2011-08-04 |
EP2156943A1 (en) | 2010-02-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
BRPI0721605A2 (pt) | geometrias complexas feitas de material compàsito e processo de modelagem para as mesmas | |
ES2502440T3 (es) | Método de colocación de capas de preimpregnado sobre herramientas contorneadas utilizando una película de soporte deformable | |
KR101359827B1 (ko) | 복합체 패널 및 이의 제조 방법 | |
EP2015924B1 (en) | Methods for the manufacture of a sandwich structure with a high load-bearing capacity | |
BR102013018440A2 (pt) | Elementos de flexão e reforço compósitos laminados com o reforço de folhas metálicas entre camadas | |
BR112020009406A2 (pt) | método para fabricar um painel de pá de rotor de uma turbina eólica e painel de pá de rotor para uma pá de rotor de uma turbina eólica | |
CN107708982A (zh) | 用于风轮机叶片的加强结构 | |
EP2116358A1 (en) | Method and apparatus for conforming a blank | |
BR112015009406B1 (pt) | método para fabricar uma peça compósita termoplástica espessa, e, aparelho para moldagem por compressão contínua de uma peça compósita termoplástica espessa | |
RU2009132007A (ru) | Способ производства конструктивного элемента | |
BR112013029306B1 (pt) | Painel enrijecido com um enrijecimento cruzado e seu processo de produção | |
JP2012148565A (ja) | 繊維強化積層体で使用される補強シート、繊維強化積層体及びウィンドタービンブレード、並びに繊維強化積層体を製造する方法 | |
US11040503B2 (en) | Apparatus for manufacturing composite airfoils | |
ES2341828A1 (es) | Dispositivo y procedimiento para la fabricacion de elementos de material compuesto. | |
CN111655466B (zh) | 用于制造复合翼型件的设备和方法 | |
BR112020010096B1 (pt) | Método para fabricar um revestimento de pá de rotor | |
US11091245B2 (en) | Fibre reinforced composite aerofoil structures | |
BRPI0904166A2 (pt) | revestimentos para uma estrutura transmutável de uma aeronave, método de fabricação de um revestimento e estruturas transmutáveis para uma aeronave | |
BR102017007828B1 (pt) | Método e sistema para formação de laminados compostos possuindo um ou mais flanges divergentes | |
ES2606939T3 (es) | Procedimiento para la fabricación de una o más parejas de piezas de material compuesto | |
US9718262B2 (en) | Roll forming composite components | |
ES2978662T3 (es) | Fabricación de estructuras tridimensionales a partir de piezas en bruto de preforma | |
CN108527945A (zh) | 一种心形孔格的柔性蜂窝及制造方法 | |
ITTO20110421A1 (it) | Elemento strutturale con ala avente bordo netto, e suo processo di fabbricazione | |
DE112018005440T5 (de) | Verfahren zum formen einer verbundwerkstoff-schaufel,verbundwerkstoff-schaufel und formwerkzeug für verbundwerkstoff-schaufel |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
B06A | Patent application procedure suspended [chapter 6.1 patent gazette] | ||
B08F | Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette] | ||
B15K | Others concerning applications: alteration of classification |
Ipc: B29C 70/16 (2006.01), B29C 70/30 (2006.01), B32B 2 |
|
B11B | Dismissal acc. art. 36, par 1 of ipl - no reply within 90 days to fullfil the necessary requirements |