RU2685218C1 - Method for producing curvilinear three-layer composite panels - Google Patents
Method for producing curvilinear three-layer composite panels Download PDFInfo
- Publication number
- RU2685218C1 RU2685218C1 RU2017144243A RU2017144243A RU2685218C1 RU 2685218 C1 RU2685218 C1 RU 2685218C1 RU 2017144243 A RU2017144243 A RU 2017144243A RU 2017144243 A RU2017144243 A RU 2017144243A RU 2685218 C1 RU2685218 C1 RU 2685218C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- honeycomb
- layer
- casing
- vacuum
- filler
- 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
- B29C70/40—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
- 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
- B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
-
- 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
- B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form
- B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
- B32B3/12—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by a layer of regularly- arranged cells, e.g. a honeycomb structure
Abstract
Description
Изобретение относится к способам изготовления трехслойных конструкций из композиционного материала и может быть использовано в интерьере современных пассажирских самолетов для изготовления панелей интерьера.The invention relates to methods for manufacturing three-layer structures made of composite material and can be used in the interior of modern passenger aircraft for the manufacture of interior panels.
Трехслойные сотовые панели характеризуются довольно высокой удельной прочностью и жесткостью, по сравнению с традиционными монолитными. Имеют меньшую толщину оболочек панелей и число ребер жесткости, и меньшую массу конструкцииThree-layer honeycomb panels are characterized by a rather high specific strength and rigidity, compared to traditional monolithic ones. They have a smaller thickness of shell panels and the number of stiffeners, and a smaller weight of the structure
Рост объемов производства авиационной техники ставит перед производителями задачу экономической эффективности при изготовлении деталей современного высокотехнологичного интерьера самолетов.The growth in the production of aircraft equipment poses to manufacturers the task of economic efficiency in the manufacture of parts of modern high-tech aircraft interior.
Для этого необходимо выполнение следующих задач: - использование новых технологических процессов изготовления панелей интерьера, обеспечивающих уменьшение длительности производственных циклов их изготовления, трудоемкости и энергозатрат и получение деталей высокого качества соответствующих Авиационным правилам АП-25 по горючести, тепловыделению и дымообразованию.To do this, the following tasks are required: - the use of new technological processes for manufacturing interior panels, which ensure a reduction in the duration of their production cycles, laboriousness and energy consumption and the production of high quality parts that comply with the AP-25 Aviation Rules for Flammability, Heat Generation and Smoke Generation.
Для изготовления панелей интерьера самолетов в настоящее время используются две основные технологии: вакуумное и прессовое формование [1, 2]. Каждая из приведенных технологий имеет свои преимущества и недостатки.For the manufacture of aircraft interior panels currently used two main technologies: vacuum and press molding [1, 2]. Each of these technologies has its advantages and disadvantages.
Наиболее широко применяется технология вакуумного формования в термопечи, которая позволяет изготавливать панели любой сложности и использует относительно дешевое оборудование (термопечь).The most widely used technology is vacuum molding in thermal furnaces, which allows the manufacture of panels of any complexity and uses relatively cheap equipment (thermal furnaces).
Недостатком данной технологии является длительное время формования, что увеличивает трудоемкость и энергозатраты, а также наличие довольно большого количества расходных материалов (дренажные слои, разделительные пленки, вакуумные мешки, герметизирующие ленты), которые выбрасываются, загрязняя окружающую среду, а их стоимость включается в стоимость детали.The disadvantage of this technology is a long molding time, which increases the complexity and energy consumption, as well as the presence of a fairly large amount of consumables (drainage layers, separation films, vacuum bags, sealing tapes), which are thrown away, polluting the environment, and their cost is included in the cost of parts .
Применение прессового формования для изготовления трехслойных панелей интерьера отличается отсутствием вспомогательных материалов, что удешевляет процесс изготовления, но ограничивается формованием плоских трехслойных панелей.The use of press molding for the manufacture of three-layer interior panels is characterized by the absence of auxiliary materials, which reduces the cost of manufacturing, but is limited to the formation of flat three-layer panels.
Известна технология ускоренного формования трехслойных панелей (3-9), позволяющая совместить преимущества вакуумного формования - способность изготавливать панели двойной кривизны и прессового формования - формовать панели без использования расходных материалов. Этот процесс значительно сокращает время изготовления панелей. Данная технология состоит из операции:The technology of accelerated molding of three-layer panels (3-9) is known, which makes it possible to combine the advantages of vacuum molding — the ability to produce double curvature panels and press molding — to form panels without the use of consumables. This process significantly reduces panel manufacturing time. This technology consists of the operation:
- выкладка плоского технологического пакета, состоящего из заполнителя и слоев препрега;- laying out a flat technological package consisting of aggregate and prepreg layers;
- закладка технологического пакета в нагретую формообразующую пресс-форму установленную в прессе;- laying of the technological package in the heated forming mold installed in the press;
- смыкание пресс-формы до заданного зазора между пуансоном и матрицей, с деформацией сотового заполнителя;- the closure of the mold to a predetermined gap between the punch and the die, with the deformation of the honeycomb core;
- выдержка технологического пакета при температуре формования, в течении заданного времени;- exposure of the technological package at the temperature of molding, for a specified time;
- размыкание пресс-формы;- opening the mold;
- извлечение готовой трехслойной сотовой панели;- removing the finished three-layer cellular panel;
- механическая обработка технологических припусков, контроль свойств и качества панелей.- mechanical processing of technological allowances, control of the properties and quality of the panels.
Недостатком известной технологии является ее не эффективность при небольшом объеме производств. Эффективность может быть достигнута при изготовлении сложнопрофильных деталей интерьера пассажирских самолетов при большом объеме производства однотипных деталей.A disadvantage of the known technology is its inefficiency with a small amount of production. Efficiency can be achieved in the manufacture of complex-shaped interior parts of passenger aircraft with a large volume of production of the same type of parts.
Известен способ изготовления композиционных деталей с сотовым заполнителем (патент США №5897739, опубликованный 27.04.1999), в котором предварительно отверждают нижнюю композиционную обшивку, обрабатывают ее по контуру и устанавливают на формообразующую оснастку, изготавливают сотовый заполнитель и устанавливают его через клеевую пленку на нижнюю обшивку по заданным размерам относительно кромки нижней обшивки, затем на образовавшуюся сборку укладывают клеевую пленку и верхнюю неотвержденную композиционную обшивку таким образом, чтобы она выходила за торцы нижней отвержденной обшивки на строго установленный размер и при формовании сцеплялась со ступенькой, образованной торцами нижней обшивки, не позволяя слоям верхней обшивки при формовании деформировать сотовый заполнитель.A known method of manufacturing composite parts with a honeycomb (US Patent No. 5,877,739, published April 27, 1999), in which the lower composite casing is pre-cured, is processed along the contour and installed on the mold tooling, the honeycomb core is made and installed through adhesive film on the bottom casing according to the specified dimensions relative to the edge of the bottom plating, then an adhesive film and the upper uncured composite casing are laid on the resulting assembly so that it it went beyond the ends of the lower solidified skin for a strictly fixed size and when molded, it mated with a step formed by the ends of the lower skin, not allowing the layers of the upper skin to deform the honeycomb core during molding.
После чего полученный полуфабрикат детали упаковывают в вакуумный мешок и проводят отверждение.After that, the resulting prefabricated parts are packed in a vacuum bag and carry out curing.
Недостатками данного способа являются большая трудоемкость и длительный цикл изготовления за счет необходимости механической обработки нижней обшивки и обеспечения заданного размера верхней обшивки относительно контура нижней обшивки для формирования ступенек. Кроме того, наличие ступенек по контуру влияет на качество внешнего вида панели, способствуя образованию складок в процессе отверждения при недостаточном натяжении материала верхней обшивки или зависанию слоев в зоне кромок сотового заполнителя при избыточном натяжении.The disadvantages of this method are the large labor intensity and a long manufacturing cycle due to the necessity of machining the bottom casing and ensuring the specified size of the top casing relative to the contour of the bottom casing for forming steps. In addition, the presence of steps along the contour affects the quality of the appearance of the panel, contributing to the formation of folds in the curing process when the material of the upper skin is not sufficiently stretched or the layers hang in the area of the edges of the honeycomb core under excessive tension.
Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа изготовления криволинейных трехслойных сотовых панелей, включающим печное и прессовое формование.The task of the invention is to develop a method of manufacturing a curved three-layer honeycomb panels, including furnace and press molding.
Технический результат-снижение трудоемкости производственного цикла, а также повышение качества внешнего вида криволинейных трехслойных сотовых панелей.The technical result is to reduce the complexity of the production cycle, as well as improving the quality of the appearance of curved three-layer honeycomb panels.
Технический результат достигается тем, что способ изготовления криволинейной трехслойной композитной панели включает последовательную выкладку из слоев препрега на прямолинейную формообразующую оснастку раздельно нижней обшивки с сотовым наполнителем и верхней обшивки, термоформование в прессе при температуре 140°С, давлении 0-60 МПа, выдержку в течение 40 мин и охлаждение до 80°С, распрессовку, последующую укладку на криволинейную формообразующую оснастку нижнего слоя обшивки с сотовым наполнителем, с предварительно выполнением надрезов сотового наполнителя вдоль линии гиба, заполнение пустот полимерным заполнителем при необходимости увеличения прочности на сгибе, укладку верхнего слоя обшивки на сотовый наполнитель клеевой стороной, полученной предварительным нанесением смолы на шероховатую поверхность, закрепление заготовки термоустойчивой лентой с последующим размещением ее в вакуумном мешке, отверждением при подъеме температуры до 70°С со скоростью 1-3°С/мин под вакуумом 10 кПа, выдержкой при 70°С в течение 30 мин, охлаждением до 60°С со скоростью 5°С/мин и сбросом вакуума при достижении температуры 60°С, с последующей распрессовкой.The technical result is achieved in that the method of manufacturing a curved three-layer composite panel includes a sequential layout of the prepreg layers on a straight-line forming tool separately for the bottom casing with a honeycomb core and the top casing, thermoforming in a press at a temperature of 140 ° C, pressure 0-60 MPa, holding for 40 min and cooling to 80 ° C, repressing, subsequent laying on a curvilinear forming tooling of the lower layer of the casing with a honeycomb filler, with a pre-making cut s of the honeycomb filler along the bend line, filling the voids with a polymer filler if it is necessary to increase bending strength, laying the top layer of the skin on the honeycomb filler with an adhesive side obtained by preliminary applying the resin on a rough surface, fixing the workpiece with a heat-resistant tape, then placing it in a vacuum bag, hardening temperature rise to 70 ° С at a rate of 1-3 ° С / min under a vacuum of 10 kPa, holding at 70 ° С for 30 min, cooled to 60 ° С at a rate of 5 ° С / min, and reset to Akum when the temperature reaches 60 ° C, followed by repressing.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Предлагаемый способ изготовления криволинейной трехслойной панели из композиционного материала включает изготовление нижней обшивки: для этого укладывают на нержавеющий лист, например AISI, препрег нижней обшивки на основе угольных или стеклянных волокон, к примеру Т15-160-120735-920 (препрег на основе конструкционной стеклоткани марки Т-15п-76(92) с поверхностной плотностью ткани 160 г/м2 и эпоксидного связующего марки НСР1207 с содержанием связующего 35%), XPPR-2071-400-120141-1000-101-002 (препрег на основе углеродной ткани саржевого переплетения марки Ст-12071 с поверхностной плотностью ткани 400 г/м2 и эпоксидного связующего марки НСР1201 с содержанием связующего 41%), в зависимости от выставленных требований прочности, с направлением волокон 0°, предварительно сняв с одной стороны заготовки препрега защитный слой бумаги, прикатывают слой препрега, удалив воздушные пузыри и складки прижимным валиком, сняв со второй стороны заготовки препрега защитный слой полиэтилена.The proposed method of manufacturing a curved three-layer panel of composite material includes the manufacture of the underside: for this stack on a stainless sheet, for example AISI, prepreg of the lower shell based on carbon or glass fibers, for example T15-160-120735-920 (prepreg based on structural fiberglass brand T-15p-76 (92) with a fabric surface density of 160 g / m2 and an epoxy binder of the mark NCP1207 with a binder content of 35%), XPPR-2071-400-120141-1000-101-002 (a prepreg based on carbon twill fabric of the mark St-12071 with power The density of the fabric is 400 g / m2 and the epoxy binder brand NCP1201 with a binder content of 41%), depending on the strength requirements set, with the direction of the fibers 0 °, after removing the protective layer of paper from one side of the prepreg preform, rolling the prepreg layer to remove air bubbles and folds with a pressure roller, removing a protective layer of polyethylene from the second side of the prepreg preform.
Поверх первого слоя препрега выкладывают второй слой препрега того же типа, к примеру Т15-160-120750-920 (Т15-160-120750-920 - препрег на основе конструкционной стеклоткани марки Т-15п-76(92) с поверхностной плотностью ткани 160 г/м2 и эпоксидного связующего марки НСР1207 с содержанием связующего 50%), XPPR-2071-400-120141-1000-101-002 с направлением волокон 90°.A second layer of the same type of prepreg is laid out on top of the first prepreg layer, for example T15-160-120750-920 (T15-160-120750-920 - prepreg based on T-15p-76 (92) structural fabric with a fabric surface density of 160 g / m2 and epoxy binder brand NSR1207 with a binder content of 50%), XPPR-2071-400-120141-1000-101-002 with a fiber direction of 90 °.
Укладывают на 2-й слой препрега сотовый наполнитель.Lay on the 2nd layer of prepreg cellular filler.
Внешнюю обшивку фиксируют по всей ширине с помощью термостойкой ленты.The outer skin is fixed across the entire width with a heat-resistant tape.
Сотовый наполнитель, например AC-NH-A-3,2-48 (Производство Arimacore, Китай)Cellular filler, for example AC-NH-A-3,2-48 (Production Arimacore, China)
Выкладка верхней обшивки: укладывают на нержавеющий лист, к примеру AISI, последовательно два слоя препрега на основе угольных или стеклянных волокон, предварительно сняв с одной стороны заготовки препрега, например Т10-290-12-245-915, защитный слой бумаги с направлением волокон 90°, укладывают слой жертвенной ткани и выкладывают слой препрега, например Т10-285-120735-925 (препрег на основе конструкционной стеклоткани марки Т-10-14(92) с поверхностной плотностью ткани 285 г/м2 и эпоксидного связующего марки НСР 1207 с содержанием связующего 35%.) с направлением волокон 0° укладывают слой жертвенной ткани, фиксируют по всей ширине верхнюю обшивку с помощью термостойкой ленты.Laying of the upper plating: placed on a stainless sheet, for example AISI, successively two layers of prepreg based on carbon or glass fibers, previously removing prepreg on one side, for example T10-290-12-245-915, protective paper layer with the direction of the fibers 90 °, a layer of sacrificial fabric is laid and a layer of prepreg is laid out, for example T10-285-120735-925 (a prepreg based on structural fiberglass T-10-14 (92) with a fabric surface density of 285 g / m2 and an epoxy binder HCP 1207 containing binder 35%.) with hair direction con 0 ° stack a layer of sacrificial tissue, fix the upper casing over the entire width with heat-resistant tape.
Поверх укладывают нержавеющий лист, к примеру AISI (008), проверив отсутствие не снятой пленки, пузырей и складок на заготовках препрега.A stainless steel sheet is laid on top, for example, AISI (008), checking for the absence of a film that has not been removed, bubbles and folds on the prepreg preforms.
Проводят термоформование в прессе одновременно раздельных заготовок нижней обшивки с уложенным на него сотовым наполнителем и верхней обшивки.Thermoforming is carried out in the press at the same time as separate blanks of the lower skin with the honeycomb core and the upper skin laid on it.
Термоформование проводят в прессе при следующих режимах: подъеме температуры до 140°С, давлении на площадь прессуемой поверхности (0-60 МПа) согласно графика давления расположенного на корпусе пресса, выдержке в течение 40 минут при 140°С и; охлаждении до 80°С.Thermoforming is carried out in a press under the following modes: temperature rise to 140 ° C, pressure on the area of the pressing surface (0-60 MPa) according to the pressure graph located on the press body, exposure for 40 minutes at 140 ° C and; cooling to 80 ° C.
После термоформования в прессе проводят распрессовку, для чего производят съем нижней обшивки с сотовым наполнителем из пресса, сняв нижнюю обшивку с нержавеющего листа AISI.After thermoforming in a press, they are repressive, for which they remove the bottom casing with a honeycomb core from the press, removing the bottom casing from the AISI stainless sheet.
Производят распрессовку верхней обшивки: сняв нержавеющий лист AISI, извлекают верхнюю обшивку и удаляют слой жертвенной ткани.The upper plating is repressed: by removing the AISI stainless sheet, the upper plating is removed and the sacrificial fabric layer is removed.
Для получения криволинейной панели на подготовленную оснастку заданной криволинейной формы укладывают полученную термоформованием в прессе нижнюю обшивку с сотовым наполнителем. Для придания криволинейной получаемой формы необходимо прорезать сотовый наполнитель на всю ширину вдоль линии гиба, оставив 2-3 мм до нижней обшивки, на расстоянии между резами примерно 5-6 мм.To obtain a curved panel on the prepared snap-in of a given curvilinear form, the lower casing with a honeycomb core obtained by thermoforming in a press is placed. To give a curved resulting shape, it is necessary to cut the honeycomb over the entire width along the bend line, leaving 2-3 mm to the bottom skin, about 5-6 mm between the cuts.
Пустоты прорезей заполняются полимерным заполнителем, к примеру заполнителем-сферопластом ВПЗ-7М, при необходимости увеличения прочности на сгибе.The voids of the slots are filled with a polymer filler, for example, a spheroplast aggregate VSM-7M, if necessary, to increase the strength of the bend.
Склеивание верхней обшивки: подрезают по периметру технологический припуск верхнего слоя обшивки, предварительно приложив его к нижнему слою. Наносят смолу, к примеру ЭД-20 с ПО300, на шероховатую поверхность верхней обшивки равномерно, тонким слоем по всей площади поверхности. Укладывают на оснастку нижний слой обшивки с сотовым наполнителем, закрепляют термоустойчивой лентой заднюю кромку и боковые стенки до линии гиба.Pasting of the upper plating: the technological allowance of the upper plating layer is cut along the perimeter, having previously applied it to the lower layer. Apply the resin, for example ED-20 with PO300, on the rough surface of the upper casing evenly, in a thin layer over the entire surface area. Lay the bottom layer of the casing with a honeycomb filler on the snap, fix the back edge and side walls to the bending line with a heat-resistant tape.
Укладывают верхний слой обшивки клеевой стороной на сотовый наполнитель, закрепляют по периметру термоустойчивой лентой.Lay the top layer of the glue side of the skin on the honeycomb filler, fix around the perimeter of heat-resistant tape.
Укладывают на оснастку нижний слой обшивки с сотовым наполнителем, закрепляют термоустойчивой лентой заднюю кромку и боковые стенки до линии гиба, укладывают верхний слой обшивки клеевой стороной на сотовый наполнитель, закрепляют по периметру термоустойчивой лентой.The bottom layer of the casing with a honeycomb filling is laid on the equipment, the back edge and side walls are fixed with a heat-resistant tape to the bend line, the top layer of the covering is glued to the honeycomb with an adhesive side, and fixed along the perimeter with a heat-resistant tape.
Верхний слой обшивки после термоформования в прессе остается гибким и легко укладывается на оснастку.The upper skin layer after thermoforming in the press remains flexible and is easy to fit on the snap.
Проводят сборку вакуумного мешка в следующей последовательности: по периметру на ширину 100-150 мм укладывают жертвенную ткань, укладывают дренажно-впитывающий материал.The vacuum bag is assembled in the following sequence: along the perimeter, a width of 100-150 mm is placed on the sacrificial fabric, and the drainage-absorbing material is laid.
По периметру панели на оснастку наклеивают герметизирующий жгут, не снимая защитный слой. Укладывают вакуумную пленку, не фиксируя к жгуту. Перемещают выклеечную оснастку в печь термовакуумного формования.Along the perimeter of the panel, glue the sealing tape on the equipment without removing the protective layer. Lay the vacuum film, not fixing to the harness. The vykleechnuy tooling is moved to a thermal vacuum molding furnace.
Помещают термодатчик под дренажно-впитывающий материал около детали. При размере детали более 1 м2 необходимо устанавливают два термодатчика. Фиксируют вакуумную пленку к жгуту, предварительно удалив защитный слой. Включают вакуумный насос и проверяют герметичность вакуумного мешка.Place the thermal sensor under the drainage-absorbing material near the part. If the size of the part is more than 1 m 2 , two temperature sensors must be installed. Fix the vacuum film to the harness, after removing the protective layer. Turn on the vacuum pump and check the tightness of the vacuum bag.
Производят печное термоформование при следующих режимах:Furnace thermoforming is performed in the following modes:
- подъем температуры со скоростью 1-3°С/мин до 70°С при наличии вакуума 10 кПа;- temperature rise at a rate of 1-3 ° C / min to 70 ° C in the presence of a vacuum of 10 kPa;
- выдержка при 70°С - 30 мин;- exposure at 70 ° C - 30 min;
- охлаждение до 60°С со скоростью 5°С/мин;- cooling to 60 ° С at a rate of 5 ° С / min;
- сброс вакуума при достижении температуры 60°С.- discharge of vacuum when the temperature reaches 60 ° С.
Производят распрессовку вакуумного чехла в следующей последовательности:The vacuum cover is depressed in the following sequence:
- отсоединяют вакуумный штуцер.- disconnect the vacuum fitting.
- извлекают термодатчик,- remove the sensor,
-удаляют вакуумную пленку, дренажно-впитывающий материал, жертвенную ткань, термостойкую ленту.- remove the vacuum film, drainage-absorbing material, sacrificial fabric, heat-resistant tape.
Криволинейная трехслойная композитная панель, полученная вышеописанным способом по своим характеристикам соответствует Авиационным правилам АП-25 по горючести, тепловыделению и дымообразованию.The curvilinear three-layer composite panel obtained by the method described above corresponds in its characteristics to the Aviation Rules AP-25 on combustibility, heat generation and smoke generation.
Преимущества заявляемого способа:The advantages of the proposed method:
- метод формования позволяет улучшить характеристики по тепловыделению за счет отказа от клеевой пленки, так как клеевые пленки для склейки обшивок с сотовым наполнителем не соответствуют стандарту по характеристикам тепловыделения и огнестойкости для панелей интерьера.- the molding method allows to improve the characteristics of heat dissipation due to the rejection of the adhesive film, since the adhesive films for bonding the casings with a honeycomb filler do not meet the standard for the characteristics of heat generation and fire resistance for interior panels.
- способ формования в два этапа позволяет после формования нижней обшивки с сотовым наполнителем произвести заполнение торцов и мест упрочнения (в надсечках для гиба сотового наполнителя) заполняющим полимерным заполнителем, к примеру, заполнителем-сферопластом ВПЗ-7М, для увеличения прочности на сгибе, и проводить одновременное спекание с верхней обшивкой (при использовании термоотверждающих паст или смол).- the method of molding in two stages allows, after molding the bottom plating with a honeycomb filler, to fill the ends and hardening sites (in the notches for the bend of the honeycomb filler) with a filling polymer filler, for example, VPS-7M spheroplast filler, to increase bending strength, and to carry out simultaneous sintering with the upper skin (using thermosetting pastes or resins).
- приклеивание верхней обшивки производится в печи при температуре 70°С, что позволяет избежать изготовления дорогостоящей металлической оснастки и удешевляет стоимость готовой детали при штучном изготовлении, т.к. стоимость оснастки закладывается в стоимость готового изделия.- gluing of the upper plating is performed in a furnace at a temperature of 70 ° C, which allows to avoid the manufacture of expensive metal equipment and cheapens the cost of the finished part for piece production, since the cost of equipment is included in the cost of the finished product.
- способ позволяет избежать коробления панели, так как способ поэтапного склеивания приводит к отсутствию данного дефекта.- the method allows to avoid warping of the panel, since the method of gradual gluing leads to the absence of this defect.
- на лицевой поверхности при изготовлении криволинейных панелей в местах изгиба отсутствуют складки или иные неровности обшивки, так как обшивка формируется в прессе на ровной поверхности.- on the front surface in the manufacture of curved panels in places of bending there are no folds or other irregularities of the skin, since the skin is formed in a press on a flat surface.
Источники информации:Information sources:
1. Стрельников С.В, Застрогина О.Б., Вешкин Е.А., Швец Н.И. К вопросу о создании высокоэффективных технологий изготовления панелей интерьера в крупносерийном производстве // Авиационные материалы и технологии. 2011. №4. С. 18-24.1. Strelnikov, S.V., Zastrogina, OB, Veshkin, EA, Shvets, N.I. On the issue of creating highly efficient technologies for manufacturing interior panels in large-scale production // Aviation materials and technologies. 2011. №4. Pp. 18-24.
2. HexPly Prepreg Technology. Product Datasheet, Hexcel Corporation. Publication No. FGU 017c. 2013.)2. HexPly Prepreg Technology. Product Datasheet, Hexcel Corporation. Publication No. FGU 017c. 2013.)
3. Постнов В.И., Петухов В.И., Стрельников С.В, Вешкин ЕА, Застрогина О.Б. Особенности «CTush-core» технологии в изготовлении трехслойных сотовых панелей интерьера // Тезисы XI Всероссийской научно-технической конференции и школы молодых ученых, аспирантов и студентов. Воронеж. 2010. С. 41-43.3. Postnov V.I., Petukhov V.I., Strelnikov S.V., Veshkin EA, Zastrogina OB Features "CTush-core" technology in the manufacture of three-layer honeycomb interior panels // Abstracts of the XI All-Russian Scientific and Technical Conference and School of Young Scientists, graduate students and students. Voronezh. 2010. pp. 41-43.
4. Black S. Advanced materials for aircraft interiors // High-performance composites. 2006. №11. (электронный журнал).4. Black S. Advanced materials for aircraft interiors // High-performance composites. 2006. №11. (electronic journal).
5. Вешкин E.A. Панели интерьера быстро и качественно // Инженерная газета «Индустрия». 2010. №2627. С. 4.5. Veshkin E.A. Interior panels quickly and efficiently // Engineering newspaper "Industry". 2010. No. 2627. S. 4.
6. Method of forming a honeycomb structural panel: Pat. US 3.815.215 11.06.1974.6. Method of forming a honeycomb structural panel: Pat. US 3,815,215 11.06.1974.
7. A Method of making crushed core molded panels патент: Pat. US 4917747 17.04.1990.7. A Method of making crushed core molded panels Patent: Pat. US 4,917,747 04/17/1990.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017144243A RU2685218C1 (en) | 2017-12-18 | 2017-12-18 | Method for producing curvilinear three-layer composite panels |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017144243A RU2685218C1 (en) | 2017-12-18 | 2017-12-18 | Method for producing curvilinear three-layer composite panels |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2685218C1 true RU2685218C1 (en) | 2019-04-16 |
Family
ID=66168551
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017144243A RU2685218C1 (en) | 2017-12-18 | 2017-12-18 | Method for producing curvilinear three-layer composite panels |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2685218C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114872326A (en) * | 2022-05-13 | 2022-08-09 | 南京航空航天大学 | Hot-press welding equipment and method for lap joint structure of thermoplastic composite material and light alloy |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5897739A (en) * | 1995-01-27 | 1999-04-27 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method for making honeycomb core composite articles |
| EP2030764A2 (en) * | 2007-08-31 | 2009-03-04 | The Boeing Company | Method and apparatus for fabricating articles having textures surfaces |
| RU2012138792A (en) * | 2012-08-30 | 2014-03-10 | Закрытое акционерное общество "Комплексный технический сервис" | METHOD FOR PRODUCING THREE-LAYER PANELS BASED ON COMPOSITE MATERIALS |
| EP3243649A1 (en) * | 2016-05-12 | 2017-11-15 | The Boeing Company | Methods and apparatus to couple a decorative composite having a reinforcing layer to a panel |
-
2017
- 2017-12-18 RU RU2017144243A patent/RU2685218C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5897739A (en) * | 1995-01-27 | 1999-04-27 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method for making honeycomb core composite articles |
| EP2030764A2 (en) * | 2007-08-31 | 2009-03-04 | The Boeing Company | Method and apparatus for fabricating articles having textures surfaces |
| RU2012138792A (en) * | 2012-08-30 | 2014-03-10 | Закрытое акционерное общество "Комплексный технический сервис" | METHOD FOR PRODUCING THREE-LAYER PANELS BASED ON COMPOSITE MATERIALS |
| EP3243649A1 (en) * | 2016-05-12 | 2017-11-15 | The Boeing Company | Methods and apparatus to couple a decorative composite having a reinforcing layer to a panel |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114872326A (en) * | 2022-05-13 | 2022-08-09 | 南京航空航天大学 | Hot-press welding equipment and method for lap joint structure of thermoplastic composite material and light alloy |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2886311B1 (en) | Three-dimensional reuseable curing caul for use in curing integrated composite components and method of making the same | |
| US4053667A (en) | Stiffened structural laminate and method of molding laminate with stiffener beads | |
| CN103921450B (en) | A kind of manufacture method of blended wing-body honeycomb sandwich composite eyelid covering | |
| CN105922703B (en) | A kind of thin-walled foam interlayer structure compound material antenna house preparation method | |
| US7097731B2 (en) | Method of manufacturing a hollow section, grid stiffened panel | |
| US9096021B2 (en) | Method and shaping device for producing a composite fiber component for air and space travel | |
| CN105034403B (en) | Method for manufacturing composite shell | |
| EP2318466B1 (en) | Method for manufacturing a composite structure and intermediate composite structure | |
| CN111002659B (en) | Semi-rigid equalizing plate for molding composite material workpiece and preparation method thereof | |
| JP2001315149A (en) | Producing method for semi-cured article fitted with joggle consisting of fiber-reinforced composite material, and producing method for premolding structural body using the same | |
| CN107521124A (en) | Carbon fiber dual platen reinforced structure part and its manufacture method | |
| EP2070694B1 (en) | Composite panel and method of manufacturing the same | |
| CN105946327B (en) | A kind of reversible twill three-dimensional structural glass fabric and the method for preparing composite | |
| CN112454938A (en) | Forming method of carbon fiber honeycomb sandwich composite material member | |
| WO2018133177A1 (en) | Application of hsm process in wing moulding and method for moulding wing | |
| CN112537047B (en) | Forming and assembling method for composite material reflector | |
| RU2685218C1 (en) | Method for producing curvilinear three-layer composite panels | |
| JP4328579B2 (en) | Method for manufacturing honeycomb sandwich panel | |
| RU2761851C2 (en) | Methods for manufacturing curve omega-stringers and z-shape stringers of composite material and manufacturing reinforced panel of composite material with curvature | |
| CN110815867A (en) | Simple flexible pressure equalizing pad for hot press molding of composite material and application thereof | |
| CN110299598A (en) | A kind of aramid fiber covering-paper honeycomb interlayer barrel shell structure and its preparation method and application | |
| CN112606426B (en) | Curing furnace forming process for full-length composite wing beam | |
| CN109435273B (en) | Method and bonding die for bonding variable-thickness composite material framework and skin | |
| CN108215440B (en) | Manufacturing method of stepped or hollow honeycomb sandwich structure | |
| CN113232325B (en) | Method for controlling thickness of composite material workpiece |