ES2786124T3 - Método de fabricación de un elemento de refuerzo - Google Patents

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Abstract

Método de fabricación para la fabricación de un elemento de refuerzo de material compuesto (1), el elemento de refuerzo (1) comprendiendo: - un primer pie (2) y un segundo pie (3), estando ambos pies destinados a estar en contacto con la pieza de una estructura aeronáutica (7), - una primera parte intermedia (4) y una segunda parte intermedia (5), y - un alma (6), en el que - la primera parte intermedia (4) se une al primer pie (2) por un primer borde y se une a la segunda parte intermedia (5) y al alma (6) por un segundo borde, siendo el segundo borde sustancialmente opuesto al primer borde, - la segunda parte intermedia (5) se une al segundo pie (3) por un primer borde y se une a la primera parte intermedia (4) y al alma (6) por un segundo borde, siendo el segundo lado sustancialmente opuesto al primer borde, - el alma (6) está libre en un primer borde y se une a la primera parte intermedia (4) y a la segunda parte intermedia (5) por un segundo borde, de modo que - la primera parte intermedia (4) y la segunda parte intermedia (5) forman un ángulo de alma (α), que es menor de 180º, - la primera parte intermedia (4) y el primer pie (2) forman un ángulo de primer pie (θ), que es menor de 180º, - la segunda parte intermedia (5) y el segundo pie (3) forman un ángulo de segundo pie (δ), que es menor de 180º, - la suma del ángulo de primer pie (θ) más el ángulo de segundo pie (δ) menos el ángulo de alma (α) es igual a 180º, Y en el que el ángulo de alma (α) está comprendido entre 50º y 70º comprendiendo el método las siguientes etapas: a) disponer un primer material compuesto laminado (10) con una parte colocada entre una primera chapa de prensado (11) y una primera mitad de molde (12), y un segundo material compuesto laminado (13) con una parte colocada entre una segunda chapa de prensado (14) y una segunda mitad de molde (15), de tal manera que una parte del resto del primer material compuesto laminado (10) que no está colocada entre la primera chapa de prensado (11) y la primera mitad de molde (12) y una parte del resto del segundo material compuesto laminado (13) que no está colocada entre la segunda chapa de prensado (14) y la segunda mitad de molde (15) están colocadas ambas entre una chapa de tipo sándwich superior móvil (16) y una chapa de tipo sándwich inferior móvil (17), b) juntar las chapas de tipo sándwich superior e inferior (16, 17) en una dirección que es ortogonal al plano definido por la situación original de los materiales compuestos laminados (10, 13), provocando que los materiales compuestos laminados primero y segundo (10, 13) se dispongan sobre las mitades de molde primera y segunda (12, 15) respectivamente, de tal manera que los materiales compuestos laminados primero y segundo (10, 13) se adapten por sí mismos a la forma de la superficie de la mitad de molde (12, 15) sobre la que cada material compuesto laminado está dispuesto, de modo que se forman dos ángulos en cada material compuesto laminado (12, 15), c) mientras se mueven las chapas de tipo sándwich superior e inferior (16, 17), mover el conjunto formado por la primera chapa de prensado (11) y la primera mitad de molde (12) y el conjunto formado por la segunda chapa de prensado (14) y la segunda mitad de molde (15) en una dirección que es ortogonal al movimiento de las chapas de tipo sándwich (16, 17) hasta que la totalidad de los materiales compuestos laminados primero y segundo (10, 13) estén en contacto con las mitades de molde primera y segunda (12, 15), respectivamente, y d) unir y cocurar los materiales compuestos laminados (10, 13) para constituir el elemento de refuerzo de material compuesto (1), usando una bolsa de vacío o un núcleo sólido localizado en la parte interna del triángulo formado por las partes intermedias (4, 5) para ayudar a mantener la forma en la zona entre una primera parte intermedia (4) y una segunda parte intermedia (5).

Description

DESCRIPCIÓN
Método de fabricación de un elemento de refuerzo
Campo técnico de la invención
La presente invención pertenece al campo de estructuras de aeronaves y, más particularmente, al campo de larguerillos y elementos de refuerzo para estructuras aeronáuticas.
Antecedentes de la invención
Aunque es una tendencia que está cambiando, los procesos de fabricación de materiales compuestos actuales aún están lejos de la experiencia y fiabilidad de los procesos de fabricación de piezas metálicas. Cuando se inventa alguna estructura nueva, no siempre es fácil aplicar el conocimiento de la fabricación con materiales metálicos a la fabricación con materiales compuestos. Se están desarrollando continuamente nuevos métodos para hacer posible y mejorar la fabricación de piezas nuevas o existentes.
Al mismo tiempo se están diseñando nuevas configuraciones y nuevas soluciones para afrontar algunos problemas conocidos, por ejemplo, estructuras aeronáuticas de refuerzo. Estos refuerzos habitualmente son vigas definidas por su sección transversal. Al elegir la sección transversal, es importante tener en cuenta varias características de dicha sección transversal, tales como peso, momento de inercia y comportamiento a pandeo. Elegir una sección transversal en Y es una buena opción para afrontar estos problemas, pero la fabricación de elementos de refuerzo con una sección transversal de este tipo presenta sus propios inconvenientes. La geometría compleja y los múltiples puntos angulares, junto con el espacio cerrado formado por las partes diagonales de la Y y del elemento que va a reforzarse hace imposible usar los métodos de fabricación descritos en el estado de la técnica para otras geometrías.
El documento US2009/317587 A1 describe un método de curado de laminados de material compuesto preformados para construir un elemento de refuerzo de material compuesto que incluye un hueco, utilizando un relleno en el proceso de fabricación.
Debido a esto, deben desarrollarse métodos nuevos y/o alternativos, para conseguir piezas sólidas pero que permitan suficientes grados de libertad de modo que la pieza sea adecuada para un objetivo particular.
Sumario de la invención
La presente invención proporciona una solución alternativa para los problemas mencionados anteriormente, mediante un método de fabricación según la reivindicación 1. En las reivindicaciones dependientes se definen realizaciones preferidas de la invención.
En un primer aspecto de la invención, la invención proporciona un método de fabricación para la fabricación de un elemento de refuerzo de material compuesto, comprendiendo el elemento de refuerzo:
un primer pie y un segundo pie, estando ambos pies destinados a estar en contacto con la pieza de una estructura aeronáutica,
-una primera parte intermedia y una segunda parte intermedia, y
-un alma,
en el que
-la primera parte intermedia se une al primer pie por un primer borde y se une a la segunda parte intermedia y al alma por un segundo borde, siendo el segundo borde sustancialmente opuesto al primer borde,
-la segunda parte intermedia se une al segundo pie por un primer borde y se une a la primera parte intermedia y al alma por un segundo borde, siendo el segundo lado sustancialmente opuesto al primer borde,
-el alma está libre en un primer borde y se une a la primera parte intermedia y a la segunda parte intermedia por un segundo borde,
de modo que
-la primera parte intermedia y la segunda parte intermedia forman un ángulo de alma, que es menor de 180°,
-la primera parte intermedia y el primer pie forman un ángulo de primer pie, que es menor de 180°,
-la segunda parte intermedia y el segundo pie forman un ángulo de segundo pie, que es menor de 180°,
-la suma del ángulo de primer pie más el ángulo de segundo pie menos el ángulo de alma es igual a 180°, y en el que el ángulo de alma está comprendido entre 50° y 70°;
comprendiendo el método las siguientes etapas:
a) disponer un primer material compuesto laminado con una parte colocada entre una primera chapa de prensado y una primera mitad de molde, y un segundo material compuesto laminado con una parte colocada entre una segunda chapa de prensado y una segunda mitad de molde, de tal manera que una parte del resto del primer material compuesto laminado que no está colocada entre la primera chapa de prensado y la primera mitad de molde y una parte del resto del segundo material compuesto laminado que no está colocada entre la segunda chapa de prensado y la segunda mitad de molde están colocadas ambas entre una chapa de tipo sándwich superior móvil y una chapa de tipo sándwich inferior móvil,
b) juntar las chapas de tipo sándwich superior e inferior en una dirección que es ortogonal al plano definido por la situación original de los materiales compuestos laminados provocando que los materiales compuestos laminados primero y segundo se dispongan sobre las mitades de molde primera y segunda respectivamente, de tal manera que los materiales compuestos laminados primero y segundo se adapten por sí mismos a la forma de la superficie de la mitad de molde sobre la que cada material compuesto laminado está dispuesto, de modo que se forman dos ángulos en cada material compuesto laminado,
c) mientras se mueven las chapas de tipo sándwich superior e inferior, mover el conjunto formado por la primera chapa de prensado y la primera mitad de molde y el conjunto formado por la segunda chapa de prensado y la segunda mitad de molde en una dirección que es ortogonal al movimiento de las chapas de tipo sándwich hasta que la totalidad de los materiales compuestos laminados primero y segundo estén en contacto con las mitades de molde primera y segunda, respectivamente, y
d) unir y cocurar los materiales compuestos laminados para constituir el elemento de refuerzo de material compuesto, usando una bolsa de vacío o un núcleo sólido localizado en la parte interna del triángulo formado por las partes intermedias para ayudar a mantener la forma en la zona entre la primera parte intermedia y la segunda parte intermedia.
El hecho de que dos partes estén “unidas” debe entenderse en el sentido amplio, no sólo como dos piezas diferentes que están conectadas mediante medios de sujeción, sino también como que ambas partes pertenecen a la misma pieza, sin discontinuidades entre dichas partes.
En una realización particular, los materiales compuestos laminados que constituyen el elemento de refuerzo de material compuesto se curan junto con una pieza de una estructura de aeronave destinada a reforzarse mediante el elemento de refuerzo de material compuesto.
En una realización particular, la etapa d) de unir y cocurar se lleva a cabo en un instrumento diferente del usado en el resto de etapas.
La divulgación proporciona un elemento de refuerzo de material compuesto fabricado mediante un método tal como se ha descrito previamente, para reforzar una pieza de una estructura aeronáutica, comprendiendo el elemento de refuerzo:
un primer pie y un segundo pie, estando ambos pies destinados a estar en contacto con la pieza de una estructura aeronáutica,
-una primera parte intermedia y una segunda parte intermedia, y
-un alma,
en el que
-la primera parte intermedia se une al primer pie por un primer borde y se une a la segunda parte intermedia y al alma por un segundo borde, siendo el segundo borde sustancialmente opuesto al primer borde,
-la segunda parte intermedia se une al segundo pie por un primer borde y se une a la primera parte intermedia y al alma por un segundo borde, siendo el segundo lado sustancialmente opuesto al primer borde,
-el alma está libre en un primer borde y se une a la primera parte intermedia ya la segunda parte intermedia por un segundo borde,
de modo que
-la primera parte intermedia y la segunda parte intermedia forman un ángulo de alma, que es menor de 180°,
-la primera parte intermedia y el primer pie forman un ángulo de primer pie, que es menor de 180°,
-la segunda parte intermedia y el segundo pie forman un ángulo de segundo pie, que es menor de 180°,
-la suma del ángulo de primer pie más el ángulo de segundo pie menos el ángulo de alma es igual a 180°, y en el que el ángulo de alma está comprendido entre 50° y 70°.
En una realización particular, el ángulo de alma está comprendido entre 60° y 65°.
En una realización particular, el ángulo de primer pie y el ángulo de segundo pie están comprendidos entre 120° y 165°.
En una realización particular, la sección transversal del elemento de refuerzo de material compuesto en un punto de su longitud es diferente de la sección transversal del elemento de refuerzo de material compuesto en otro punto de su longitud.
En una realización particular, el primer pie y el segundo pie no están comprendidos en el mismo plano.
En una realización particular, el grosor de la primera parte intermedia y el grosor de la segunda parte intermedia son diferentes.
Descripción de los dibujos
Estas y otras características y ventajas de la invención se entenderán claramente en vista de la descripción detallada de la invención que resulta evidente a partir de una realización preferida de la invención, dada simplemente como un ejemplo y que no está limitada al mismo, con referencia a los dibujos.
Figuras 1a a 1b,1d Etapas de un método de fabricación de elementos de refuerzo según la invención.
Figura 1c Etapas de un método de fabricación de elementos de refuerzo (fuera del alcance de protección de la invención).
Figuras 2a a 2b Secciones transversales de un elemento de refuerzo según la divulgación y de un elemento de refuerzo conocido en el estado de la técnica.
Descripción detallada de la invención
La invención proporciona un método de fabricación para fabricar estos elementos de refuerzo (1). Se ilustra una realización particular de este método mediante las figuras 1a a 1b y 1d. En esta realización particular, una primera parte del método comprende las siguientes etapas:
[figura 1a] disponer un primer material compuesto laminado (10) con una parte colocada entre una primera chapa de prensado (11) y una primera mitad de molde (12), y un segundo material compuesto laminado (13) con una parte colocada entre una segunda chapa de prensado (14) y una segunda mitad de molde (15), de tal manera que una parte del resto del primer material compuesto laminado (10) que no está colocada entre la primera chapa de prensado (11) y la primera mitad de molde (12) y una parte del resto del segundo material compuesto laminado (13) que no está colocada entre la segunda chapa de prensado (14) y la segunda mitad de molde (15) se colocan entre una chapa de tipo sándwich superior móvil (16) y una chapa de tipo sándwich inferior móvil (17),
[figura 1b] juntar las chapas de tipo sándwich superior e inferior (16, 17) en una dirección que es ortogonal al plano definido por la situación original de los materiales compuestos laminados (10, 13), provocando que los materiales compuestos laminados primero y segundo (10, 13) se dispongan sobre las mitades de molde primera y segunda (12, 15) respectivamente, de tal manera que los materiales compuestos laminados primero y segundo (10, 13) se adapten por sí mismos a la forma de la superficie de la mitad de molde (12, 15) sobre la que cada material compuesto laminado está dispuesto, de modo que se forman dos ángulos en cada material compuesto laminado (12, 15),
[figura 1b] mientras se mueven las chapas de tipo sándwich (16, 17), el conjunto formado por la primera chapa de prensado (11) y la primera mitad de molde (12) y el conjunto formado por la segunda chapa de prensado (14) y la segunda mitad de molde (15) se separan en una dirección que es ortogonal al movimiento de las chapas de tipo sándwich (16, 17) hasta que la totalidad de los materiales compuestos laminados primero y segundo (10, 13) están en contacto con las mitades de molde primera y segunda (12, 15), respectivamente.
La figura 1c (fuera del alcance de protección de la invención) muestra el resultado final de esta primera parte del método, cuando los dos materiales compuestos laminados (10, 13) se conforman como las dos mitades de un elemento de refuerzo en Y.
Este método permite la obtención de dos mitades de elemento de refuerzo. En una etapa adicional del método, éste comprende otra etapa:
[figura 1d] estos dos materiales compuestos laminados (10, 13) se unen y se curan conjuntamente. El proceso de curado incluye usar una bolsa de vacío colocada en la parte interior del triángulo formado por las partes intermedias (4, 5).
En una realización particular, los dos materiales compuestos laminados (10, 13) se cocuran con la parte de la estructura aeronáutica (7) que va a reforzarse, de modo que la bolsa de vacío se coloca en la parte interior del triángulo formado por las partes intermedias y la superficie que va a reforzarse.
En otra realización del método, la bolsa de vacío se sustituye por un núcleo sólido.
Los ángulos de pie (9 ,8 ) están condicionados por límites constructivos. Si son muy cercanos a 900 o a 1800, la bolsa de vacío se adapta bastante difícilmente al triángulo formado por ambas partes intermedias (4, 5) y la superficie de la pieza de una estructura aeronáutica que va a reforzarse (7).
Ventajosamente, este método permite la fabricación de elementos de refuerzo individuales aislados (1), y controlar los grosores de las diferentes partes del elemento de refuerzo (1).
En una realización particular, la etapa d) de unir y cocurar se lleva a cabo en un instrumento diferente del usado en el resto de etapas. Ventajosamente, esto permite que la formación de algunos materiales compuestos laminados pueda llevarse a cabo al mismo tiempo que el cocurado de otros materiales compuestos laminados ya formados. La figura 2a muestra una sección transversal de un elemento de refuerzo (1) según la divulgación. Se compara a un elemento de refuerzo de sección en T (101), mostrado en la figura 2b.
En esta figura 2a se identifican las partes principales de la sección transversal del elemento de refuerzo (1). Los pies (2, 3) son similares a los encontrados en el elemento de refuerzo de sección en T (101). El resto del elemento de refuerzo (1), que en otras secciones transversales correspondería al alma (106), tiene dos partes: la propia alma (6) y las partes intermedias primera y segunda (4, 5). En la figura 1b, tanto el alma (102) como los pies (102, 103) se identifican en el elemento de refuerzo de sección en T (101), pero éste no tiene ninguna parte intermedia, sino que sólo tiene una alma (106) y los pies (102, 103), descansando los pies (102, 103) sobre la pieza que va a reforzarse (107).
Los pies (2, 3) del elemento de refuerzo (1) mostrado en la figura 1a, tal como se observa en la sección transversal, son iguales que en otros elementos de refuerzo, es decir, dos partes que descansan sobre la superficie de la pieza que va a reforzarse (7). El alma (6), tal como se observa en la sección transversal, también es prácticamente igual que en otros elementos de refuerzo, es decir, una parte que es habitualmente ortogonal a los pies (2, 3) y proporciona refuerzo a la pieza que va a reforzarse (7). Pero en el caso del elemento de refuerzo (1) de la divulgación, el alma (6) no llega hasta los pies (2, 3) directamente, como es habitual, sino que llega hasta partes intermedias primera y segunda (4, 5). Estas partes intermedias (4, 5) son dos partes que se fusionan ambas desde un borde del alma (6), y cada una descansa sobre uno de los pies (2, 3). Para resumir, el elemento de refuerzo (1) comprende una alma (6), unas partes intermedias primera y segunda (4, 5) y dos pies (2, 3): desde un borde del alma (6), se fusionan las partes intermedias primera y segunda (4, 5), y un borde de cada parte intermedia (4, 5) descansa sobre un pie (2, 3). En otras palabras, un primer borde de cada parte intermedia (4, 5) se une al mismo borde del alma (6), el segundo borde de la primera parte intermedia (4) se conecta a un borde del primer pie (2), y el segundo borde de la segunda parte intermedia (5) se conecta a un borde del segundo pie (3).
La primera parte intermedia (4) y la segunda parte intermedia (5) forman un ángulo interior menor de 180° denominado ángulo de alma (a ). La primera parte intermedia (4) y el primer pie (2) forman un ángulo interior menor de 180° denominado ángulo de primer pie (9 ). La segunda parte intermedia (5) y el segundo pie (3) forman un ángulo interior menor de 180° denominado ángulo de segundo pie (8 ). En una realización particular, el ángulo de primer pie (9 ) es diferente del ángulo de segundo pie (8 ), lo que provoca que el primer pie (2) y el segundo pie (3) no estén comprendidos en el mismo plano. En una realización particular, el ángulo de primer pie (9 ) y el ángulo de segundo pie (8 ) están comprendidos entre 120° y 165°.
En una realización particular, la sección transversal del elemento de refuerzo de material compuesto (1) en un punto de su longitud es diferente de la sección transversal del elemento de refuerzo de material compuesto (1) en otro punto de su longitud.
Por tanto, la sección transversal de esta configuración puede considerarse como una Y con la adición de dos pies, proviniendo cada uno desde una punta superior de la Y. Este larguerillo de material compuesto de sección en Y es diferente de los larguerillos de sección en T, y tiene algunas ventajas en comparación con estos últimos.
El rendimiento de este elemento de refuerzo (1) está determinado por el grosor del alma (6), las partes intermedias (4, 5) y los pies (2, 3), por la altura total del elemento de refuerzo (1), y por el ángulo de alma (a ), el ángulo de primer pie (9 ) y el ángulo de segundo pie (8 ).
En una realización particular, el grosor del alma (6) está comprendido entre 5 mm y 20 mm, el grosor de las partes intermedias (4, 5) está comprendido entre 3 mm y 15 mm y el grosor de los pies (2, 3) está comprendido entre 3 mm y 15 mm. En una realización particular, el grosor de la primera parte intermedia (4) y el grosor de la segunda parte intermedia (5) son diferentes.
En una realización particular, la altura del alma (6) está comprendida entre 30 mm y 100 mm. La razón entre la altura del alma (6) y la altura de la primera parte intermedia (4) está comprendida entre 0,5 y 1,5. La razón entre la altura del alma (6) y la altura de la segunda parte intermedia (5) está comprendida entre 0,5 y 1,5. La razón entre la altura del alma y la altura del primer pie (2) está comprendida entre 0,5 y 1,5. La razón entre la altura del alma y la altura del segundo pie (3) está comprendida entre 0,5 y 1,5.
Esta configuración hace que esta sección transversal de elemento de refuerzo tenga un mejor rendimiento a flexión y pandeo, y resulta que es más ligera que una sección en T del mismo momento de inercia.
Por ejemplo, dado un larguerillo de sección en T de sección transversal de 90 mm de anchura, 90 mm de altura y 10 mm de grosor, los momentos de inercia son Ix=1,109e-5 e Iy=3,108e-6. El área de sección transversal es de 1300 mm2.
Proporcionado un elemento de refuerzo (1) según la divulgación, con una sección transversal que es de 90 mm de altura, 110 mm de anchura y 10 mm de grosor, con un ángulo de alma de 60°, los momentos de inercia son Ix=1,04e-5 e Iy=5,91e-06. El área de sección transversal es de 1261 mm2. Si el ángulo de alma es de 65°, los momentos de inercia son Ix=1,034e-6 e Iy=6,04e-06. El área de sección transversal es de 1251 mm2. Para un larguerillo de 30 m de largo, proporcionada la densidad de material compuesto como 1750 kg/m3, el primer larguerillo de sección en T sería de 68,25 kg, el elemento de refuerzo de 60° (1) de la divulgación sería de 66,2 kg y el elemento de refuerzo de 65° (1) de la invención sería de 65,67 kg. Por tanto, estos dos valores del ángulo de alma (a ) ofrecerían un mejor comportamiento que los elementos de refuerzo conocidos en el estado de la técnica.
Por lo que respecta a los ángulos de pie (9 ,8 ), en una realización particular, el ángulo de primer pie (0 ) es diferente del ángulo de segundo pie (8 ). Debido a la forma, estos ángulos de pie (9 ,8 ) están comprendidos entre 90° (9 y 8 igual a 90° haría que la sección transversal en Y del elemento de refuerzo (1) se volviese una T estrecha, ya que las partes intermedias (4, 5) se volverían parte del alma) y 1800 (9 y 8 igual a 180° haría que la Y se volviese una T ancha, ya que cada parte intermedia se volvería parte de su pie respectivo). En una realización particular, estos ángulos de pie (9 ,8 ) están comprendidos entre 110° y 130°. Si dichos ángulos están más cerca de 900 que de 1800, la forma de Y de la sección transversal del elemento de refuerzo (1) es más esbelta. Si los ángulos están más cerca de 1800 que de 900, la forma de Y de la sección transversal del elemento de refuerzo (1) es más aplanada.

Claims (3)

REIVINDICACIONES
1. Método de fabricación para la fabricación de un elemento de refuerzo de material compuesto (1), el elemento de refuerzo (1) comprendiendo:
- un primer pie (2) y un segundo pie (3), estando ambos pies destinados a estar en contacto con la pieza de una estructura aeronáutica (7),
- una primera parte intermedia (4) y una segunda parte intermedia (5), y
- un alma (6),
en el que
- la primera parte intermedia (4) se une al primer pie (2) por un primer borde y se une a la segunda parte intermedia (5) y al alma (6) por un segundo borde, siendo el segundo borde sustancialmente opuesto al primer borde,
- la segunda parte intermedia (5) se une al segundo pie (3) por un primer borde y se une a la primera parte intermedia (4) y al alma (6) por un segundo borde, siendo el segundo lado sustancialmente opuesto al primer borde, - el alma (6) está libre en un primer borde y se une a la primera parte intermedia (4) y a la segunda parte intermedia (5) por un segundo borde,
de modo que
- la primera parte intermedia (4) y la segunda parte intermedia (5) forman un ángulo de alma (a ), que es menor de 180°,
- la primera parte intermedia (4) y el primer pie (2) forman un ángulo de primer pie (0 ), que es menor de 180°, - la segunda parte intermedia (5) y el segundo pie (3) forman un ángulo de segundo pie (8 ), que es menor de 180°, - la suma del ángulo de primer pie (0 ) más el ángulo de segundo pie (8 ) menos el ángulo de alma (a ) es igual a 180°, Y en el que el ángulo de alma (a ) está comprendido entre 50° y 70°
comprendiendo el método las siguientes etapas:
a) disponer un primer material compuesto laminado (10) con una parte colocada entre una primera chapa de prensado (11) y una primera mitad de molde (12), y un segundo material compuesto laminado (13) con una parte colocada entre una segunda chapa de prensado (14) y una segunda mitad de molde (15), de tal manera que una parte del resto del primer material compuesto laminado (10) que no está colocada entre la primera chapa de prensado (11) y la primera mitad de molde (12) y una parte del resto del segundo material compuesto laminado (13) que no está colocada entre la segunda chapa de prensado (14) y la segunda mitad de molde (15) están colocadas ambas entre una chapa de tipo sándwich superior móvil (16) y una chapa de tipo sándwich inferior móvil (17), b) juntar las chapas de tipo sándwich superior e inferior (16, 17) en una dirección que es ortogonal al plano definido por la situación original de los materiales compuestos laminados (10, 13), provocando que los materiales compuestos laminados primero y segundo (10, 13) se dispongan sobre las mitades de molde primera y segunda (12, 15) respectivamente, de tal manera que los materiales compuestos laminados primero y segundo (10, 13) se adapten por sí mismos a la forma de la superficie de la mitad de molde (12, 15) sobre la que cada material compuesto laminado está dispuesto, de modo que se forman dos ángulos en cada material compuesto laminado (12, 15),
c) mientras se mueven las chapas de tipo sándwich superior e inferior (16, 17), mover el conjunto formado por la primera chapa de prensado (11) y la primera mitad de molde (12) y el conjunto formado por la segunda chapa de prensado (14) y la segunda mitad de molde (15) en una dirección que es ortogonal al movimiento de las chapas de tipo sándwich (16, 17) hasta que la totalidad de los materiales compuestos laminados primero y segundo (10, 13) estén en contacto con las mitades de molde primera y segunda (12, 15), respectivamente, y
d) unir y cocurar los materiales compuestos laminados (10, 13) para constituir el elemento de refuerzo de material compuesto (1), usando una bolsa de vacío o un núcleo sólido localizado en la parte interna del triángulo formado por las partes intermedias (4, 5) para ayudar a mantener la forma en la zona entre una primera parte intermedia (4) y una segunda parte intermedia (5).
2. Método de fabricación según la reivindicación anterior, en el que los materiales compuestos laminados (10, 13) que constituyen el elemento de refuerzo de material compuesto (1) se curan juntas con una pieza de una estructura de aeronave (7) destinada a reforzarse mediante el elemento de refuerzo de material compuesto (1).
3. Método de fabricación según cualquier reivindicación 1 o 2, en el que la etapa d) de unir y cocurar se lleva a cabo en un instrumento diferente del usado en el resto de etapas.
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Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9789906B1 (en) * 2016-03-23 2017-10-17 Ford Global Technologies, Llc Twenty-eight-cornered strengthening member for vehicles
US10745104B2 (en) * 2018-03-02 2020-08-18 The Boeing Company Stringer transition through a common base charge
US10864688B2 (en) 2018-04-26 2020-12-15 The Boeing Company Method and apparatus of modular punch forming plates for alignment of a stringer for a vehicle
US11135789B2 (en) 2018-04-26 2021-10-05 The Boeing Company Methods and devices of forming a tensioned stringer for a vehicle
US10780971B2 (en) 2018-04-26 2020-09-22 The Boeing Company Methods of manufacturing a panel having a composite stringer for a vehicle
US11059235B2 (en) * 2018-09-28 2021-07-13 The Boeing Company Reconfigurable manufacturing system and method for manufacturing composite laminates
CN109263860A (zh) * 2018-11-19 2019-01-25 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种机翼翼梁及机翼
EP3904047A4 (en) * 2019-02-07 2022-02-23 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. LAMINATE MOLDING METHOD AND DEVICE
US11220353B2 (en) * 2019-04-18 2022-01-11 The Boeing Company Method of fabricating a composite structure
US11396143B2 (en) * 2019-06-21 2022-07-26 The Boeing Company System and method for manufacturing a composite assembly
US11724422B2 (en) 2020-05-18 2023-08-15 The Boeing Company Operator-assisted system and method for preparing a bladder for use in composite stringer manufacturing
US11390046B2 (en) 2020-05-18 2022-07-19 The Boeing Company System and method for applying tubular material onto a mandrel
US11872780B2 (en) 2022-06-02 2024-01-16 The Boeing Company Methods and tool for cutting an uncured composite material

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0712553D0 (en) * 2007-06-29 2007-08-08 Airbus Uk Ltd Composite panel stiffener
US8540833B2 (en) * 2008-05-16 2013-09-24 The Boeing Company Reinforced stiffeners and method for making the same
FR2935682B1 (fr) * 2008-09-05 2011-06-17 Airbus France Structure d'ensemble de siege pour aeronef et fuselage adapte
DE102010003114A1 (de) * 2010-03-22 2011-09-22 Repower Systems Ag Stegverbindung
ES2396328B1 (es) * 2010-06-30 2014-02-06 Airbus Operations, S.L. Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricación.
ES2707628T3 (es) * 2012-06-29 2019-04-04 Airbus Operations Sl Larguerillo en forma de "t" con extremo del alma redondeado y su método de fabricación

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